EP3341293A1 - Kardanische triebwerkstelleinrichtung für raumfahrtanwendungen - Google Patents

Kardanische triebwerkstelleinrichtung für raumfahrtanwendungen

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Publication number
EP3341293A1
EP3341293A1 EP16759962.0A EP16759962A EP3341293A1 EP 3341293 A1 EP3341293 A1 EP 3341293A1 EP 16759962 A EP16759962 A EP 16759962A EP 3341293 A1 EP3341293 A1 EP 3341293A1
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EP
European Patent Office
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rotation
adjusting
connecting plate
module
engine
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP16759962.0A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Christian Neugebauer
Paul Janu
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beyond Gravity Austria GmbH
Original Assignee
RUAG Space GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by RUAG Space GmbH filed Critical RUAG Space GmbH
Publication of EP3341293A1 publication Critical patent/EP3341293A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/805—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control servo-mechanisms or control devices therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
    • B64G1/262—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets having adjustable angles, e.g. gimbaled thrusters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/40—Movement of components
    • F05D2250/42—Movement of components with two degrees of freedom

Definitions

  • the invention relates to an adjusting mechanism for adjusting at least one module of a spacecraft, comprising a connecting plate for connection to the module and a cardanic suspension with two axes of rotation for displacing the connecting plate, wherein each axis of rotation is associated with an adjusting drive for rotating about the respective axis of rotation.
  • the invention further relates to a spacecraft, comprising an actuating mechanism of the type mentioned.
  • Such a positioning mechanism can be used in particular for space applications, for example in engine settings.
  • Actuating mechanisms have the task of mechanically connecting the respective module with the spacecraft and, if necessary, adjusting its orientation relative to the spacecraft.
  • Electric engines on satellites in space must, for example, be operated such that the propulsion jet of the engine points through the center of mass of the satellite. For the purpose of carrying out maneuvers, the position of the propulsion jet should be able to be changed in a targeted manner.
  • a disadvantage of known adjusting mechanisms of the type mentioned is that they have a retaining device to withstand the dynamic loads that are exerted on the launch of the missile on the spacecraft. Such a retainer increases the mass of the engine actuator, reduces its reliability and increases its manufacturing cost.
  • the present invention aims to provide a positioning mechanism for space applications with as little as possible To provide mass with which the starting loads can be transmitted safely and which is designed during operation in space for transmitting substantially lower axial and radial forces and moments, in particular the moments around the motor shaft and has a low friction torque.
  • the adjusting mechanism should manage without external Garvor ⁇ directions. Furthermore, the adjusting mechanism should be able to be produced at low cost and make it possible to carry out maneuvers in a fuel-saving manner.
  • An adjusting mechanism in particular an engine adjusting device, generally has the following requirements:
  • the position of the engine control unit during take-off is an emergency operation of the satellite in orbit even if an adjustment motor fails after starting.
  • the propulsion jet of the engine shall point through the center of gravity of the satellite.
  • In the middle position can be rotated by 2 adjustment axes, so that it can show at all sides of the center of gravity ⁇ before.
  • the propulsion jet of the engine should be able to be twisted into a parallel to the side wall of the satellite satellite.
  • the adjusting mechanism of the aforementioned type according to the invention further developed such that the centers of gravity of the rotational axes respectively rotatable masses are substantially on the respective rotation axis ⁇ .
  • the torques acting around the respective axis of rotation are largely minimized.
  • the load on the actuators by moments about the axis of rotation is thereby significantly reduced, so verzich ⁇ tet can be switched to a separate retaining device to absorb the loads occurring when launching a spacecraft.
  • the mass of the actuating mechanism is lower, the reliability is higher and the manufacturing costs are lower.
  • a frame of the gimbal is formed by a truss structure.
  • Truss constructions add low mass at the same time a high stability ready.
  • truss constructions are, for example, particularly well suited if the module is an engine.
  • the heat radiation of the engine is hindered by the frame of the adjusting mechanism as little as possible, so that an optimal operation of the engine is possible.
  • a first adjustment drive is designed to rotate a frame around a first pivot axis
  • a two ⁇ ter adjustment drive is arranged on this frame, which can be rotated together with the frame by means of the first adjusting drive.
  • the second displacement is ⁇ forming to about a second axis of rotation twist arranged inside of the frame connection plate, and therefore the potential relative to the module frame.
  • both Verstell drives are each formed by a Versteilmotor, in particular electric motor.
  • Electric motors have proven to be particularly reliable under the particular conditions prevailing in space.
  • the rotary actuator is a stepper motor.
  • the adjusting motors are particularly preferably motors with a high cogging torque, so that mechanical loads occurring during the rocket launch do not lead to a rotation of the connecting plate and thus of a module connected to the connecting plate.
  • the adjusting drives preferably have an output shaft, which is connected to a control shaft.
  • the control shaft is connected to the respective masses to be twisted.
  • the Output shaft and the control shaft can, for example, be rigidly connected to each other or via a soft coupling.
  • the control shaft and the output shaft are preferably arranged in alignment.
  • the cardanic suspension is connected via a damping device with a support.
  • the support is connected or connected in particular with a spacecraft and carries the adjusting mechanism. To prevent acting on the adjusting mechanism forces directly on the
  • the spacecraft or the support from the actuating mechanism are decoupled by a damping device.
  • the centers of gravity of the respective rotatable masses lie substantially at the intersection of the axes of rotation.
  • the centers of gravity lie essentially in a common point, whereby a further reduction in the torques acting about the axes of rotation and on the adjusting drives can be achieved.
  • the connecting plate is connected to a module to be adjusted, in particular an engine.
  • the Versteilantriebe are preferably designed so that the housing of the Verstell drives is supported on the support or on the frame.
  • the housings of the Versteilantriebe are therefore not supported directly on the spacecraft.
  • the first adjusting drive which in particular carries the frame
  • the second adjusting drive, the connecting plate and the module is in this case connected to the support connectable to the spacecraft.
  • the second adjusting drive which carries the connecting plate and the module, is connected to the frame of the cardan suspension.
  • the invention further relates to a spacecraft, umfas ⁇ send an adjusting mechanism according to the invention.
  • the spacecraft is, for example, a satellite or other device designed for operation in space.
  • FIG. 1 shows an actuating mechanism according to the invention in a perspective view.
  • an actuating mechanism is generally designated 1.
  • the adjusting mechanism 1 comprises a Connection plate 2 and a gimbal, which has a first axis of rotation 3 and a second axis of rotation 4.
  • the first axis of rotation 3 is assigned a first adjusting drive 5
  • the second axis of rotation 4 is assigned a second adjusting drive 6.
  • Both adjusting drives 5, 6 are preferably electric motors.
  • the first Versteilantrieb 5 is arranged to the frame 7, which is formed as a truss structure from ⁇ to rotate about the first axis of rotation 3.
  • the second adjusting drive 6 and the connecting plate 2 are arranged on the frame 7 and are therefore rotated with the frame 7.
  • the second adjustment drive 6 is formed to rotate the connection plate 2, and a so optionally ver ⁇ bundenes, not shown module relative to the frame. 7
  • the first axis of rotation is supported by means of support bearings 8 and connected via a damping device 9 with a support 10.
  • the support 10 is connected to a spacecraft, not shown, for example.
  • a satellite connectable.
  • the first adjusting drive 5 and / or the second adjusting drive 6 are now used to rotate the respective masses about the first and second rotational axes 3, 4 and thereby align the connecting plate 2.
  • the masses are each arranged so that the focal points are substantially each on the respective axes of rotation 3,4.
  • the described engine control unit can be realized with materials commonly used in space travel.
  • the processes used for the production are controlled and testable:
  • the described engine control device can be realized with known in space production processes.
  • the mechanical and electrical safety can be proven with established calculation methods:
  • the described engine control unit can be integrated in the Space travel usual calculation methods are proven.
  • the assembly has short spans between the load introduction points, symmetrical distribution of the loads and radial supports on the one hand by the adjustment drives and the other by the
  • the arrangement of the dampers allows a good damping of the natural vibration of the engine in its natural frequencies in each direction.
  • the position of the engine control unit during takeoff allows emergency operation of the satellite in orbit, even if one of the electric motor operated adjustment axes fails in orbit:
  • the position of the engine control unit before take-off is selectable, and not predefined by a retaining device.
  • the optimum position for an emergency operation of the satellite can be set as the starting position.
  • the engine control unit described has the following advantages in operation:
  • the propulsion jet of the engine can point through the center of gravity of the satellite:
  • the swivel angle of the engine control device is sufficiently large to cover a large number of possible center of gravity positions.
  • the propulsion jet of the engine can from this
  • the propulsion jet of the engine can be twisted to a parallel to the side wall of the satellite satellite.
  • the height of the support and the design of the intermediate frame and the pivot angle of the first Versteilantriebs allow such a position of the direction of the propulsion jet of the engine.

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Abstract

Bei einem Stellmechanismus (1) zum Verstellen wenigstens eines Moduls (11) eines Raumflugkörpers, umfassend eine Verbindungsplatte (2) zur Verbindung mit dem Modul (11) und eine kardanische Aufhängung mit zwei Drehachsen (3,4) zur Verlagerung der Verbindungsplatte (2), wobei jeder Drehachse ein Verstellantrieb (5,6) zum Drehen um die jeweilige Drehachse (3,4) zugeordnet ist, ist vorgesehen, dass die Schwerpunkte der um die Drehachsen (3,4) jeweils verdrehbaren Massen im Wesentlichen auf der jeweiligen Drehachse (3,4) liegen.

Description

Kardanische Triebwerkstelleinrichtung für Raumfahrtanwendungen
Die Erfindung betrifft einen Stellmechanismus zum Verstellen wenigstens eines Moduls eines Raumflugkörpers, umfassend eine Verbindungsplatte zur Verbindung mit dem Modul und eine karda- nische Aufhängung mit zwei Drehachsen zur Verlagerung der Verbindungsplatte, wobei jeder Drehachse ein VerStellantrieb zum Drehen um die jeweilige Drehachse zugeordnet ist.
Die Erfindung betrifft weiters einen Raumflugkörper, umfassend einen Stellmechanismus der eingangs genannten Art.
Ein derartiger Stellmechanismus kann insbesondere für Raumfahrtanwendungen eingesetzt werden, beispielsweise in Triebwerkseinstellungen. Stellmechanismen haben die Aufgabe das je- weilige Modul mit dem Raumflugkörper mechanisch zu verbinden und dessen Ausrichtung relativ zum Raumflugkörper bei Bedarf zu verstellen. Elektrische Triebwerke an Satelliten im Weltraum müssen bspw. so betrieben werden, dass der Vortriebsstrahl des Triebwerks durch den Massenschwerpunkt des Satelliten weist, Zur Durchführung von Flugmanövern soll die Lage des Vortriebsstrahls gezielt verändert werden können.
Nachteilig bei bekannten Stellmechanismen der eingangs genannten Art ist, dass sie eine Festhaltevorrichtung aufweisen, um den dynamischen Belastungen zu widerstehen, die beim Start der Rakete auf den Raumflugkörper ausgeübt werden. Eine solche Festhaltevorrichtung erhöht die Masse der Triebwerkstellvorrichtung, verringert deren Zuverlässigkeit und erhöht deren Herstellungskosten .
Die vorliegende Erfindung zielt darauf ab, einen Stellmechanismus für Raumfahrtanwendungen mit möglichst geringer Masse zu schaffen, mit dem die Startlasten sicher übertragen werden können und welcher während des Betriebs im Weltall für das Übertragen wesentlich geringerer axialer und radialer Kräfte sowie Momente, insbesondere die Momente um die Motorwelle ausgelegt ist und ein geringes Reibmoment aufweist. Der Stellmechanismus soll ohne externe Haltevor¬ richtungen auskommen. Weiters soll der Stellmechanismus zu geringen Kosten herstellbar sein und die Durchführung von Flugmanövern auf treibstoffsparende Weise ermöglichen.
An einen Stellmechanismus, insbesondere eine Triebwerkstelleinrichtung werden generell folgende Anforderungen gestellt:
- Geringe Masse
- Geringe Herstellungskosten
- Hohe Zuverlässigkeit
- Verwendung von für die Raumfahrt zugelassenen Materialien .
- Die für die Herstellung verwendeten Prozesse müssen beherrscht und prüfbar sein.
- Die mechanischen und elektrischen Sicherheiten müssen mit etablierten Berechnungsmethoden nachweisbar sein.
Während der Startphase werden an eine Triebwerkstelleinrichtung folgende Anforderungen gestellt:
- Ausreichend hohe Steifigkeit und damit hohe Eigenfrequenz .
- Geringe Lasteinleitung in das Triebwerk.
- Die Stellung der Triebwerkstelleinrichtung soll sich unter Startlasten nicht verändern.
- Die Stellung der Triebwerkstelleinrichtung während dem Start soll einen Notbetrieb des Satelliten im Orbit ermöglichen, selbst wenn ein Verstellmotor nach dem Start versagt.
Im Betrieb werden an eine Triebwerkstelleinrichtung folgende Anforderungen gestellt:
- In einer mittleren Stellung soll der Vortriebsstrahl des Triebwerks durch den Schwerpunkt des Satelliten weisen .
- Der Vortriebsstrahl des Triebwerks soll aus dieser
mittleren Stellung hinaus um 2 Verstellachsen verdreht werden können, sodaß er allseitig am Schwerpunkt vor¬ bei zeigen kann.
- Der Vortriebsstrahl des Triebwerks soll bis in eine zur Seitenwand des Satelliten parallele Lage verdreht werden können.
Zur Lösung dieser Aufgabe ist der Stellmechanismus der eingangs genannten Art erfindungsgemäß derart weitergebildet, dass die Schwerpunkte der um die Drehachsen jeweils verdrehbaren Massen im Wesentlichen auf der jeweiligen Dreh¬ achse liegen. Durch diese Maßnahme werden die um die jeweilige Drehachse wirkenden Momente weitestgehend minimiert. Die Belastung der VerStellantriebe durch Momente um die Drehachse wird dadurch erheblich reduziert, sodass auf eine eigene Festhaltevorrichtung, um die beim Start eines Raumflugkörpers auftretenden Belastungen aufzunehmen, verzich¬ tet werden kann. Infolgedessen ist die Masse des Stellmechanismus geringer, die Zuverlässigkeit höher und die Herstellungskosten geringer.
In einer bevorzugten Ausbildung ist vorgesehen, dass ein Rahmen der kardanischen Aufhängung durch eine Fachwerkkonstruktion gebildet ist. Fachwerkkonstruktionen stellen bei geringer Masse gleichzeitig eine hohe Stabilität bereit. Weiters sind Fachwerkkonstruktionen bspw. besonders gut geeignet, wenn das Modul ein Triebwerk ist. Hierbei wird die Wärmeabstrahlung des Triebwerks durch den Rahmen des Stellmechanismus geringstmöglich behindert, sodass eine optimale Funktionsweise des Triebwerks möglich ist.
Im Wesentlichen sind zwei VerStellantriebe vorgesehen, wobei ein erster VerStellantrieb ausgebildet ist, um einen Rahmen um eine erste Drehachse zu verdrehen, und ein zwei¬ ter Versteilantrieb an diesem Rahmen angeordnet ist, der zusammen mit dem Rahmen mittels des ersten Verstellantriebs verdreht werden kann. Der zweite VerStellantrieb ist ausge¬ bildet, um die innerhalb des Rahmens angeordnete Verbindungsplatte und das damit gegebenenfalls verbundene Modul um eine zweite Drehachse relativ zum Rahmen zu verdrehen.
Bevorzugt ist vorgesehen, dass beide VerStellantriebe jeweils von einem Versteilmotor, insbesondere Elektromotor, gebildet sind. Elektromotoren haben sich unter den besonderen, im Weltraum herrschenden Bedingungen als besonders zuverlässig erwiesen. Besonders bevorzugt ist der Schwenkantrieb ein Schrittmotor. Dadurch kann die Verstellung besonders genau und zuverlässig durchgeführt werden. Die Ver- stellmotoren sind besonders bevorzugt Motoren mit einem hohen Rastmoment, sodass während des Raketenstarts auftretende mechanische Belastungen nicht zu einer Verdrehung der Verbindungsplatte und somit eines mit der Verbindungsplatte verbundenen Moduls führen.
Die VerStellantriebe weisen bevorzugt eine Abtriebswelle auf, die mit einer Stellwelle verbunden ist. Die Stellwelle ist mit den jeweils zu verdrehenden Massen verbunden. Die Abtriebswelle und die Stellwelle können bspw. starr oder über eine weiche Kupplung miteinander verbunden sein. Hierbei sind die Stellwelle und die Abtriebswelle bevorzugt fluchtend angeordnet.
Weiters ist bevorzugt vorgesehen, dass zumindest eine Drehachse der kardanischen Aufhängung an zwei Punkten mithilfe von zumindest zwei Stützlagern gelagert ist. In einer bevorzugten Ausführung ist vorgesehen, dass die kardanische Aufhängung über eine Dämpfungsvorrichtung mit einer Abstützung verbunden ist. Die Abstützung ist insbesondere mit einem Raumflugkörper verbindbar bzw. verbunden und trägt den Stellmechanismus. Um zu verhindern, dass auf den Stellmechanismus einwirkende Kräfte direkt auf den
Raumflugkörper übertragen werden, ist vorgesehen, dass der Raumflugkörper bzw. die Abstützung vom Stellmechanismus durch eine Dämpfungsvorrichtung entkoppelt sind. Weiters ist bevorzugt vorgesehen, dass die Schwerpunkte der jeweils verdrehbaren Massen im Wesentlichen im Schnittpunkt der Drehachsen liegen. Dadurch liegen die Schwerpunkte im Wesentlichen in einem gemeinsamen Punkt, wodurch eine weitere Reduzierung der um die Drehachsen und auf die Verstel- lantriebe wirkenden Drehmomente erzielt werden kann.
In einer bevorzugten Ausführung ist vorgesehen, dass die Verbindungsplatte mit einem zu verstellenden Modul, insbesondere einem Triebwerk, verbunden ist.
Die Versteilantriebe sind bevorzugt so ausgebildet, dass das Gehäuse der VerStellantriebe an der Abstützung bzw. am Rahmen abgestützt ist. Die Gehäuse der Versteilantriebe sind somit nicht direkt am Raumflugkörper abgestützt. Der erste Verstellantrieb, der insbesondere den Rahmen, den zweiten Verstellantrieb, die Verbindungsplatte und das Modul trägt, ist hierbei mit der mit dem Raumflugkörper verbindbaren Abstützung verbunden. Der zweite Verstellantrieb, der die Verbindungsplatte und das Modul trägt, ist mit dem Rahmen der kardanischen Aufhängung verbunden.
Dadurch wird erreicht, dass die Lagerung der Versteilantriebe, insbesondere die Rotorlagerung oder Ausgangsstufenlagerung des Versteilmotors, keinen anderen Kräften ausgesetzt ist, als solchen, die durch eine allfällige Relativ¬ bewegung zwischen dem Rahmen bzw. der Abstützung und der verdrehbaren Welle verursacht werden. Solche Relativbewegungen werden durch eine geringe radiale Nachgiebigkeit des Stützlagers verursacht, können aber in einfacher Weise beispielsweise durch eine weiche Kupplung zwischen der Stell¬ welle und der Abtriebswelle des Versteilantriebes ausgeglichen werden, sodass keine nennenswerten Zwangskräfte in dem Stellmechanismus auftreten.
Die Erfindung betrifft weiters einen Raumflugkörper, umfas¬ send einen erfindungsgemäßen Stellmechanismus. Der Raumflugkörper ist bspw. ein Satellit oder eine andere, für den Betrieb im Weltraum ausgelegte Vorrichtung.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines in der Zeichnung schematisch dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. In dieser zeigt Fig. 1 einen erfindungsgemäßen Stellmechanismus in perspektivischer Ansicht.
In Fig. 1 ist ein erfindungsgemäßer Stellmechanismus allgemein mit 1 bezeichnet. Der Stellmechanismus 1 umfasst eine Verbindungsplatte 2 sowie eine kardanische Aufhängung, die eine erste Drehachse 3 und eine zweite Drehachse 4 aufweist. Der ersten Drehachse 3 ist ein erster Versteilantrieb 5 und der zweiten Drehachse 4 ein zweiter Verstellan- trieb 6 zugeordnet. Beide VerStellantriebe 5,6 sind bevorzugt Elektromotoren. Der erste Versteilantrieb 5 ist angeordnet, um den Rahmen 7, der als Fachwerkkonstruktion aus¬ gebildet ist, um die erste Drehachse 3 zu drehen. Der zweite Versteilantrieb 6 sowie die Verbindungsplatte 2 sind am Rahmen 7 angeordnet und werden daher mit dem Rahmen 7 mitgedreht. Der zweite Versteilantrieb 6 ist ausgebildet, um die Verbindungsplatte 2 sowie ein damit gegebenenfalls ver¬ bundenes, nicht dargestelltes Modul relativ zum Rahmen 7 zu drehen .
Die erste Drehachse ist mithilfe von Stützlagern 8 gelagert und über eine Dämpfungsvorrichtung 9 mit einer Abstützung 10 verbunden. Die Abstützung 10 ist mit einem nicht dargestellten Raumflugkörper, bspw. einem Satelliten verbindbar. Um ein an der Verbindungsplatte 2 angeordnetes Modul 11 zu bewegen, wird nunmehr der erste Versteilantrieb 5 und/oder der zweite Versteilantrieb 6 benutzt, um die jeweiligen Massen um die erste bzw. zweite Drehachse 3, 4 zu drehen und damit die Verbindungsplatte 2 auszurichten. Die Massen sind jeweils so angeordnet, dass die Schwerpunkte im Wesentlichen jeweils auf den jeweiligen Drehachsen 3,4 liegen. Der Schwerpunkt der durch den ersten VerStellantrieb 5 bewegten Masse, insbesondere der Rahmen 7, der zweite Ver- stellantrieb 6, die Verbindungsplatte 2 und das mit der Verbindungsplatte 2 verbundene Modul 11, liegt also im Wesentlichen auf der Drehachse 3. Der Schwerpunkt der durch den zweiten Versteilantrieb 6 bewegten Masse, insbesondere die Verbindungsplatte 2 und das mit der Verbindungsplatte 2 verbundene Modul 11, liegt im Wesentlichen auf der Drehach¬ se 4.
Die in dem Ausführungsbeispiel beschriebene Ausbildung hat zusammengefasst die folgenden Vorteile:
- Geringe Masse: aufgrund der gewählten Anordnung der Elemente und insbesondere da auf eine Festhaltevorrichtung verzichtet wird.
- Geringe Fertigungskosten: aufgrund der gewählten An¬ ordnung der Elemente ist die Anzahl der Teile gering, und es wird auf eine Festhaltevorrichtung verzichtet.
- Hohe Zuverlässigkeit: aufgrund des Verzichts auf eine Festhaltevorrichtung ist die Zuverlässigkeit hoch da ein Versagen einer solchen Festhaltevorrichtung damit nicht möglich ist. Weiters ist aufgrund der Startposition in nutzbarer Ausrichtung bei Versagen eines Ver- stellantriebs trotzdem ein Betrieb des Triebwerks zur Steuerung der Lage des Satelliten möglich, wenn auch mit geringerer Effizienz.
- Verwendung von für die Raumfahrt zugelassenen Materialien: Die beschriebene Triebwerkstelleinrichtung kann mit in der Raumfahrt üblichen Materialien realisiert werden .
- Die für die Herstellung verwendeten Prozesse sind beherrscht und prüfbar: Die beschriebene Triebwerkstelleinrichtung kann mit in der Raumfahrt bekannten Fertigungsverfahren realisiert werden.
- Die mechanischen und elektrischen Sicherheiten sind mit etablierten Berechnungsmethoden nachweisbar: Die beschriebene Triebwerkstelleinrichtung kann mit in der Raumfahrt üblichen Berechnungsmethoden nachgewiesen werden .
Die beschriebene Triebwerkstelleinrichtung besitzt folgende Vorteile während der Startphase:
- Ausreichend hohe Steifigkeit und damit hohe Eigenfre¬ quenz: die Anordnung besitzt kurze Stützweiten zwischen den Lasteinleitungspunkten, symmetrische Aufteilung der Lasten und radiale Abstützungen einerseits durch die Verstellantriebe und andererseits durch die
Stützlager, sodass eine ausreichend hohe Steifigkeit gegeben ist.
- Geringe Lasteinleitung in das Triebwerk: die Anordnung der Dämpfer erlaubt eine gute Dämpfung der Eigen- Schwingung des Triebwerks in dessen Eigenfrequenzen in jeder Richtung.
- Die Stellung der Triebwerkstelleinrichtung verändert sich unter Startlasten nicht: Die beschriebene karda- nische Anordnung gemeinsam mit den Versteilantrieben mit hohem Rastmoment führt dazu, dass sich die Stellung der Triebwerkstelleinrichtung unter Startlasten nicht verändert.
- Die Stellung der Triebwerkstelleinrichtung während dem Start ermöglicht einen Notbetrieb des Satelliten im Orbit, selbst wenn eine der elektromotorisch betriebenen Verstellachsen im Orbit versagt: Die Stellung der Triebwerkstelleinrichtung vor dem Start ist wählbar, und nicht durch eine Festhaltevorrichtung vordefiniert. So kann die optimale Stellung für einen Notbe- trieb des Satelliten als Stellung für den Start eingestellt werden. Die beschriebene Triebwerkstelleinrichtung besitzt folgende Vorteile im Betrieb:
- In einer mittleren Stellung kann der Vortriebsstrahl des Triebwerks durch den Schwerpunkt des Satelliten weisen: Der Schwenkwinkel der Triebwerkstelleinrichtung ist ausreichend groß um eine Vielzahl von möglichen Schwerpunktslagen abzudecken.
- Der Vortriebsstrahl des Triebwerks kann aus dieser
mittleren Stellung hinaus um 2 Verstellachsen verdreht werden, sodass er allseitig am Schwerpunkt vorbei zei¬ gen kann. Der Schwenkwinkel der Triebwerkstelleinrichtung ist ausreichend groß.
- Der Vortriebsstrahl des Triebwerks kann bis in eine zur Seitenwand des Satelliten parallele Lage verdreht werden. Die Höhe der Abstützung sowie die Ausführung des Zwischenrahmens und der Schwenkwinkel des ersten Versteilantriebs erlauben eine solche Stellung der Richtung des Vortriebsstrahls des Triebwerks.

Claims

Patentansprüche :
1. Stellmechanismus zum Verstellen wenigstens eines Moduls eines Raumflugkörpers, umfassend eine Verbindungsplat- te zur Verbindung mit dem Modul und eine kardanische Aufhängung mit zwei Drehachsen zur Verlagerung der Verbindungsplatte, wobei jeder Drehachse ein Versteilantrieb zum Drehen um die jeweilige Drehachse zugeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Schwerpunkte der um die Drehachsen (3,4) jeweils verdrehbaren Massen im Wesentlichen auf der jeweiligen Drehachse (3,4) liegen.
2. Stellmechanismus nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass ein Rahmen (7) der kardanischen Aufhängung durch eine Fachwerkkonstruktion gebildet ist.
3. Stellmechanismus nach einem der Ansprüche 1 bis 2, dadurch gekennzeichnet, dass beide Versteilantriebe (5,6) jeweils von einem Versteilmotor, insbesondere Elektromotor, gebildet sind.
4. Stellmechanismus nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest eine Drehachse (3,4) der kardanischen Aufhängung an zwei Punkten mithilfe von zumindest zwei Stützlagern (8) gelagert ist.
5. Stellmechanismus nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die kardanische Aufhängung über eine Dämpfungsvorrichtung (9) mit einer Abstützung (10) verbunden ist.
6. Stellmechanismus nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Schwerpunkte der jeweils verdrehbaren Massen im Wesentlichen im Schnittpunkt der Drehachsen (3,4) liegen.
7. Stellmechanismus nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungsplatte (2) mit einem zu verstellenden Modul (11), insbesondere einem Triebwerk, verbunden ist.
8. Raumflugkörper, umfassend einen Stellmechanismus (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7.
EP16759962.0A 2015-08-25 2016-08-25 Kardanische triebwerkstelleinrichtung für raumfahrtanwendungen Withdrawn EP3341293A1 (de)

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AT5632015 2015-08-25
PCT/AT2016/000079 WO2017031512A1 (de) 2015-08-25 2016-08-25 Kardanische triebwerkstelleinrichtung für raumfahrtanwendungen

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EP3341293A1 true EP3341293A1 (de) 2018-07-04

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