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Die
Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Montage eines Raumfahrzeugs,
welches eine Trägerrakete
und mindestens eine erste Nutzlast aufweist, wie beispielsweise
einen Satelliten oder Ähnliches,
wobei die erste Nutzlast unter Anwendung eines Adapters zwischen
der Trägerrakete
und der ersten Nutzlast auf der Trägerrakete angeordnet ist. Die Erfindung
bezieht sich auch auf einen Adapter für ein Raumfahrzeug der ein
erstes Bauteil und eine zweites Bauteil aufweist, wobei das erste
Bauteil ausgebildet ist zur Kopplung mit einer ersten Nutzlast und das
zweite Bauteil ausgebildet ist zur Kopplung mit einer Trägerrakete.
Ein solcher Adapter ist beispielsweise bekannt aus dem Schwedischen
Patent SE-C-515 850.
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Wilke
P. S. et al.: Whole-spacecraft passive launch isolation, Journal
of Spacecraft and Rockets, American Institute of Aeronautics and
Astronautics. New York, US, vol. 35, no. 5, 1 September 1998 (1998-09-01),
Seiten 690–694,
XP000781522 ISSN: 0022-4650, beschreibt einen Adapter für ein Raumfahrzeug,
welcher ein erstes und ein zweites Bauteil aufweist, wobei das erste
Bauteil des Adapters und das zweite Bauteil des Adapters in der
endgültigen Anordnung
dauerhaft verbunden sind. Der aus SE-C-515 850 bekannte Adapter
weist zwei Bauteile auf, wobei das erste Bauteil trennbar mit einer
Nutzlast in Form eines Satelliten verbunden ist, während das
zweite Bauteil untrennbar mit der Trägerrakete verbunden ist. Das
erste und das zweite Bauteil sind trennbar miteinander verbunden,
so dass die Trägerrakete
mit dem zweiten Bauteil des Adapters im Weltraum von dem ersten
Bauteil des Adapters getrennt werden kann. Als Folge davon kann
dieses erste Bauteil unabhängig
einen Weiterflug ausführen,
wodurch es als ein so genannter frei fliegender Satellit arbeiten
kann unter der Voraussetzung, dass die notwendigen Einrichtungen
zur Verfügung
stehen.
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Ein
Problem des bekannten Systems ist es, dass die zusätzliche
vom Adapter aufzunehmende Nutzlast relativ klein sein muss, da der
Raum in dem ersten Bauteil des Adapters sehr eingeschränkt ist. Dies
kann nicht gelöst
werden durch eine vergrößerte und
folglich schwerere Ausführung
des ersten Bauteils des Adapters, da die Beanspruchung der Kupplung
zwischen dem Satelliten und dem ersten Bauteil des Adapters bauliche
Probleme während
des Zusammenbaus des Raumfahrzeuges hervorruft. Es ist ein Ziel
der Erfindung eine Lösung
für dieses
Problem zu finden und ein Verfahren zur Verfügung zu stellen, bei dem das
fertige Raumfahrzeug zusätzlich zur
ersten Nutzlast mit einer zusätzlichen
Nutzlast ausgeführt
werden kann, wobei diese zusätzliche Nutzlast
größer und
schwerer sein kann als mit der aus SE-C-515 850 bekannten Vorrichtung.
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Zu
diesem Zweck wird zuerst ein Verfahren zum Zusammenbau des Raumfahrzeuges
vorgeschlagen, welches durch die Anwendung eines zweiteiligen Adapters
gekennzeichnet ist, wobei eine erstes verhältnismäßig leichtes Bauteil des Adapters
unter der ersten Nutzlast angebracht ist und ein zweites verhältnismäßig schweres
Bauteil des Adapters auf der Trägerrakete
platziert wird, wonach das erste Bauteil des Adapters zusammen mit
der ersten Nutzlast auf das zweite Bauteil des Adapters platziert
wird und das erste Bauteil des Adapters in einer dauerhaften Verbindung
auf dem zweiten Bauteil des Adapters gesichert wird um den Adapter
in die vervollständigte
Ausgestaltung zu bringen. Auf diese Weise werden die notwendigen
mechanischen, elektrischen und thermischen Verbindungen erstellt.
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Dementsprechend
weist der erfindungsgemäße Adapter
die Eigenschaft auf, dass das erste Bauteil und das zweite Bauteil
des Adapters ausgeführt
sind, um getrennt mit einer ersten Nutzlast beziehungsweise einer
Trägerrakete
verbunden zu werden, bevor sie dauerhaft miteinander verbunden werden.
Ein Vergleich zwischen den beiden Bauteilen zeigt, dass das erste
Bauteil verhältnismäßig leicht
ist und das zweite Bauteil verhältnismäßig schwer
ist. Die Belastbarkeit der Verbindung zwi schen dem ersten Bauteil
des Adapters und der ersten Nutzlast ist daher begrenzt, während die
verhältnismäßige Schwere
des zweiten Bauteils dieses mit einer Dimensionierung ausstattet,
die die Anbringung einer zusätzlichen
Nutzlast ermöglicht,
die ziemlich groß sein
kann.
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Ein
wesentlicher Unterschied in Bezug auf den Stand der Technik ist,
dass der Adapter abtrennbar ist sowohl von der ersten Nutzlast wie
auch von der Trägerrakete,
so dass der Adapter als Ganzes, also das erste Bauteil zusammen
mit dem zweiten Bauteil als unabhängiges Raumfahrzeug arbeiten kann,
im vorliegenden Fall als frei fliegender Satellit.
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Bei
gewöhnlichen
Einsätzen,
in denen der Adapter gemäß der Erfindung
eingesetzt werden kann und in denen die Trägerrakete den korrekten Orbit
erreicht, kann der Satellit jetzt durch einen für diesen Zweck in der Verbindung
zwischen dem Satelliten (der ersten Nutzlast) und dem Adapter zur
Verfügung
gestellten Trennungsmechanismus zuerst vom Adapter getrennt werden.
Nachfolgend kann der Adapter als unabhängiges Raumfahrzeug durch einen
in der Verbindung zwischen dem Adapter und der Trägerrakete
zur Verfügung
gestellten Trennungsmechanismus von der Trägerrakete getrennt werden,
wodurch diese ihren Flug unabhängig
fortsetzen kann.
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Gemäß einem
weiteren Gesichtspunkt der Erfindung ist es unter bestimmten Bedingungen
vorteilhaft, dass im Betrieb zuerst der Adapter von der Trägerrakete
getrennt wird während
die Verbindung mit der ersten Nutzlast (dem Satelliten) bestehen bleibt.
Dies ist zum Beispiel wichtig, wenn der gewünschte Orbit nicht erreicht
wird weil die Trägerrakete
nicht richtig funktioniert. Der Adapter wird dann zunächst mit
der ersten Nutzlast (dem Satelliten) verbunden bleiben und der Antrieb
des Adapters kann genutzt werden um eine Rettungsmanöver so auszuführen, dass
der für
den Satelliten gewünschte
Orbit noch erreicht werden kann. Zu diesem Zeitpunkt kann der Trennungsmechanismus
in der Verbindung zwischen dem Adapter und der ers ten Nutzlast aktiviert
werden um die Nutzlast abzutrennen. Der Adapter kann nachfolgend
eine eigene Mission erfüllen, während die
Nutzlast ihren Weg im Satellitenorbit fortsetzt der mittlerweile
erreicht wurde.
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Um
die oben dargestellten Möglichkeiten
zu realisieren, ist es weiterhin wünschenswert, Antriebsvorrichtungen
zumindest in dem zweiten Bauteil des Adapters zur Verfügung zu
stellen, um das Erreichen eines höheren Orbits im Weltraum zu
ermöglichen.
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Darüber hinaus
eignet sich insbesondere dieses zweite Bauteil des Adapters zur
Anbringung der zusätzlichen
Nutzlast.
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Es
ist vorteilhaft für
die Antriebsvorrichtung elektrische Antriebsvorrichtungen, wie beispielsweise
Ionen oder Plasma Antriebe zu verwenden.
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Weiterhin
ist es möglich,
dass zumindest ein Teil der ersten Nutzlast in das erste Bauteil
des Adapters hineinragt.
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Eine
weitere Möglichkeit
besteht darin, dass ein Teil der zusätzlichen Nutzlast in die Trägerrakete hineinragt.
Wege dies zu realisieren beinhalten zum Beispiel das Einbringen
von einem oder mehreren Ringen zwischen der Trägerrakete und dem Adapter. Auf
diese Weise wird es ermöglicht,
den Raum für eine
zusätzliche
Nutzlast beträchtlich
zu vergrößern.
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Die
Erfindung wird auch verkörpert
durch das vollständige
Raumfahrzeug, welches sowohl eine Trägerrakete wie auch eine Nutzlast,
beispielsweise in Form eines Satelliten aufweist sowie einen Adapter zur
Anbringung der Nutzlast auf der Trägerrakete, wobei dieser Adapter
die gleichen Eigenschaften aufweist wie der erfindungsgemäße Adapter.
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Abschließend bezieht
sich die Erfindung auf die erfindungsgemäße Anwendung des Adapters als unabhängiges Raumfahrzeug,
das mit vorzugsweise elektrischen Antriebsvorrichtungen ausgestattet
ist.
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Diese
Anwendung zielt vorzugsweise darauf ab, den Adapter als Schleppfahrzeug
im Weltraum einzusetzen. Ein Vorteil dieser Anwendung ist es, dass
die Trägerrakete
die erste Nutzlast (den Satelliten) und den Adapter als verbundene
Anordnung bereits in den gleichen Orbit gebracht hat. Für den Fall einer
Abweichung vom gewünschten
Orbit ermöglichen
es die Antriebsvorrichtungen dem Adapter sofort die notwendigen
Korrekturen am Orbit durchzuführen.
Ein bereits von der ersten Nutzlast abgetrennter Adapter kann auch
wieder mit dieser Ladung gekoppelt werden, um eine Korrektur in
Bezug auf den Orbit der Nutzlast durchzuführen.
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Die
Erfindung wird untenstehend weitergehend erläutert durch eine beispielhafte,
den Anwendungsbereich nicht einschränkende Ausführungsform und durch Bezugnahme
auf die Figuren.
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Es
zeigt:
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1 die
schematische Darstellung eines Raumfahrzeuges.
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2 die
schematische Darstellung eines Adapters gemäß der Erfindung, der einen
Vorrichtung des in 1 dargestellten Raumfahrzeuges
ist.
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3 das
Schnittbild eines Adapters gemäß der Erfindung,
der eine Nutzlast umfasst.
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Gleiche
Elemente in den Figuren sind mit gleichen Bezugszeichen versehen.
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Zuerst
Bezug nehmend auf 1 wird dort ein Raumfahrzeug 1 entsprechend
der Erfindung dargestellt, welches eine Trägerrakete 2 und eine erste
Nutzlast 3 in Form eines Satelliten umfasst. Der Satellit 3 ist
mit Hilfe eines zwischen der Trägerrakete 2 und
dem Satelliten 3 befindlichen Adapters 4 auf der Trägerrakete 2 befestigt.
Wie in der Zeichnung deutlich dargestellt, weist der Adapter 4 eine
beispielsweise konische Gestaltung auf und umfasst ein erstes Bauteil 5 und
ein zweites Bauteil 6. Im dargestellten betriebsbereiten
Zustand sind das erste Bauteil 5 des Adapters 4 und
das zweite Bauteil 6 des Adapters 4 mittels Schrauben
oder Ähnlichem
dauerhaft und gesichert miteinander verbunden. Weiterhin umfasst 1 eine
trennbare Kupplung 7 zwischen dem Satelliten 3 und
dem ersten Bauteil 5 des Adapters 4, die technisch
versierten Personen wohlbekannt ist. Eine gleichartige trennbare
Kupplung 8 wird in der vorgelegten Erfindung ebenfalls
zwischen dem zweiten Bauteil 6 des Adapters 4 und
der Trägerrakete 2 angewendet.
Nach einer Abtrennung des Adapters 4 verbleibt diese Kupplung 8 auf
der Trägerrakete 2.
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Der
Zusammenbau des Raumfahrzeuges 1 wird auf eine Weise durchgeführt, dass
ein zweiteiliger Adapter 4 Anwendung findet, wobei das
erste verhältnismäßig leichte
Bauteil 5 des Adapters 4 unterhalb des Satelliten 3 angebracht
wird bevor dieser mit dem zweiten Bauteil 6 des Adapters 4 verbunden wird.
Entweder gleichzeitig oder davor oder danach wird das zweite verhältnismäßig schwere
Bauteil 6 des Adapters 4 auf der Trägerrakete 2 platziert,
wonach das erste Bauteil 5 des Adapters 4 zusammen mit
dem damit verbundenen Satelliten 3 auf dem zweiten Bauteil
des Adapters 4 platziert wird. Danach wird das erste Bauteil 5 des
Adapters 4 an dem zweiten Bauteil 6 des Adapters
gesichert, um diese in den betriebsbereiten und dauerhaften Zustand
nach 1 zu bringen. Wie oben stehend erwähnt, geschieht
die Verbindung mit Schrauben oder anderen, technisch versierten
Personen bekannten Mitteln. Es ist beabsichtigt, dass die Verbindung
zwischen dem ersten Bauteil 5 und dem zweiten Bauteil 6 des
Adapters 4 bestehen bleibt. Es ist daher eine Verbindung, deren
Trennbarkeit im All nicht beabsichtigt oder gewünscht ist.
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2 zeigt
eine Seitenansicht des Adapters 4 gemäß der Erfindung. Die Darstellung
zeigt das erste Bauteil 5 des Adap ters 4 und an
der Oberseite die trennbare Kupplung 7 zur Verbindung mit
einer Nutzlast. Weiterhin dargestellt ist das zweite Bauteil 6 des
Adapters mit der an der Unterseite platzierten trennbaren Kupplung 8 zur
Verbindung des Adapters 4 mit der Trägerrakete.
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Schlussendlich
zeigt 3 ein Schnittbild eines Adapters 4, der
sowohl die Nutzlast wie auch Vorrichtungen aufweist, die den Adapter 4 in
die Lage versetzen als frei fliegender Satellit zu operieren. Wie dargestellt,
stellt das zweite Bauteil 6 des Adapters 4 den
notwendigen Raum für
Plattformelemente beträchtlicher
Größe, wie
beispielsweise eine eigene Antriebsvorrichtung für Aufgaben in höheren Orbits im
All zur Verfügung,
wodurch verschiedenste Nutzlasten wie auch Energieversorgungen,
Computer und Ähnliches
transportiert werden können.
Das zweite Bauteil 6 des Adapters 4 stellt Raum
zur Verfügung
für an
der Unterseite befestigte, auffaltbare Sonnensegel, die optional
mit einer Vorrichtung ausgestattet sein können, die diese Sonnensegel
permanent gegen die Sonne ausrichtet. Die in der zusätzlichen
Nutzlast erzeugte überflüssige Hitze
kann über externe
Strukturelemente des Adapters 4 in den Weltraum abgeleitet
werden, wofür
optional ein oder mehrere auffaltbare Kühler eingesetzt werden.
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Es
wird betont, dass die Erläuterung
zum vorangestellten Beispiel als nicht einschränkend ausgelegt werden darf
in Bezug auf die anhängenden
Patentansprüche
und ohne eine irgendwie geartete Beschränkung bezüglich des tatsächlichen
Schutzumfanges der besagten Ansprüche darzustellen. Zum Beispiel
können
zwischen dem ersten Bauteil 5 und dem zweiten Bauteil 6 des
Adapters 4 dazwischen liegende Bauteile vorgesehen sein.
Dies kann Vorteile bieten für
die Erhöhung
der Antriebsleistung des als unabhängiges Raumfahrzeug operierenden
Adapters 4. Die erhöhte
Antriebsleistung kann zum Beispiel genutzt werden für erweiterte
zusätzliche
Nutzlast und/oder die Erzeugung von Energie und/oder die Ableitung
von Hitze um die Reichweite von Weltraummissionen zu erweitern.
Schlussendlich kann angemerkt werden, dass die vielen hervorstehenden Bauteile
des als hauptsächliche
Nutzlast 3 in das All abzuschießenden Satelliten während der
Startphase im ersten Bauteil 5 des Adapters untergebracht
werden können.
Dies wird durch die Erfindung ermöglicht, während trotzdem ausreichende
Möglichkeiten der
Unterbringung im zweiten Bauteil 6 des Adapters 4 verbleiben,
um diesen mit den notwendigen Antriebselementen und zusätzlicher
Nutzlast zu bestücken.