-
Die vorliegende Erfindung betrifft
eine Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes, mit einer Nordseite,
die einen ersten Radiator aufweist, einer Südseite von im wesentlichen
gleicher Länge
wie die Nordseite, wobei die Südseite
einen zweiten Radiator aufweist, einer Ostseite, die eine erste
Antenne aufweist, und einer Westseite, die eine zweite Antenne aufweist,
wobei die Westseite im wesentlichen die gleiche Länge hat
wie die Ostseite.
-
Die vorliegende Erfindung betrifft
ferner ein Verfahren zum Herstellen eines Raumflugkörperrumpfes,
mit den Schritten: Bereitstellen einer Nordseite, die einen ersten
Radiator aufweist, Bereitstellen einer Südseite, die im wesentlichen
die gleiche Länge
besitzt wie die Nordseite und einen zweiten Radiator aufweist, Bereitstellen
einer Ostseite, wobei die Ostseite eine erste Antenne aufweist,
und Bereitstellen einer Westseite, wobei die Westseite eine zweite
Antenne aufweist und im wesentlichen die gleiche Länge besitzt
wie die Ostseite.
-
Ein derartiger Raumflugkörperrumpf
und ein solches Verfahren zum Herstellen eines Raumflugkörperrumpfes
sind bekannt aus dem Dokument GB-A-2 270 666.
-
In einem Raumflugkörper wie
einem Satelliten für
Videodaten- und Telefonkommunikationszwecke begrenzt eine Raketenverkleidung
(„rocket
fairing") die Abmessungen
des Raumflugkörperrumpfes.
Der Raumflugkörperrumpf
nimmt Kommunikationsausrüstung
und andere Hardware auf und lagert diese. Die traditionelle Konfiguration
für einen
Raumflugkörperrumpf
war bislang entweder quadratisch oder rechteckförmig. Der Raumflugkörperrumpf
ist generell definiert durch die Richtungsposition seiner Seiten,
wenn er zuerst gestartet bzw. abgeschossen wird, wobei die Nord-
und die Südseite
die Oberseite bzw. die Unterseite sind, und wobei die Ost- und die Westseite
die linke bzw. die rechte Seite sind. Bei rechteckförmigen Konfigurationen
sind, was die Länge
betrifft, die Nord- und die Südseite
des Raumflugkörpers
im Gegensatz zu der Ost- und der Westseite typischerweise favorisiert
worden. Das Verhältnis
der Abmessungen der Ost- und Westseite zu der Nord- und Südseite ist
als das Seitenverhältnis
(„aspect
ratio") bekannt.
-
Die Wirksamkeit bzw. Effektivität des Anordnens
von Radiatoren an der Nord/Süd-Seite
des Raumflugkörpers
ist ein Hauptgrund dafür,
dass hinsichtlich des Seitenverhältnisses
die Nord/Süd-Seite favorisiert
werden. Generell ist es wünschenswert, dass
ein Radiator eine ziemlich konstante thermische Last erfährt, so
dass die Fähigkeit
des Radiators, Wärme
zurückzuweisen
so wenig wie möglich
fluktuiert. Dies ist möglich,
wenn Radiatoren an der Nord/Süd-Seite
angeordnet werden, da es während des
Fluges von Tag zu Tag nur eine sehr kleine Änderung der Position der Nord-
und Südseite
in Bezug auf die Sonne gibt. Daher erfahren Radiatoren, die an der
Nord/Süd-Seite
montiert sind, eine besonders konsistente bzw. gleichmäßige thermische
Last, zumindest soweit die Sonne betroffen ist. Dies ist wichtig,
um thermische Belastungen der Nutzlast und anderer Hardware zu vermeiden,
die durch große
Temperaturvariationen innerhalb des Raumflugkörpers hervorgerufen werden
können.
-
Im Gegensatz hierzu erfahren die
Ost- und Westseite des Raumflugkörpers
keine gleichmäßige thermische
Last bzw. Belastung. Dies liegt daran, dass der Weltraumflugkörper aus
seiner Ost/Westperspektive täglich
von der Sonne umrundet wird. Demzufolge erfahren die Ost- und Westseite
des Raumflugkörpers
innerhalb einer relativ kurzen Zeitspanne, d. h. 24 Stunden, größere Temperaturvariationen
als die Nord- und Südseite.
Radiatoren, die an der Ost- bzw. Westseite montiert sind, können die Temperatur
innerhalb des Raumflugkörpers
daher weniger steuern, was zu einer größeren thermischen Belastung
der Nutzlast und möglicherweise
extremeren Temperaturen führt.
-
Das oben genannte Dokument GB-A-2
270 666 offenbart einen kostengünstigen
Raumflugkörper
mit selektierbarer Konfiguration. Der Raumflugkörper ist so konstruiert, dass
er in Nadir-Richtung,
d. h. senkrecht zu der Ost/West- und der Nord/Süd-Richtung, eine variable Länge besitzt.
Mit anderen Worten sind Raumflugkörper offenbart, die Elemente
einer Menge bzw. eines Satzes von Weltraumflugkörpern sind. Die Strukturplatten
(„structural panels") von größeren Elementen
dieser Menge sind in Längsrichtung
verlängert,
um zum Montieren von Nutzlast und zum Bereitstellen einer größeren Wärmezurückweisungsoberfläche eine
größere Oberfläche bereitzustellen.
Die Verlängerung
in der Längsrichtung
geht jedoch nicht auf Kosten der Nord/Süd- oder Ost/West-Abmessungen, da Raumflugkörper mit
verlängerten
Längsabmessungen
mit Raketen gestartet werden, die eine entsprechende verlängerte Raketenverkleidung
bereitstellen. Ob gleich 1, bei
der es sich um eine vereinfachte perspektivische Ansicht eines derartigen
Raumflugkörpers
handelt, anzugeben scheint, dass die Länge der Ost- und Westseite
größer ist
als jene der Nord- und Südseite, so
ist es doch aus 2a, bei der es sich
um eine detaillierte isometrische Ansicht hiervon handelt, deutlich,
dass der in diesem Dokument offenbarte Raumflugkörper im wesentlichen einen
quadratischen Querschnitt besitzt, so dass die Längen der Ostseite und der Nordseite
im wesentlichen gleich groß sind. Ferner
weisen die Nord- und
die Westseite jeweils kleine optische Oberflächenradiatoren auf, um thermische
Energie in den Raum abzustrahlen.
-
Ferner offenbart das Dokument US-A-4,384,692
eine Konfiguration eines Satellitensystems mit einem Dienstsatelliten,
der sämtliche Leistungs-
und funktionale Steuerausrüstung
aufweist, und mit einer Vielzahl von Nutzlastsatelliten, die gemeinschaftlich
die funktionale Ausrüstung
des Dienstsatelliten nutzen bzw. sich teilen und entweder direkt
an den Dienstsatelliten angedockt werden oder an eine bereits im
Orbit befindliche Satellitenanordnung. Die Nutzlastsatelliten haben
im wesentlichen einen quadratischen Querschnitt in der Ost/West- und
der Süd/Nord-Ebene.
Alle Antennen sind dem Nutzlastsatelliten zugeordnet, wohingegen
der Dienstsatellit zwei Solararrays aufweist.
-
Schließlich offenbart die US-A-4,508,297
ein ähnliches
Satellitenkonzept, wobei die Solararrays aus der Ost/West-Mittenlinie herausverschoben
sind, um eine Interferenz mit den Sichtfeldern der Antennen zu vermeiden,
die an dem Nutzlastsatelliten montiert sind, der an dem Dienstsatelliten
angebracht ist.
-
Auf dem Gebiet von Satelliten, die
Radiatoren an ihrer Nord- und Südseite
und Antennen an ihrer Ost- und Westseite aufweisen, wird die Tendenz dahingehend,
dass das Seitenverhältnis
zugunsten der Nord/Süd-Seite
vergrößert wird,
umso größer, je ausgeklügelter der
Raumflugkörper
ist, und je größere Anforderungen
an Raumflugkörpermissionen
gestellt werden. Generell besteht immer dann eine Notwendigkeit
nach einer gesteigerten Wärmezurückweisungsfähigkeit
(„heat
rejection capability"),
wenn. Kommunikationsausrüstung
mit größerer Leistung hinzukommt.
Demzufolge wird der Raumflugkörperrumpf
entlang der Nord/Süd-Seiten
erweitert, um größere Radiatoren
aufzunehmen. Die größeren Radiatorflächen stellen
gleichfalls eine größere Oberflächenmontagefläche für Nutzlast
bereit. In ähnlicher Weise
sind Vergrößerungen
der Abmessungen der Nord/Süd-Seite
generell notwendig, um größere Solararrays
unterzubringen, und zwar immer dann, wenn die Leistung bzw. Leistungsaufnahme
des Raumflugkörpers
gesteigert werden muss.
-
Antennen erfordern zum Senden und
Empfangen von Signalen eine unbeeinträchtigte bzw. nicht abgedeckte
Sicht, genauso, wie Radiatoren erfordern, dass ihre Sicht nicht
blockiert bzw. abgedeckt ist, um Wärme in den Raum zurückweisen
zu können.
Demzufolge können
diese Elemente generell nicht auf der gleichen Seite wie die Radiatoren angeordnet
werden. Antennen werden daher typischerweise an der Ost/West- und
einer Nadirseite angeordnet, da dies Orte an dem Raumflugkörper sind,
die eine klare Sicht zur Erde besitzen und das Blickfeld des Radiator
nur wenig oder gar nicht abdecken.
-
Ein Hauptnachteil des Favorisierens
der Abmessung von Nord- und Südseite
ist jedoch, dass dieser Ansatz inhärenter weise die Größe der besonders
wichtigen bzw. notwendigen Ost/Westantennen beschränkt. Diese
Antennen steuern den Satelliten durch Empfangen von Signalen von
und Senden von Signalen an die Bodenstation. Es ist wünschenswert und
es besteht auch eine gesteigerte Notwendigkeit danach, diese Antennen
größer zu machen – ein Ziel, das
dem Ziel einer vergrößerten Radiatorgröße direkt nebengeordnet
ist. Ein Begrenzen der Antennengröße verringert die Antennenverstärkung, verschlechtert
die Kreuzpolarisation, erhöht
die Außerbereichsinterferenzen
(„out-ofregion
interference") und
beeinträchtigt
letztendlich die gesamte Kommunikationsfähigkeit eines Satelliten. Das
Verwenden von größeren Reflektoren
kann die Antennenverstärkung
steigern, die Reflektoren nehmen jedoch innerhalb der Nutzlastverkleidung
(„payload
fairing") mehr Raum ein,
und machen die Verwendung verstaubarer bzw. entfaltbarer Radiatoren
schwieriger, und zwar aufgrund einer gesteigerten Radiator-Rückenlast
(„radiator
backloading"), und
erfordern komplexere Fähigkeiten
hinsichtlich des Verstauens bzw. Entfalten und hinsichtlich der
Startverriegelung („deployment
und launch locking capabilities").
-
Für
die oben beschriebenen Konfigurationen von Raumflugkörperrümpfen, besteht,
wie bei den meisten Raumflugkörperstrukturen,
die in eine Nutzlastverkleidung hineinpassen müssen, ein Hauptaugenmerk auf
maximaler Raumausnutzung. Dies ist insbesondere deswegen so, da
eine erhöhte
Notwendigkeit danach besteht, die Nord/Süd-Seiten des Raumflugkörpers größer zu machen,
um größere Radiatoren
unterzubringen, auf Kosten der Ost/West-seitigen Antennen.
-
Demgemäß besteht eine Notwendigkeit nach
einer Struktur eines Raumflugkörperrumpfes, die
den Raum innerhalb der Nutz lastverkleidung besser ausnutzt, um größere Ost/West-seitige
Antennen unterzubringen und die Wärmezurückweisungsfähigkeit zu erhöhen.
-
Die obige Aufgabe wird durch die
eingangs genannte Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes gelöst, wobei
die Ostseite eine größere Länge aufweist
als die Nordseite und die Südseite,
und wobei der erste Radiator ein entfaltbarer Radiator und/oder
der zweite Radiator ein entfaltbarer Radiator ist.
-
Ferner wird die obige Aufgabe durch
das eingangs genannte Verfahren zum Herstellen eines Raumflugkörperrumpfes
gelöst,
wobei die Ostseite eine größere Länge aufweist
als die Nordseite und die Südseite
und wobei der erste Radiator ein entfaltbarer Radiator und/oder
der zweite Radiator ein entfaltbarer Radiator ist.
-
Generell erzielen die erfindungsgemäße Vorrichtung
und das erfindungsgemäße Verfahren
die vorstehenden Vorteile zusammen mit weiteren Merkmalen und Vorteilen,
und zwar durch Bereitstellen einer Struktur eines Raumflugkörperrumpfes,
wobei das Seitenverhältnis
die Ost/Westabmessungen des Raumflugkörperrumpfes favorisiert, und
nicht die Nord/Südabmessungen,
wie im Stand der Technik. Genauer gesagt schafft die vorliegende
Erfindung eine Vergrößerung der
Kommunikationsantenne und ein besseres Positionieren der Nutzlast
in Bezug auf die Antennenspeiseeinrichtungen, eine gesteigerte Fähigkeit
zur Wärmezurückweisung,
einen gesteigerten Nutzlastmontageraum, eine Verkleinerung der Gerüstgröße für den Solararray
und eine günstigere Nord/Südgeschwindigkeitskomponente
für Feuervorgänge von
Schubvorrichtungen durch den Schwerpunkt hindurch.
-
Die vorliegende Erfindung erzielt
diese und weitere Vorteile, indem die Größe der Ost/West-Seite des Raumflugkörpers vergrößert wird.
Eine größere Ost/West-Seite
kann (eine) größere Ost/West-seitige Antenne(n)
aufnehmen, was effektiv zu einer gesteigerten Antennenverstärkung, einer
gesteigerten Signalkreuzpolarisation und einer besseren Außerbereichsinterferenzfähigkeit
führt,
sämtlich
wünschenswerte
Ziele, die auf dem Gebiet der Technik vielerseits verstanden werden.
Die Konfiguration mit größerer Ost/West-Seite
ermöglicht
ein effektiveres Entfalten von entfaltbaren Radiatoren, was schließlich die
Wärmezurückweisungsfähigkeit
des Raumflugkörpers
steigert. Im Stand der Technik haben große Reflektoren an der Ost/West-Seite, die dazu ausgelegt
waren, die Fähigkeit
der Ost/Westseitigen Antennen hinsichtlich Senden und Empfangen
zu stärken bzw.
verbessern, die Verwendung von entfaltbaren Radiatoren verhindert,
und zwar aufgrund der Blickfeldinterferenz mit den Antennen.
-
Die vorliegende Erfindung ermöglicht durch das
Zulassen größerer Ost/West-Seiten
die größeren Reflektoren,
wobei Raum für
das Entfalten von entfaltbaren Radiatoren verbleibt, und zwar so,
dass das Sichtfeld der Reflektoren nicht beeinträchtigt wird.
-
1 ist
ein Raumflugkörper
oder Satellit, der dazu in der Lage ist, die vorliegende Erfindung
zu nutzen;
-
2A ist
eine Darstellung einer bekannten Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes,
wobei die Nord/Süd-Seiten
des Raumflugkörpers
hinsichtlich ihrer Länge
gleich den Ost/West-Seiten
des Raumflugkörpers
sind;
-
3 ist
eine Darstellung einer Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung, wobei die Ost/West-Seiten des Raumflugkörpers hinsichtlich der
Länge gleich
sind oder begünstigt
sind im Vergleich zu den Nord/Süd-Seiten
des Raumflugkörpers;
-
4 ist
eine Darstellung, die zeigt, wie eine große Antenne mit der Entfaltungsfähigkeit
eines entfaltbaren Radiators interferieren bzw. diesen behindern
würde und
wie, umgekehrt, der entfaltbare Radiator das Blickfeld der Antennen
beeinträchtigen würde, und
zwar bei einer bekannte Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes,
bei dem die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen begünstigt
sind;
-
5 ist
eine Darstellung einer Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung, wobei eine große Antenne zusammen mit einem
entfaltbaren Radiator implementiert ist;
-
6 ist
eine Darstellung, die zeigt, wie bei einer bekannten Konfiguration
eines Raumflugkörperrumpfes,
bei dem die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen begünstigt
sind, ein großer
Reflektor den Blick bzw. die Sicht eines entfaltbaren Radiators
in den kalten Weltraum hinein beeinträchtigen würde;
-
7 ist
eine Darstellung einer Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung, wobei ein großer Reflektor die Sicht eines
entfaltbaren Radiators in den kalten Weltraum hinein nicht beeinträchtigt;
-
8 ist
eine Darstellung, die die Größe der Nord/Süd-Geschwindigkeitskomponente
von einer rückseitigen
elektrischen Schubvorrichtung zeigt, und zwar bei einer bekannten
Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes,
bei der die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen begünstigt
sind;
-
9 ist
eine Darstellung, die zeigt, wie eine größere Nord/Süd-Geschwindigkeitskomponente
als die in 8 gezeigte
Komponente erzielt wird, wenn eine Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung implementiert ist;
-
10 ist
eine Darstellung, die die Größe eines
Gerüstes
eines Solararrays bei einer bekannten Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
zeigt, bei der die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen begünstigt
sind;
-
11 ist
eine Darstellung, die zeigt, wie sich ein kleineres Gerüst für den Solararray
als das in 10 gezeigte
Gerüst
erzielen lässt,
wenn eine Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung implementiert ist;
-
12 ist
eine Darstellung, die den Abstand von der Antennenspeiseeinrichtung
zu der Nutzlastausrüstung
bei einer bekannten Konf iguration eines Raumflugkörperrumpfes
zeigt, bei der die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen begünstigt
sind; und
-
13 ist
eine Darstellung, die zeigt, wie sich ein kürzerer Abstand als der in 12 gezeigte Abstand erzielen
lässt,
wenn eine Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung implementiert ist.
-
Ein Raumflugkörper oder Satellit 10,
der dazu in der Lage ist, die vorliegende Erfindung zu nutzen, ist
in 1 gezeigt. Der Satellit
weist einen Raumflugkörperrumpf 12 auf,
der ein unteres Busmodul oder eine Plattform 14 und eine
obere Nutzlaststruktur 16 beinhaltet. Entfaltbare Radiatoren 28 zum
Zurückweisen
bzw. Abstrahlen von unerwünschter
Wärme von
dem Weltraumflugkörper
weg sind in der entfalteten Position gezeigt und sind an dem Raumflugkörperrumpf 12 angebracht.
An dem hinteren Ende des unteren Busmoduls 14 ist eine
Vielzahl von Maschinen angebracht. Diese Maschinen beinhalten eine
zentral positionierte Orbitflüssigschubvorrichtung
(nicht gezeigt), vier chemische Antriebsmaschinen 24, die
an den Ecken des Busmoduls 14 angeordnet sind, und zwei
Paare von Xenonionen-Antriebsmaschinen 26 (von
denen ein Paar gezeigt ist). Das untere Busmodul 14 weist
Brennstofftanks (nicht gezeigt) und verschiedene Leistungs- und
Steuermodule auf, die die Maschinen betreiben und das Nutzlastmodul 16 mit
Leistung versorgen. Das Busmodul 14 weist ferner ein Paar
von Solarpaneelen 18 auf, die Sonnenlicht in Elektrizität umwandeln.
Die Elektrizität
wird zu Batterien (nicht gezeigt) gesendet, die an dem Busmodul 14 angeordnet
sind. Das Busmodul 14 weist ferner ein Paar von Antennen 20 auf,
die Signale von einer erdseitigen Bodenstation empfangen. Die Antennen 20 reflektieren
die empfangenen Signale in Reflektoren 22 hinein, die wiederum
die Signale in – nicht
gezeigte – Empfänger reflektieren. Die
Antennen 20 werden dazu verwendet, den Satelliten 10 zu
steuern und Signale an die Bodenstation zu senden.
-
Die Nutzlaststruktur 16 ist
an dem Busmodul 14 angebracht und beinhaltet unterschiedliche
elektronische Ausrüstung,
die eine Anzahl von Sensoren (nicht gezeigt) enthalten kann. Die
elektronische Ausrüstung
verarbeitet Information, die von den Sensoren aufgenommen wird,
und sendet die verarbeitete Information über die Antennen 20 zurück zu der Bodenstation.
Die aufgenommene Information kann beispielsweise Kommunikations-,
Wetterbeobachtungs- und Navigationsinformation betreffen.
-
Generell sind im Stand der Technik
Radiatoren an der Nord- und
Südseite
des Raumflugkörpers angeordnet
worden, um in Bezug auf die Sonne eine konstante thermische Last
aufrechtzuerhalten. Da die Notwendigkeit nach einer gesteigerten
Wärmezurückweisungsfähigkeit
erhöht
worden ist, hat der Stand der Technik eine vergrößerte Radiatorgröße untergebracht,
indem die Nord/Süd-Abmessungen von
Raumflugkörperrümpfen verlängert worden
sind. 2A ist eine Darstellung
einer bekannten Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes, wobei die Nord-
und Südseite 30, 32 des
Raumflugkörpers
die gleiche Länge
haben wie die Ost- und Westseite 34, 36 des Raumflugkörpers. 2B ist eine Darstellung einer
bekannten Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes, wobei die Nord-
und Ostseite 38, 40 des Raumflugkörpers länger sind
als die Ost- und Westseite 42, 44 des Raumflugkörpers.
-
Eine Verlängerung der Nord- und Südseite ist
problematisch, da dies automatisch bedeutet, dass die Ost- und Westseite
verkürzt
werden müssen,
damit der Raumflugkörperrumpf
und andere Ausrüstung
in eine Nutzlast- oder Raketenverkleidung („fairing") passt. Wenn die Ost- und Westseite verkürzt wird,
dann muss natürlich
auch die Größe der Ost/West-seitigen
Anten nen verringert werden. Dies ist in hohem Maße unerwünscht, insbesondere da an Weltraummissionen
immer größere Anforderungen
gestellt werden und Antennen zum Senden von stärkeren Signalen in kleinere
Regionen erfordern, während
eine Funkfrequenzinterferenz außerhalb
der gewünschten
Region vermieden wird.
-
Die vorliegende Erfindung ermöglicht sowohl eine
gesteigerte Wärmezurückweisungsfähigkeit
und eine erhöhte
Ost/West-Antennengröße, und
zwar durch Rekonfigurieren des Weltraumkörperrumpfes, so dass die Ost/West-seitigen
Abmessungen favorisiert werden. 3 ist
eine Darstellung einer Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
innerhalb einer Nutzlastverkleidung 62 gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform,
und zwar von einer Nadirperspektive aus gesehen.
-
3 zeigt,
dass die Ost- und Westseite 46, 48 des Raumflugkörpers hinsichtlich
der Länge
favorisiert sind, und zwar verglichen mit der Nord- und Südseite 50, 52 des
Weltraumflugkörpers.
Aus 3 lässt sich
erkennen, dass die größeren Ost/West-Antennen 54, 56 an
den größeren Ost/West-Seiten 46, 48 untergebracht
werden können.
Die Konfiguration der vorliegenden Erfindung erlaubt ferner, dass
entfaltbare Radiatoren 58, 60 implementiert werden,
die eine größere Wärmezurückweisungsfähigkeit
ermöglichen
als der feststehende Nord/Südradiator
des Standes der Technik. Im Stand der Technik sind entfaltbare Radiatoren
nicht möglich,
ohne einen Kompromiss hinsichtlich der Größe der Ost/West-Antenne einzugehen
oder mit großen
Reflektoren zu interferieren bzw, diese zu stören, wobei beide Fälle unerwünscht sind.
-
Entfaltbare Radiatoren werden gewöhnlich an
der Außenseite
des Satelliten angebracht und werden verstaut oder zusammengefaltet,
während sich
der Satellit in einem Startvehikel („launch vehicle") befindet. Die verstauten
Radiatoren werden eine Zeit nach dem Start bzw. dem Absetzen im
Weltraum entfaltet, und zwar dann, wenn es notwendig ist, Wärme von
den Satelliten zurückzuweisen.
Da die Notwendigkeiten hinsichtlich der Wärmezurückweisung an einem Weltraumflugkörper zugenommen
haben, ist es verstärkt
schwierig geworden, diese Notwendigkeiten zu erfüllen, indem die Nord/Süd-seitigen Abmessungen
verlängert
werden, um größere Radiatoren
unterzubringen. Entfaltbare Radiatoren, die, während sie verstaut sind, kompakt
sind, bieten eine leichter verfügbare
Lösung.
Die bekannten Konfigurationen von Raumflugkörperrümpfen haben entfaltbare Radiatoranwendungen
jedoch nicht praktikabel, wenn nicht gar unmöglich gemacht, und zwar aufgrund
der Interferenz von Ost/West-seitigen Antennen und Reflektoren.
-
4 ist
eine Darstellung, die zeigt, wie eine große Antenne 64 die
Fähigkeit
zur Entfaltung eines entfaltbaren Radiators 68, 70 stören würden, und zwar
bei einer Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes, bei dem die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen 72, 74 begünstigt sind. 6 ist eine Darstellung, die zeigt, wie
ein großer
Reflektor 76 die Sicht bzw. den Blick eines entfaltbaren
Radiators 78, 80 in den kalten Weltraum hinein
stören
würde,
und zwar bei einer Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes, bei dem die Nord/Süd-seitigen 82,
84 Abmessungen begünstigt
sind.
-
Die Konfigurationen der vorliegenden
Erfindung, wobei die Ost/West-seitigen Abmessungen begünstigt werden,
löst sowohl das
Antennen- als auch das Reflektor-Positionierungsproblem. 5 ist eine Darstellung einer
Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung, wobei eine große
Antenne 86 gemeinsam mit einem entfaltbaren Radiator 88, 90 implementiert
ist. 7 ist eine Darstellung
einer Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erf indung, wobei ein großer Reflektor 92 die
Sicht eines entfaltbaren Radiators 94, 96 in den
kalten Weltraum hinein nicht stört.
-
Weitere Vorteile der Konfiguration
des Raumflugkörperrumpfes
gemäß der vorliegenden
Erfindung beinhalten eine vergrößerte Nord/Süd-Geschwindigkeitskomponente
für Schubeinrichtungen, die
durch den Schwerpunkt hindurch feuern bzw. Schub leisten, eine verringerte
Größe eines
Gestells eines Solararrays, wobei mehr Raum innerhalb einer Raketenverkleidung
bereitgestellt wird, ein besseres Positionieren der Antennenspeiseeinrichtungen
in Bezug auf die Nutzlastausrüstung,
was zu niedrigeren Signalübertragungsverlusten
führt,
und einen vergrößerten Raum
zum Montieren von Nutzlastausrüstung.
-
8 ist
eine Darstellung, die die Größe der Nord/Süd-Geschwindigkeitskomponente 98 von
einer rückseitigen
(„aft") elektrischen Schubeinrichtung (nicht
gezeigt) zeigt, die durch den Schwerpunkt des Raumflugkörpers hindurch
feuert bzw. Schub leistet, und zwar bei einer bekannten Konfiguration
eines Raumflugkörperrumpfes,
bei dem die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen begünstigt
sind. 9 ist eine Darstellung,
die zeigt, wie eine größere Nord/Süd-Geschwindigkeitskomponente
100 als die in 8 gezeigte
Komponente erzielt wird, wenn eine rückseitige Kraft durch den Schwerpunkt
der Konfiguration des Raumflugkör perrumpfes
der vorliegenden Erfindung hindurch gefeuert bzw. abgegeben wird.
-
10 ist
eine Darstellung, die die Größe des Gestells 102 eines
Solararrays bei einer bekannten Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes zeigt,
bei der die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen begünstigt
sind. In 10 ist eine
relativ großes
Gestell notwendig, um ein Beschatten der Solararrays 106 durch
die Ost/West-seitigen Antennen 108 zu vermeiden.
-
11 ist
eine Darstellung, die zeigt, wie ein kleineres Gestell 104 für einen
Solararray als das in 10 gezeigte
Gestell erzielt werden kann, wenn eine Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung implementiert wird. Selbst wenn eine
größere Ost/West-Antenne 110 implementiert ist,
ist das Gestell 104 des Solararrays 112 der vorliegenden
Erfindung wesentlich kürzer,
was mehr Platz innerhalb der Nutzlastverkleidung übrig lässt.
-
12 ist
eine Darstellung, die den Abstand 118 von der Antennenspeiseeinrichtung 114 zu
der Nutzlastausrüstung 116 zeigt,
und zwar bei einer bekannten Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes,
bei der die Nord/Süd-seitigen
Abmessungen begünstigt
sind. Andere Konstruktionen versetzen die Radiatorplatten näher an die
Mitte der Nutzlaststruktur. Dies ist ein Versuch, die RF-Signalübertragung zu
verbessern, indem die Kommunikationsmodule näher an die Antennenspeiseeinrichtungen
des Satelliten heran bewegt werden, die in der Nähe der Mitte der Nutzlaststruktur
angeordnet sind. Das Ergebnis ist jedoch weniger Innenraum innerhalb
der Nutzlast, was weniger Raum für Antennen,
Antriebssysteme und andere Ausrüstung übrig lässt, die
nicht an der Radiatorplatten-Seite des Raumflugkörpers lasten.
-
Die vorliegende Erfindung löst diese
Probleme, indem man die Ausrüstung 120 innerhalb
des Innenraumes der Raumflugkörperrumpfstruktur
lasten bzw. laden lässt,
und zwar im wesentlichen an der Ost- und der Westseite des Raumflugkörperrumpfes. 13 zeigt dies und demonstriert,
wie ein kürzerer Abstand 122 als
der in 12 gezeigte Abstand
erzielt wird, wenn eine Konfiguration eines Raumflugkörperrumpfes
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung implementiert wird.
-
13 zeigt
auch die Fähigkeit
der vorliegenden Erfindung, eine größere Menge an Nutzlastausrüstung zu
montieren. Nutzlastausrüstung kann
an beiden Seiten von Platten montiert werden, und zwar benachbart
zu den Antennenspeiseinrichtungen, wohingegen der Stand der Technik
es in 12 nur erlaubt,
dass Ausrüstung
primär
an einer Seite des Radiators montiert wird. Demzufolge lässt sich
bei der vorliegenden Erfindung eine größere Menge an Nutzlastausrüstung verpacken
als im Stand der Technik.
-
Die vorstehende detaillierte Beschreibung soll
als illustrativ verstanden werden und nicht als begrenzend, und
es versteht sich, dass die nachstehenden Ansprüche einschließlich sämtlicher Äquivalente den
Schutzbereich der Erfindung definieren sollen.