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Dokumentenidentifikation DE69916208T2 25.05.2005
EP-Veröffentlichungsnummer 0000995676
Titel Passive, elektrische Erdung eines Raumfahrzeuges zu seiner Plasmaumgebung
Anmelder Hughes Electronics Corp., El Segundo, Calif., US
Erfinder Bodeau, Michael J., Yorba Linda, US;
Stribling, Ray, Redondo Beach, US
Vertreter Witte, Weller, Gahlert, Otten & Steil, 70178 Stuttgart
DE-Aktenzeichen 69916208
Vertragsstaaten DE, FR, GB, IT
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 01.10.1999
EP-Aktenzeichen 991195199
EP-Offenlegungsdatum 26.04.2000
EP date of grant 07.04.2004
Veröffentlichungstag im Patentblatt 25.05.2005
IPC-Hauptklasse B64G 1/22
IPC-Nebenklasse B64G 1/54   H05F 3/04   

Beschreibung[de]
HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Diese Erfindung betrifft ein Weltraumfahrzeug, wie es im Oberbegriff des Anspruchs 1 definiert ist, und ein Verfahren zum Verhindern des Aufbaus elektrischer Ladung auf einem Weltraumfahrzeug.

Ein solches System und Verfahren ist aus US 3,984,730 bekannt.

Viele aktuelle Weltraumfahrzeuge umfassen einen Rumpf und große Solarzellenarrays, die zum Start gegen den Rumpf gefaltet sind und danach vom Rumpf als „Flügel" entfaltet werden. Die Solarzellenarrays erzeugen elektrische Energie für das Weltraumfahrzeug. Sie sind typischerweise sehr groß für ein Weltraumfahrzeug mit einem hohen Energieverbrauch, wie geostationäre Kommunikationssatelliten.

Wenn ein Weltraumfahrzeug im All betrieben wird, können Ungleichgewichte beim Aufnehmen und Emittieren elektrischer Ladung aus der umliegenden Umgebung zu einer absoluten Aufladung zwischen dem Weltraumfahrzeug und dessen umliegender Plasmaumgebung führen. Aufgrund der Unterschiede der Eigenschaften der äußeren Oberflächenmaterialien kann die elektrische Aufladung zu Aufladungen zwischen unterschiedlichen Teilen des Weltraumfahrzeugs führen. Falls die elektrischen Ladungen ausreichend groß werden, können die sich daraus ergebenden hohen Spannungen und die elektrische Lichtbogenbildung die Leistung der elektrischen Ausrüstung im Weltraumfahrzeug negativ beeinflussen, die Leistung des Solarzellenarrays verschlechtern oder sogar zu einer Beschädigung des Weltraumfahrzeug-Aufbaus führen.

Die absolute elektrische Aufladung ist ein Nebenprodukt des Zusammenwirkens des Weltraumfahrzeugs mit variierenden Strömen von Elektronen und Ionen in der umliegenden Weltallumgebung. Eine neutrale Oberfläche im Weltall sammelt einen höheren Elektronenstrom als positive Ionen. Ein Weltraumfahrzeug lädt sich negativ auf als Reaktion auf das reine Sammeln von negativer Ladung, was das Sammeln von mehr Ionen verbessert und das Sammeln von Elektronen unterdrückt. Die negative Aufladung setzt sich fort, bis die reine Sammlung von Ionen und Elektronen ein Gleichgewicht erreicht. Ein großes geostationäres Weltraumfahrzeug in der Umlaufbahn kann sich bis auf 5.000–20.000 Volt unter gestörten Umgebungsbedingungen aufladen. Die Fotoemission von sonnenbeschienen Oberflächen gibt einen großen Elektronenstrom an die umliegende Umgebung ab, versetzt das Sammeln von Elektronen durch die Oberflächen, die im Schatten sind. Der elektrisch leitende Abschnitt der beschatteten Fläche des Weltraumfahrzeugs tendiert dazu, Elektronen von der Plasmaumgebung zu sammeln, und der elektrisch leitende Abschnitt der beleuchteten Oberfläche tendiert dazu, Elektronen in die Plasmaumgebung zu emittieren. Während ruhiger umliegender Umgebungsbedingungen tendiert die Fotoemission von den leitenden Oberflächen dazu, mehr Elektronen zu emittieren als von den beschatteten leitenden Oberflächen zu sammeln, was bei einem geostationären Satelliten dazu führt, dass er eine geringe positive Ladung im Bereich von einigen wenigen Volt erhält. Während gestörter aktiver umliegender Umgebungsbedingungen kann das Sammeln von Elektronen von den beschatteten Oberflächen die Fotoemission überwiegen, was zum Aufladen des Weltraumfahrzeugs auf Potentiale im Bereich von Kilovolt führt.

Nicht leitende Materialien im Schatten sammeln Elektronen aus der Umgebung und laden sich relativ zu der darunter liegenden Struktur negativ auf, da die gesammelte Ladung nicht zu den sonnenbeschienenen Oberflächen fließen kann, wo sie fotoemittiert wird. Nicht leitende sonnenbeschienene Materialien fotoemittieren eine große Zahl von Elektronen und laden bezüglich der darunter liegenden Struktur positiv auf, da Elektronen nicht von der Struktur zu der Oberfläche des Materials strömen können. In beiden Fällen können die Differenzspannungen dazu führen, dass elektrische Lichtbögen entstehen. Unterschiedliche elektrische Aufladung zwischen unterschiedlichen Teilen des Weltraumfahrzeugs wird gesteuert, indem die äußeren Oberflächen des Weltraumfahrzeugs elektrisch ausreichend leitfähig sind, um die Ladungen über der Oberfläche auszugleichen. Diese elektrische Leitfähigkeit ist durch Einsatz von Beschichtungen auf den Oberflächenmaterialien des Weltraumfahrzeugs oder durch die Verwendung von Zusatzstoffen innerhalb der Oberflächenmaterialien beeinträchtigt.

In beiden Fällen müssen die Materialien eine ausreichende elektrische Leitfähigkeit liefern, um statische Aufladungen verschwinden zu lassen. Sowohl der passive als auch der aktive Lösungsweg wurden entwickelt, um bei der Aufrechterhaltung einer neutralen Ladung zwischen dem Weltraumfahrzeug und der Plasmaumgebung zu unterstützen. Da das absolute Ladungsphänomen in Bezug zu der relativen Größe des Oberflächengebiets steht, das von der Sonne beschattet und von der Sonne beleuchtet wird, müssen die passiven Lösungswege das fotoelektrische Verhalten von großflächigen Solarzellenarrays berücksichtigen. Der Satellit wird so ausgerichtet dass die Solarzellen der Arrays immer der Sonne zugewandt sind, so dass sie eine „Vorder" Seite des Solarzellenarrays besitzen, die der Sonne zugewandt ist, und eine „Rück" Seite besitzen, die der Sonne abgewandt ist. Die Rückseite des Solarzellenarrays ist elektrisch leitend und akzeptiert Elektronen von der Plasmaumgebung. Die Vorderseite des Solarzellenarrays umfasst eine schützende Abdeckung über den Solarzellen, die aus Glas und anderen elektrisch nicht leitenden Materialien gemacht ist. Ohne weitere Behandlung der Vorderseite des Solarzellenarrays sammeln sich die Elektronen auf der Rückseite des Arrays und können nicht zu der Oberfläche der elektrisch nicht leitenden Abdeckung auf der Vorderseite fließen, die dann die Elektronen fotoemittieren würde. Als Ergebnis tritt eine absolute Nettoaufladung des Weltraumfahrzeugs zusammen mit unterschiedlichen Aufladungen zwischen den Solarzellenabdeckungen und dem Rest des Solarzellenarrays auf.

Um dieses Aufladen abzumildern, ist bekannt, eine dünne Beschichtung eines elektrisch leitenden transparenten Materials aufzutragen, wie Indiumzinnoxid (ITO), auf die Vorderseite des Solarzellenarrays über dem Abdeckglas in einer Weise, dass eine elektrische Verbindung zwischen der Beschichtung und der Struktur hergestellt wird. Das ITO-beschichtete Abdeckglas ist ein passiver Fotoemitter, wie es das unbeschichtete Glas war. Indem ein leitender Pfad zu der Oberfläche mit der ITO-Beschichtung bereitgestellt wird, kann eine Fotoemission von der vorderen Arrayoberfläche den Nettoladungsaustausch mit der Plasmaumgebung ausgleichen, um eine Aufladung zwischen dem Weltraumfahrzeug und der Plasmaumgebung und eine Differenzladung zwischen den Abdeckungen und dem Rest des Arrays zu vermeiden. Allerdings ist die ITO-Beschichtung nicht perfekt transparent und dämpft den Sonnenlichteinfall auf das Solarzellenarray, was zu einer Reduzierung der Nettoeffizienz führt. Ein Aufladungsschutz wird damit auf Kosten einer reduzierten elektrischen Produktion erreicht, so dass selbst größere Solarzellenarrays benötigt werden. Als Alternative wurden aktive Systeme zur Überwachung der Plasmaumgebung und zur abhängigen Überwachung der Ladungsakkumulation vorgeschlagen, aber diese neigen dazu, zusätzliches Gewicht zu dem Weltraumfahrzeug zu liefern und sind nachgewiesenerweise nicht zuverlässig für ein projektiertes 15-jähriges Weltraumfahrzeugleben.

Die vorliegenden Lösungswege zum Steuern des Aufbaus von Ladung und der zugehörigen hohen Spannungen und der Lichtbogenbildung sind nicht vollständig akzeptabel, und die Satellitenfehler und/oder Verschlechterungen treten weiterhin als Ergebnis auf. Dementsprechend ist es ein Bedürfnis nach einem verbesserten Lösungsansatz zur Steuerung von Weltraumfahrzeug-Aufladung relativ zu der Plasmaumgebung. Die vorliegende Erfindung erfüllt dieses Bedürfnis und liefert ferner entsprechende Vorteile.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung stellt ein Weltraumfahrzeug bereit, das gegenüber der Nettoaufladung der Weltraumfahrzeug-Struktur relativ zu der Plasmaumgebung geschützt ist. Der Lösungsansatz der Erfindung fügt keinen substantiellen Betrag bezüglich des Gewichts des Weltraumfahrzeugs hinzu und kann in vielen Fällen zu einer Gewichtsreduzierung führen. Das Solarzellenarray ist nicht mit einem transparenten elektrischen Leiter bedeckt, wie Indiumzinnoxid, so dass das auf die Solarzellen auftreffende Licht nicht gedämpft wird und die Solarzelleneffizienz nicht reduziert wird. Dieser Lösungsansatz ist vollständig passiv und hoch zuverlässig. Er kann nach Modifikation existierender Strukturen in vielen Fällen verwendet werden.

Entsprechend der Erfindung ist ein Weltraumfahrzeug vorgeschlagen, das eine Weltraumfahrzeug-Basisstruktur mit einer nach außen gerichteten elektrisch leitenden Weltraumfahrzeug-Oberfläche aufweist. Die Weltraumfahrzeug-Basisstruktur umfasst ein Solarzellenarray. Eine Erdungsstruktur ist getrennt von dem Solarzellenarray und besitzt eine nach außen gerichtete elektrisch leitende Plasmaerdungsoberfläche. Eine elektrische Erdung erstreckt sich zwischen der Plasmaerdungsoberfläche, der Weltraumfahrzeug-Basisstruktur und der elektrisch leitenden Weltraumfahrzeug-Oberfläche. Im Weltall ist das Weltraumfahrzeug so ausgerichtet, dass die Plasmaerdungsoberfläche der Sonne zugewandt ist. Elektronenfotoemission von der Plasmaerdungsoberfläche gleicht das Sammeln von Elektronen auf dem abgeschatteten Abschnitt der Weltraumfahrzeug-Oberfläche aus, verhindert eine Elektronenansammlung und eine Aufladung relativ zu der Plasmaumgebung.

Die bevorzugte Anwendung der vorliegenden Erfindung ist bei einem großen Kommunikationssatelliten, der im Betrieb in einer geostationären Umlaufbahn positioniert ist. (Allerdings ist der Begriff „Weltraumfahrzeug" nicht darauf beschränkt und erstreckt sich auf andere Strukturen in einer Umlaufbahn, einschließlich aber nicht beschränkend auf Fahrzeuge in Umlaufbahnen hoher Neigung, Fahrzeugen in niederen Erdumlaufbahnen, Fahrzeugen in Polarumlaufbahnen, Solarabbildungsfahrzeuge, interplanetare Fahrzeuge und Komponenten wie Antennenreflektoren). Die der Sonne zugewandten Seiten der Abdeckungen der großen Solarzellenarrays des Satelliten müssen nicht beschichtet werden mit einem transparenten elektrischen Leiter, so dass deren Nettoeffizienz nicht reduziert wird. Stattdessen wird die separate Erdungsstruktur vorgesehen, um eine Ladungsableitung zu dem Plasma zu unterstützen. Die Erdungsstruktur ist vorzugsweise ein Solarkonzentrator, der benachbart zu aber getrennt von jedem Solarzellenarray vorgesehen ist, und mit dem Solarzellenarray über einen strukturellen Tragearm verbunden ist. Der Solarkonzentrator besitzt eine reflektierende Oberfläche, die Sonnenlicht in Richtung der Solarzellen des Solarzellenarrays reflektiert. Die reflektierende Oberfläche ist aus einer Metallschicht hergestellt, die elektrisch mit der Weltraumfahrzeug-Basisstruktur und der elektrisch leitenden Weltraumfahrzeug-Oberfläche verbunden ist, die abgeschattet ist. Mit diesem Lösungsansatz führt der Solarkonzentrator, der andererseits vorhanden ist, um die Effizienz der Solarzellenarrays zu verbessern, auch den Ladungsausgleich und die Plasmaerdungsfunktion aus. Die elektrische Verbindung zwischen dem Konzentrator und dem Solarzellenarray ist bezüglich der Funktion als Lichtreflektor nicht notwendig.

In anderen Anwendungen können andere Strukturen verwendet werden, um ein Aufladen relativ zu der Plasmaumgebung zu verhindern. Beispielsweise kann ein Solarsegel, das entweder zum Ausgleich der Sonnenwindbrücke oder zur Weltraumfahrzeug-Lagesteuerung eingesetzt wird, als Erdungsstruktur verwendet werden. Die elektrische Leitfähigkeit und die Fotoemission, die vorhanden ist, wenn das Sonnensegel als passive elektrische Erdung arbeitet, sind nicht für die Funktion als Solar- bzw. Sonnensegel notwendig. Andere separate Erdungsstrukturen können auch verwendet werden.

Die Plasmaerdungsoberfläche muss nicht typischerweise so groß sein wie die abgeschattete Oberfläche des Weltraumfahrzeugs, um einen Ladungstransfer zu und von dem Weltraumfahrzeug und der Plasmaumgebung auszugleichen. Da die Fotoemission von einer Oberfläche typischerweise zehn bis zwanzigmal stärker ist als das Elektronensammeln aus der Umgebung, sollte die Fläche der Erdungsoberfläche zumindest etwa 1/10 der Gesamtfläche des Weltraumfahrzeugs betragen, um die Erdungsfunktion zu erreichen. Die Plasmaerdungsoberfläche ist ein unisolierter elektrischer Leiter, wie beispielsweise ein unisoliertes Metall oder ein unisoliertes elektrisch leitendes Verbundmaterial. Die Verwendung der unbeschichteten Oberfläche führt zu einer Reduzierung des Gewichts im Vergleich zu einer beschichteten Oberfläche. Die Verwendung bzw. Anwendung von nicht leitenden Beschichtungen oder Oberflächenbehandlungen dieser Plasmaerdungsoberfläche verfehlt diese Erfindung.

Die vorliegende Erfindung liefert folglich eine vollständig passive Technik zur Erdung eines Weltraumfahrzeugs mit der umliegenden Plasmaumgebung. Ein Ladungsaufbau wird verhindert ohne jeglichen Verlust bezüglich der Effizienz der Solarzellen und ohne Gewichtszuwachs. Eine mögliche elektrische Verschlechterung und/oder Beschädigung des Weltraumfahrzeugs wird vermieden. Andere Arten von negativen Auswirkungen werden ebenfalls vermieden. Beispielsweise produziert bei einem Weltraumfahrzeug, das große optische Sensoren trägt, das Entgasen des Weltraumfahrzeugs Gas, das von den optischen Oberflächen des Sensors elektrostatisch angezogen werden kann, falls das Weltraumfahrzeug eine akkumulierte elektrostatische Aufladung besitzt. Die Verwendung der vorliegenden Erfindung reduziert oder verhindert elektrostatische Anziehung des Gases zu dem Weltraumfahrzeug und die damit einhergehende Kontamination des optischen Systems. Andere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden detaillierteren Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen, die dabei beispielhaft die Prinzipien der Erfindung darstellen. Der Umfang der Erfindung ist jedoch nicht auf diese bevorzugte Ausführungsform beschränkt.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

1 ist eine schematische perspektivische Ansicht eines Weltraumfahrzeugs, das den Lösungsansatz der Erfindung verwendet;

2 ist ein elektrisches Schaltungsdiagramm des Weltraumfahrzeugs von 1;

3 ist eine Schnittansicht des Sonnenkonzentrators entlang einer Linie 3-3 von 2;

4 ist ein Blockdiagramm eines bevorzugten Lösungsansatzes zur Umsetzung der Erfindung;

5 ist eine schematische perspektivische Ansicht eines anderen Weltraumfahrzeugs, das den Lösungsansatz der Erfindung benutzt;

6 ist eine grafische Darstellung des absoluten Spannungsaufbaus zwischen einer Satelliten-Solarzellenarraystruktur und der umliegenden Plasmaumgebung; und

7 ist ein Diagramm, das die Spannungsdifferenz zwischen dem Abdeckungsglas des Solarzellenarrays und der Trägerstruktur des Solarzellenarrays darstellt.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG

1 zeigt ein Weltraumfahrzeug 20 mit einem Weltraumfahrzeug-Basisaufbau, der einen Weltraumfahrzeug-Rumpf 22, zwei Solarkollektoren 24 mit Solarzellenarrays 26, die darauf montiert sind, und zwei Mikrowellenantennen 28 aufweist, die auf dem Rumpf 22 angebracht sind. Ein Paar von Sonnen- bzw. Solarkonzentratoren 30, die nicht Teil des Weltraumfahrzeug-Basisaufbaus sind, wie dieser Ausdruck hier benutzt wird, sind auf jeder Seite jedes Solarkolletors 24 positioniert. Die Solarkonzentratoren 30 reflektieren Sonnenlicht auf die Solarkollektoren 24, welches Sonnenlicht sonst nicht auf die Solarkolletoren 24 fallen würde, um damit den Gesamtenergieaustrag der Solarkollektoren 24 zu erhöhen.

Dieses Weltraumfahrzeug 20 wird in eine geostationäre Erdumlaufbahn gebracht und dient als Kommunikationsübertragsstation für Mikrowellensignale. Signale werden von einer der Antennen 28 empfangen, innerhalb des Weltraumfahrzeug-Rumpfs 22 über Verstärker verstellt, die mit von den Solarzellenarrays 26 produzierten Elektrizität betrieben werden, und über die andere der Antennen 28 zurück übertragen. Solche Satelliten haben eine erwartete Betriebslebenszeit von 15 Jahren oder mehr. Während das Weltraumfahrzeug 20 in der Umlaufbahn ist, befindet es sich in einer Plasmaumgebung mit freien Elektronen. Ein Problem eines solchen Weltraumfahrzeugs besteht darin, dass eine statische elektrische Aufladung des Weltraumfahrzeugs, das sich in dem Plasmafeld befindet, mit dem Aufbau wächst, dem Empfang/der Verstärkung/der Übertragung der Mikrowellensignale und/oder der Leistung der Solarzellenarrays 26 beeinflussen kann.

2 zeigt eine Ausführungsform des vorliegenden Lösungswegs zur Steuerung der elektrischen Aufladung des Weltraumfahrzeugs 20. Das Weltraumfahrzeug 20 hat eine nach außen gerichtete Weltraumfahrzeug-Oberfläche 32. Ein Teil der Oberfläche 32 ist der Sonne zugewandt und wird von der Sonne bestrahlt, wenn das Weltraumfahrzeug 20 in der Umlaufbahn ist und funktioniert, und ein Teil der Oberfläche 32 ist weg von der Sonne gerichtet und ist gegenüber der Sonne abgeschattet, was in 2 gekennzeichnet ist. Zumindest ein Bereich 32a der Oberfläche 32 ist elektrisch leitfähig gemacht, um statische Ladungen abzuleiten, die ansonsten auf der Oberfläche 32 aufgebaut würden. Der leitende Abschnitt 32a kann durch Ausbildung aus einem leitfähigen Material oder einer Beschichtung mit einer leitfähigen Beschichtung 34 hergestellt werden. Das leitfähige Material kann beispielsweise ein Metall sein, wie Aluminium oder ein elektrisch leitendes Verbundmaterial, wie beispielsweise Kohlenstofffasern in einer Harz (beispielsweise Epoxydharz) Matrix. Die leitfähige Beschichtung 34 ist typischerweise eine Farbe mit einem elektrisch leitenden Pigment, das in einem Bindemittel gelöst ist. Solche Beschichtungen in unterschiedlichen Farben, die aus Wärmesteuerungszwecken ausgewählt werden, sind bekannt.

Die Solarkonzentratoren 30, die detaillierter in 3 gezeigt sind, sind vorzugsweise aus einer Trägerstruktur 36 mit einer reflektierenden Schicht 38 ausgebildet, die darauf getragen wird. Die Tragestruktur 36 wird von dem Solarkollektor 24 durch einen strukturellen Tragearm 40 getragen. Die reflektierende Schicht 38 besteht typischerweise aus einer Schicht 42 aus einem Polyamidkunststoff, wie DuPont KaptonTM Polymertafel von etwa 0,001 Inch Dicke, die mit einer Schicht 44 aus einem Metall, wie beispielsweise Aluminium, mit einer Schicht von 1000–1500 Angstrom beschichtet ist. Die Metallschicht 44 ist nicht bemalt bzw. lackiert oder auf andere Weise mit einem dielektrischen (elektrisch nicht leitenden) Material beschichtet, was es sonst uneffektiv beim Emittieren von Elektronen durch Fotoemission machen würde, wenn es durch Sonnenlicht bestrahlt wird. Die Metallschicht 44 dient zwei Funktionen in dem Weltraumfahrzeug 20. Sie reflektiert Sonnenlicht in die Solarkollektoren 24, und sie dient als Plasmaerdungsoberfläche 44a, wie nachfolgend beschrieben wird.

2 zeigt ein Satz von elektrischen Verbindungen 46. Bei dieser Ausführungsform wird die elektrische Erdung des Weltraumfahrzeugs mit der Plasmaumgebung durch elektrische Verbindung der Metallschicht 44 (Verbindung 46a), dem elektrisch leitenden Abschnitt 32a der Oberfläche 32 (Verbindung 46b), dem elektrisch leitenden Abschnitt der inneren Tragestruktur der Solarkollektoren 24 (Verbindung 46c), dem elektrisch leitenden Abschnitt des Tragearms 40 (Verbindung 46d) und dem elektrisch leitenden Abschnitt der inneren Tragestruktur des Weltraumfahrzeug-Rumpfs 22 (Verbindung 46e) erreicht. Die elektrischen Verbindungen können durch jede einsetzbare Technik erreicht werden. Einige der elektrischen Verbindungen werden typischerweise durch elektrisch leitende Drähte oder Bänder erreicht, wie Verbinder 46a46e. Einige der elektrischen Verbindungen werden typischerweise durch Mittel der leitenden Oberfläche 32a erreicht, die ein elektrischer Leiter sein kann oder eine elektrisch leitende Beschichtung oder Endbehandlung, wie eine elektrisch leitende schwarze oder weiße Farbe. Im letztgenannten Fall besitzt die Oberflächenbeschichtung oder -bearbeitung vorzugsweise einen elektrischen Widerstand von weniger als 109 Ohm pro Quadrat, um eine ausreichende elektrische Leitfähigkeit bereitzustellen.

Der Lösungsansatz zur Verhinderung des Aufbaus elektrischer Ladungen ist in 4 dargestellt. Das Weltraumfahrzeug 20 wird bereitgestellt, Bezugszeichen 60, und in den Weltraum gebracht, Bezugszeichen 62. Das Weltraumfahrzeug 20 wird so ausgerichtet, dass die Solarkollektoren 24 der Sonne zugewandt sind. Die Plasmaerdungsoberfläche 44a wird dadurch so ausgerichtet, dass sie der Sonne zugewandt ist, Bezugszeichen 64.

Wenn das Weltraumfahrzeug 20 so ausgerichtet ist, empfängt der Abschnitt der Oberfläche 32a, der im Schatten liegt, Elektronen und absorbiert Elektronen aus der Plasmaumgebung. Die Plasmaerdungsoberfläche 44a wird vom Sonnenlicht beschienen und emittiert einige oder alle dieser Elektronen über einen Fotoemissionsprozess. Somit ist jede Plasmaerdungsoberfläche 44a betreibbar und deren Vorhandensein hat einen vorteilhaften Effekt auf die Reduzierung elektrischer Ladung auf dem gesamten Weltraumfahrzeug. Vorzugsweise beträgt die Fläche der Plasmaerdungsoberfläche zumindest etwa 1/10 der Gesamtoberfläche des Weltraumfahrzeugs, um eine vollständige elektrische Erdung des Weltraumfahrzeugs mit dem Plasma zu erreichen.

5 zeigt eine andere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Ein Weltraumfahrzeug 20' hat einen einzelnen Solarkollektor 24', der sich davor erstreckt. Ein Sonnensegel 70 ist auf dem Weltraumfahrzeug 20' angebracht und gegenüber dem Solarkollektor 24' angeordnet. Das Sonnensegel 70 dient zum Ausgleich des Drucks des Sonnenwinds, der auf den Solarkollektor 24' wirkt. Indem das Sonnensegel 70 mit einer elektrisch leitenden Plasmaerdungsoberfläche 72 hergestellt wird und die Oberfläche und der Weltraumfahrzeug-Basisaufbau miteinander geerdet werden, wie dies zuvor erläutert wurde, hilft das Sonnensegel 70 auch beim Ableiten der akkumulierten elektrischen Ladungen und beim Erden des Weltraumfahrzeugs mit der Plasmaumgebung.

Die Erfinder haben Analysen und Simulationen der Aufladung von herkömmlichen geostationären Kommunikationssatelliten und einem geostationären Kommunikationssatelliten ausgeführt, der mit der umliegenden Plasmaumgebung entsprechend der vorliegenden Erfindung geerdet wurde. 6 ist ein Diagramm der Spannungsdifferenz zwischen dem Aufbau des Solarzellenarrays und der umliegenden Plasmaumgebung während einer Periode einer ungestörten umliegenden Umgebung und einer nachfolgenden Periode einer ruhigen umliegenden Umgebung. (Eine „gestörte" umliegende Umgebung betrifft Bedingungen, die manchmal während geomagnetischer Stürme auftreten, was zeitlich befristete Bedingungen sind, die typischerweise alle paar Tage während der Lebenszeit des Satelliten auftreten und die mit dem Magnetfeld der Erde in Verbindung stehen. Da eine solche „gestörte umliegende Umgebung halbregelmäßig während der Lebenszeit des Satelliten erwartet wird, muss der Satellit dessen Wirkungen widerstehen.) Bei diesen Bedingungen erfährt ein herkömmlicher Satellit eine Spannung von nahezu –7000 Volt während der Periode der gestörten umliegenden Umgebung aufgrund eines Ungleichgewichts von Elektronensammeln und Fotoemission. Unter diesen Bedingungen kann die Spannung sogar noch höher sein. Ein Satellit, der entsprechend der vorliegenden Erfindung mit der Plasmaumgebung geerdet ist, besitzt im Wesentlichen keinen Spannungsaufbau.

Ähnlich wie in 7 dargestellt, wird die Differenzspannung zwischen dem Abdeckglas des Solarzellenarrays und dessen darunter liegende Struktur bei herkömmlichen Satelliten sehr groß, bleibt aber nahezu konstant bei einem Satelliten entsprechend der vorliegenden Erfindung. Bei dem herkömmlichen Satelliten hindert die Fotoemission die Glasoberfläche des Abdeckglases daran, sich relativ zu dem Plasma aufzuladen, sondern die darunter liegende Struktur lädt sich negativ auf (wie in 6 gezeigt), was zu einer großen Spannungsdifferenz zwischen dem Abdeckglas und der darunter liegenden Struktur führt. Labortests haben gezeigt, dass Differenzspannungen dieser Größe elektrische Lichtbögen verursachen. Dieser Typ von Lichtbogen auf dem Solarzellenarray und anderen Weltraumfahrzeug-Oberflächen hat eine Verschlechterung des Array-Energieaustrags verursacht und beeinträchtigt und verschlechtert die Weltraumfahrzeug-Leistung. Im Weltraumfahrzeug entsprechend der vorliegenden Erfindung bleibt andererseits die Spannungsdifferenz im Wesentlichen null, sowohl in gestörter als auch in ruhiger umliegender Plasmaumgebung, da die Struktur und das nicht leitende Glas unabhängig nahe dem Potential der umliegenden Plasmaumgebung gehalten wird.

Zusammenfassend betrifft die Erfindung ein Weltraumfahrzeug 20, das einen Weltraumfahrzeug-Basisaufbau aufweist, der eine nach außen gerichtete elektrisch leitende Weltraumfahrzeug-Oberfläche 32a mit einem Weltraumfahrzeug-Aufbau aufweist, der ein Solarzellenarray 26 umfasst. Eine Erdungsstruktur besitzt eine nach außen gewandte elektrisch leitende Plasmaerdungsoberfläche 44a, und eine elektrische Erdung 46 erstreckt sich zwischen der Plasmaerdungsoberfläche 44a und dem Weltraumfahrzeug-Basisaufbau. Im Weltall ist das Weltraumfahrzeug 20 mit der Plasmaerdungsoberfläche 44a zu der Sonne hin ausgerichtet. Elektronenfotoemissionen von der Plasmaerdungsoberfläche (44a) gleichen die Elektronenladung bzw. -aufladung des Abschnitts der Weltraumfahrzeug-Oberfläche aus, die nicht der Sonne zugewandt ist, was eine elektrische Aufladung des Weltraumfahrzeugs 20 relativ zu der Plasmaumgebung verhindert.

Obgleich eine bestimmte Ausführungsform der Erfindung im Detail zu Darstellungszwecken erläutert wurde, lassen sich verschiedene Modifikationen und Verbesserungen durchführen, ohne den Geist und den Umfang der Erfindung zu verlassen. Entsprechend ist die Erfindung nicht zu beschränken, mit Ausnahme auf die angehängten Ansprüche.


Anspruch[de]
  1. Weltraumfahrzeug mit:

    einer Weltraumfahrzeug-Basisstruktur, die eine nach außen gewandte elektrisch leitfähige Weltraumfahrzeug-Oberfläche (32a) aufweist, wobei die Weltraumfahrzeug-Basisstruktur eine Solarzellen-Anordnung (26) aufweist;

    gekennzeichnet durch

    eine Erdungsstruktur, die von der Solarzellen-Anordnung (26) getrennt ist und eine nach außen gerichtete elektrisch leitfähige Plasma-Erdungsoberfläche (44a) besitzt; und

    eine elektrische Erdung (46), die sich zwischen der Plasma-Erdungsoberfläche, der Weltraumfahrzeug-Basisstruktur und der elektrisch leitfähigen Weltraumfahrzeug-Oberfläche erstreckt.
  2. Weltraumfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Weltraumfahrzeug ein Kommunikationssatellit ist.
  3. Weltraumfahrzeug nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Erdungsstruktur ein Solarsegel (70) aufweist.
  4. Weltraumfahrzeug nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Erdungsstruktur einen Solarkonzentrator (30) aufweist.
  5. Weltraumfahrzeug nach einem der Ansprüche 1–4, dadurch gekennzeichnet, dass die Weltraumfahrzeug-Basisstruktur aufweist

    einen Weltraumfahrzeug-Körper (22) und

    ein Solarpaneel (24; 24').
  6. Weltraumfahrzeug nach einem der Ansprüche 1–5, dadurch gekennzeichnet, dass die Erdungsstruktur von der Weltraumfahrzeug-Basisstruktur getrennt ist, aber mit der Weltraumfahrzeug-Basisstruktur über einen strukturellen Tragarm (40) verbunden ist.
  7. Weltraumfahrzeug nach einem der Ansprüche 1–6, dadurch gekennzeichnet, dass die Plasma-Erdungsoberfläche (44a) ein Metall umfasst.
  8. Weltraumfahrzeug nach einem der Ansprüche 1–7, dadurch gekennzeichnet, dass die Plasma-Erdungsoberfläche (44a) ein Erdungs-Oberflächengebiet aufweist und die Weltraumfahrzeug-Oberfläche ein Weltraumfahrzeug-Oberflächengebiet aufweist und das Erdungs-Oberflächengebiet zumindest etwa 1/10 des Weltraumfahrzeug-Oberflächengebiets ist.
  9. Weltraumfahrzeug nach einem der Ansprüche 1–8, dadurch gekennzeichnet, dass die elektrische Erdung (46) einen frei stehenden elektrischen Leiter aufweist.
  10. Weltraumfahrzeug nach einem der Ansprüche 1–8, dadurch gekennzeichnet, dass es einen elektrischen spezifischen Widerstand von weniger als etwa 109 Ohm pro Quadratinch (engl: nur square) besitzt.
  11. Verfahren zur Verhinderung des Aufbaus elektrischer Ladungen auf einem Weltraumfahrzeug, mit den Schritten:

    Bereitstellen eines Weltraumfahrzeugs (20; 20') mit

    einer Weltraumfahrzeug-Basisstruktur, die eine nach außen gerichtete elektrisch leitfähige Weltraumfahrzeug-Oberfläche (32a) aufweist und ferner eine Solarzellen-Anordnung (26) umfasst,

    einer Erdungsstruktur, die von der Solarzellen-Anordnung getrennt ist und eine nach außen gerichtete elektrisch leitfähige Plasma-Erdungsoberfläche (44a) aufweist, und

    einer elektrischen Erdung (46), die sich zwischen der Plasma-Erdungsoberfläche, der Weltraumfahrzeug-Basisstruktur und der elektrisch leitfähigen Weltraumfahrzeug-Oberfläche erstreckt; und

    Platzieren des Weltraumfahrzeugs (20; 20') im Weltraum; und

    Ausrichtung des Weltraumfahrzeugs (20; 20'), wobei die Plasma-Erdungsoberfläche (4a) zur Sonne hin gewandt ist.
  12. Verfahren nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt des Platzierens des Weltraumfahrzeugs im Weltraum den Schritt des Platzierens des Weltraumfahrzeugs (20; 20') in einer geostationären Erdumlaufbahn umfasst.
Es folgen 4 Blatt Zeichnungen






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