EP4313769A1 - Raumfahrzeugmembran, photovoltaik-raumfahrtmodul, widerstandssegel, membranantenne, solarsegel und verwendung einer raumfahrzeugmembran - Google Patents

Raumfahrzeugmembran, photovoltaik-raumfahrtmodul, widerstandssegel, membranantenne, solarsegel und verwendung einer raumfahrzeugmembran

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Publication number
EP4313769A1
EP4313769A1 EP22718900.8A EP22718900A EP4313769A1 EP 4313769 A1 EP4313769 A1 EP 4313769A1 EP 22718900 A EP22718900 A EP 22718900A EP 4313769 A1 EP4313769 A1 EP 4313769A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
membrane
layer
oxide layer
spacecraft membrane
spacecraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP22718900.8A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Patric SEEFELDT
Maciej SZNAJDER
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.)
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Original Assignee
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV filed Critical Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Publication of EP4313769A1 publication Critical patent/EP4313769A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • 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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/407—Solar sailing
    • 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
    • B64G1/226—Special coatings for spacecraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays

Definitions

  • the present invention relates to a self-supporting flexible spacecraft membrane. Furthermore, the invention relates to different applications of a spacecraft membrane.
  • adhesive tapes are offered which already have a coating of an acrylic adhesive and have a width in the range from 1 to 4 inches and may be rolled up into a roll.
  • a first such adhesive tape has, in addition to the adhesive layer, an ITO layer, an FEP carrier film and a silver or Inconel (registered trademark of Special Metals Corporation) layer, the thickness of the layers being much smaller than the thickness of the carrier film
  • This tape is intended for sticking to a structure to affect heat transfer.
  • the tape can be applied to blankets to seal edges or repair ribs in the outer layers.
  • the adhesive tape can also have perforations.
  • Another adhesive tape has, in addition to the adhesive layer, only an FEP layer and a reflective layer made of silver or Inconel. Also this one Adhesive tape is glued to a structure to affect heat transfer and can be perforated.
  • the adhesive tape can have a protective layer that can be removed after application in order to protect the adhesive tape from damage during use and application. The reflection behavior can be made diffuse by embossing the reflective layer. Alternatively, an aluminum layer can also be used instead of the silver or Inconel layer.
  • the website also proposes adhesive tapes in which an ITO layer is arranged on one side of a FEP layer, while a layer of silver or Inconel is arranged on the other side of the FEP layer, which in turn is coated with the adhesive layer.
  • the website also discloses large-area pieces of film, which can have a length of 3 m and a width of 1.22 m, for example. In such a piece of foil, one side of an FEP layer is coated with an ITO layer, while the other side of the FEP layer is coated with a silver layer or a layer of Inconel. Such pieces of film can also be perforated.
  • an FEP layer on the side facing away from the radiation source can be used be coated with a layer of silver or a layer of Inconel. This results in a low solar absorption capacity and a high emissivity.
  • This piece of film can also be perforated and equipped with a protective layer.
  • the reflection layer that is bonded to the FEP layer can be an aluminum layer.
  • the sail foil has an external titanium dioxide layer on the front, which is followed by a silicon dioxide layer and an aluminum layer.
  • the three layers mentioned are vapour-deposited onto a carrier film.
  • the three layers mentioned are preferably vapor-deposited onto both sides of the carrier film.
  • the carrier foil consists of polyimide or another polymer material. It is also possible that the aluminum layer itself forms the carrier foil.
  • the selected layer structure is intended to increase the reflectivity of the sail foil, which increases the propulsion effect through the radiation pressure of the sun.
  • the titanium dioxide layer should make the outer surface of the sail foil particularly resistant to a degradation of the thermo-optical properties and increase the space suitability.
  • the titanium oxide layer also acts as an antistatic coating.
  • non-generic publications WO 2012/135309 A2, WO 2019/133354 A1, US 2016/0152353 A1 and US Pat. No. 5,312,685 A relate to non-self-supporting and (in the state applied to a substrate) non-flexible protective films.
  • the object of the invention is to propose a spacecraft membrane which, in particular in terms of processing and/or resistance (e.g. to the space environment and the atomic oxygen present therein) and/or the thermo-optical properties and/or the protection of the substrate against UV radiation and/or the long-term resistance (e.g.
  • the invention relates to a spacecraft membrane intended for and sent on a mission with a satellite or other spacecraft.
  • the spacecraft membrane is self-supporting and flexible. Self-supporting here means that the spacecraft membrane is not glued to a rigid structure of the spacecraft in accordance with the adhesive tape mentioned at the beginning, but is stretched, unpacked, unfolded, unrolled in an operating state and is only connected to neighboring components in partial areas, edges or corners and to this is held.
  • the spacecraft membrane is flexible, so that it can assume different geometries, namely a packed state and an unpacked state.
  • the spacecraft membrane according to the invention can be part of a solar sail, carry at least one solar cell, be designed as a resistance sail or be designed as a membrane antenna.
  • Conventional spacecraft diaphragms have a substrate made of a plastic such as polyimide.
  • one finding underlying the invention is that conventional substrates of spacecraft membranes are severely attacked by atomic oxygen, such as is present in low earth orbits, which shortens the life of the spacecraft membrane or requires additional measures to protect the substrate.
  • a substrate made of a "fluorinated plastic” is used for the first time for the self-supporting flexible spacecraft membrane.
  • Investigations on which the invention is based have shown that the substrate made of the fluorinated plastic has a higher Has resistance to exposure to atomic oxygen.
  • the use of a fluorinated plastic substrate is advantageous for this reason, the use of such a substrate for the present spacecraft membrane would not have been considered.
  • the reason for this is that, when trying to use a substrate made of a fluorinated plastic, the person skilled in the art would have found that the substrate had to be bonded to adjacent layers or components (such as is required, for example, to ensure additional functions, for edge reinforcement).
  • the spacecraft membrane has at least one silicon oxide layer, which is preferably bonded directly to the substrate made of a fluorinated plastic on one or both sides.
  • the silicon oxide layer can have any thickness, for example a thickness of 10 nm to 100 nm.
  • the silicon oxide layer can serve to increase the resistance of the substrate to atomic oxygen. It is alternatively or cumulatively possible for the silicon oxide layer to ensure protection of the substrate and the spacecraft membrane with regard to short-wave UV radiation. It is also alternatively or cumulatively possible for the silicon oxide layer to provide a type of adhesion promoter for further layers, components or an adhesive or a type of adhesive interface.
  • the silicon oxide layer can be firmly bonded to the substrate made of the fluorinated plastic.
  • the outside of the silicon oxide layer facing away from the substrate can then be used to attach or bond further layers or components.
  • the fluorinated plastic constituting the substrate there are the following
  • the fluorinated plastic can be a fluoropolymer polymer based on fluorocarbons with multiple carbon-fluorine bonds. A large part of the hydrogen can be replaced with fluorine, which leads to high chemical and thermal stability.
  • the fluorinated plastic can be a thermoplastic or non-thermoplastic.
  • the fluorinated plastic is PTFE (polytetrafluoroethylene), which ensures very high chemical and thermal stability.
  • PTFE polytetrafluoroethylene
  • FEP tetrafluoroethylene-hexafluoropropylene copolymer
  • a fully fluorinated plastic can also be used, for example.
  • PFA perfluoroalkoxy polymer
  • g) It is possible to use a mixture of different fluoromonomers.
  • a mix of fluoropolymers in particular THV (terpolymer of tetrafluoroethylene, hexafluoropropylene and vinylidene fluoride) can be used.
  • Other plastics that are not completely fluorinated can also be used, such as in particular ETFE (ethyl tetrafluoroethyl copolymer), ECTFE (ethylene chlorine trifluorine ethylene) or PVDF (polyvinylidene fluoride).
  • Adjustment of the properties take place.
  • the fluorinated plastic is transparent so that it is completely transparent or at least translucent.
  • the spacecraft membrane formed with the substrate can then be transparent or non-transparent, so that the additional layers are then transparent or non-transparent.
  • the invention includes embodiments in which the spacecraft diaphragm consists solely of the fluorinated plastic substrate and a silicon oxide layer on at least one side of the substrate. However, it is also possible for at least one further layer to be arranged between the substrate and the silicon oxide layer and/or for at least one further layer to be arranged on the side of the silicon oxide layer facing away from the substrate.
  • the substrate is coated on at least one side with an ITO layer and/or a titanium oxide layer.
  • ITO refers to an indium tin oxide, i.e. a semi-conductive material that is largely transparent in visible light.
  • a layer can have any thickness, for example in the range from 10 nm to 100 nm.
  • Such a layer can serve as an antistatic coating.
  • a silicon oxide layer can be arranged directly between the substrate on the one hand and the ITO layer or the titanium oxide layer on the other.
  • the substrate can be coated on at least one side with an aluminum and/or silver layer.
  • the aluminum or silver layer can form an outer side of the space travel membrane.
  • the aluminum or silver layer it is also possible for the aluminum or silver layer to be covered by at least one then transparent layer, so that the radiation initially passes through this covering at least one transparent layer before it is reflected by the aluminum or silver layer.
  • the aforementioned silicon oxide layer, the ITO layer and/or the titanium oxide layer can be used to form an adhesive interface, as explained. In this case, it may be possible to use a conventional acrylic or silicone adhesive that adheres to the adhesive interface provided.
  • the spacecraft membrane can be designed as any planar, for example rectangular, triangular or other shaped track.
  • the spacecraft membrane can be converted into a packed state.
  • the spacecraft membrane is preferably rolled and/or folded in the packed state.
  • suitable device for unpacking the spacecraft membrane Packing shall involve rolling and/or folding all layers of the spacecraft membrane, such rolling or folding not compromising the mechanical integrity of the spacecraft membrane. If rigid elements are held on the spacecraft membrane, such as rigid photovoltaic cells, for example, these can be arranged between folds of the spacecraft membrane in the area of non-folded partial areas of the same.
  • the spacecraft membrane has at least one glued-on crack propagation impeding element.
  • the crack propagation impeding element is designed as a glued-on surface element or glued-on strip or has any other surface extension.
  • the crack propagation impeding element can be glued to the adhesive interface provided by one of the layers mentioned, for example to the ITO layer or the silicon oxide layer.
  • the crack propagation impeding element is preferably arranged in a region of the spacecraft membrane in which the spacecraft membrane is subjected to maximum stress. Strip-shaped crack propagation restraining elements may also run at regular or irregular intervals or in a grid pattern along an outer surface of the spacecraft membrane.
  • the crack propagation impeding elements can be made from any film material (single-layer, multi-layer), for example any plastic or one of the materials mentioned in the present application.
  • the spacecraft membrane according to the invention can be used for different applications: a) It is possible that the spacecraft membrane, as explained above, is used for a photovoltaic spacecraft module. In this case, (at least) one photovoltaic element, for example a rigid or flexible photovoltaic cell or photovoltaic membrane, is glued to the spacecraft membrane. Basically, in this In the case of a spacecraft membrane of any configuration, as have been described above, be used.
  • a spacecraft membrane is preferably used in which a cross-section or one side of the spacecraft membrane has a silicon oxide layer to which the photovoltaic element and other electrical components such as conductor tracks (harness) and diodes are bonded.
  • the cross-section of the spacecraft membrane has a substrate made of FEP. This is followed by a silicon oxide layer. On the side facing away from the photovoltaic there is a coating system made of silicon oxide on the one hand and ITO or titanium oxide layer on the other hand.
  • the layers mentioned can be all layers or further layers can be arranged between the layers mentioned or cover them from the outside.
  • the cross-section of the spacecraft membrane preferably consists exclusively of the layers mentioned, these then adjoining one another directly in the order in which they have been mentioned above.
  • Such a spacecraft membrane can consist of a single sheet of foil.
  • the spacecraft membrane it is also possible for the spacecraft membrane to have a plurality of film webs, each of which is designed as a spacecraft membrane in accordance with the above statements. In this case, the individual spacecraft membranes or foil webs are glued together at their edges. b) It is also possible that the spacecraft membrane is used as a drag sail.
  • the spacecraft membrane has a silicon oxide layer, a substrate made of a fluoropolymer or FEP, a silicon oxide layer and an ITO layer or a titanium oxide layer on one of the outer sides of a silicon oxide layer, or an ITO layer or a titanium oxide layer on both outer sides of the silicon oxide layers (i.e. layer structure ITO/Si02/FEP/SiO2/ITO or
  • the layers mentioned can be all layers or further layers can be arranged between the layers mentioned or cover them from the outside.
  • the cross-section of the spacecraft membrane preferably consists exclusively of the layers mentioned, these then adjoining one another directly in the order in which they have been mentioned above.
  • Such a resistance sail can consist of a single sheet of film.
  • the ITO layer and/or the titanium oxide layer has an effect here
  • the resistance sail has a foil web which has a bonded reinforcement in the area of an edge.
  • the bonded reinforcement can be used, for example, to increase the mechanical strength of the resistance sail.
  • the resistance sail can be fastened to an adjacent component in the area of the edge and the reinforcement, so that the reinforcement can serve to introduce force effectively and to apply the holding and/or guides of the resistance sail.
  • the at least one ITO layer or the titanium oxide layer forms an adhesive interface for the reinforcement.
  • the film web can then be folded over, for example to form the reinforcement, so that the reinforcement is then formed by the doubling of the thickness.
  • the adhesive interface then serves to bond the different folded layers of the film web to one another.
  • the adhesive interface it is also possible for the adhesive interface to be used to attach an additional reinforcement made of a different material, a different film web, a stiffener or the like.
  • Another application for the spacecraft membrane according to the invention is a reflective membrane antenna, a reflector antenna or a reflective solar sail.
  • the cross section of the spacecraft membrane may have a silicon oxide layer, a substrate of FEP, a silicon oxide layer and an aluminum layer on an outside of a silicon oxide layer, or an aluminum layer on the outside of the silicon oxide layers, respectively.
  • the layers mentioned can be all layers or further layers can be arranged between the layers mentioned or these from cover outside.
  • the cross-section of the spacecraft membrane preferably consists exclusively of the layers mentioned, these then adjoining one another directly in the order in which they have been mentioned above.
  • a cross-section of the spacecraft membrane may have an aluminum layer, an FEP substrate, an aluminum layer, and a silicon oxide layer or titanium oxide layer on an outside of an aluminum layer, or a silicon oxide layer or titanium oxide layer on the outside of the aluminum layers, respectively .
  • the layers mentioned can be all layers or further layers can be arranged between the layers mentioned or cover them from the outside.
  • the cross-section of the spacecraft membrane preferably consists exclusively of the layers mentioned, these then adjoining one another directly in the order in which they have been mentioned above. d)
  • a further solution to the problem on which the invention is based is the use of a spacecraft membrane, as has been described above, as a support membrane for photovoltaic elements, as a resistance sail, as a membrane antenna or as a solar sail.
  • Fig. 1 shows a highly schematic structure or cross section of a spacecraft membrane, which is preferably a photovoltaic space module.
  • FIG. 2 shows a highly schematic structure or cross-section of a spacecraft membrane, which is preferably a resistance sail.
  • 3 shows a highly schematic structure or cross-section of a spacecraft membrane for a first embodiment of a reflector for a membrane antenna or a solar sail.
  • Fig. 4 shows a highly schematic structure or cross section of a spacecraft membrane antenna for a second embodiment of a reflector for a membrane or a solar sail.
  • Fig. 1 shows a highly schematized layered structure of a photovoltaic space module 1 with a spacecraft membrane 2.
  • the photovoltaic space module 1 has a photovoltaic element 3, which can be a photovoltaic cell and can be rigid or is designed as a flexible photovoltaic membrane and possibly other components that are important for the function, such as electrical contacting (harness) and/or diodes.
  • a plurality of such photovoltaic elements 3 are preferably distributed over the spacecraft membrane 2 in a regular or irregular manner.
  • the photovoltaic element 3 is bonded to the spacecraft membrane 2 via an adhesive layer 4, preferably made of an acrylic or silicone adhesive.
  • the spacecraft membrane 2 has a substrate 5, which can also be designed as a carrier layer.
  • the substrate 5 consists of fluorinated plastic, with all the fluorinated plastics listed above being able to be used.
  • a silicon oxide layer 6, 7 is connected to it.
  • An ITO layer 9 is bonded to the outside of the silicon oxide layer 7 on the side of the substrate 5 facing away from the photovoltaic element 3 .
  • the photovoltaic space module 1 is composed of several foil webs 10a, 10b, 10c, . . .
  • the ITO layer 9 can serve as an adhesive interface 11 in order to enable the overlapping edges to be adhesively bonded.
  • the silicon oxide layer 6, 7 can ensure UV protection, while the ITO layer 9 has an antistatic coating can provide. It is possible that a titanium oxide layer is used instead of the ITO layer 9 .
  • FIG. 2 schematically shows the layered structure of a resistance sail 12.
  • a silicon oxide layer 6, 7 is bonded on both sides to the substrate 5, in particular made of FEP or fluoropolymer.
  • an ITO layer 9, 13 in each case.
  • Film webs 10a, 10b, 10c, ... are connected to each other.
  • the outsides of the ITO layers 9, 13 can form an adhesive interface 11 in the area of the overlaps.
  • the foil webs 10 can be reinforced in the area of their edges or an edge. This reinforcement can consist of a folding over of the edge, in which case the folded film areas are then glued together.
  • the folded, mutually facing outer sides of the ITO layer 9 or the ITO layer 13 can each form an adhesive interface, which enables the adhesive bond.
  • the edge it is also possible for the edge to be glued to a separate reinforcement. It is possible that a titanium oxide layer is used instead of the ITO layer 9.13.
  • FIG 3 shows the use of the spacecraft membrane 2 for a membrane antenna 14 or a reflector of the same or a solar sail 15.
  • a silicon oxide layer 6,7 For the embodiment shown in FIG a silicon oxide layer 6,7.
  • the silicon oxide layers 6, 7 are coated with an aluminum layer 16, 17 on their outside.
  • the aluminum layers 16, 17 ensure the required reflection.
  • UV resistance can be ensured by means of the silicon oxide layers 6, 7, with which long-term stability can be ensured.
  • the aluminum layers 16, 17 directly adjoin the substrate 5, in particular made of FEP or fluoropolymer.
  • the aluminum layers 16, 17 are each coated on the outside by silicon oxide layers 6, 7.
  • the aluminum layers 16, 17 can be coated with a titanium oxide layer 18, 19 on their outsides.
  • the outer oxide layer 6, 7 or 18, 19 can improve the radiation behavior in the infrared range.
  • good reflection behavior can be ensured by means of the aluminum layer 16, 17 lying on the inside.
  • the substrate made of the fluorinated plastic was constructed in one layer.
  • the substrate 5 it is also entirely possible for the substrate 5 to consist of a plurality of laminated layers, which consist of the same or different materials or fluorinated plastics. The individual layers then preferably serve to provide different desired properties.
  • the exemplary embodiments shown in the drawings can only have the layers shown and named. It is entirely possible for the spacecraft membrane to have additional elements such as stiffening elements, electrical lines, eyelets, deployment safety elements, packaging elements, electrical components, reinforcements, intermediate layers or at least one additional outer layer.
  • a transparent, non-reflective spacecraft membrane using the fluorinated plastic can reduce light pollution in the night sky.
  • the reflections of reflective spacecraft membranes, in particular with an aluminum coating, are clearly visible in the night sky and are a problem, especially in relation to the launch of large constellations with hundreds of satellites, e.g. for astronomy.
  • the thicknesses of the layers referred to herein can be the same or different. Layers with a layer thickness of 10 nm to 100 nm, preferably 20 nm to 80 nm or 30 nm to 70 nm, are preferably used.
  • the spacecraft membrane 2 is preferably glued to components such as the photovoltaic element, edge reinforcements, adjacent foil webs or other components by means of an adhesive layer 4 made of an acrylic adhesive or silicone adhesive.
  • the substrate 5 can have an inner polyimide film that is intended to ensure the mechanical strength of the substrate 5 .
  • a layer of a fluorinated plastic can then be applied to at least one outside of the polyimide film. This can be vapor-deposited, for example.
  • thermoplastic fluorinated plastic is used, which is then pressed onto the inner polyimide film at high temperature and forms the required connection.
  • the invention also includes embodiments with a layer system in which a reflector layer (aluminum or silver) is combined with Si02 and ITO and this reflector layer is arranged on the substrate 5 made of a fluoropolymer, if necessary with further layers on this or the other side of the substrate 5.
  • a reflector layer aluminum or silver
  • ITO in which a reflector layer is combined with Si02 and ITO and this reflector layer is arranged on the substrate 5 made of a fluoropolymer, if necessary with further layers on this or the other side of the substrate 5.
  • Such a spacecraft membrane can then be used, for example, for reflector antennas and solar sails.
  • a layer structure of aluminum/fluoropolymer/SiO 2 /ITO is also possible, it also being possible for aluminum to be replaced by silver, with this layer structure preferably being used for a rear-surface mirror.

Landscapes

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Raumfahrzeugmembran (2), die selbsttragend und flexibel ist. Die Raumfahrzeugmembran (2) weist ein Substrat (5) aus einem Fluorpolymer auf. Des Weiteren verfügt die Raumfahrzeugmembran (2) über eine Siliziumoxydschicht (6; 7). Die Siliziumoxydschicht (6; 7) schützt das Substrat (5) gegenüber Beeinträchtigungen infolge atomaren Sauerstoffes in einem niedrigen Erdorbit. Des Weiteren betrifft die Erfindung ein Photovoltaik-Raumfahrtmodul (1) mit einem Photovoltaik-Element (3), ein Widerstandssegel, eine reflektierende Membranantenne oder ein reflektierendes Solarsegel.

Description

RAUMFAHRZEUGMEMBRAN, PHOTOVOLTAIK-RAUMFAHRTMODUL, WIDERSTANDSSEGEL, MEMBRANANTENNE, SOLARSEGEL UND VERWENDUNG EINER
RAUMFAHRZEUGMEMBRAN
TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
Die vorliegende Erfindung betrifft eine selbsttragende, flexible Raumfahrzeugmembran. Des Weiteren betrifft die Erfindung unterschiedliche Anwendungen einer Raumfahrzeugmembran.
STAND DER TECHNIK Auf der Website: http://www.sheldahl.com/sites/default/files/Documents/ShieldingMaterials/RedBook.pdf werden einerseits Klebebänder angeboten, die bereits eine Beschichtung aus einem Acryl- Klebstoff aufweisen und eine Breite im Bereich von 1 bis 4 Inch aufweisen und zu einer Rolle aufgerollt sein können. Ein erstes derartiges Klebeband weist zusätzlich zu der Klebstoffschicht eine ITO-Schicht, eine Trägerfolie aus FEP und eine Schicht aus Silber oder Inconel (eingetragene Marke des Unternehmens Special Metals Corporation) auf, wobei die Dicke der Schichten sehr viel kleiner ist als die Dicke der Trägerfolie
Dieses Klebeband ist bestimmt für das Aufkleben auf eine Struktur zur Beeinflussung des Wärmeübergangs. Das Klebeband kann an Blankets angeklebt werden zwecks Verschließung von Rändern oder zur Reparatur von Rippen der äußeren Schichten. Das Klebeband kann auch Perforationen aufweisen. Ein weiteres Klebeband weist zusätzlich zu der Klebeschicht lediglich eine FEP-Schicht sowie eine reflektierende Schicht aus Silber oder Inconel auf. Auch dieses Klebeband wird auf eine Struktur aufgeklebt zur Beeinflussung des Wärmeübergangs und kann perforiert ausgebildet sein. Das Klebeband kann eine nach Applikation entfernbare Schutzschicht aufweisen, um das Klebeband gegenüber Beschädigungen bei der Benutzung und Applikation zu schützen. Das Reflektionsverhalten kann durch Einprägungen der reflektierenden Schicht diffus gestaltet werden. Alternativ kann anstelle der Schicht aus Silber oder Inconel auch eine Aluminiumschicht verwendet werden. Vorgeschlagen werden auf der Website auch Klebebänder, bei denen auf einer Seite einer FEP-Schicht eine ITO-Schicht angeordnet ist, während auf der anderen Seite der FEP-Schicht eine Schicht aus Silber oder Inconel angeordnet ist, die wiederum mit der Klebeschicht beschichtet ist. Andererseits offenbart die Website auch großflächige Folienstücke, die beispielsweise eine Länge von 3 m sowie eine Breite von 1,22 m aufweisen können. Bei einem derartigen Folienstück ist eine Seite einer FEP-Schicht mit einer ITO-Schicht beschichtet, während die andere Seite der FEP-Schicht mit eine Silberschicht oder einer Schicht aus Inconel beschichtet ist. Auch derartige Folienstücke können perforiert sein. Soll ein Folienstück als so genannter Rückflächenspiegel Einsatz finden, indem eine Reflektion nicht auf der unmittelbar der Strahlungsquelle zugewandten Seite des Folienstücks erfolgt, sondern an einer zweiten, innerhalb des Folienstücks liegenden Reflektionsfläche einer Folienschicht, kann eine FEP-Schicht auf der der Strahlungsquelle abgewandten Seite mit einer Silberschicht oder einer Schicht aus Inconel beschichtet sein. Hieraus resultiert ein geringes solares Absorptionsvermögen und ein hohes Emissionsvermögen. Auch dieses Folienstück kann perforiert sein und mit einer Schutzschicht ausgestattet sein. Alternativ kann (bei ansonsten entsprechender Ausgestaltung) die Reflektionsschicht, die an die FEP-Schicht angebunden ist, eine Aluminiumschicht sein.
DE 102007041 410 B4 offenbart eine Segelfolie für einen Solarsegler. Die Segelfolie verfügt auf der Vorderseite über eine außenliegende Titandioxidschicht, an welche eine Siliziumdioxidschicht sowie eine Aluminiumschicht anschließen. Die genannten drei Schichten sind auf eine T rägerfolie aufgedampft. Vorzugsweise sind die genannten drei Schichten jeweils auf beide Seiten der Trägerfolie aufgedampft. Die Trägerfolie besteht aus Polyimid oder einem anderen Polymer werkstoff. Möglich ist auch, dass die Aluminiumschicht selber die Trägerfolie bildet. Durch den gewählten Schichtaufbau soll das Reflektionsvermögen der Segelfolie erhöht werden, womit der Antriebseffekt durch den Strahlungsdruck der Sonne erhöht wird. Des Weiteren soll die Titandioxidschicht die äußere Oberfläche der Segelfolie besonders resistent gegen eine Degradation der thermo-optischen Eigenschaften machen und die Raumfahrttauglichkeit erhöhen. Die Titanoxydschicht wirkt hier auch als Antistatikbeschichtung.
Die nicht gattungsgemäßen Druckschriften WO 2012/135309 A2, WO 2019/133354 A1, US 2016/0152353 A1 und US 5,312,685 A betreffen nicht selbsttragende und (in dem auf einem Substrat appliziertem Zustand) nicht flexible Schutzfolien.
AUFGABE DER ERFINDUNG
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Raumfahrzeugmembran vorzuschlagen, die insbesondere hinsichtlich der Verarbeitung und/oder - der Widerstandsfähigkeit (bspw. gegen die Weltraumumgebung und in dieser vorhandenen atomaren Sauerstoff) und/oder der thermo-optischen Eigenschaften und/oder des Schutzes des Substrats vor UV-Strahlung und/oder der Dauerbeständigkeit (bspw. gegen atomaren Sauerstoff) und/oder - des Reflektionsverhaltens und/oder des Schutzes gegenüber kurzwelliger UV-Strahlung und/oder der lokalen elektrischen Isolation von elektrischen Komponenten und/oder der Vermeidung einer elektrostatischen Aufladung und/oder der Anhaftung eines Klebstoffes und/oder - des Herstellungsaufwandes und/oder der Verstärkung eines Randes oder einer Kante und/oder der Verbindung unterschiedlicher Folienstücke miteinander und/oder des Schichtaufbaus der Raumfahrzeugmembran und der Übernahme unterschiedlicher Funktionen durch die einzelnen Schichten und/oder - der verbesserten Verklebbarkeit durch Erhöhung der Adhäsion und/oder der Aufbringung von Rissstoppern und/oder der Aufbringen elektrischer Komponenten (Photovoltaik, Harness, Dioden usw.). der Verwendung als Sandwichmaterial im Verbund mit anderen Folien verbessert ist. Des Weiteren ist es Aufgabe der Erfindung, neue Anwendungsgebiete einer entsprechend verbesserten Raumfahrzeugmembran vorzuschlagen.
LOSUNG
Die Aufgabe der Erfindung wird erfindungsgemäß mit den Merkmalen der unabhängigen Patent- ansprüche gelöst. Weitere bevorzugte erfindungsgemäße Ausgestaltungen sind den abhängigen Patentansprüchen zu entnehmen.
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Die Erfindung betrifft eine Raumfahrzeugmembran, welche für einen Satelliten oder ein anderes Raumfahrzeug bestimmt ist und mit diesem auf die Mission geschickt wird. Die Raumfahrzeug- membran ist selbsttragend und flexibel. Selbsttragend bedeutet hierbei, dass die Raumfahrzeug membran nicht entsprechend dem eingangs genannten Klebeband auf eine starre Struktur des Raumfahrzeugs aufgeklebt wird, sondern in einem Betriebszustand aufgespannt, entpackt, entfaltet, entrollt ist und lediglich in Teilbereichen, Rändern oder Ecken an benachbarte Bauelemente angebunden ist und an diesen gehalten ist. Hierbei ist die Raumfahrzeugmembran flexibel, so dass diese unterschiedliche Geometrien einnehmen kann, nämlich einen gepackten Zustand und einen entpackten Zustand. Um lediglich einige, die Erfindung nicht beschränkende Beispiele zu nennen, kann die erfindungsgemäße Raumfahrzeugmembran Bestandteil eines Solarsegels sein, mindestens eine Solarzelle tragen, als Widerstandssegel ausgebildet sein oder als Membranantenne ausgebildet sein. Herkömmliche Raumfahrzeugmembrane weisen ein Substrat aus einem Kunststoff wie beispiels weise Polyimid auf. Eine der Erfindung zugrundeliegende Erkenntnis ist aber, dass herkömmliche Substrate von Raumfahrzeugmembranen von atomarem Sauerstoff, wie dieser in niedrigen Erdorbits vorhanden ist, stark angegriffen werden, womit die Lebensdauer der Raumfahrzeug membran verkürzt wird oder zusätzliche Maßnahmen zum Schutz des Substrates erforderlich sind.
Erfindungsgemäß wird erstmalig für die selbsttragende flexible Raumfahrzeugmembran ein Substrat aus einem "fluorierten Kunststoff' eingesetzt. Der Erfindung zugrundeliegende Unter suchungen haben gezeigt, dass das Substrat aus dem fluorierten Kunststoff eine höhere Beständigkeit bei einer Beaufschlagung mit atomarem Sauerstoff aufweist. Allerdings hätte ein Fachmann selbst bei einer Erkenntnis, dass der Einsatz eines Substrats aus einem fluorierten Kunststoff aus diesem Grunde vorteilhaft ist, den Einsatz eines derartigen Substrats für die vorliegende Raumfahrzeugmembran nicht in Erwägung gezogen. Grund hierfür ist, dass der Fachmann bei dem Versuch der Nutzung eines Substrats aus einem fluorierten Kunststoff festgestellt hätte, dass eine Verbindung des Substrats mit benachbarten Schichten oder Bauelementen (wie dies bspw. für die Gewährleistung von zusätzlichen Funktionen erforderlich ist, für eine Kantenverstärkung erforderlich ist oder für eine Verbindung mehrerer Folienbahnen oder zum Aufbringen elektrischer Komponenten bspw. der Photovoltaik erforderlich ist) nicht ohne Weiteres möglich ist. Vielmehr ist die technische Herausforderung, ein Substrat aus einem Fluorkunststoff mit einer weiteren Schicht oder Komponente zu verkleben, nur begrenzt gelöst worden. Ansätze sind hierbei chemische Ätzverfahren oder Plasmabehandlungen, um die Oberfläche des Substrats aus dem Fluorkunststoff aufzurauen und eine Anhaftung des Klebers zu ermöglichen. Diese für das Verkleben zusätzlich erforderlichen Verfahren sind aber aufwändig, erhöhen die Kosten und führen nur eingeschränkt zum Erfolg.
Andererseits ist möglich, dass die Verwendung eines Substrats aus fluoriertem Kunststoff eine erhöhte Widerstandsfähigkeit gegen kurzwellige UV Strahlung (insbesondere Vakuum Ultra Violett Strahlung) gewährleistet.
Erfindungsgemäß wird erstmals vorgeschlagen, dass die Raumfahrzeugmembran mindestens eine Siliziumoxydschicht aufweist, die vorzugsweise an einer oder beiden Seiten unmittelbar an das Substrat aus einem fluorierten Kunststoff angebunden ist. Die Siliziumoxydschicht kann dabei eine beliebige Dicke, beispielsweise eine Dicke von 10 nm bis 100 nm, aufweisen. Die Silizium oxydschicht kann zum einen dazu dienen, die Beständigkeit des Substrats hinsichtlich des atomaren Sauerstoffs zu erhöhen. Alternativ oder kumulativ möglich ist, dass die Siliziumoxyd- Schicht einen Schutz des Substrats und der Raumfahrzeugmembran hinsichtlich kurzwelliger UV- Strahlung gewährleistet. Alternativ oder kumulativ möglich ist des Weiteren, dass die Siliziumoxydschicht eine Art Haftvermittlung für weitere Schichten, Komponenten oder einen Kleber oder eine Art Klebeinterface bereitstellt. Die Siliziumoxydschicht kann dabei fest an das Substrat aus dem fluorierten Kunststoff angebunden sein. Die dem Substrat abgewandte Außenseite der Siliziumoxydschicht kann dann dem Befestigen oder Ankleben weiterer Schichten oder Komponenten dienen. Für den fluorierten Kunststoff, aus welchem das Substrat besteht, gibt es die folgenden
Möglichkeiten: a) Der fluorierte Kunststoff kann ein Fluorpolymer-Polymer auf Basis von Fluorcarbonen mit mehrfachen Kohlenstoff-Fluor-Bindungen sein. Dabei kann ein Großteil des Wasserstoffs mit Fluor ersetzt sein, was zu einer hohen chemischen und thermischen Stabilität führt.
Man kann dann auch von einer Fluorierung oder einem fluorierten Kunststoff sprechen, bei dem allerdings nicht sämtliche organischen Verbindungen durch Fluor ersetzt werden müssen. b) Der fluorierte Kunststoff kann ein Thermoplast oder kein Thermoplast sein. c) Möglich ist, dass der fluorierte Kunststoff PTFE (Polytetrafluorethylen) ist, womit eine sehr hohe chemische und thermische Stabilität gewährleistet werden kann. d) Möglich ist, dass ein FEP (Tetrafluorethylen-Hexafluorpropylen-Copolymer) Einsatz findet. e) Als Weiterentwicklung eines PTFE kann beispielsweise auch ein vollständig fluorierter Kunststoff Einsatz finden. f) Möglich ist der Einsatz eines PFA (Perfluoralkoxy-Polymer). g) Möglich ist der Einsatz eines Gemisches aus verschiedenen Fluormonomeren. h) Eingesetzt werden kann ein Mix aus Fluorpolymeren, insbesondere THV (Terpolymer aus Tetrafluorethylene, Hexafluoropropylene und Vinylidene Fluoride). i) Eingesetzt werden können auch weitere, nicht vollständig fluorierte Kunststoffe wie insbesondere ETFE (Ethyl-Tetrafluorethyl-Copolymer), ECTFE (Ethylen Chlor Tri Fluor Ethylen) oder PVDF (Polyvinylidenfluorid).
Steht die Widerstandsfähigkeit gegen atomaren Sauerstoff und die Verwendung bei hohen
Temperaturen im Vordergrund, sind in einigen Fällen reine Fluorpolymere vorteilhaft. In diesem Fall kann dann durch eine Vermischung oder Schichtung mit anderen Kunststoffen eine
Anpassung der Eigenschaften erfolgen. Hier erfolgt insbesondere eine Anpassung an eine
Verbesserung der mechanischen Eigenschaften, an eine Senkung des Schmelzpunktes und/oder eine Beeinflussung der Viskosität für die industrielle Verarbeitung. Vorzugsweise ist der fluorierte Kunststoff transparent, so dass dieser vollständig durchsichtig oder zumindest durchscheinend ist. Die mit dem Substrat gebildete Raumfahrzeugmembran kann dann transparent oder nicht transparent sein, so dass die zusätzlichen Schichten dann transparent oder nicht transparent sind. Die Erfindung umfasst Ausführungsformen, bei welchen die Raumfahrzeugmembran ausschließ lich aus dem Substrat aus dem fluorierten Kunststoff und einer Siliziumoxydschicht auf mindestens einer Seite des Substrats besteht. Möglich ist aber auch, dass zwischen dem Substrat und der Siliziumoxydschicht mindestens eine weitere Schicht angeordnet ist und/oder auf der dem Substrat abgewandten Seite der Siliziumoxydschicht mindestens eine weitere Schicht angeordnet ist. Für einen Vorschlag der Erfindung ist das Substrat auf mindestens einer Seite mit einer ITO-Schicht und/oder einer Titanoxydschicht beschichtet. Hierbei bezeichnet ITO ein Indiumzinnoxid, also ein halb-leitendes, im sichtbaren Licht weitgehend transparentes Material. Eine derartige Schicht kann eine beliebige Dicke, beispielsweise im Bereich von 10 nm bis 100 nm, aufweisen. Eine derartige Schicht kann als Antistatikbeschichtung dienen. Alternativ oder kumulativ kann eine derartige Schicht auch als Klebeinterface dienen. Hierbei kann für einen Vorschlag der Erfindung eine Siliziumoxydschicht unmittelbar zwischen einerseits dem Substrat und andererseits der ITO-Schicht oder der Titanoxydschicht angeordnet sein.
Für den Fall, dass die erfindungsgemäße Raumfahrzeugmembran Strahlung reflektieren soll, kann das Substrat auf mindestens einer Seite mit einer Aluminium- und/oder Silberschicht beschichtet sein. Hierbei kann die Aluminium- oder Silberschicht eine Außenseite der Raumfahr zeugmembran bilden. Möglich ist aber auch, dass die Aluminium- oder Silberschicht von mindestens einer dann transparenten Schicht abgedeckt ist, so dass die Strahlung zunächst durch diese abdeckende mindestens eine transparente Schicht hindurchtritt, bevor diese von der Aluminium- oder Silberschicht reflektiert wird. Die vorgenannte Siliziumoxydschicht, die ITO-Schicht und/oder die Titanoxydschicht können/kann wie erläutert zur Ausbildung eines Klebeinterfaces genutzt werden. U. U. ist in diesem Fall der Einsatz eines herkömmlichen Acryl- oder Silikonklebstoffes möglich, der an dem bereitgestellten Klebeinterface anhaftet. Der Einsatz eines derartigen Acryl- oder Silikon klebstoffes wäre für die unmittelbare Applikation desselben auf das Substrat aus dem fluorierten Kunststoff nicht ohne Weiteres möglich. Die Raumfahrzeugmembran kann als beliebige flächige, beispielsweise rechteckige, dreieckige oder anderweitig geformte Bahn ausgebildet sein. Vorzugsweise kann die Raumfahrzeug membran in einen gepackten Zustand überführt werden. Hierbei ist die Raumfahrzeugmembran in dem gepackten Zustand vorzugsweise gerollt und/oder gefaltet. Hinsichtlich der Möglichkeiten für ein Packen mit einem überlagerten Rollen und Falten wird beispielsweise auf die Druckschrift DE 10 2017 101 178 A1 verwiesen. Auch DE 10 2016 101 430 B4 offenbart eine gepackte Raumfahrzeugmembran mit einer geeigneten Vorrichtung zum Entpacken der Raumfahrzeug membran. Bei dem Packen müssen sämtliche Schichten der Raumfahrzeugmembran gerollt und/oder gefaltet werden, wobei das Rollen oder Falten die mechanische Integrität der Raum- fahrzeugmembran nicht beeinträchtigen darf. Sind an der Raumfahrzeugmembran starre Elemente gehalten wie beispielsweise starre Photovoltaikzellen, können diese im Bereich nicht gefalteter Teilbereiche der Raumfahrzeugmembran zwischen Falten derselben angeordnet sein.
Für einen weiteren Vorschlag der Erfindung verfügt die Raumfahrzeugmembran über mindestens ein angeklebtes Rissfortschrittsbehinderungselement. Hierbei ist das Rissfortschritts- behinderungselement als aufgeklebtes Flächenelement oder aufgeklebter Streifen ausgebildet oder weist eine beliebige andere flächige Erstreckung auf. Das Rissfortschrittsbehinderungs element kann dabei an das von einer der genannten Schichten bereitgestellte Klebeinterface angeklebt werden, also beispielsweise an die ITO-Schicht oder die Siliziumoxydschicht. Das Rissfortschrittsbehinderungselement ist dabei vorzugsweise in einem Bereich der Raumfahrzeugmembran angeordnet, in welchem die Raumfahrzeugmembran maximal beansprucht ist. Streifenförmige Rissfortschrittsbehinderungselemente können auch in gleich mäßigen oder ungleichmäßigen Abständen oder gitterförmig entlang einer Außenfläche der Raumfahrzeugmembran verlaufen. Die Rissfortschrittsbehinderungselemente können aus einem beliebigen Folienmaterial (einschichtig, mehrschichtig) hergestellt sein, bspw. ein beliebiger Kunststoff oder eines der in der vorliegenden Anmeldung genannten Materialien.
Die erfindungsgemäße Raumfahrzeugmembran kann für unterschiedliche Einsatzzwecke verwendet werden: a) Möglich ist, dass die Raumfahrzeugmembran, wie diese zuvor erläutert worden ist, für ein Photovoltaik-Raumfahrtmodul genutzt wird. In diesem Fall ist an die Raumfahrzeug membran (mindestens) ein Photovoltaik-Element, beispielsweise eine starre oder flexible Photovoltaikzelle oder Photovoltaikmembran, angeklebt. Grundsätzlich kann in diesem Fall eine Raumfahrzeugmembran in beliebiger Ausgestaltung, wie diese oben be schrieben worden sind, eingesetzt werden. Vorzugsweise findet eine Raumfahrzeug membran Einsatz, bei der ein Querschnitt oder eine Seite der Raumfahrzeugmembran eine Siliziumoxydschicht aufweist, an die das Photovoltaik-Element sowie weitere elektrische Komponenten wie Leiterbahnen (Harness) und Dioden angeklebt sind. Des
Weiteren verfügt der Querschnitt der Raumfahrzeugmembran über ein Substrat aus FEP. Hieran schließt eine Siliziumoxydschicht an. Auf der Photovoltaik abgewandten Seite ist ein Beschichtungssystem aus einerseits Siliziumoxyd und andererseits ITO oder Titanoxydschicht vorgesehen. Bei den genannten Schichten kann es sich um sämtliche Schichten handeln oder es können weitere Schichten zwischen den genannten Schichten angeordnet sein oder diese von außen abdecken. Vorzugsweise besteht der Querschnitt der Raumfahrzeugmembran ausschließlich aus den genannten Schichten, wobei diese dann unmittelbar aneinander anschließen in der Reihenfolge, in der diese zuvor genannt worden sind. Eine derartige Raumfahrzeugmembran kann aus einer einzigen Folienbahn bestehen.
Möglich ist aber auch, dass die Raumfahrzeugmembran mehrere Folienbahnen aufweist, die jeweils als Raumfahrzeugmembran entsprechend obigen Ausführungen ausgebildet sind. In diesem Fall sind die einzelnen Raumfahrzeugmembrane bzw. Folienbahnen an ihren Rändern miteinander verklebt. b) Möglich ist auch, dass die Raumfahrzeugmembran als Widerstandssegel eingesetzt wird.
In diesem Fall weist in Querschnitt der Raumfahrzeugmembran eine Siliziumoxydschicht, ein Substrat aus einem Fluorpolymer oder FEP, eine Siliziumoxydschicht und eine ITO- Schicht oder eine Titanoxydschicht auf einer der Außenseiten einer Siliziumoxydschicht oder jeweils eine ITO-Schicht oder eine Titanoxydschicht auf beiden Außenseiten der Siliziumoxydschichten auf (also Schichtaufbau ITO/Si02/FEP/SiO2/ITO oder
Ti03/Si02/FEP/Ti03/Si02). Bei den genannten Schichten kann es sich um sämtliche Schichten handeln oder es können weitere Schichten zwischen den genannten Schichten angeordnet sein oder diese von außen abdecken. Vorzugsweise besteht der Querschnitt der Raumfahrzeugmembran ausschließlich aus den genannten Schichten, wobei diese dann unmittelbar aneinander anschließen in der Reihenfolge, in der diese zuvor genannt worden sind. Ein derartiges Widerstandssegel kann aus einer einzigen Folienbahn bestehen. Möglich ist aber auch, dass ein Widerstandssegel mehrere Folienbahnen aufweist, die jeweils als Raumfahrzeugmembran entsprechend obigen Ausführungen ausgebildet sind. In diesem Fall sind die einzelnen Raumfahrzeugmembrane bzw. Folienbahnen an ihren Rändern miteinander verklebt. Dabei wirkt die ITO-Schicht und/oder die Titanoxydschicht im
Bereich der Überlappungen der Folienbahnen als Klebeinterface zwischen den mitein ander verbundenen Folienbahnen. Durch Einsatz eines derartigen Klebeinterfaces kann ein beliebiger Kleber, insbesondere ein herkömmlicher, acrylbasierter oder silikon basierter Transferkleber, verwendet werden. Für einen weiteren Vorschlag der Erfindung wird alternativ oder kumulativ vorgeschlagen, dass das Widerstandssegel eine Folienbahn aufweist, die im Bereich eines Randes eine verklebte Verstärkung aufweist. Die verklebte Verstärkung kann beispielsweise zur Erhöhung der mechanischen Festigkeit des Widerstandssegels dienen. Möglich ist auch, dass im Bereich des Randes und der Verstärkung eine Befestigung des Widerstands- segels an einem benachbarten Bauelement erfolgt, so dass die Verstärkung zu einer guten Krafteinleitung und zur Applikation der Halte- und/oder Führungskräfte des Widerstandssegels dienen kann. Erfindungsgemäß bildet die mindestens eine ITO- Schicht oder die Titanoxydschicht ein Klebeinterface für die Verstärkung. Im Bereich des Klebeinterfaces kann dann beispielsweise zur Bildung der Verstärkung ein Umklappen der Folienbahn erfolgen, so dass dann die Verstärkung von der Verdopplung der Dicke gebildet ist. Das Klebeinterface dient dann zum Verkleben der unterschiedlichen umgefalteten Lagen der Folienbahn miteinander. Möglich ist aber auch, dass das Klebeinterface zur Befestigung einer zusätzlichen Verstärkung aus einem anderen Material, einer anderen Folienbahn, einer Versteifung o. ä. dient. c) Ein weiterer Anwendungsfall für die erfindungsgemäße Raumfahrzeugmembran ist eine reflektierende Membranantenne, eine Reflektorantenne oder ein reflektierendes Solarsegel. In diesem Fall kann der Querschnitt der Raumfahrzeugmembran eine Siliziumoxydschicht, ein Substrat aus FEP, eine Siliziumoxydschicht und eine Aluminiumschicht auf einer Außenseite einer Siliziumoxydschicht oder jeweils eine Aluminiumschicht auf den Außenseiten der Siliziumoxydschichten aufweisen. Bei den genannten Schichten kann es sich um sämtliche Schichten handeln oder es können weitere Schichten zwischen den genannten Schichten angeordnet sein oder diese von außen abdecken. Vorzugsweise besteht der Querschnitt der Raumfahrzeugmembran ausschließlich aus den genannten Schichten, wobei diese dann unmittelbar aneinander anschließen in der Reihenfolge, in der diese zuvor genannt worden sind.
Alternativ möglich ist, dass in einer reflektierenden Membranantenne oder einem reflektierenden Solarsegel ein Querschnitt der Raumfahrzeugmembran eine Aluminium schicht, ein Substrat aus FEP, eine Aluminiumschicht und eine Siliziumoxydschicht oder Titanoxydschicht auf einer Außenseite einer Aluminiumschicht oder jeweils eine Siliziumoxydschicht oder Titanoxydschicht auf den Außenseiten der Aluminiumschichten aufweist. Bei den genannten Schichten kann es sich um sämtliche Schichten handeln oder es können weitere Schichten zwischen den genannten Schichten angeordnet sein oder diese von außen abdecken. Vorzugsweise besteht der Querschnitt der Raumfahrzeug membran ausschließlich aus den genannten Schichten, wobei diese dann unmittelbar aneinander anschließen in der Reihenfolge, in der diese zuvor genannt worden sind. d) Eine weitere Lösung der der Erfindung zugrundeliegenden Aufgabe ist die Verwendung einer Raumfahrzeugmembran, wie diese zuvor beschrieben worden ist, als Träger membran für Photovoltaik-Elemente, als Widerstandssegel, als Membranantenne oder als Solarsegel.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der Be schreibung und den Zeichnungen. Die in der Beschreibung genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen erzielt werden müssen.
Hinsichtlich des Offenbarungsgehalts - nicht des Schutzbereichs - der ursprünglichen Anmel- dungsunterlagen und des Patents gilt Folgendes: Weitere Merkmale sind den Zeichnungen - insbesondere den dargestellten Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung - zu entnehmen. Die Kombina tion von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls abweichend von den gewählten Rückbeziehun gen der Patentansprüche möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso können in den Patentansprüchen aufgeführte Merkmale für weitere Ausfüh rungsformen der Erfindung entfallen, was aber nicht für die unabhängigen Patentansprüche des erteilten Patents gilt.
Die in den Patentansprüchen und der Beschreibung genannten Merkmale sind bezüglich ihrer Anzahl so zu verstehen, dass genau diese Anzahl oder eine größere Anzahl als die genannte Anzahl vorhanden ist, ohne dass es einer expliziten Verwendung des Adverbs "mindestens" bedarf. Wenn also beispielsweise von einem Element die Rede ist, ist dies so zu verstehen, dass genau ein Element, zwei Elemente oder mehr Elemente vorhanden sind. Diese Merkmale können durch andere Merkmale ergänzt werden oder die einzigen Merkmale sein, aus denen das jeweili ge Erzeugnis besteht. Die in den Patentansprüchen enthaltenen Bezugszeichen stellen keine Beschränkung des Um fangs der durch die Patentansprüche geschützten Gegenstände dar. Sie dienen lediglich dem Zweck, die Patentansprüche leichter verständlich zu machen.
KURZBESCHREIBUNG DER FIGUREN
Im Folgenden wird die Erfindung anhand in den Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungs- beispiele weiter erläutert und beschrieben.
Fig. 1 zeigt stark schematisiert einen Aufbau oder Querschnitt einer Raumfahrzeug membran, bei der es sich vorzugsweise um ein Photovoltaik-Raumfahrtmodul handelt.
Fig.2 zeigt stark schematisiert einen Aufbau oder Querschnitt einer Raumfahrzeug membran, bei der es sich vorzugsweise um ein Widerstandssegel handelt. Fig.3 zeigt stark schematisiert einen Aufbau oder Querschnitt einer Raumfahrzeug membran für eine erste Ausführungsform eines Reflektors für eine Membran antenne oder ein Solarsegel.
Fig. 4 zeigt stark schematisiert einen Aufbau oder Querschnitt einer Raumfahrzeug membran für eine zweite Ausführungsform eines Reflektors für eine Membran antenne oder ein Solarsegel.
FIGURENBESCHREIBUNG
Fig. 1 zeigt stark schematisiert einen schichtweisen Aufbau eines Photovoltaik-Raumfahrtmoduls 1 mit einer Raumfahrzeugmembran 2. Das Photovoltaik-Raumfahrtmodul 1 weist ein Photo- voltaik-Element 3 auf, welches eine Photovoltaikzelle sein kann und starr ausgebildet sein kann oder als flexible Photovoltaikmembran ausgebildet ist und ggf. weitere für die Funktion wichtige Komponenten wie z.B. elektrische Kontaktierung (Harness) und/oder Dioden aufweisen kann.
Vorzugsweise sind mehrere derartige Photovoltaik-Elemente 3 regelmäßig oder unregelmäßig über die Raumfahrzeugmembran 2 verteilt. Das Photovoltaik-Element 3 ist über eine Klebe- Schicht 4, vorzugsweise aus einem Acryl- oder Silikonkleber, mit der Raumfahrzeugmembran 2 verklebt.
Die Raumfahrzeugmembran 2 verfügt über ein Substrat 5, welches auch als Trägerschicht ausgebildet sein kann. Das Substrat 5 besteht aus fluoriertem Kunststoff, wobei sämtliche oben aufgelisteten fluorierten Kunststoffe Einsatz finden können. Auf beiden Seiten des Substrats 5 ist an dieses jeweils eine Siliziumoxydschicht 6, 7 angebunden. Die Siliziumoxydschicht 6, die auf der dem Photovoltaik-Element 3 zugewandten Seite des Substrats 5 angeordnet ist, bildet ein Klebeinterface 8 aus, welches die Anhaftung der Klebeschicht 4 ermöglicht oder verbessert. Auf der dem Photovoltaik-Element 3 abgewandten Seite des Substrats 5 ist an der Außenseite der Siliziumoxydschicht 7 eine ITO-Schicht 9 angebunden. Möglich ist, dass das Photovoltaik- Raumfahrtmodul 1 aus mehreren Folienbahnen 10a, 10b, 10c, ... zusammengesetzt ist, die an ihren Rändern miteinander verklebt sind. Hierbei kann die ITO-Schicht 9 als Klebeinterface 11 dienen, um die Verklebung der überlappenden Ränder zu ermöglichen. Die Siliziumoxydschicht 6, 7 kann einen UV-Schutz gewährleisten, während die ITO-Schicht 9 eine Antistatikbeschichtung bereitstellen kann. Möglich ist, dass anstelle der ITO-Schicht 9 eine Titanoxydschicht verwendet wird.
Fig. 2 zeigt schematisch den schichtweisen Aufbau eines Widerstandssegels 12. Hier ist beidseitig an das Substrat 5, insbesondere aus FEP oder Fluorpolymer, eine Siliziumoxydschicht 6, 7 angebunden. Hieran schließt jeweils eine ITO-Schicht 9, 13 an. Auch hier können mehrere
Folienbahnen 10a, 10b, 10c, ... miteinander verbunden werden. In diesem Fall können die Außenseiten der ITO-Schichten 9, 13 im Bereich der Überlappungen ein Klebeinterface 11 bilden. Möglich ist auch, dass die Folienbahnen 10 im Bereich ihrer Ränder oder einer Kante verstärkt sind. Diese Verstärkung kann in einer Umfaltung des Randes bestehen, wobei dann die umgefalteten Folienbereiche miteinander verklebt werden. In diesem Fall können die umgefalteten, einander zugewandten Außenseiten der ITO-Schicht 9 oder der ITO-Schicht 13 jeweils ein Klebeinterface bilden, welches die Verklebung ermöglicht. Möglich ist aber auch, dass der Rand mit einer separaten Verstärkung verklebt ist. Möglich ist, dass anstelle der ITO-Schicht 9,13 eine Titanoxydschicht verwendet wird. Fig. 3 zeigt den Einsatz der Raumfahrzeugmembran 2 für eine Membranantenne 14 oder einen Reflektor derselben oder ein Solarsegel 15. Für das in Fig. 3 dargestellte Ausführungsbeispiel schließt an das Substrat 5, welches vorzugsweise aus einer FEP-Folie oder Fluorpolymer-Folie besteht, jeweils eine Siliziumoxydschicht 6, 7 an. Die Siliziumoxydschichten 6, 7 sind auf ihrer Außenseite mit einer Aluminiumschicht 16, 17 beschichtet. Hierbei gewährleisten die Aluminium- schichten 16, 17 die erforderliche Reflektion. Andererseits kann mittels der Siliziumoxydschichten 6, 7 die UV-Beständigkeit gewährleistet werden, womit die Langzeitstabilität gewährleistet werden kann.
Fig. 4 zeigt ebenfalls eine Membranantenne 14 oder ein Solarsegel 15, bei der oder dem die thermo-optischen Eigenschaften durch eine Oxydbeschichtung auf der Außenseite angepasst sind. Hier schließen unmittelbar an das Substrat 5, insbesondere aus FEP oder Fluorpolymer, die Aluminiumschichten 16, 17 an. Die Aluminiumschichten 16, 17 sind außen jeweils durch Silizium oxydschichten 6, 7 beschichtet. Alternativ können die Aluminiumschichten 16, 17 auf ihren Außenseiten mit einer Titanoxydschicht 18, 19 beschichtet sein. Die außenliegende Oxydschicht 6, 7 bzw. 18, 19 kann das Abstrahlungsverhalten im infraroten Bereich verbessern. Gleichzeitig kann mittels der innenliegenden Aluminiumschicht 16, 17 ein gutes Reflektionsverhalten gewährleistet werden. Für die dargestellten Ausführungsbeispiele war das Substrat aus dem fluorierten Kunststoff einschichtig ausgebildet. Durchaus möglich ist aber auch, dass das Substrat 5 aus mehreren laminierten Schichten besteht, die aus gleichen oder unterschiedlichen Materialien oder fluorierten Kunststoffen bestehen. Vorzugsweise dienen dann die einzelnen Schichten der Bereitstellung unterschiedlicher angestrebter Eigenschaften.
Die in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiele können ausschließlich die darge stellten und benannten Schichten aufweisen. Möglich ist durchaus, dass die Raumfahrzeug membran zusätzliche Elemente wie Versteifungselemente, elektrische Leitungen, Ösen, Ent faltungs-Sicherheitselemente, Verpackungselemente, elektrische Komponenten, Verstärkungen, Zwischenschichten oder mindestens eine weitere Außenschicht aufweisen.
Findet eine transparente, nicht reflektierende Raumfahrzeugmembran unter Einsatz des fluorierten Kunststoffs Einsatz, kann hierdurch die Lichtverschmutzung am Nachthimmel reduzierten werden. Die Reflektionen reflektierender Raumfahrzeugmembranen, insbesondere mit einer Beschichtung aus Aluminium, sind am Nachthimmel gut sichtbar und insbesondere in Bezug auf den Start großer Konstellationen mit hunderten Satelliten ein Problem u. a. für die Astronomie.
Die hierangesprochenen Dicken der Schichten können gleich oder unterschiedlich sein. Vorzugs weise finden Schichten mit einer Schichtdicke von 10 nm bis 100 nm, vorzugsweise 20 nm bis 80 nm oder 30 nm bis 70 nm, Einsatz. Vorzugsweise erfolgt ein Verkleben der Raumfahrzeugmembran 2 mit Komponenten wie dem Photovoltaik-Element, randseitigen Verstärkungen, benachbarten Folienbahnen oder ander weitigen Bauelementen mittels einer Klebeschicht 4 aus einem Acrylkleber oder Silikonkleber. Beispielsweise kann das Substrat 5 eine innere Polyimid-Folie aufweisen, die die mechanische Festigkeit des Substrats 5 gewährleisten soll. Auf die Polyimid-Folie kann dann auf mindestens einer Außenseite eine Schicht aus einem fluorierten Kunststoff aufgebracht sein. Diese kann beispielsweise aufgedampft werden. Möglich ist auch, dass ein thermoplastischer fluorierter Kunststoff verwendet wird, der dann unter hoher Temperatur auf die innenliegende Polyimid-Folie aufgepresst wird und die erforderliche Verbindung eingeht. Die Erfindung umfasst auch Ausführungsformen mit einem Schichtsystem, bei dem eine Reflektorschicht (Aluminium oder Silber) mit Si02 und ITO kombiniert wird und diese Reflektorschicht auf dem Substrat 5 aus einem Fluorpolymer angeordnet ist, ggf. mit weiteren Schichten auf dieser oder der anderen Seite des Substrats 5. Eine derartige Raum- fahrzeugmembran kann dann Anwendung finden bspw. für Reflektorantennen und Solar Sails.
Ebenfalls möglich ist ein Schichtaufbau Aluminium/Fluorpolymer/Si02/ITO, wobei auch Aluminium durch Silber ersetzt werden kann, wobei dieser Schichtaufbau vorzugsweise für einen Rückflächenspiegel verwendet werden kann.
BEZUGSZEICHENLISTE Photovoltaik-Raumfahrtmodul Raumfahrzeugmembran Photovoltaik-Element Klebeschicht Substrat Siliziumoxydschicht Siliziumoxydschicht Klebeinterface ITO-Schicht Folienbahn Klebeinterface Widerstandssegel ITO-Schicht Membranantenne Solarsegel Aluminiumschicht Aluminiumschicht Titanoxydschicht Titanoxydschicht

Claims

PATENTANSPRÜCHE
1. Selbsttragende flexible Raumfahrzeugmembran (2), die in einem Betriebszustand aufgespannt, entpackt, entfaltet oder entrollt ist und lediglich in Teilbereichen, an Rändern oder an Ecken an benachbarte Bauelemente angebunden ist und an diesen gehalten ist und unterschiedliche Geometrien in Form eines gepackten Zustands und eines entpackten Zustands einnehmen kann, mit einem Substrat (5) aus einem fluorierten Kunststoff, wobei die Raumfahrzeugmembran (2) eine Siliziumoxydschicht (6; 7) aufweist.
2. Raumfahrzeugmembran (2) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der fluorierte Kunststoff a) ein Fluorpolymer-Polymer auf Basis von Fluorcarbonen mit mehrfachen Kohlenstoff-Fluor- Bindungen und/oder b) PTFE und/oder c) FEP und/oder d) PFA und/oder e) ein Mix aus mehreren Fluormonomeren und/oder f) THV und/oder g) ETFE und/oder h) ECTFE und/oder i) PVDF ist oder aufweist.
3. Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Raumfahrzeugmembran (2) transparent ist.
4. Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass auf mindestens einer Seite des Substrats (5) eine ITO-Schicht (9; 13) und/oder eine Titanoxydschicht (18; 19) vorhanden ist.
5. Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Substrat (5) auf mindestens einer Seite mit einer Aluminiumschicht (16; 17) und/oder einer Silberschicht beschichtet ist.
6. Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Siliziumoxydschicht (6, 7) und/oder die ITO-Schicht (9; 13) und/oder die Titanoxydschicht (18; 19) als Klebeinterface (8; 11) ausgebildet oder genutzt ist.
7. Raumfahrzeugmembran (2) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass auf dem Klebeinterface (8; 11) ein Acryl- oder Silikonklebstoff angeordnet ist.
8. Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Raumfahrzeugmembran (2) mindestens ein angeklebtes Rissfort schrittsbehinderungselement aufweist.
9. Photovoltaik-Raumfahrtmodul (1) mit a) einem Photovoltaik-Element (3) und b) einer Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei c) das Photovoltaik-Element (3) an die Raumfahrzeugmembran (2) angeklebt ist und d) ein Querschnitt der Raumfahrzeugmembran (2) eine da) eine Siliziumoxydschicht (6), an die das Photovoltaik-Element (3) angeklebt ist, db) ein Substrat (5) aus einem Fluorpolymer oder FEP, de) eine Siliziumoxydschicht (7) und dd) eine ITO-Schicht (9) oder eine Titanoxydschicht (19) aufweist.
10. Widerstandssegel (12) mit a) einer Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, wobei b) ein Querschnitt der Raumfahrzeugmembran (2) ba) eine Siliziumoxydschicht (6), bb) ein Substrat (5) aus einem Fluorpolymer oder FEP, bc) eine Siliziumoxydschicht (7) und bd) eine ITO-Schicht (9; 13) oder eine Titanoxydschicht auf einer Außenseite einer Siliziumoxydschicht (6; 7) oder jeweils eine ITO-Schicht (9, 13) oder eine Titanoxydschicht auf den Außenseiten der Siliziumoxydschichten (6, 7) aufweist.
11. Widerstandssegel (12) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Widerstandssegel (12) mehrere Folienbahnen (10a, 10b, ...) aufweist, die a) jeweils als Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der Ansprüche 1 bis 8 ausgebildet sind und b) an Ihren Rändern miteinander verklebt sind, wobei die mindestens eine ITO-Schicht (9, 13) oder Titanoxydschicht ein Klebeinterface zwischen den Folienbahnen (10a, 10b, ...) bildet.
12. Widerstandssegel (12) nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass das Widerstandssegel (12) eine Folienbahn (10a; 10b; ...) aufweist, die im Bereich eines Randes eine verklebte Verstärkung aufweist, wobei die mindestens eine ITO-Schicht (9, 13) oder Titanoxyd schicht ein Klebeinterface für die Verstärkung bildet.
13. Reflektierende Membranantenne (14), Reflektorantenne oder reflektierendes Solarsegel (15) mit einer Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, wobei ein Querschnitt der Raumfahrzeugmembran (2) a) eine Siliziumoxydschicht (6) b) ein Substrat (5) aus einem Fluorpolymer oder FEP, c) eine Siliziumoxydschicht (7) und d) eine Aluminiumschicht (16; 17) auf einer Außenseite einer Siliziumoxydschicht (6; 7) oder jeweils eine Aluminiumschicht (16, 17) auf den Außenseiten der Siliziumoxydschichten (6, 7) aufweist.
14. Reflektierende Membranantenne (14), Reflektorantenne oder reflektierendes Solarsegel (15) mit einer Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, wobei ein Querschnitt der Raumfahrzeugmembran (2) a) eine Aluminiumschicht (16), b) ein Substrat (5) aus einem Fluorpolymer oder FEP, c) eine Aluminiumschicht (17) und d) eine Siliziumoxydschicht (6; 7) oder Titanoxydschicht auf einer Außenseite einer Aluminiumschicht (16; 17) oder jeweils eine Siliziumoxydschicht (6, 7) oder Titanoxyd schicht auf den Außenseiten der Aluminiumschichten (16, 17) aufweist.
15. Verwendung einer Raumfahrzeugmembran (2) nach einem der Ansprüche 1 bis 8 als a) Trägermembran für Photovoltaik-Elemente (3) und/oder b) Widerstandssegel (12) und/oder c) Membranantenne (14) oder Reflektorantenne und/oder d) Photovoltaik-Raumfahrtmodul (1).
EP22718900.8A 2021-04-01 2022-03-28 Raumfahrzeugmembran, photovoltaik-raumfahrtmodul, widerstandssegel, membranantenne, solarsegel und verwendung einer raumfahrzeugmembran Withdrawn EP4313769A1 (de)

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