PatentDe  


Dokumentenidentifikation DE102005062841A1 26.07.2007
Titel Verbesserter Thruster-Solarsegler durch zusätzliche treibstofflose Steuerung/Lageregelung (ACS)-Solarsegler-Launchsystem, bestehend aus selbstvergrößerndem Solarsegler mit ACS und Launcher
Anmelder Ellinghaus, Frank, 76547 Sinzheim, DE
Erfinder Ellinghaus, Frank, 76547 Sinzheim, DE
DE-Anmeldedatum 28.12.2005
DE-Aktenzeichen 102005062841
Offenlegungstag 26.07.2007
Veröffentlichungstag im Patentblatt 26.07.2007
IPC-Hauptklasse B64G 1/40(2006.01)A, F, I, 20051228, B, H, DE
Zusammenfassung Mit dieser Patentschrift wird unter Abschnitt A) eine verbesserte primäre treibstofflose Steuerung bzw. Lageregelung (ACS) für Solarsegler durch kontrolliertes Setzen und Reffen durch Ab- und Aufrollen (roller reefing) von Segelbahnen vorgestellt.
Dieses Roller Reefing Verfahren kann sowohl für in einem Vorantrag des Erfinders behandelte Thrusterring-Solarsegler als auch die in diesem Antrag zusätzlich vorgestellten selbstvergrößernden Solarsegler eingesetzt werden.
Unter B) wird ein Launchsystem beschrieben, das es ermöglicht, einen auf der Erde montierten, ohne weitere Weltraummontage voll funktionsfähigen Solarsegler ins All zu verbringen, der sich automatisch mit Hilfe des Launchers im Weltraum vergrößert.
Anders als bisherige Designs selbstentfaltender Solarsegler besitzt der hier behandelte selbstvergrößernde Segler jedoch durch Ausnutzung der vollen Grundfläche des Launchers eine Dockingstation zur Aufnahme von dockingfähigen Tochtereinheiten (z.B. Raumfahrzeuge, Satelliten, Lander, autonom manövrierfähige Zusatztriebwerke) sowie zur Stromversorgung ausreichende Solarzellenarrays, die bereits einsatzfähig montiert sind und nicht entfaltet/vergrößert werden müssen.

Beschreibung[de]
Vorgeschichte: Erstantrag:

Mit Antrag vom Juli 2002 beantragte der Erfinder die Patenterteilung für einen (bevorzugt runden) Thruster-Solarsegler, dessen Grundform Grundlage der weiteren Folgeanträge ist.

Der Thruster-Solarsegler ist insbesondere durch einen starren Außenring gekennzeichnet, der im Weltraum relativ einfach aus ineinander steckbaren Rohrsegmenten zusammengesetzt werden kann (s. www.solar-thruster-sailor.info/sts/sts.html).

Der Außenring nimmt sowohl die hauptsächlich zur Steuerung und Lageregelung vorgesehenen Niedrigschubthruster, als auch sämtliche in der Ringscheibe liegenden Lasten, sowie das Solarsegel (mit Hilfe von Spanngurten) auf.

Diese Bauweise erhöht nicht nur die Manövrierfähigkeit des Seglers sondern lässt eine gleichmäßige Lastenverteilung auf den Außenring zu, wodurch eine unnötige zusätzlich Mast- und Sparren-Konstruktionen zur Straffung der Segelfläche, die insbesondere Kennzeichen bisheriger Konzepte der quadratischen Mastensegler ist, vermieden wird.

Erster Folgeantrag:

Im Januar 2003 folgte ein erster Folgeantrag, mit dem u. a. das vorgenannte Thruster-Solarsegler-Design um Docking- und Nutzlast-Einrichtungen in Form eines Innenringes bzw. einer Innenring-Konstruktion ergänzt wurde

(s. www.solar-thruster-sailor.info/figs/fig8-8b.html).

Verwirklicht wurde diese Innenring-Konstruktion durch Rohrkörper, an denen sowohl Docking-Halterungen als auch Winden-Einrichtungen zur Handhabung von Ladung angebracht sind.

Diese Dockingkonstruktion kann sich durch entsprechende Rohrführung auch auf den Raum oberhalb und unterhalb der Scheibenebene des Raumfahrzeuges ausdehnen (s. 8a und 8b des Vorantrages).

Hierdurch kann/können Nutzlast und/oder mehrere Tochtereinheiten in Lagen über- und untereinander aufgenommen werden, wodurch ein Magazindock entsteht, dessen Nutzlasten/Tochtereinheiten mittels in den Dockingraum hineinreichender Dockinghalterungen im Dockingraum gehalten werden.

Der Solarsegler mutiert somit je nach Verwendungszweck unter anderem zum Mutterschiff für den Transport ganzer Raumfahrzeugschwärme oder zum Containerschiff, dass den Materialtransport mit Hilfe selbständig ein- und ausdockender „flugfähiger Container" erlaubt.

Der Schwerpunkt dieser Konstruktionsform liegt daher auf dem Transport und der Manipulation von Nutzlast. Hierbei wird die Manövrierfähigkeit des Solarseglers im Gegensatz zu anderen Designs trotz der umfangreich zu handhabenden Massen durch die zentrale Lage der Docking-Innenring-Konstruktion so wenig wie möglich beeinträchtigt.

Die bevorzugte Anwendung des Erfinders ist hierbei eine Trägerschiff-Lander-Kombination, die eine Materialentnahme an Asteroiden und Kometen und die Rückführung der gewonnenen Rohstoffe in den Erdorbit zulässt, wobei weitere Tochtereinheiten zur visuellen und messtechnischen Beobachtung der Operation und zur Datenübermittlung mitgeführt werden können, die die Fernsteuerung der Lander erleichtern.

Die Tochtereinheiten zeichnen sich hierbei weitgehend dadurch aus, dass Sie über Haltevorrichtungen verfügen, in die die in den zentralen Dockingraum hineinragenden automatischen Halterungen der Dockingstation hineingreifen können.

Dies ist nach dem vorliegenden Design dadurch gelöst, dass die Tochtereinheiten ebenfalls einen starren Außenring besitzen, der nicht nur der Aufnahme von Thrustern und Ladung, sondern auch den Dockinghalterungen des Mutterschiffes als Haltevorrichtung dient, dessen Rohrkörper sie haltend umfassen.

Für die Landung auf Asteroiden wären diese Tochtereinheiten ähnlich aufgebaut wie der Solarsegler, also eher flach oder bei Containereinheiten tablettenförmig, mit einem Außenring mit Niedrigschub-Thruster-Einheiten versehen, die eine sehr präzise Steuerung zulassen.

Um diese Steuerung nicht durch ständigen Schub in schwierigen Lande-Start- und Docking-Situationen zu behindern, wären die Tochtereinheiten jedoch im allgemeinen nicht mit einem eigenen Solarsegel ausgestattet.

Die einheitliche Koppelungstechnik ermöglicht die einfache Umrüstung des Solarseglers für unterschiedliche Einsatzzwecke durch Austausch von Tochtereinheiten.

Durch die einfache Haltetechnik beim Docking-Vorgang müssen keine umfangreichen Anpassungen unterschiedlicher Haltekonzepte erfolgen. Tochtereinheiten müssen lediglich einen Haltering bieten, der es den Dockinghalterungen der Dockingstation des Mutterschiffes ermöglicht, den Rohrkörper des Halteringes zu umfassen.

Dies begünstigt somit auch nationale oder internationale Kooperationen unterschiedlicher Träger, wenn ein derartiges einheitliches Haltekonzept strikt eingehalten wird.

Insbesondere können auch kleinere Träger, wie Unternehmen, Universitäten, bisher nicht raumfahrende Nationen in die Weiterentwicklung und Planung von Weltraummissionen eingebunden werden.

Die Trägerschiff/Tochtereinheiten Kombinationen ermöglichen es diesen kleineren Trägern, sich auf Entwicklung und Betrieb der Tochtereinheiten zu konzentrieren, während Launchen, sowie Betrieb und Unterhaltung der Mutterschiffe durch Raumfahrtagenturen bzw. große Raumfahrtunternehmen sichergestellt werden könnte.

Hierfür ist allerdings ein politisch vorzugebender Paradigmenwechsel in den Aufgabenstellungen der Raumfahrtagenturen insoweit erforderlich, dass sie nicht nur eigene Raumfahrtmissionen vornehmen, sondern auch dafür zwingend zuständig sind, Unternehmen und Forschungseinrichtungen zumindest der eigenen Nation bzw. Mitgliedsstaaten gegen (evtl. subventioniertes) Entgelt Weltraumanwendungen durch Bereitstellung von Weltraum-Infrastruktur und beratende Unterstützung zu ermöglichen.

Zweiter Folgeantrag:

Ein mit den vorstehend beschriebenen Merkmalen versehener Solarsegler besitzt zwar grundsätzlich eine gute Steuerbarkeit jedoch auch die Schwäche, dass (wenn auch nur in geringem Ausmaß) Treibstoff zum regulären Betrieb, insbesondere zur Steuerung und Lageregelung erforderlich ist.

Auch war das Anbringen bzw. Segelsetzen insbesondere sehr großer Solarsegel noch nicht ausreichend vereinfacht, bzw. die genaue Vorgehensweise für derartige Vorgänge ist bisher noch nicht konzeptionell durchgearbeitet worden.

Das Falten und Entfalten großer Solarsegel im Zusammenhang mit der Montage schwer zu handhabender, sperriger und verletzlicher riesiger Solarsegelflächen wurde bisher als vermutlich schwerwiegendstes Hindernis, das dem tatsächlichen Einsatz großer Solarsegler im Weltraum entgegensteht, angesehen.

Die vorgenannten Problemgruppen wurden mit dem zweiten Folgeantrag dadurch umgangen, dass das Segel nicht in einem oder mehreren sehr großen Stück(en) gesetzt und betrieben wird, sondern in mehreren auf Rollen aufgerollten Bahnen.

(s. www.solar-thruster-sailor.info/figs/fig13.html).

Auch die Montage des Segels wurde hierdurch entscheidend vereinfacht. Sie erfolgt nunmehr einfach durch Einsetzen der Segelbahnrollen mit den daran aufgerollten Folien in hierfür vorgesehene Halterungen am Außenring des Solarseglers.

Diese werden durch an der Innenringkonstruktion angebrachte Winden durch Aufspulen entsprechender Zugfäden, die an den Kantenfäden der Segelfolien ansetzen ausgerollt und damit gesetzt.

Durch Elektromotoren, die an den Rollenhalterungen angebracht sind, können die Segelbahnen nicht nur gerefft werden, sondern es ist grundsätzlich auch eine Steuerung des Seglers durch Vergrößern und Verkleinern der Segelfläche an den gewünschten Stellen des Seglers möglich.

Dies ist somit der erste Einstieg in eine komplett treibstofflose Lageregelung und Steuerung des Seglers wobei die Thruster dann nur noch als Backup-Steuerung oder in besonders schwierigen Situationen benutzt werden.

Ebenso bestand noch das Problem, das mit derzeitigen technischen Mitteln ein großer Solarsegler nur im Weltraum an einer Raumstation montiert werden kann.

Da sich diese Raumstationen voraussichtlich auch in mittelfristiger Zukunft wegen der Strahlenbelastung für Astronauten im Schutz des irdischen Magnetfeldes befinden müssen, kommt hierfür nur ein erdnaher Orbit in Frage, der sich leider gleichzeitig im Bremsbereich der äußeren irdischen Atmosphärereste befindet.

Ein Solarsegler mit seiner riesigen Segelfläche würde in diesem Bereich mit gesetztem Segel in seiner Umlaufgeschwindigkeit jedoch derart ausgebremst, dass der Absturz auf die Erde unvermeidbar wäre.

Die offensichtliche Lösung für ein derartiges Problem ist, den Thruster-Solarsegler zunächst an der Raumstation zu montieren, ihn sodann mit Hilfe seiner Thruster aus dem gefährlichen planetarischen Randatmosphäre-Bereich hinaus zu manövrieren und die Segelfläche erst in einem für den Solarsegler ungefährlicheren Bereich zu setzen. Dies ermöglicht die mit dem zweiten Folgeantrag vorgestellte Konstruktionsweise.

Darüber hinaus wird jedoch nach Auffassung des Erfinders ERSTMALS das Reffen (hier durch Wieder Einrollen der Segelbahnen) der Segelflächen eines Solarsegler-Designs möglich.

Besonders wichtig ist diese Eigenschaft, wenn z. B. Material von Asteroiden zur erdnahen Weltraumstation zurücktransportiert werden muß, um die oben erwähnte Absturzgefahr zu vermeiden.

Außerdem kann der Solarsegler durch die Rückkehrmöglichkeit zur Raumstation dort wieder gewartet werden, z. B. durch Austausch der steckbaren Thrustereinheiten einschließlich der in diesen Einheiten integrierten Treibstofftanks oder beschädigter Segelbahnen.

Eine weitere Innovation des zweiten Folgeantrages war die mögliche Verwendung von dockingfähigen Zusatztriebwerken, die selbständig in die Dockingstation des Mutterschiffes eindocken und dieses zusätzlich beschleunigen können.

Hierbei können einzelne oder geclusterte Triebwerkseinheiten jeglicher Art zum Einsatz kommen, die auch stärkere Antriebskräfte entwickeln als das Solarsegel.

Es können z. B. auch Dampfantriebe (zur einfachen Verwendung von Wassereis als Treibstoff), chemische oder atomare Antriebsarten zusätzlich zum oder anstelle des Segelantriebes verwendet werden.

Hiermit kann die geringe Anfangsbeschleunigung des Solarseglers bei zeitkritischen Missionen umgangen werden oder der Einsatz eines Seglers auch in einem Bereich erfolgen, in dem die Kraft der Sonnenstrahlung nicht mehr ausreicht, den Segler nennenswert zu beschleunigen (ab ca. 3 astronomischen Einheiten (AU), dass heißt der dreifachen Entfernung von der Erde zur Sonne).

Notwendigkeit des hiermit vorliegenden dritten Folgeantrages:

Auf seiner homepage www.solar-thruster-sailor.info hatte der Erfinder seine Solarsegler-Designs zum Teil kurzfristig nach Patent-Antragstellung publiziert und auch Experten für Solarsegler hierauf aufmerksam gemacht.

Aus diesem Kreis wurde angeregt, doch auf der Grundlage der bisherigen Designs einen Segler zu entwickeln, der nicht erst im Weltraum montiert werden müsste, weil sowohl robotische als auch astronautische Arbeitszeiten dort derzeit sehr limitiert und kostspielig sind.

Außerdem wurde auf die Problematik der Materialermüdung durch oftmaliges Auf- und Abrollen der Segelbahnrollen, bei den extrem dünnen und verletzlichen Solarsegel-Folien hingewiesen.

Beide Argumente sind nicht von der Hand zu weisen.

Nachfolgend wird daher im Teil A) eine Weiterentwicklung der Segel-Setz- und -Reffanlage des Vorantrages vorgestellt, die es erlaubt, den Segler durch Betätigung dieser Anlage zu steuern, ohne dass der verletzliche Teil der Solarsegel-Folie auf und abgerollt werden muss.

Unter B) folgt sodann ein Solarsegler-Launchsystem, dass es erlauben soll, einen umfassend mit Dockingstation und Solarzellen-Arrays ausgerüsteten Solarsegler ohne weitere Weltraum-Montagearbeiten funktionsfähig ins All zu verbringen.

Hierbei soll der Segler von vornherein sowohl mit einer Steuerung durch Segelreffanlage als auch mit bereits eingedockten Tochtereinheiten (z. B. Dokumentations und Komunikationssatelliten, Asteroiden-/Kometenlander, dockingfähige Zusatz-Beschleunigungstriebwerke) versehen sein.

Aufgrund der geringen Schwerkraft von Asteroiden und Kometen wäre es mit Hilfe der Niedrigschub getriebenen Tochtereinheiten möglich, Asteroiden-Proben Entnahmen und Rückführung dieser Proben zum Erdorbit mit einem einzigen Launcherstart sehr kostengünstig durchzuführen.

Derartige möglichst sonnennahe Missionen zu Asteroiden dürften vermutlich um Dimensionen günstiger als entsprechende Missionen zum Mond sein, die wegen der dortigen höheren Schwerkraft und spärlicher zur Verfügung stehender Sonnenenergie nicht mit derart leichtem und daher äußerst kostengünstigem Gerät durchführbar sind.

Abschnitt A): durch zusätzliche treibstofflose Steuerung/Lageregelung (– Attitude Control System – ACS –) verbesserte Thruster-Solarsegler bzw. Thrusterring-Raumfahrzeuge.

Aufgabe des ACS nach A) ist es, die treibstofflose Lageregelung und daher den zumindest zeitweise komplett treibstofflosen Betrieb eines Solarseglers mit starrem Außenring zu ermöglichen und bisher konzipierte treibstofflose Lageregelungs-Systeme für Solarsegler in der Wirkung und in der Anwendung zu verbessern. Dies gilt sowohl für sehr große, im Weltraum montierte Solarsegler als auch für die sich selbst im Weltraum vergrößernden Solarsegler nach dem noch folgenden Abschnitt B).

Außerdem soll zusätzlich die Wirksamkeit der Steuerung durch die Segel-Setz- und -Reffanlage verbessert werden.

Ein Solarsegler hat ähnlich wie ein Segelboot zwei virtuelle Zentren, die austariert werden müssen, damit es nicht zu unerwünschten Drehungen kommt, die das Boot in eine falsche Richtung führen oder durch Gegensteuern ausgeglichen werden müssen.

Soll ein Segelboot möglichst schnell geradeaus segeln muss es so zum Wind ausgerichtet werden, dass sein Zentrum des Winddruckes auf das Segel auf der gleichen Höhe steht wie das entgegengesetzt wirkende Zentrum des Wasserdruckes auf Schwert und Bootskörper. Jede erforderlich werdende Steuerbewegung durch das am Ende des Bootskörpers befindliche Ruder bremst das Segelboot ab.

Ein gut austariertes Boot ist tendenziell daher immer schneller als ein nicht austariertes, da unnötige (abbremsende) Steuerbewegungen vermieden werden.

Der Solarsegler als Raumfahrzeug ist zwar einerseits nicht von den Launen des irdischen Windes abhängig, denn er kann auf einen ständigen, sehr gleichmäßigen Strom der ihn immer aus gleicher Richtung antreibenden Sonnenstrahlung bauen, andererseits befindet er sich im freien Raum und kann daher durch die einwirkenden Kräfte in jede dreidimensionale Richtung gedreht werden.

Dies ist natürlich nicht immer erwünscht, da die Fläche des Seglers so zur Sonne ausgerichtet werden soll, das er eine möglichst hohe Beschleunigung erzielt.

Die Steuerung wird darüber hinaus noch erschwert durch planetare Gravitationskräfte, wie die der Erde, die zusätzlich noch berücksichtigt werden müssen.

Die Lageregelung eines Solarseglers kann durch die Verschiebung sowohl seines Massezentrums als auch seines Zentrums des auf ihn einwirkenden Strahlungsdruckes erfolgen. Liegen diese beiden Zentren auf demselben Punkt, sollte es nicht zu einer unerwünschten Drehung des Seglers kommen, meistens wird dies jedoch nicht der Fall sein.

Unerwünschte Torsionskräfte durch Schwerpunktverlagerung entstehen auch bei verschiedenen anderen Raumflugkörpern und werden im Englischen auch als „thrust vector misalignment problem" bezeichnet.

Beim Solarsegler würde dies ohne Gegenmaßnahmen dazu führen, dass er von der günstigsten Ausrichtung zur Sonne abdrehen würde und im schlimmsten Fall weder gesteuert noch ausreichend in Zielrichtung angetrieben werden könnte.

Andererseits kann gerade bei dem relativ leichten Solarsegler die Massenverschiebung auch zur treibstofflosen Steuerung ausgenutzt werden.

Die einfachste Möglichkeit der treibstofflosen Lageregelung und Steuerung von der Strahlungsdruckseite her besteht aus der Platzierung von zusätzlichen beweglichen Steuersegelflächen (vanes), die entsprechend ausgerichtet die Lage des Strahlungsdruckes manipulieren können.

Derartige Konzepte wurden schon seit Jahren, insbesondere für einen 4 Quadratkilometer großen quadratischen Mastensegler publiziert, der als Versorgungsfahrzeug für Marserkundungen dienen sollte, weitere Vane-Designs finden sich unter „Colin Mc Innes, Solar Sailing, Technology, Dynamics and Mission Applications", 1. Ausgabe, Seiten 99 bis 101.

Die Steuerung durch zusätzliche bewegliche Steuersegel hat allerdings auch Nachteile. In abnormalen Steuersituation könnte es vorkommen, dass sich die Steuerbewegungen nicht auswirken, weil z. B. die Sonnenstrahlen parallel sowohl an den Segelflächen des Hauptsegels als auch an der Segelfläche des Steuersegels vorbeiführen.

Eine Lösung hierzu wäre, dass die „vanes" nicht nur drehbar sondern auch klappbar ausgeführt werden. Hier wären sicherlich jedoch Komplikationen in Bezug auf die Stabilität bei der Verwirklichung einer Vane-Steuerung bei selbstentfaltenden Masten-Seglern zu erwarten, deren Masten sich entrollen.

(Sind derartige Masten nach der Entfaltung wirklich stabil genug, um an ihren Enden Steuersegel nicht nur zu tragen, sondern auch die entsprechenden Steuerbewegungen aufzunehmen, ohne sich selbst zu verdrehen oder zu knicken?)

Eine weitere treibstofflose Steuerungsvariante ist die Verlagerung von Gewichten und dadurch Verlagerung des Massezentrums des Seglers. Diese Gewichte können innerhalb der Segelfläche als auch am Rand des Seglers hin und her bewegt werden.

Derartige Steuermöglichkeiten stehen auch für die Thruster-Solarsegler Bauformen des Erfinders zur Verfügung, da durch die starren Außenring- und Innenringkonstruktionen ausreichende sichere Befestigungsmöglichkeiten für entsprechende Vorrichtungen zur Verfügung stehen.

Der Erfinder hatte mit Patentantrag vom 16.06.2005 eine weitere Steuerungsmöglichkeit für die Verbesserung seiner Designs vorgestellt, die sich nicht nur auf die Steuerung des Seglers beschränkt, sondern hauptsächlich das Segelsetzen und Reffen im Weltraum ermöglicht (s. hierzu 1 a.a.O.).

Es handelt sich um eine Segelsetz- und Reffanlage, die es zulässt, Segelbahnen auf Rollen, die am Rand des Solarseglers befestigt sind, automatisch ab- und aufzurollen, deren Hauptvorteil jedoch vor allem darin liegt, dass ein sehr großes Solarsegel durch Aufteilung auf viele Segelbahnen sehr handlich gehandhabt und einschließlich der Rollen montiert werden kann.

Wird nun bei einem Segler, dessen Segelfläche vollständig gesetzt ist, eine Segelbahn (die vom Außenring bis zum Rand der Innenringkonstruktion führt) aufgerollt (gerefft), wird einerseits die Segelfläche auf der Seite mit der teilweise eingerollten Segelbahn zu Gunsten der Gegenseite (auf der anderen Seite der Innenringkonstruktion), die noch voll abgerollt ist, verringert, andererseits wird das Massezentrum zum Rand der aufgerollten Segelfläche verschoben. (Jeder Segelbahn auf der einen Seite des Seglers liegt eine weitere gleichartige auf der anderen Seite des Seglers gegenüber, da die Bahnen vom Außenring zum Innenring des Raumfahrzeuges führen).

Vorteil dieser Art der Lageregelung/Steuerung durch Abrollen/Reffen der Segelbahnen ist insbesondere, dass das Zentrum des Strahlungsdruckes und das Massezentrum jeweils in entgegengesetzte Richtungen verschoben werden.

Beide Lageänderungen addieren sich durch Vergrößerung oder Verkleinerung des zwischen beiden Zentren liegenden Hebelweges somit noch.

Liegen zum Beispiel Massezentrum und Zentrum des Strahlungsdruckes auseinander und sollen aufeinander zubewegt werden, können sie durch Aufrollen oder Abrollen der entsprechenden Segelbahn(en) auf einer Seite durch die entgegengesetzte Wirkung dieses Vorganges viel schneller wieder zusammengeführt werden als bei einer Steuerung, die allein auf Verschieben des Masseschwerpunktes oder allein auf Verschieben des Schwerpunktes des Strahlungsdruckes setzt.

Ein Auseinanderführen der beiden Schwerpunkte führt hingegen zu einer Steuerbewegung, die auch wieder schneller erfolgt, weil sich beide Richtungsänderungen der Schwerpunkte addieren, und so den Lageoffset schnellstmöglich vergrößern.

Je weiter das Massezentrum vom Zentrum des Strahlungsdruckes entfernt ist, desto länger ist der Hebel, der es dem Strahlungsdruck ermöglicht den Segler um sein Massezentrum herum zu drehen.

Nachteil der Steuerung durch Segelreffen bzw. -Setzen ist jedoch die Materialermüdung, die insbesondere bei den dünnen Solarsegelfolien zu erwarten ist.

Diese Materialermüdung soll durch die nachfolgend noch geschilderte Verbesserung der Segelreffanlage zumindest stark eingeschränkt werden.

Entwicklung eines Leichtbau-Pulsed-Plasma-Moduls zur Solarsegler-Steuerung

Mit ihrer Schrift: „Development of a Lightweight Pulsed Plasma Thruster Module for Solar Sail Attitude Control" stellen die Autoren Kevin Pryor und andere, des Dept. of Mechanical and Aerospace Engineering der Arizona State University (ASU) nicht nur eine Leichtbau-Thruster-Entwicklung speziell für Solarsegler, sondern auch ihr Konzept für die Lageregelung eines Solarseglers vor.

Die Schrift als auch das neue Konzept des ihr zugrunde liegenden, in der Entwicklung befindlichen Solarsegler-Modells soll an dieser Stelle erläutert werden, da sowohl die Art der treibstofflosen Steuerung durch Gewichtsverlagerung als auch die vom Erfinder bereits mit seinem Erstantrag vom Juli 2002 vorgestellte Steuerung des Seglers durch am äußersten Rand der Seglerfläche liegende Thruster-Kompletteinheiten Ähnlichkeiten mit der Steuerung/Lageregelung des hier vorgestellten Designs aufweist.

Bei dem zugrunde liegenden Solarsegler handelt es sich um einen selbstentfaltenden Mastensegler, dessen vier Masten ausgehend von einer Zentraleinheit diagonal bis zu den vier Ecken des quadratischen Seglers führen (a.a.O., 1).

Die nicht näher erläuterte Zentraleinheit ist laut Angaben mit Thrustern, Schwungrädern und magnetischen Drehmoment-Erzeugern ausgerüstet.

Dies scheint dazu gedacht zu sein, für die Lageausrichtung des Seglers vor Entfaltung der Masten und Segelfolien zu sorgen (a.a.O., 2).

Außerdem könnte die Zentraleinheit bei entsprechender Thruster-Auslegung auch dazu geeignet sein, den Segler vor der Entfaltung aus dem unmittelbaren Einwirkungsbereich der irdischen Schwerkraft hinaus zu beschleunigen.

Dies ist wünschenswert, da der Betrieb eines Solarseglers im Erdorbit äußerst kompliziert ist, weil er einerseits nach der Sonne ausgerichtet sein muss, andererseits im Orbit angesichts des schwachen Antriebs durch den Segler im wesentlichen den Keplerschen Gesetzen unterliegt, die ihn dazu zwingen, die Erde in vielen Umlaufbahnen zu umkreisen bevor es ihm gelingt, durch stetige (aber langsame) Erhöhung der Orbitgeschwindigkeit die Umlaufbahn um die Erde zu verlassen.

Hierbei kann der Segler gefesselt durch die Erdanziehungskraft jedoch nur beschleunigt werden, wenn er sich von der Sonne weg bewegt, nicht jedoch wenn er sich auf sie zu bewegt. Außerdem muss er jedes mal nach einem halben Erdorbit wieder neu ausgerichtet (gedreht) werden, da er sich wieder in die Gegenrichtung der ersten Orbithälfte bewegt.

Nach Komplettentfaltung des Seglers ist jedoch eine andere Art der Steuerung/Lageregelung erforderlich, die über die des Zentralmoduls hinausgeht und auch für längere Zeit genutzt werden kann.

Die Autoren der Schrift haben hierfür eine Kombination aus einer primären treibstofflosen Steuerung/Lageregelung mit einer sekundären Thruster-Steuerung/Lageregelung vorgesehen, für die sie innerhalb eines halben Jahres basierend auf früheren Thrusterentwicklungen einen Prototyp einer Komplett-Thrustereinheit entworfen und angefertigt haben.

Die primäre Hauptsteuerung/Lageregelung besteht hierbei aus zwei Gewichten, die entlang der Masten auf und ab bewegt werden können um so das Massezentrum in die gewünschte Richtung zu bewegen. So kann/können das/die Ausgleichsgewicht(e) sowohl zum Ausgleich unerwünschter Torsionskräfte oder auch zur Erzeugung erwünschter Drehungen um die beiden Hauptdrehachsen um die Masten herum unter ausschließlicher Verwendung elektrischer Energie gesteuert werden.

Zusätzlich soll nach Auffassung der Autoren durch den Strahlungsdruck auch noch eine Torsionskraft entstehen, die zu einer Drehbewegung um den Mittelpunkt der Hauptebene des Seglers führt.

Zum Ausgleich dieser Drehbewegung sind an den äußeren Mastenenden des Seglers verstellbare Gewichtsriegel vorgesehen, die dieses Drehmoment ebenfalls treibstofflos durch Verschiebung in die entsprechende Richtung ausgleichen sollen.

Warum dann also die zusätzliche Verwendung von treibstoffverbrauchenden Thruster-Einheiten, die doch genau den gleichen Zweck erfüllen sollen?

Begründet wird die Verwendung zusätzlicher Thruster zur Steuerung des Solarseglers durch die Autoren der Schrift damit, dass für die Ersterprobung einer Weltraumtechnik (Steuerung und Antrieb durch Strahlungsdruck der Sonne) zusätzlich eine bereits weltraumerprobte Steuerungstechnik (Thrustersteuerung) als „Backup"-Möglichkeit vorhanden sein sollte, die nicht auf den gleichen Prinzipien beruht.

Außerdem gäbe es Bedingungen, in denen die Solarsegler-Steuerung nicht greifen kann, wenn der Segler z. B. genau parallel zur Bahn der Sonnenstrahlen steht und somit keine Antriebskräfte entstehen.

Aus diesem Grunde wurde auf eine zusätzliche Backup-Steuerung durch „Vanes" verzichtet und auf die Thrustersteuerung zurückgegriffen, für die sehr einfache und leichte, bereits entwickelte Thrustertypen in einer speziellen Mehrfachthruster-Einheit für Solarsegler verwendet werden.

Der Erfinder vermutet, dass sich die Thrustersteuerung technisch auch noch erheblich einfacher realisieren lässt, als die Anbringung von beweglichen vanes (mit Mechanik) an den selbstvergrößernden Masten, was zu Stabilitätsproblemen führen könnte.

Zusätzlich möchte der Erfinder hier noch weitere Situationen hinzufügen, die für eine zusätzliche Thrustersteuerung sprechen; einmal Situationen in denen die Kraft der Sonnenstrahlung von vornherein nicht zum Antrieb ausreicht, z. B. in Schattenbereichen von Asteroiden, Monden oder Planeten oder außerhalb von 3 AU entfernt von der Sonne.

Hier können die Thruster nicht nur als Steuerung, sondern auch als direkter Antrieb verwendet werden, Situationen also, in denen ein reiner durch vanes gesteuerter Solarsegler hilflos wäre.

Zum anderen sind Situationen in atmosphärischen Randbereichen denkbar, bei denen auf den Solarantrieb gänzlich verzichtet werden muß, (das Segel müßte gerefft werden) weil der Solarsegler ansonsten durch die Atmosphäre-Reste zum Absturz auf den Planeten gebracht würde.

Weiterhin werden sich auch Situationen ergeben, in denen schnelle, direktere Reaktionen erforderlich sind, (Manövrieren an und um Weltraum-Objekte) bei denen die Thrustersteuerung nach Auffassung des Erfinders vorteilhafter ist.

Leichtbau PPT-Komplett-Thrustereinheiten

Die von den Autoren der Schrift entwickelte Komplettthruster-Einheit besteht aus drei in einer Ebene aber in verschiedene Richtungen ausstoßende PPT-Thruster (PPT = Pulsed Plasma Thruster).

An jeder der vier äußeren Mastspitzen des Seglers wird eine dieser Kompletteinheiten montiert.

Alle drei Thruster der Einheiten werden durch eine gemeinsame integrierte Spannungseinheit mit einem Hauptkondensator elektrisch betrieben. Jeder einzeln Thruster hat einen eigenen Festtreibstoff-Vorrat in Form von einem Teflonriegel, der durch Federdruck in die jeweilige Brennkammer gedrückt und dort nach und nach verdampft und in ein Plasma umgewandelt wird, dass sodann elektromagnetisch beschleunigt und ausgestoßen wird.

Selbstverständlich könnten derartige PPT-Einheiten auch am Thruster-Solarsegler-Design des Erfinders Anwendung finden. Allerdings würde der Erfinder nur jeweils zwei in jeweils entgegengesetzte Richtungen ausstoßende Thruster in einer Einheit verwenden und diese nicht nur in der Ebene des Seglers ausrichten, sondern auch vertikal von der Ebene aus nach oben und unten.

Da der Thruster-Solarsegler mehr als vier mögliche Befestigungsorte am Außenring besitzt, könnte durch Anbringung einer Vielzahl von Einheiten auch hier eine mehrfach redundante Steuerung entstehen, die ebenfalls für Antriebszwecke geeignet ist und dem Segler erlaubt, sich in kurzer Zeit in jede gewünschte räumliche Lage auszurichten.

Allerdings meint der Erfinder jedoch, dass die bisher von ihm bevorzugten Ionen-Thruster noch weniger Treibstoff verbrauchen als die PPT-Einheiten und wegen der möglichen langen ununterbrochenen Betriebsdauer insgesamt mehr Leistung bringen als diese.

Das Aufgreifen des Konzeptes der Steuerung eines Solarseglers durch mehrere am Rand des Solarseglers angebrachte Komplett-Thruster-Einheiten, erfüllt den Erfinder jedoch mit Genugtuung, denn diese Steuerungsart wurde von ihm bereits erstmals mit Patentantrag vom Juli 2002 eingeführt.

Treibstoffloses ACS eines Thruster-Solarseglers durch Roller-Reefing

Das Grundprinzip wurde mit dem schon erwähnten 2.Folgeantrag (1 a. a. O.) des Erfinders erläutert.

Durch Auf- und Abrollen der Segelbahnen wird sowohl der Masseschwerpunkt als auch das Zentrum des Strahlungsdruckes verändert.

Das Problem liegt allerdings darin, dass die dünne Segelfolie mit der Zeit Ermüdungserscheinungen aufweisen und nach mehrfachem Auf- und Abrollen beschädigt würde.

Dieses Problem soll mindestens für den Steuerungsteil, leider jedoch nicht für den Teil des mehrfachen Segelsetzens und Reffens gelöst werden.

Allerdings dürften für eine einfache Rückkehrmission zu einer erdnahen Raumstation Ermüdungserscheinungen durch vollständiges Reffen nicht auftreten, weil ein Wieder-Aufrollen der Segelbahnen nur einmal am Ende der Mission erfolgt.

Es ist jedoch davon auszugehen, dass die Segelfolie selbst bei mehrfachen Setz- und Reffvorgängen immer noch weniger belastet wird, als beim erheblich stärker belastenden Entfaltvorgang selbstentfaltender Mastensegler.

Eine mögliche Problemlösung erscheint ganz einfach. Werden die Segelbahnen von vornherein so kurz hergestellt, dass sie auf der Fläche des Seglers verschoben werden können, ohne dass ein Aufrollen der Segelfolien erforderlich ist, wird die Belastung der Segelflächen durch Steuerung vollständig vermieden.

Dies kann dadurch erfolgen, dass die verkürzten Segelbahnen sämtlich mit einem (meist gleichen) ausreichenden Abstand zum Außenrad des Seglers gesetzt werden.

Zur Steuerung des Seglers wird nun die jeweilige Bahn entsprechend der gewünschten Steuerwirkung in Richtung Segler-Außenring bewegt.

Die Bahnen werden hierbei also nur verschoben, nicht jedoch gerollt, mechanische Ermüdung der Segelfolie kann daher nicht erfolgen.

Auch diese Methode hat einen Nachteil, die aber notfalls akzeptabel ist. Es wird ein Teil der möglichen Segelfläche durch die verkürzte Bahnenlänge verschenkt.

Es gibt jedoch noch eine weitere Möglichkeit, den Segelflächen Verlust noch weiter zu reduzieren und hiermit sogar noch eine verbesserte, treibstofflose Steuerungsfähigkeit, zu erzielen.

Der am nächsten am Außenring des Solarseglers liegende Teil einer Segelfolie kann in einer Stärke ausgeführt werden, die ausreicht, um das Wirksamwerden von Ermüdungserscheinungen für lange Zeit zu verhindern.

Der Vorteil hierbei liegt darin, dass dieser Teil der Folie durch seine höhere Masse als Ballast wirkt und daher zur Lageregelung/Steuerung durch Verschiebung des Masseschwerpunktes beim Auf- und Abrollen eingesetzt werden kann, wobei die Lage der Ballastfläche zum äußeren Rand des Seglers hin, wegen der Hebelwirkung niedrigere Steuermassen zulässt.

Die Anzahl der Ballastflächen kann um die Massenerhöhung des Seglers nicht unnötig auszuweiten die Anzahl der reinen Segelbahnen (ohne Ballastflächen) deutlich unterschreiten. Der Erfinder sieht den Einsatz von nur vier in jeweils 90 Grad von der vorangehenden/nachfolgenden Ballastflächenbahn angebrachten Ballastflächen als ausreichend und ideal an.

Mit 3 wird eine Steuerung durch Auf- und Abrollen von mit Ballast-Rollfolien versehenen Bahnen dargestellt; in diesem Fall handelt es sich um einen direkt von der Erdoberfläche einsatzbereit launchbaren selbstvergrößernden Segler nach dem noch folgenden Abschnitt B dieser Patentschrift.

Auch in 4 wird ein Segler mit „Roller Reefing" Steuerung und Ballastfolien (BA, BB,/BC, BD) dargestellt. Hierbei handelt es sich um einen potentiell erheblich größeren im Weltraum montierbaren Segler mit einem starren Außenring. Dieser Außenring stellt nicht nur die tragende Hauptstruktur des Seglers dar, sondern nimmt auch noch Thruster (bevorzugt Ionen-Antriebe), sowie die Segelfolienrollen zur Steuerung des Seglers auf.

Im Unterschied zur Segelsetz- und Reffanlage des Vorantrages erlauben die hier zusätzlich angebrachten Ballast-Rollfolien jedoch durch stärkere Ausführung ein häufigeres Auf- und Abrollen, wobei die höhere Masse am Außenrand des Seglers gleichzeitig die Verschiebung des Masseschwerpunktes ermöglicht.

Verschoben wird jedoch nicht nur der Masseschwerpunkt, sondern auch der Schwerpunkt des Antriebsdruckes auf die Segelfläche und dies auch noch erwünschtermaßen entgegengesetzt zum Masseschwerpunkt.

Dies unterscheidet die hier vorgestellte Steuerungs-/Lageregelungsart von der reinen Ballastverschiebung an Mastenseglern.

Zwar sind die unerwünschten Drehkräfte bei kleineren Seglern noch sehr klein, ihre Wirkung vergrößert sich jedoch im Kubik zu der Größe des Seglers.

Bei sehr großen Seglern wäre es somit hilfreich, dass zusätzlich zur Masseverlagerung noch eine weitere Erhöhung der Steuerungswirkung durch die hiermit ermöglichte zusätzliche Verlagerung des Zentrums des Strahlungsdruckes hinzukommt.

An einem konkreten Beispiel, dargestellt in 4 soll nun die Arbeitsweise der Steuerung verdeutlicht werden.

Hierbei wird angenommen, dass die Sonnenstrahlung genau senkrecht auf die in der Zeichnung dargestellte Segelfläche des Seglers auftrifft.

Nach 4 stehen sich jeweils zwei zusammengehörige Steuerungs-Segelbahnen (hier A+B und C+D) gegenüber, die es durch Einsatz der an der Gegenseite angebrachten Steuerbahn ermöglichen, eine Steuerungswirkung auch wieder in die entgegengesetzte Richtung (z. B. zum Abstoppen einer Drehbewegung) umzukehren.

Diese Bahnen sind mit den Ballast-Steuerfolien BA, BB,/BC und BD ausgestattet. Rollt man eine Bahn auf, verändert sich die bisher ausgewogene Ausrichtung des Seglers, bei dem in der Grundstellung idealerweise sowohl Masse als auch Strahlungsdruckzentrum genau im Zentrum (hier mit cf/cm gekennzeichnet) liegen.

Sowohl Massezentrum als auch Strahlungsdruckzentrum streben in jeweils entgegengesetzter Richtung auseinander wenn man eine Bahn aufrollt, rollt man die bereits aufgerollte Bahn wieder ab, streben beide Zentren wieder aufeinander zu.

Wie bei den Mastenseglern mit ihren an den Masten entlanggeführten Ballastgewichten ergibt sich hierbei in diesem Beispiel eine zweiachsige Steuerung.

Die Steuerfolien BA und BD sind im Beispiel halb aufgerollt während die Steuerungsfolien BB und BC noch voll ausgerollt sind.

Hierdurch verlagert sich der Masseschwerpunkt (cm) in Richtung der beiden aufgerollten Bahnen und zwar anteilig nach dem jeweiligen Aufrollgrad.

Außerdem verlagert sich der Kraftschwerpunkt des Lichtdruckes (cf) des Segels in die entgegengesetzte Richtung.

Die virtuell ganz auf cf konzentrierte Kraft des Lichtdruckes drückt den Segler in diesem Fall ansetzend am Massezentrum von oben gesehen in Richtung der Bahn E herunter, auf der anderen Seite des Seglers wird dieser wie bei einer Balkenschaukel vom Massezentrum (cm) an nach oben hier in Richtung der Mittellinie der Segelbahn F angehoben.

Dieser „Offset" der beiden Zentren führt also zu einer Drehung, deren Richtung durch die Verlängerung einer durch die beiden Schwerpunkte bis zum Rand des Seglers führende Linie und von da aus nach oben/unten zeigenden Vektors auch in der Praxis darstell- und ermittelbar sein sollte.

Durch unterschiedlich starkes Auf- bzw. Abrollen zweier benachbarter Ballastfolien kann die oben erwähnte Richtungslinie zwischen den beiden Folien nahezu beliebig verschoben werden.

Die Drehachse (DA) würde im 90-/180-Grad-Winkel zu dieser Linie liegen und durch den Masseschwerpunkt (cm) laufen; vorausgesetzt der Segler ist ansonsten ausgewogen und es wirken keine weiteren Kräfte auf ihn ein.

Freistellung der einzelnen Segelbahnen

In dem Vorantrag Nr. 10 2005 028 378.0 wurden die einzelnen Segelbahnen nach dem Ausrollen übereinandergelegt bzw. seitlich aneinander befestigt.

Hierzu waren absenkbare Rollen-Halterungen am Außenring erforderlich.

Hierdurch wird die Mechanik des Seglers nach Auffassung des Erfinders zu sehr kompliziert und eine effektive treibstofflose Steuerung durch die Segelsetz- und Reffanlage würde behindert, bzw. nahezu unmöglich gemacht.

Der Erfinder hat dieses Design daher nochmals überarbeitet und ist nun der Auffassung, dass es besser ist, die Bahnen nicht übereinander zu legen, sondern sie etwas schmaler auszuführen und damit zwischen jeweils zwei Bahnen immer einen (kleinen) Zwischenraum zu lassen, damit diese getrennt voneinander ab- und aufgerollt werden können und ein Absenken bzw. Anheben nicht erforderlich ist.

1 bis 3 der hiermit vorliegenden Antragsschrift zeigen bereits die zwischen den Segelbahnen vorhandenen Zwischenräume.

Ein entsprechender Anspruch, der auch für die Designs der Thruster-Solarsegler mit geschlossenem, starren Thrusterring (s. 4) gelten soll, wurde damit ergänzend zum Vorantrag dem Anspruchsteil dieser Schrift angefügt.

Treibstofflose Lageregelung durch Nutzlastverschiebung

Eine Möglichkeit einer treibstofflosen Lageregelung, die bei Thruster-Solarseglern und Thrusterring-Raumfahrzeugen mit Außenring und starrer Innenring-Lade-und Dockingstation, wie in diesem und den Voranträgen behandelt, offensichtlich ist, hatte der Erfinder bisher übersehen.

Bereits mit dem ersten Folgeantrag wurde das in das Zentrum des Raumfahrzeugs eingespannte Magazindock mit in den Nutzlastraum dieses Docks hineinfahrenden Dockinghalterungen (s. 8.b a. a. O.) eingeführt.

Da diese Halterungen beweglich sind, liegt es auf der Hand, sie dazu zu verwenden, die Ladung innerhalb des zentralen Nutzlastraumes mit Hilfe dieser Halterungen hin und her zu bewegen, wodurch das Massezentrum des Seglers ebenfalls verschoben wird, was wie bereits aufgezeigt, zur Steuerung und Lageregelung ausgenutzt werden kann.

Zusammen mit der Lageregelung durch Segelreffen würden einem Solarsegler somit zwei Arten der treibstofflose Lageregelungsmöglichkeiten zur Verfügung stehen.

Ein Thrusterring-Raumfahrzeug ohne Solarsegel, wie z. B. die im ersten Folgeantrag behandelte Mobile Power Station kann hiermit erstmals treibstofflos gesteuert werden.

Abschnitt B): – Solarsegler-Launchsystem, bestehend aus einem Launcher und einem sich selbst im Weltraum vergrößernden Solarsegler mit Dockingstation und primärer, treibstoffloser Lageregelung bzw. Steuerung. Problemstellung:

Obwohl Direktmontage und sogar Fertigung von Teilen im Weltraum für Solarsegler sicherlich optimal wäre (wie z. B. der Segelfolie), ist die derzeitige robotische Technik hierfür noch nicht weit genug fortgeschritten, bzw. wäre die Entwicklung hierfür sehr teuer und langwierig.

Daher wurden bereits einige selbstentfaltende Solarsegler entworfen, die auf der Erde zusammengesetzt und direkt von dort ohne weitere Weltraum-Montagearbeiten gelauncht werden können (z. B. auch durch die Deutsche Gesellschaft für Luft- und Raumfahrt – DLR).

Dieser Segler können theoretisch zwar eine kleine Nutzlast mitnehmen, ihnen fehlt jedoch eine Dockingstation zum Ein- und Ausdocken von Tochtereinheiten, sowie die Möglichkeit, in den atmosphärischen Randbereich der Erde zurückzukehren ohne dass Absturzgefahr in Richtung Erdoberfläche besteht.

Hierfür muss es jedoch möglich sein, das Segel vor Erreichen der Randatmosphäre wieder zu reffen.

Der Grund hierfür ist, dass die Orbitalgeschwindigkeit eines Solarseglers z. B. in der Nähe der ISS durch vereinzelt auftretende Atmosphärereste aufgrund seiner großen Segelfläche derart ausgebremst würde, dass er auf die Erde stürzen müsste.

Ein weiteres Problem der selbstentfaltenden Segler ist, dass die Segelflächen vor dem Launchen gefaltet und am Einsatzort wieder entfaltet werden müssen.

Zunächst einmal ist das Misserfolgsrisiko beim Entfalten des Seglers hoch. Außerdem wird die Segelfläche durch das Falten geknittert und dadurch vorbeschädigt; die Dicke der Segelfolie muss daher in ausreichender Stärke gewählt werden, was zu einer unnötigen Gewichtserhöhung des Raumfahrzeuges führt.

Dem Verfasser dieser Schrift sind außer seinem eigenen Entwurf aus seinem letzten Vor-Antrag jedoch keine weiteren Solarsegler-Entwicklungen mit Rückkehroption und Segelsetzen durch Ausrollen bekannt.

Dieses Design der vorangehenden Patentschrift bezieht sich jedoch auf sehr große, im Weltraum zu montierende Systeme mit starrem aus Rohrmodulen zusammensetzbarem tragenden Außenring. Ein ohne Weltraum-Montage einsetzbares Solarsegler-Design eines derartigen Seglers gibt es nach Auffassung des Autors derzeit nicht.

Kleinere mit einer einzigen Launcherladung direkt in einen weiter entfernten Orbit oder sogar in eine Sonnenumlaufbahn injektierbare Segler würden dabei helfen, sowohl anfängliche Kosten als auch eine Vielzahl von Erdumlaufbahnen zum Entkommen aus dem Einflussbereich der irdischen Gravitation zu vermeiden.

Dies könnte den preisgünstigen Einstieg in die Ausbeutung der Material-Ressourcen des Weltraums bedeuten, wobei zunächst die erstmalige Rückführung von Materialien und die Erprobung von Gewinnungsmethoden, nicht jedoch die Massengewinnung im Vordergrund steht.

Dabei ist die Option, das gewonnene Material zunächst zu einer erdnahen Raumstation zurückbringen zu können, wegen der erforderlichen Kontaminationsfreiheit bei anfänglichen Untersuchungen und Anwendungserprobungen sehr hilfreich.

Aufgabe des Solarsegler-Launchsystems:

Aufgabe des Launchsystems nach diesem Abschnitt (B) der Patentschrift ist es, die direkte Verbringung eines auf der Erde fertig montierten, funktionsfähigen Solarseglers mit Segelsetz- und Reffeinrichtung und umfangreicher Solarzellenausstattung, Docking-Station, sowie treibstoffloser Primär-Lageregelung und -Steuerung in den Weltraum zu ermöglichen, der sich im All selbsttätig (evtl. mit zusätzlicher Hilfe des Launchers) auf seine volle Größe vergrößern und ohne weitere Montagearbeiten betreiben lassen kann.

Ist der Launcher stark genug ausgelegt (z. B. die Ariane Rakete), könnte nicht nur die irdische Randatmosphäre, sondern auch der Erdorbit direkt verlassen und damit die Dauer des Erreichens der Einsatzposition des Solarseglers erheblich verkürzt werden.

Der Segler selbst müsste dann nicht erst wie z. B. die europäische, von einem Ionenantrieb angetriebene Raumsonde Smart I über viele Umläufe durch quälend langsame Erhöhung der Umlaufgeschwindigkeit den Griff der irdischen Gravitation überwinden.

(Smart I benötigte ein Jahr vom Erdorbit zum Mondorbit, während die amerikanischen Astronauten innerhalb von 3 Tagen von der Erde kommend sogar auf dem Mond gelandet waren).

Hierbei soll es auch möglich sein, ein oder mehrere Thrustening-Raumfahrzeuge als Tochtereinheit(en) in die Dockingstation des Solarseglers zu integrieren, um insbesondere Materialentnahme-Missionen zu Asteroiden durchzuführen.

Zusätzlich soll die Rücklieferung des gewonnen Asteroiden-Proben-Materials bis zu einer erdnahen Raumstation (z. B. der ISS) durchgeführt werden können, ohne dass der Segler hierbei durch die erdnahen Atmosphäre-Reste zum Absturz auf die Erde gebracht wird.

Grundgedanke der Erfindung:

Es handelt sich hierbei um einen selbst vergrößernden Solarsegler auf der Basis einer starren Innenringkonstruktion, dessen Teleskophalterungen im Launcher hochgeklappt transportiert und erst nach Erreichen der Zielposition seitlich ausgeklappt werden.

Diese Teleskophalterungen werden nach dem Ausklappen durch Ausziehen mehrerer Teleskopsegmente auf ihre volle Länge ausgespreizt, sowie die Segelbahnen durch Abrollen der Segelfolien von Segelbahnrollen gesetzt.

Die Bezeichnung „selbstvergrößernder" Solarsegler – im Gegensatz zu „selbstentfaltender" Solarsegler – wurde bewusst gewählt, weil trotz des Direktlaunches von der Erdoberfläche beim Einsatz dieses Seglers weder das Falten noch das Entfalten der Segelfläche erforderlich ist.

Im Gegensatz zu den Thruster-Solarseglern, die vom Erfinder im Vorantrag behandelt wurden und sich durch einen tragenden Außenring kennzeichnen, in den eine Innenringkonstruktion eingehängt ist, basiert der selbstvergrößernde Solarsegler allein auf einer Innenringkonstruktion als tragende Grundstruktur von der ausgehend sich Teleskophalterungen mit den daran befestigten Segelbahnrollen abspreizen.

Im Launcher wird die starre, die volle Grundfläche der Launcher-Nutzlast-Abteilung ausnutzende Innenringkonstruktion nach 1, hier bestehend aus den in einer Ebene liegenden Ringen 5.a, 5.b und 5.c, sowie dem oberhalb dieser Ebene liegenden Ring 5.o und den unterhalb der Grundebene liegenden Ring 5.u, auf der untersten Ebene der Launcher-Nutzlastabteilung auf einer rotierfähigen Plattform befestigt.

Die Nutzlastabteilung des Launchers kann sich zur Freigabe des Solarseglers nach dem Launchvorgang selbsttätig öffnen und diesen während des Vergrößerungsvorganges (Ausspreizen und Verlängerung der Teleskophalterungen) unterstützen.

Die als Nutzlast- und Dockingstation dienende Innenringkonstruktion bildet nicht nur die tragende Konstruktion des Solarseglers, von der die Teleskop-Halterungen 5.12 für die Segelbahnrollen ausgehen, sondern sie nimmt zusätzlich auch die Solar- und sonstige Nutzlast-Module, sowie die Thrustereinheiten auf.

Die Teleskophalterungen 5.12 sind im Launcher noch eingezogen, dass heißt um ein mehrfaches kürzer als im ausgezogenen Zustand.

In mehreren Stufen (erste Nachlaunchphase, zweite Nachlaunchphase, Abtrennung vom Launcher) vergrößert sich der Segler zunächst mit Hilfestellung des Launchers bzw. von hierfür am Launcher angebrachten Vorrichtungen und trennt sich nach erfolgter Vergrößerung vom Launcher, wobei die Hilfsvorrichtungen am Launcher verbleiben.

In der ersten Nachlaunchphase erfolgt das Öffnen des Launchers und seitliches Wegspreizen der Teleskopschienen (-rohre) 5.12 der Segelrollenhalterungen, in der zweiten Nachlaunchphase werden die Teleskopschienen (-rohre) durch geeignete Maßnahmen auseinander gezogen (verlängert), sodann erfolgt die Trennung des Solarseglers vom Launcher.

2 zeigt das Endergebnis der ersten Nachlaunchphase. Der Solarsegler befindet sich noch auf dem Launcher. Die Teleskophalterungen des Solarseglers sind zwar schon zur Seite weggespreizt und die Segelbahnrollen in ihre gebrauchsfertige Position geklappt und eingerastet, jedoch sind die Halterungen noch nicht auf ihre volle Länge ausgezogen.

3 stellt schließlich den gebrauchsfertigen Solarsegler nach dem Ausfahren der Teleskophalterungen und bereits getrennt vom Launcher dar.

Die Beendigung der ersten Nachlaunchphase führt somit zur ersten Vergrößerungsstufe dargestellt in 2, die zweite Nachlaunchphase führt sodann zur zweiten Vergrößerungsstufe des Solarseglers, mit 3 wird ein bereits vom Launcher getrennter selbstvergrößernder Solarsegler der zweiten (einsatzfähigen) Vergrößerungsstufe gezeigt.

Erste Nach-Launch-Phase:

In der ersten Nach-Launch-Phase öffnet sich das die Nutzlastabteilung umschließende Oberteil des Launchers in mehreren Segmenten, die blütenartig seitlich abklappen, wobei die Teleskophalterungen 5.12 des Solarseglers ebenfalls mitgezogen werden und sich dadurch seitlich vom äußersten Mittelring der Segler-Innenring-Konstruktion 5. wegspreizen, bis diese in ihrer Arbeitsstellung einrasten.

Sodann werden die Segelfolienrollen 5.13, die bisher noch an ihre Lage im Launcher angepasst waren, durch Zug der an den Launcher-Hüllensegmenten 11.3 befestigten Elektrowinden 11.4 auf ihre Arbeitsstellung geklappt, bis sie dort ebenfalls einrasten.

Die Trennung der Winden-Zugfäden vom Segler könnte durch Überlasten von Sollbruchstellen erfolgen. Dies wäre z. B. durch Verstärkung der Winden-Zugkraft nach Einrasten in der Endstellung oder durch die nachfolgende Fliehkraftbeschleunigung bei Rotation möglich.

Zweite Nach-Launch-Phase:

Als letzter Vergrößerungsvorgang des Solarseglers erfolgt das Ausziehen der Teleskoprohr- bzw. Schienen-Segmente auf ihre volle Länge. Dies kann z. B. mit Hilfe von Fliehkräften mittels Rotation einer im Launcher montierten Rotationsscheibe (s. 1, 11.1), auf dem der Segler mittels der Halteschellen 11.2 befestigt ist, stattfinden.

Eine Verlängerung der Teleskophalterungen könnte alternativ jedoch auch durch am äußeren Innenring 5.c angebrachte Elektromotoren mit Schneckenantriebs-Gewinde erfolgen, die die einzelnen Segmente der mit einer passenden Zahnung versehenen Teleskoprohre oder -Schienen von der Innenringkonstruktion wegdrücken.

Die Rotation der als Träger-Plattform für den Solarsegler im Launcher dienenden Rotationsscheibe 11.1 kann durch einen oder mehrere unter der Scheibe angebrachte(n) Elektromotor(en) langsam beschleunigend bis zu dem Punkt in Gang gesetzt werden, an dem alle Teleskopschienen (-rohre) des Seglers durch die einwirkende Fliehkraft voll auf ihre Endstellung ausgezogen worden sind.

Durch die Rotation wird nicht nur der Solarsegler, sondern auch der Launcher (entgegengesetzt zum Solarsegler) in Rotation versetzt. Nach Ausziehen und Einrasten sämtlicher Teleskopschienen (-rohre) des Seglers in ihren Endstellungen wird die Rotation durch langsames Abbremsen und entgegengesetzt einwirkender Kraft der Elektromotoren soweit wieder rückgängig gemacht, dass der Segler nicht mehr rotiert.

Der Segler ist nunmehr für die abschließende Trennung und das Segelsetzen vorbereitet.

Dritte Nach-Launch-Phase – Trennung des Solarseglers vom Launcher und Segelsetzen –:

Die Trennung des Seglers vom Launcher ist durch Freigabe der am Launcher angebrachten Halterungen, die am Launcher verbleiben und durch Beschleunigung des Solarseglers vom Launcher weg durchführbar.

Die Freigabe der Halteschellen 11.2 (1) kann durch Herausdrehen der Halterungsschrauben mittels unter der Rotationsplattform angebrachter Schraubmotoren erfolgen.

Die Beschleunigung des Seglers weg vom Launcher könnte zum Beispiel durch die eigenen Thruster des Seglers erfolgen. Eine weitere Beschleunigungsmöglichkeit wäre die Freigabe von am Launcher vorgespannten zusammengepressten Federn, deren Kräfte den Segler vom Launcher wegdrücken.

Der selbstvergrößernde Solarsegler könnte nun mit Hilfe von Zugfäden und Seilwinden die auf die Segelbahnrollen aufgewickelten Segelbahnen in Richtung Innenring-Konstruktion abrollen und wäre damit einsatzfähig.

Die Zugfäden und -Winden der Segelbahnrollen sind in den hier vorliegenden Zeichnungen zur besseren Übersichtlichkeit nicht eingezeichnet, da sie zudem auch im Vorantrag (2. Folgeantrag) des Erfinders ausführlich behandelt wurden (s. dort 1).

Launchzustand des zusammengeklappten Seglers im Launcher:

1 zeigt den selbstvergrößernden Solarsegler in der im Launcheroberteil untergebrachten Nutzlastabteilung des Launchers.

Der Solarsegler besteht aus einer tragenden, starren Innenringkonstruktion 5, die die volle Grundfläche des Launchers möglichst vollständig ausnutzt und den am äußersten Innenring der Innenring-Konstruktion angebrachten, im Launchzustand nach oben geklappten Teleskophalterungen mit den daran befestigten Segelbahnrollen.

Diese tragende Struktur beinhaltet in ihrem Zentrum einen nach beiden Enden offenen, zylinderförmigen freien Raum, der dem Solarsegler als Nutzlast- und Dockingstation dient und in den Tochtereinheiten von oben und von unten hinein und heraustreten können.

Die Innenringkonstruktion 5 besteht wie der Name andeuten soll aus mehreren Ringen, die vorzugsweise aus rohrförmigem Leichtbaumaterial bestehen und untereinander mittels der Innenring-Verbinder 5.9 (wie bereits im Vorantrag eingeführt) zu einem starren, jedoch sehr leichtem Gerüst verbunden sind.

Die 3 übereinander liegenden ringförmigen Rohrkörpern 5.a, 5.u, und 5.o umfassen hierbei den Innenraum der Docking- und Ladestation während die beiden seitlich um den Ring 5.a in einer Ebene gruppierten Ringe 5.b und 5.c der Anbringung von weiterem Zubehör und Ausrüstung dienen.

Sämtliche Ringe sind durch die Verbindungsstücke 5.9 und 5.9v starr miteinander verbunden.

Da hierzu die gesamte Laderaumfläche des Launchers ausgenutzt werden kann und keine Veränderung der Innenringkonstruktion durch den Vergrößerungsvorgang erfolgen muss, können und sollten hier möglichst viele der für den Solarsegler erforderlichen Ausrüstung und Tochtereinheiten bereits gebrauchsfertig installiert bzw. in der Dockingstation eingedockt sein.

Mit Hilfe von hier nicht eingezeichneten Dockinghalterungen, die am Rohrgerüst der Innenringstruktur befestigt sind, können Tochtereinheiten im Segler sicher gehalten werden.

Die Halterungen fahren hierzu in den Dockingraum hinein, während sie aus diesem wieder herausfahren, wenn die Ausfahrt für die Tochtereinheiten wieder freigegeben werden soll. Da diese Halterungen beweglich sind, kann der Segler grundsätzlich auch durch Masseverlagerung nämlich Verschiebung der eingedockten Tochtereinheiten gesteuert werden.

Ebenso ist die Befestigung von Winden-Vorrichtungen zur Handhabung von Nutzlast an dem Rohrgestell der Docking-Station möglich.

Die an den Innenring 5.a anschließenden Ringkörper 5.b und 5.c dienen dazu, direkt im seitlichen Anschluss an den mittleren Bereich des Docking-Zylinders, verschiedene Module, insbesondere Solarzellenarrays, Mess- und Steuerungseinheiten, Thrustermodule, Treibstoffmodule, aufzunehmen.

Am äußersten Innenring 5.c sind dann zusätzlich noch die Teleskophalterungen 5.12 der Segelfolienrollen 5.13 mittels eines Schwenk-/Rollgelenkes befestigt.

Am oberen Ende der Teleskop-Halterungen 5.12 befinden sich mit einem klappbaren Halte-Mechanismus 5.12.1 (nicht eingezeichnet) scheibenwischerartig angebracht, die im Launchzustand nach oben/unten geklappten Segelfolienrollen 5.13, auf denen die Segelfolien aufgerollt sind.

Der Aufbau und das Wickeln dieser Folien und Rollen sind in 2 und 3 des Vorantrages dargestellt.

Um die Halterung des Launchers beim Start durch den Beschleunigungsvorgang nicht zu beschädigen, können diese ggf. zusätzlich von oben durch an den Launcher-Außenwänden befestigte CNT-Schnüre/bzw. Seile stützend nach oben gezogen werden.

Erste Vergrößerungsstufe dargestellt in Fig. 2

2 zeigt den Solarsegler in ausgespreiztem Zustand noch am geöffneten Launcheroberteil.

Der Launcher ist an der Nutzlaststation mit sich nach außen aufklappbaren Außenwänden versehen. Für jede der speichenartig nach außen aufklappbaren Teleskophalterungen 5.12 ist ein aufklappbares Hüllensegment 11.3 vorgesehen.

Die Hüllensegmente haben sich hier nach Erreichen des Einsatzzieles bereits geöffnet und hierbei die drehbar am Außenring gehaltenen Teleskophalterungen nach außen gezogen, bis diese in einer vom Innenring waagerecht abstehenden Haltung eingerastet sind.

Der Rollen-Klappmechanismus 5.16 der Segelrollen 5.13 wurde hier durch entsprechende, am Launcher befestigte Winden 11.4 aufgeklappt und sind in der Endstellung eingerastet und liegen damit parallel zur Scheibenebene (90 Grad zu den Teleskophalterungsrohren/-schienen).

Vorteilhaft ist hier die Platzierung von Trennungs-, Aufspreiz- und Zugmechanismen am Launcher zu befestigen und hierdurch unnötige Masse am Segler eingespart werden kann.

Zweite Vergrößerungsstufe

Diese Stufe wird erreicht, wenn die Teleskophalterungen des selbstvergrößernden Solarseglers der ersten Vergrößerungsstufe z. B. durch Rotation auf ihre volle Länge ausgezogen wurden.

Eine Zeichnung für diesen Zustand wurde nicht gefertigt.

Endstufe, einsatzfähiger Solarsegler mit ausgerollten Segelbahnen, dargestellt in Fig. 3

In der Endstufe hat sich der Segler durch das Ausfahren der Teleskopschienen gegenüber der in 2 gezeigten ersten Abspreizphase vom Umfang deutlich (mehrfach) vergrößert.

Sieht der Umriss des Seglers in 2 noch nahezu polygonförmig aus, zeigt er in 3 das Erscheinungsbild einer Blüte mit weit auseinander stehenden Blättern.

Die Teleskophalterungen 5.12 sind hier angedeutet, jedoch von oben normalerweise nicht sichtbar, da sie von den Segelbahnen verdeckt werden.

Dieser selbstvergrößernde Solarsegler könnte Missionen durchführen, die für derzeitige Designs selbstentfaltender Solarsegler nicht möglich sind.

Die reichliche Solarzellenausstattung für die Energieversorgung und die treibstofflose Sekundärsteuerung durch die Segelsetz- und -Reffanlage ermöglichen lange Missionen; wobei die zusätzliche Thrustersteuerung die Manövrierfähigkeit in Extremsituationen, wie z. B. atmosphärische Randbereichen sicherstellt.

Ebenso profitiert die Datenübertragungsrate, die von der zur Verfügung stehenden Sendeenergie abhängig ist, vom reichlichen Energieangebot der mitgeführten Solarzellen-Arrays.

So wäre dieser Segler in der Lage, mehrere Tochtereinheiten aufzunehmen, die unterschiedliche Aufgaben erfüllen könnten, insbesondere Proben- bzw. Materialentnahmen auf Asteroiden und Rückführung des gewonnenen Materials zu einer erdnahen Raumstation.

Allerdings hat der Segler auch einen entscheidenden Nachteil, sein Masse/-Antriebskraft-Verhältnis ist z. B. bei Verwendung von Aluminium als Strukturmaterial sehr ungünstig, auch gegenüber selbstentfaltende Mastenseglern, die nur 4 Masten gegenüber den in diesem Design vorgesehenen 12 Teleskophalterungen benötigen.

Da die selbstentfaltenden Masten je laufendem Meter zudem noch um einiges leichter sein dürften, als die starren Halterungen, wird dieser Unterschied beträchtlich sein.

Der Erfinder setzt hier seine Hoffnungen auf die Verwendung sehr leichter, sehr starker Materialien, die es ermöglichen, den Umfang und die Materialdicke der Rohre bzw. Teleskopschienen gegenüber Aluminiummaterialien entscheidend zu verringern.

Dennoch hat auch ein derartiger Segler in Aluminiumausführung seine Berechtigung, er kann zunächst als Konzeptnachweis der Steuerung durch Roller-Reefing für die größeren Thrusterring-Solarsegler dienen, deren Masse/Antriebskraft-Verhältnis mit zunehmender Größe des Seglers immer besser wird.

Darüber hinaus kann er durch Direktinjizierung in eine Sonnenumlaufbahn gegenüber dem Thrusterring-Solarsegler in der Anfangsphase Missions-Zeit gutmachen.

Gegenüber dem selbstentfaltenden Mastensegler weist er eine vielseitigere Verwendbarkeit (Dockingstation für Tochtereinheiten, umfangreichere Energieausstattung mit Solarzellenarrays, Rückkehrmöglichkeit in atmosphärische Randbereiche der Erde) auf.

Überlegungen zur Größe und Bauart des selbstvergrößernden Solarseglers:

Die starre Grundstruktur des Solarseglers füllt die Grundfläche der Launcher-Nutzlastabteilung möglichst vollständig aus. Bei der Ariane V ECA stehen hierfür ca. 4,57 m Durchmesser zur Verfügung, so dass der Durchmesser der Innenringstruktur des Solarseglers in diesem Fall etwa 4,50 m betragen könnte.

Ausreichend Platz somit um einen z. B. 1,20 m breiten Gürtel aus Solarzellen-, Thruster-, Tank- und Ausrüstungsmodulen (wie z. B. Steuerungs-, Foto-/Film-, Meß- und Empfangs- und Sendeeinheiten) um die zentrale Dockingstation zu platzieren.

Zur Verfügung stünden hiermit ca. 12,4 Quadratmeter Fläche für diesen Solarzellen- und Ausrüstungs-Gürtel.

Weitere ca. 3,5 Quadratmeter würden für die Dockingstation zur Verfügung stehen, die somit Tochtereinheiten mit einer Grundfläche von bis zu ca. 3 Quadratmetern Fläche aufnehmen könnte.

Die räumliche Aufnahmefähigkeit der Gesamtmenge aller (scheiben- oder bei behälterartigen Tochtereinheiten tablettenförmigen) Tochtereinheiten wäre bei einem Durchmesser von etwa 2 m, insgesamt auf die der Dockingabteilung des Solarseglers begrenzt.

Der Erfinder rechnet hier mit einer möglichen maximalen Gesamthöhe aller in der Dockingstation eingedockten Tochtereinheiten von insgesamt ca. 8 m.

Das Aufnahmevolumen von ca. 28 m3 des selbstvergrößernden Solarseglers für Nutzlast und Tochtereinheiten allein in der Dockingstation ist daher recht beachtlich. Hinzu kommen noch weitere 12,4 qm (beidseitige) Befestigungsfläche für Solarzellen, weitere Nutzlast und Thruster zwischen den um die Mitte der Dockingstation angebrachten Ringen 5.b und 5.c.

Im Gegensatz hierzu steht in den dem Erfinder bekannten selbstentfaltenden Solarseglerdesigns kaum Nutzlastvolumen, keine Solarzellenarrays und erst recht nicht eine Dockingstation für Tochtereinheiten zur Verfügung.

Allerdings werden diese Vorteile durch die im Vergleich ungleich höhere Masse des selbstvergrößernden Solarseglers eingeschränkt. Dennoch sind Missionen denkbar, die erst mit Hilfe eines selbstvergrößernden Solarseglers möglich würden, wie z. B. die Exploration von Asteroiden bei gleichzeitiger Probenmitnahme und Rückführung zu einer erdnahen Raumstation.

Die mögliche Vergrößerung und damit die Segelfläche und Antriebskraft des Solarsegelantriebes hängt beim selbstvergrößernden Solarsegler hauptsächlich von der Zahl der Halterungssegmente und ihrer Länge ab.

Diese sind wiederum abhängig von der Dicke des verwendeten Materials, der Höhe der Launcher-Nutzlastabteilung, sowie von der maximal tolerierbaren Masse der Halterungen, die vermutlich den größten Massenanteil des Seglers (neben der Nutzlast) darstellen.

Als Beispiel seien hier Telekophalterungen mit beispielsweise insgesamt 7 ineinander gesteckten, ausziehbaren Teleskopsegmenten angenommen. Jedes dieser Segmente könnte etwa 10 m lang sein, bei 20 cm Überschneidung würde sich die Gesamtlänge einer einzigen Teleskophalterung im ausgezogenen Zustand auf 68,80 m belaufen.

Der Gesamtdurchmesser des vollvergrößerten Seglers würde dabei 142,20 m betragen (2 × 68,80 m zzgl. 4,50 m Durchmesser der Innenringkonstruktion).

Würde der Solarsegler wie in 3 dargestellt, über 12 Segelbahnrollen mit z. B. 6 m Gesamtbreite verfügen, ergebe sich eine ausgefahrene Fläche jeder einzelnen Segelbahnrolle von ca. etwa 260 qm.

Die Gesamtsegelfläche des Solarseglers würde somit 12 × 260 qm = 3120 qm betragen. Hiermit könnte der Segelantrieb einen Maximalschub von knapp 28 mN erzeugen.

Zum Vergleich: Ein 40-m selbstentfaltender quadratischer Mastensegler mit seinen 1600 qm Segelfläche würde etwa die Hälfte der Antriebskraft des hier behandelten selbstvergrößernden Seglers erreichen; SMART I die europäische Raumsonde, die mit nochmals mehr als der Doppelten Antriebskraft (70 mN) innerhalb eines Jahres vom Erdorbit in den Mondorbit wechselte, benötigte hierzu ca. 1 Jahr.

Diese Leistung ist nicht gerade berauschend, wenn man zugrunde legt, das der selbstvergrößernde Solarsegler voraussichtlich erheblich mehr Masse aufweisen würde, als der Mastensegler und dessen Schubkraft zudem nicht so gut ausgerichtet werden kann, wie die des Ionenantriebes von SMART I.

(Jede einzelne der 12 Teleskophalterungen wäre vermutlich deutlich schwerer als einer der vier Masten eines Mastenseglers; auch die im Endeffekt durch das Solarsegel je Gewichtseinheit – z. B. eine Tonne – Gesamtgewicht erzielbare Beschleunigung dürfte beim Masten-Vergleichssegler höher als beim selbstvergrößernden Segler sein.)

Dennoch könnte der selbstvergrößernde Segler mit Hilfe des Launchers oder mit Hilfe seiner (Ionen)Thruster oder sogar eines weiteren in die Dockingstation eingedockten zusätzlichen Beschleunigungstriebwerkes zusätzlich beschleunigt werden.

Der Solarsegelantrieb wäre dann nicht unbedingt für das Erreichen der ersten Einsatzposition, sondern für die treibstofflose Steuerung und das Positionshalten während des weiteren Einsatzes gedacht, wodurch in Verbindung mit den umfangreich am Segler montierten Solarzellenarrays eine lange Einsatzdauer gewährleistet sein könnte.

Auch eine Rückkehr zum Erdorbit wäre allein mit Hilfe des Solarsegelantriebes erforderlichenfalls denkbar, wobei die letzte Strecke im atmosphärenahen Bereich dann wieder bei gereffter Segelfläche mit Hilfe der (Ionen-)Thruster erfolgen müsste.

Vor der Konstruktion eines „großen" im Weltraum montierten Solarseglers könnte zum Beispiel ein derartiger Segler, ausgestattet mit mindestens zwei weiteren ein- und ausdockfähigen Tochtereinheiten das Studium der Reaktionen einer derartigen Steuerungs- und Antriebsart vergleichsweise kostengünstig ermöglichen.

Die Tochtereinheiten würden hierbei bei zu beobachtenden Manövern ausdocken und das Mutterschiff filmen fotografieren und die gewonnenen Daten direkt in Richtung Erde weiterleiten. Anschließend würden sie wieder eindocken und ihre Akkumulatoren mit Hilfe der Stromversorgung des Mutterschiffes aufladen.

Mindestens eine der Tochtereinheiten würden dabei die Film-Foto-Dokumentation vornehmen, während eine weitere (Sender-)Tochtereinheit mit ihrer Sendeanlage auf die Erde zu Datenweiterleitung ausgerichtet wäre.

Das Sender-Tochterschiff könnte auch durch ein Stromkabel mit dem Mutterschiff zur Stromversorgung verbunden sein, sich dennoch unabhängig von diesem auf die Erde ausrichten. Hierdurch wäre einerseits die Stromversorgung für eine gute Sendeleistung mit hohem Datendurchsatz gewährleistet, weil die Solarzellen des Mutterschiffes auf die Sonne ausgerichtet wären, andererseits wäre die gleichzeitige Ausrichtung des Sende Raumfahrzeuges zur Erde unabhängig von der Ausrichtung des Mutterschiffes möglich.

Treibstofflose Rotationssteuerung um den Scheibenpol des Solarseglers:

In Ihrer bereits zitierten Schrift „Development of a Lightweight Pulsed Thruster Module for Solar Sail Attitude Control" gehen die Autoren davon aus, dass der Strahlungsdruck der Sonne auch noch zu einer Drehbewegung der Ebene des Seglers um ihren Pol (im Gegensatz zu einer Drehbewegung um eine Achse) herum führen soll.

Dem Erfinder ist zwar nicht ersichtlich warum es bei seinem Design zu einer derartigen Rotation der Scheibe kommen sollte, möchte jedoch auch für den selbstvergrößernden Solarsegler eine eigene Möglichkeit vorsehen, Rotation um den Pol der Ebene treibstofflos zu steuern, dass heißt sie zu unterbinden oder sogar zu Stabilisierungszwecken zu beschleunigen.

Würde es nämlich doch zu einer ungewünschten sogar evtl. länger wirkenden Drehkraft durch die einfallende Sonnenstrahlung kommen, könnte sich hierbei ein Momentum aufbauen, dass dem Segler schwungradähnliche Eigenschaften verleihen würde.

Die Kursstabilisierung fliegender Objekte durch Drehung (z. B. Dum-Dum-Geschosse) ist zwar oft erwünscht, sie würde jedoch sowohl die Steuerung des Solarseglers als auch optische Beobachtungen von dem sich ständig drehenden Segler aus deutlich erschweren.

Der Segler kann im vorliegenden Design anders als der Thruster-Solarsegler die Rotation der Segler-Ebene um ihren Pol nicht durch Thrustereinsatz steuern, da hierfür entsprechend ausgerichtete Thrusterpaare nicht vorgesehen sind (lediglich nach oben und nach unten ausstoßende Doppelthrustereinheiten).

Mit 2 wurden die Segelbahnrollen mittels der Rollen-Einrastgelenke 5.16 an den Teleskophalterungen 5.12 befestigt, die in der Arbeitsstellung einen 90-Grad Winkel zu den Halterungen einnehmen.

Die Normalhaltung sollte hierbei derart sein, dass die Bahnen alle waagerecht in der Seglerebene liegen.

Würde man nun die Teleskophalterungen entweder direkt an der Innenringkonstruktion um ihren Pol oder die Segelbahnrollen an den Rollen-Einrastgelenken motorgesteuert drehbar lagern, so dass sie einen von 0-Grad abweichenden Winkel zur Ebene gestellt werden können, ließe sich eine Propellerartige Form der Segelbahn erzeugen, die dazu geeignet ist, wie ein windgetriebener Propeller eine Drehbewegung zu erzeugen oder eine bereits bestehende Drehung abzubremsen.

In 2.a ist eine Segelfolienrolle 5.13 dargestellt, die mittels Drehmotor 5.13.1 um den Pol der Teleskophalterung 5.12 gedreht werden kann, während die Drehmotoren 5.13.3 für die Drehung der Rolle um ihren eigenen Pol vorgesehen sind.

Bevorzugte Ausführung eines selbstvergrößernden Solarseglers:

Die derzeit vom Erfinder bevorzugte Ausführung eines selbstvergrößernden Solarseglers wäre mit einer Nutzlast- und Dockingstation wie bereits beschrieben und mit mehreren Antriebs- und Lageregelungsmöglichkeiten ausgestattet.

Dies sind

  • a) der Solarsegelantrieb
  • b) die Ionenantriebe zwischen den seitlichen Halteringen 5.b und 5.c
  • c) Optional – eindockfähige Zusatztriebwerke in der Dockingstation
  • d) die Steuerung/Lageregelung durch Ein- und Ausrollen der Segelbahnen
  • e) die Steuerung/Lageregelung durch Drehen der Steuerungssegelbahnen
  • f) die Steuerung/Lageregelung durch Verlagerung von Nutzlast und Tochtereinheiten in der Nutzlast- und Dockingabteilung
  • g) die Steuerung/Lageregelung durch die Ionenantriebe

Neben dem Solarsegelantrieb wären zumindest 4 Doppel-Thrustereinheiten (5.15, s. 2) im Abstand von 90 Grad zueinander oder sogar 8 (doppelte Redundanz) Doppel-Thruster-Kompletteinheiten im Abstand von jeweils 45 Grad voneinander innerhalb der Halteringe 5.b und 5.c angebracht.

Diese Doppelthruster-Einheiten wurden bereits mit dem Erstantrag des Erfinders vorgeschlagen und zeichnen sich dadurch aus, dass jeweils zwei Thruster in einem Strahlrohr angebracht sind, deren Ausstoßrichtung jeweils entgegengesetzt liegt.

Dies führt dazu, dass sämtliche der von entsprechenden Thruster-Kombinationen verursachte Drehungen oder Beschleunigungen durch entgegengesetzten Schub wieder abgebremst oder sogar in die entgegengesetzten Richtung umgekehrt werden können.

Beschleunigen sämtliche der hier in 2 eingezeichneten Doppelthrustereinheiten in eine Richtung, wird der Segler von seiner Ebene aus gesehen senkrecht nach oben oder nach unten beschleunigt.

Hierfür könnten dem Segler bei der Verwendung regulärer Ionen-Thruster, wie sie von SMART I verwendet wurden, etwa 300 mN Antriebskraft (gegenüber 28 mN des Segelantriebes) zur Verfügung stehen, somit das 4-fache der Ionen-Antriebsleistung von SMART I und mehr als das 10-fache der Antriebsleistung des zusätzlichen Segelantriebes.

Aufgrund des großzügigen Platzangebotes für Stromerzeugung und Versorgung könnten diese 4 Einheiten auch gleichzeitig betrieben werden.

Der Ionen-Antrieb wäre bei Missionen, bei der ein Einsatzziel schnell erreicht werden soll, somit die erste Wahl, während der Segelantrieb hierbei zwar unterstützen könnte, jedoch eher für die Aufrechterhaltung des langfristigen Betriebes am Einsatzort bzw. im Einsatzorbit gedacht ist.

In Verbindung mit einem starken Launcher, der den Segler direkt auf Erd-Fluchtgeschwindigkeit beschleunigt, tritt die geringe Segelleistung des Solarseglers somit in den Hintergrund.

Ein Beispiel hierfür wäre z. B. ein Beobachtungssatellit in einem sonnennahen Orbit. Dieser Satellit könnte nicht nur die Sonne und ihre Sonnenstürme, sondern auch die Erdumgebung auf lange Zeit observieren.

Durch die viel nähere Platzierung an der Sonne könnten dadurch nach Auffassung des Erfinders eine erhebliche Anzahl von sonnennahen Asteroiden neu entdeckt werden, denn diese sind von der Erde in Richtung Sonne schwerer auszumachen als Asteroiden, die weiter von der Sonne entfernt sind als die Erde, wodurch sie durch die von Ihnen reflektierte Sonnenstrahlung leichter ausgemacht werden können.

Zeichnungen: Fig. 1 – Launchzustand

  • zeigt den selbstvergrößernden Solarsegler im startbereiten, hochgeklappten Zustand im Launcher.

Die als Docking- und Nutzlaststation dienende Innenringstruktur 5 in Form einer starren Rohrkonstruktion besteht hier aus den drei auf gleicher Ebene liegenden Rohr-Ringen 5.a bis 5.c und dem senkrecht über 5.a liegenden Ring 5.o und dem darunter liegenden Ring 5.u, die untereinander durch Verbindungstücke 5.9 einen zylinderförmigen Raum bilden, in den nach erfolgtem Launchen beidseitig (von oben und von unten) Tochtereinheiten ein- und austreten können.

Durch hier nicht eingezeichnete, in den Dockingraum hineinfahrbare und aus diesem herausfahrbare Dockinghalterungen werden die Tochtereinheiten im Dock gehalten.

Die unterschiedlichen, hier ebenfalls nicht eingezeichneten Tochtereinheiten können und sollten bereits beim Start im Dock eingedockt sein.

Die Bauart der Tochter-Einheiten wird durch die Art der Mission bestimmt (z. B. Lander für Explorationsmissionen, fliegende Containereinheiten für Transporteinsatz, Satelliten zum Aussetzen von Beobachtungseinheiten, mobile dockingfähige Zusatztriebwerke zur Beschleunigung des Solarseglers).

Am äußeren Innenring 5.c sind die drehbar gelagerten hier nach oben geklappten Teleskop-Segelrollenhalterungen 5.12 befestigt.

Am anderen Ende der Segelrollenhalterungen befinden sich die mittels eines Klappgelenkes mit diesen verbundenen Segelbahnrollen 5.13, die so abgeklappt sind, dass sie den zur Verfügung stehenden Raum der Launcherhülle im Sinne einer optimalen Raumverwendung ausfüllen.

Der Segler ist hier am unteren Ring 5.au mittels Befestigungslaschen 11.2 auf der Rotationsplattform 11.1 befestigt.

Fig. 2 – nach der Öffnung, Segelrollenhalterungen zur Seite geklappt

  • zeigt den Solarsegler und die darunter liegenden klappbaren Außenhüllenteile der Launcher-Nutzlastabteilung nach dem Launchen und nach der ersten Vergrößerungsphase (seitliches wegklappen der Teleskophalterungen 5.12).

Die einzelnen Klapphüllen-Segmente 11.3 der aufklappbaren Außenhülle des Launcheroberteils haben sich blütenförmig geöffnet und hierdurch die Teleskophalterungen 5.12 mit den daran befestigten Segelfolienrollen 5.13 seitlich zur Scheibenebene weggeklappt, die Segelbahnen sind noch nicht gesetzt und befinden sich noch aufgerollt auf den Segelbahnrollen 5.13.

Die in der ersten Launchphase noch hochgeklappten Segelfolienrollen 5.13 wurden hier bereits mittels der Zugwinden 11.4 und an diesen befestigten Windenfäden 11.4.1 in ihre Arbeitsstellung (90 Grad zur Teleskophalterung) gezogen und sind dort eingerastet.

Nach dem Aufklappen müssen die Fäden dann noch durch geeignete Maßnahmen entfernt werden (z. B. durch eingebaute Sollbruchstellen, die bei Erhöhung der Zugspannung reißen).

Die Dockingkonstruktion 5 enthält neben der zentralen Dockingmöglichkeit im inneren Ring 5.a zwischen dem mittleren und äußeren Innenring 5.b und 5.c sowohl Solarzellen-Einheiten als auch Steuerungs-Observations- und sonstiges Zubehör in modulförmigen Einheiten. Diese sind mittels die Rohrkörper der Ringe umfassende Halterungsschellen und durch diese und die Rohrstruktur hindurchführende Splinte mit Kontermuttern an der Ringstruktur befestigt worden. Die Stabilität der Innenringkonstruktion wird somit noch zusätzlich verstärkt.

Die wünschenswerte Verlängerung der Nutzlaststation nach oben und nach unten zur Aufnahme mehrerer Tochtereinheiten/Zusatztriebwerke ist hier nicht eingezeichnet.

Fig. 3 – Solarsegler nach der Vergrößerung – einsatzbereit

  • stellt den selbstvergrößernden Solarsegler nach voller Vergrößerung und getrennt vom Launcher dar.

Die Teleskophalterungen 5.12 sind voll ausgefahren, die Segelfolienbahnen 5.13.1 sind von den Segelfolienrollen 5.13 mittels hier nicht eingezeichneter, am Innenring befestigter Winden gesetzt (bzw. ausgerollt) worden.

Die Segelfolien liegen hierbei über den Teleskophalterungen, die normalerweise von oben nicht sichtbar wären und daher mit Punkten und Strichen stilisiert eingezeichnet wurden.

Die einzelnen Segmente der rohr- oder schienenförmig geformten, ineinander gelagerten Teleskophalterung sind auf ein vielfaches der eingefahrenen Länge ausgefahren worden.

Der grundsätzliche Aufbau der Windeneinrichtungen zum Segelsetzen und Reffen und der Segelfolienbahnen wurde bereits mit Vorantrag vom 16.06.2005 beschrieben, neu ist hier lediglich die Verwendung an einem selbstvergrößernden Segler mittels Teleskophalterungen und Klappgelenken und die unter Verwendung von besonders zur Steuerung und Lagekontrolle des Seglers geeigneten Ballast-Steuerfolien-Segmente (hier BA, BB, BC, BD).

Die primäre Steuerung des Seglers erfolgt durch Auf- und Abrollen der Außenliegenden Ballastfolien, wodurch der Schwerpunkt der Masse und der Schwerpunkt des Strahlungsdruckes jeweils genau entgegengesetzt (aufeinander zu oder voneinander weg) gegeneinander verschoben werden kann.

In der vorliegenden Zeichnung sind die Ballast-Steuerfolien-Segmente BB und BC im Verhältnis zu Ihren auf der anderen Seite des Seglers gegenüberliegenden Partnermodulen BA und BD auf die Hälfte der wirksamen Fläche zusammengerollt worden.

Dies bewirkt, dass die Masse des Seglers und damit auch der Masseschwerpunkt vom Zentrum weg in Richtung des Seglerrandes nach BB und nach BC verschoben werden. Da sich hierdurch gleichzeitig die Segelfläche der Bahnen B und C verringern, verschiebt sich der Schwerpunkt des Strahlungsdruckes in diesem Beispiel in Richtung der voll ausgefahrenen Bahnen A und D.

Da sich die Wirkung der beiden eingerollten Ballast-Steuerfolien kombiniert, ergibt sich eine Drehbewegung. Der Masseschwerpunkt des Solarseglers wird hier, weil ein großer Teil der Ballastmasse an der äußerst möglichen Stellung (auf der Segelbahnrolle) aufgerollt ist, in Richtung BC und BB verschoben. Hingegen verschiebt sich der Strahlungsschwerpunkt zwischen den Segelbahnen in die Gegenrichtung, hin zu den noch voll ausgerollten Bahnen BA und BD. Der Hebel bzw. Abstand zwischen den beiden Schwerpunktlinien verschiebt sich daher.

Der Vektor der längeren Krafthebel, die sich aus den voll ausgerollten Bahnen A und D zuzüglich der sich anschießenden, diesseits des Masseschwerpunkt liegenden Segelflächen der gegenüberliegenden Bahnen ergibt, drücken die schwächere Kraft der kleineren jenseits des Masseschwerpunktes liegende Segelbahnflächen wie bei einer Schaukel nach oben.

Hierdurch ergibt sich eine Rotationsbewegung, die nicht nur in ihrer Beschleunigung, sondern auch in Ihrer Richtung (indem eine der beiden aufgerollten Steuerfolien stärker aufgerollt wird) gesteuert werden kann.

Solange der Segler sich somit mit seiner Segelfläche nicht genau parallel zur Richtung der Sonnenstrahlung befindet oder in Schattenbereichen liegt, sollte seine Steuerung/Lageregelung primär treibstofflos durch Verwendung der Steuerfolien möglich sein.

In Not- oder Ausnahmesituationen ist jedoch sowohl die Steuerung als auch ein zusätzlicher Antrieb durch die am Innenring in 2 dargestellten Thruster-Module 5.14 möglich.

Fig. 3.a – Segelfolienrollen 5.13 mit Drehmotoren

Die Segelbahnrollen werden an ihren Naben seitlich durch die Rollenhalterung 5.13.2 an den Drehmotoren 5.13.3 gehalten. Die außenliegenden Rotoren der Drehmotoren sind mit dem Rollenkörper verbunden und drehen sich daher mit diesem, wodurch das Auf- und Abrollen der Segelfolienbahnen gesteuert werden kann.

Der Drehmotor 5.13.1 hingegen ist (hier) am äußeren Ende der Teleskophalterung 5.12 befestigt und dient der Steuerung der Drehung der Segelbahn, wodurch die Steuerung der Rotation des Seglers um seinen Pol möglich ist.

Eine alternative Ausführung wäre die Anbringung des Drehmotors 5.13.1 nahe zum inneren Ende der Teleskophalterung an der Innenringkonstruktion.

Unterhalb des Drehmotors 5.13.1 befindet sich das scharnierartig ausgeführte Knickgelenk 5.12.1, das das Wegklappen der Segelfolienrollen in der Startstellung im Launcher ermöglicht.

Fig. 3.b Teleskophalterung mit Drehgelenk-Lagerung am äußersten Innenring 5.e

Die Teleskophalterungen 5.12 sind an Ihrem Inneren Ende am Innenring 5.c mit einem Drehgelenk 5.12.2 drehbar gelagert, damit sie im Launcher in hochgeklappte Stellung gebracht werden können. Das Drehgelenk umfasst das Rohr des Innenringes vollständig und wird von Haltenasen 5.12.2.1 an Ihrem Platz gehalten. Die Ring-Biegung des Innenringrohres wird an dieser Stelle durch entsprechende Verdickungen ausgeglichen, so dass dort ein gerade Rohraussenfläche des Innenring-Rohres entsteht.

Nach dem Abklappen der Teleskophalterungen setzen die Halterungen auf dem Halterungsauflager 5.12.2.2 auf, dass das die Teleskophalterung von unten stützend umfasst.

Fig. 3.c Ansichtsprofile der ineinander gesteckten, zusammengeschobenen Segmente

  • hier sind nebeneinander drei mögliche Profilformen dargestellt, die mit ihrer Öffnung von einer Seite her gezeigt werden. Dabei sind die ineinander gesteckten, immer nach innen dünner werdenden Segmente zu erkennen.

Bei der linken, rechteckigen Profilform ist das Profil an der linken Seite mit einer Zahnung versehen, in die ein entsprechend mit einem Zahnrad- bzw. Nockenantrieb versehener Elektromotor, der am Ende des ersten Segmentes befestigt ist hineingreifen kann, um die weiteren inneren Segmente nacheinander herauszudrücken.

Die mittlere und rechte Zeichnung ist für ein Ausziehen der Teleskopsegmente durch Fliehkraft (Rotation der auf dem Launcher befestigten Drehplattform) vorgesehen. Zusätzlich sind diese Ausführungen mit Sicherungsvorrichtungen gegen Zusammenziehen der voll ausgefahrenen Teleskophalterungen (dargestellt in 3.d) auszustatten.

Die mittlere Form eines sechsseitigen regelmäßigen Polygons wird vom Erfinder für diesen Zweck vorgezogen, weil sie ein guter Kompromiss zwischen der Masse sparenden runden Ausführung und der verdrehungssicheren eckigen Ausführung ist.

Eine runde Ausführung wäre grundsätzlich zwar auch möglich, müsste aber zur Vermeidung des Verdrehens der Teleskophalterungen mit aufwendigen Führungsnasen versehen werden.

Fig. 3.d Verriegelungsmechanismen der Teleskophalterungs-Segmente:

Die Teleskophalterungen 5.12 der Segelbahnrollen bestehen aus mehreren Segmenten 5.12.3.

Bei dem Ausfahren der Teleskophalterungen muss außer dem äußersten ersten, alle anderen Segmente aufnehmenden Segment jedes einzelne der nachfolgenden in seiner Endstellung gesichert werden, damit es nicht z. B. durch Betätigung der Rollen-Zugmechanismen zurückgezogen wird und in seiner Betriebsstellung verbleibt.

Die Zeichnung zeigt den Verbindungsabschnitt zweier ineinander verschachtelter Segmente 5.12.3 in der Endposition, hier das Ende des aufnehmenden Segmentes und den Anfang des voll ausgezogenen Folgesegmentes.

Der vorgesehene entsprechende Verriegelungsmechanismus besteht in diesem Fall aus einer im inneren des aufgenommenen Segmentes eingesetzten Verriegelungshülse, 5.12.4 in die jeweils zwei Verriegelungsstifte 5.12.4.2 gegenläufig eingesetzt sind, die durch die Federn 5.12.4.2 durch Verriegelungslöcher im aufnehmenden, äußeren Segment 5.12.3 gedrückt werden, sobald die Endposition erreicht ist.

Die Endposition (Arbeitsstellung) ist erreicht, wenn die erste der beiden Kugellagerführungen 5.12.4.3 des inneren Segmentes gegen die Ausfahrsperre 5.12.4.4 des äußeren Segmentes stößt.

Zum besseren Ausfahren ist das aufgenommene Segment mit zwei Kugellager-Führungen 5.12.4.3 versehen. Ein ineinander Verschachteln der Segmente ohne Kugellagerung, jedoch mit einer eigenen Stoppnase des inneren Segmentes könnte hier auch denkbar sein.

Fig. 4 – Thrusterring-Solarsegler mit primärer Steuerung und Lageregelung (ACS) durch „Roller Reefing"

4 stellt einen Thrustening-Solarsegler, also einen Solarsegler mit starrem Außenring- an dem Niedrigschub-Thruster-Einheiten zur Steuerung und Lageregelung befestigt sind, dar.

Dieser Solarsegler besitzt eine zentrale Dockingstation und umfangreiche Solarzellenarrays, sowie nicht zuletzt neben der Thrustersteuerung eine primäre treibstofflose Steuerung/Lageregelung durch setz- und reffbare Solarsegelbahnen.

Der Segler entspricht bereits dem im Vorantrag behandelten Thrusterring-Solarsegler weitgehend, bis auf nachfolgende Besonderheiten:

Die einzelnen Segelbahnen sind nicht seitlich aneinander befestigt, sondern jede einzelne verläuft separat vom Außenring zur Innenring-Struktur und ist jeweils frei steuerbar.

Das heißt die Bahnen können einzeln auf- oder abgerollt werden, ohne dass sie wie z. B. im Vorantrag auf- oder abgesenkt oder in zwei Ebenen gelagert werden müssen.

Mehrere dieser Bahnen sind mit Ballastfolien (hier BA, BB, BC und BD) ausgestattet, die der Steuerung des Seglers dienen.

In der Beispielzeichnung führen die zur Hälfte aufgerollten Ballastfolien BA und BD zu einer Verschiebung des Segler-Massezentrums cm und einer Verschiebung des Zentrums des Strahlungsdruckes nach cf.

Dies bewirkt, dass der Segler sich von oben gesehen um eine Achse herum die cm schneidet, nach oben gedreht wird (hier in Richtung VR auf der Segelfolie F).

Hingegen wird der Bereich auf der entgegengesetzten Achsenseite bei Segelfolie E nach unten gedrückt.

Die Ballastfolien sind so ausgelegt (dicker und evtl. mit belastbarerem Material), dass Sie die Belastung durch häufiges Auf- und Abrollen ohne oder mit geringen Ermüdungserscheinungen überstehen.

Die größere Masse dieser Folien wird nun insoweit ausgenutzt, dass die Steuerung des Seglers durch Verschieben des Massezentrums (cm) und des Kraftzentrums (cf) erfolgt.

Die beiden Zentren können durch Auf- und Abrollen der Ballastfolie voneinander weg oder aufeinander zu bewegt werden, wodurch ein Drehimpuls vom Kraftzentrum um das Massezentrum herum entsteht.

Auch nicht mit der Ballastfolie versehene Segelflächen können auf- und abgerollt werden, z. B. um den Auswirkungen atmosphärischer Randbereiche der Erde keine zu große Angriffsfläche zu bieten.

Bezugszeichen zu Fig. 1:

11
Launcher
11.1
Rotationsscheibe
11.2
Rotations-Halteschellen
5
Innenring-Konstruktion
5.a
Innerster Innenring
5.b
mittlerer Innenring
5.c
äußerer Innenring
5.ao
oberer Innenring
5.au
unterer Innenring
5.9
Innenring-Verbinder seitlich
5.9v
Innenring-Verbinder Vol.
5.12
Teleskophalterungen
5.13
Segelfolienrollen
Bezugszeichen zu Fig. 2:
11.3
Launcher-Klapphüllen-Segmente
11.4
Segelrollen-Zugwinden
11.4.1
Windenfäden
5
Innenring-Konstruktion
5.a
innerster Innenring
5.b
mittlerer Innenring
5.c
äußerer Innenring
5.9
Innenring-Verbinder seitlich
5.12
Teleskophalterungen
5.13
Segelfolienrollen
5.14
Solarzellen/Zubehör-Module
5.15
Thruster-Module
5.16
Rollen-Einrastgelenke

Bezugszeichen zu Fig. 3:

Segelfolien-Bahnen werden mit Buchstaben, hier A, B, C und D bezeichnet. Die Ballast-Steuerfolien-Segmente der Segelfolien-Bahnen werden mit B und dem nachgestellten Buchstaben der jeweiligen Segelfolie bezeichnet, hier BA, BB, BC und BD.

VR
Vektor der Rotation, bzw. Drehrichtung
5
Innenringkonstruktion (Dockingstation mit Zusatzmodulen)
5.12
Teleskophalterungen
5.13
Segelfolienrollen
5.13.1
Segelfolienbahnen
Bezugzeichen zu Fig. 3.a:
5.12
Teleskophalterung
5.12.1
Knickgelenk
5.13
Segelbahnrolle
5.13.1
Drehmotor (am Halterungsende)
5.13.2
Rollenhalter
5.13.3
Drehmotoren (in der Rolle)
Bezugszeichen zu Fig. 3.d:
5.12
Teleskophalterung
5.12.3
Teleskophalterungs-Segmente
5.12.4
Verriegelungshülse
5.12.4.1
Verriegelungs-Bolzen
5.12.4.2
Verriegelungs-Feder
5.12.4.3
Kugellagerführung
5.12.4.4
Ausfahrsperre

Begriffserläuterungen:

Bei den nachfolgend erläuterten Begriffen handelt es sich um Designs bzw. Raumfahrzeuge oder Vorrichtungen, die bereits mit vorangehenden Patentschriften des Erfinders vorgestellt wurden.

  • 1. Thruster-Solarsegler: Ist gekennzeichnet durch einen starren (Rohr-) Außenring, der die tragende Konstruktion des Raumfahrzeuges bildet und zugleich an seinem äußeren Rand Niedrigschub-Thruster-Einheiten, sowie neben dem Solarsegel innerhalb der von ihm umgebenen Ebene sämtliche Vorrichtungen und Nutzlasten durch Halte-Gurt-/Trossen-/Seil-Verbindungen bzw. -Bespannungen aufnimmt.
  • 2. Thrusterring-Raumfahrzeuge sind Raumfahrzeuge mit starrem Außenring, an deren Außenrand Niedrigschub-Thrustereinheiten angebracht sind; jedoch ohne Solarsegel-Antrieb. Hiervon wurden verschiedene Ausführungen (z. B. als mobiles Weltraumkraftwerk) vorgestellt.
  • 3. Docking- und Nutzlaststation besteht aus einem oder mehreren untereinander verbundenen Innenringen, die in das Zentrum des Thruster-Solarseglers oder Thrustening-Raumfahrzeuge gespannt bzw. gehängt werden.

    Hierdurch wird ein freier (Volumen-)Raum in der Mitte des (ansonsten eher scheibenförmigen) Raumfahrzeuges gebildet, in den Tochter-Raumfahrzeuge eindocken können, die von in den Raum hineingreifenden beweglichen Halterungen während des Transports gehalten werden.

    Zusätzlich ist die Befestigung von Winden-Vorrichtungen an der Station möglich, die zum Halten und Handhaben sonstiger Nutzlast im Nutzlastraum gedacht sind.
  • 4. Innenring-Konstruktion bestehend aus der obigen Docking- und Nutzlast-Station die auf halber Höhe von weiteren mit dieser verbundenen Ringen umgeben ist, so dass an dieser Solarzellenarrays und weitere Vorrichtungen und Nutzlast, wie z. B. Treibstoff- und Thrustereinheiten, Steuer- und Regeleinheiten, Kommunikations- und Meßvorrichtungen, etc. befestigt werden können.
  • 5. Segelsetz- und Reffeinrichtung dadurch gekennzeichnet,

    dass das Solarsegel aufgeteilt in eine Mehrzahl von Segelbahnen auf Rollen in Halterungen am Außenring des Seglers befestigt ist.

    Diese Segelbahnen können durch an der Innenring-Konstruktion angebrachten Seilwinden-Motoren abgerollt („gesetzt") und durch Rollenmotoren wieder aufgerollt („gerefft") werden.


Anspruch[de]
Abschnitt A): durch zusätzliche treibstofflose Steuerung/Lageregelung (– Attitude Control System – ACS –) verbesserte Thruster-Solarsegler bzw. Thrusterring-Raumfahrzeuge.



Solarsegler oder Thruster-Solar-Segler mit Segel-Setz und -Reffeinrichtung nach einem oder mehreren Ansprüchen der vorangehenden Antragsschriften,

dadurch gekennzeichnet, dass

der Segler ohne bzw. mit verringerter Materialermüdung der Segelbahnenfolien durch deren Verschiebung bzw. Ein- und Ausrollen treibstofflos gesteuert wird, wobei mehrere oder sämtliche Segelfolienbahnen in einer kürzeren Länge als der Abstand zwischen Außenring und Innenring bzw. Innenring-Konstruktion des Solarseglers ausgeführt werden, so dass ein Verschieben der Segelbahnen und damit sowohl des Masse- als auch des Strahlungsdruck-Zentrums ohne Aufrollen erfolgen kann.
Solarsegler oder Thruster-Solarsegler mit Segel-Setz und -Reffeinrichtung nach einem oder mehreren Ansprüchen der vorangehenden Antragsschriften,

dadurch gekennzeichnet, dass

die zur Steuerung des Seglers verwendeten Segelfolienbahnen zum Außenring des Solarseglers hin am Ende mit einem aufrollbaren „Ballast-Segelfolien-Segment" (s. 4, Segmente BA, BB, BC, BC) versehen sind, dass heißt, einer Folie, die in einer Materialstärke ausgeführt ist, die Materialermüdung durch Auf- und Abrollen der Segelbahn kaum bzw. erst nach langer Verwendung erwarten lässt.
Solarsegler nach Ansprüchen A1 und/oder A2,

dadurch gekennzeichnet, dass

a) die einzelnen Segelbahnen seitlich nicht mit ihren Nachbarbahnen verbunden sind

und

b) dadurch getrennt voneinander bewegt werden können.
Solarsegler nach einem oder mehreren der Voransprüche,

dadurch gekennzeichnet, dass

a) die Segelbahnenfolien beidseitig reflektierend und

b) die Solarzellenarrays ebenfalls beidseitig (oberhalb und unterhalb des Seglers) ausgeführt sind.
Solarsegler nach einem oder mehreren der Voransprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Segelbahnenfolien in der Grundstellung in einer Ebene ausgeführt sind. Solarsegler oder Thrusterring-Raumfahrzeug nach einem oder mehren der Voransprüche einschließlich der Ansprüche der Voranträge,

dadurch gekennzeichnet, dass

a) die beweglichen Dockinghalterungen des Solarseglers derart ausgestaltet sind, dass die im Mutterschiff eingedockten Tochtereinheiten in der Docking- und Nutzlaststation verschoben werden können und

b) dadurch eine zusätzliche Steuerung bzw. Lageregelung durch Verschiebung des Masseschwerpunktes möglich ist.
Solarsegler oder Thrusterring-Raumfahrzeug nach einem oder mehreren der Voransprüche einschließlich der Ansprüche der Voranträge, dadurch gekennzeichnet, dass die durch Windeneinrichtungen in der Dockingstation gehaltene Nutzlast mittels Windenbetätigung verschoben werden kann womit die Verschiebung des Masseschwerpunktes möglich ist, durch die das Raumfahrzeug zusätzlich treibstofflos gesteuert, bzw. lagegeregelt werden kann. Abschnitt B (Solarsegler-Launchsystem): Solarsegler-Launchsystem, bestehend aus einem Launcher und einem sich selbst vergrößernden Solarsegler mit Dockingstation3 bzw. Innenring-Konstruktion4 und primärer, treibstoffloser Lageregelung bzw. Steuerung (ACS) (s. 1),



dadurch gekennzeichnet, dass

a) die im Launcher-Oberteil untergebrachte Nutzlastabteilung möglichst vollständig für die Aufnahme des selbstvergrößernden Solarseglers ausgenutzt wird, dessen Innenring-Konstruktion bereits beim Start mit allem Zubehör in dieser in voller Größe fertig montiert ist,

und

b) die Hülle des Launcher-Oberteil sich nach dem Launchvorgang in der Zielbahn bzw. im Zielorbit blütenförmig öffnet,

wobei jede einzelne der Teleskophalterungen 5.12 des Solarseglers, die während des Launchens nach oben geklappt waren, (um die volle Höhe des Nutzlastraumes auszunutzen), durch ein Segment der sich öffnenden Launcherhülle in einer ersten Vergrößerungs-Phase in eine seitlich waagerecht abstehende Grundstellung gezogen wird

und

c) die Teleskophalterungen 5.12 in einer zweiten Vergrößerungs-Phase durch einen Auszugsmechanismus auf ihre volle Länge ausgezogen werden

und

d) das Solarsegel in Form einer Mehrzahl von auf Rollen angebrachter Segelfolienbahnen durch Ausrollen dieser Bahnen mittels der bereits im Vorantrag behandelten Segelsetz- und -Reffeinrichtung5 gesetzt wird.
Solarsegler-Launchsystem nach Anspruch 8), dadurch gekennzeichnet, dass am Ende der ersten Vergrößerungsphase an den sich öffnenden Segment des Launchers angebrachte Windeneinrichtungen 11.4, die am äußeren Ende der Teleskophalterungen angebrachten Segelbahnrollen 5.13 in ihre Gebrauchsstellung (waagerecht zu den Teleskophalterungen) ziehen, wo sie einrasten. Solarsegler Launchsystem, nach einem oder mehreren der Ansprüche dieses bzw. der Voranträge, dadurch gekennzeichnet, dass die Fäden der verwendeten Zugvorrichtungen mit Sollbruchstellen versehen sind, die nach Erreichen der jeweiligen Einsatzstellung durch Erhöhung der Zugkraft abreißen. Verlängerungsmechanismus der Teleskophalterungen 5.12,

dadurch gekennzeichnet, dass

a) die Halterungen aus mehreren Teleskopsegmenten versehen sind, die im eingezogenen Zustand in das jeweils äußere Segment eingeschoben wurden und die Verlängerung durch Ausziehen der Einzelsegmente erfolgt,

b) wobei das Ausziehen der Segmente durch die Fliehkraft der Rotation des Solarseglers bewirkt wird, der auf einer am Launcher angebrachten motorgetriebenen Rotationsplattform 11.1 mittels Halteschellen 11.2 befestigt ist,

und

c) die zur Seglermitte zeigenden Enden der ausziehbaren Segmente mit Einrastmechanismen versehen sind, die im voll ausgezogenen Zustand in Einrast-Öffnungen der aufnehmenden Teleskopsegmente einrasten und dadurch Zugbelastungen der Teleskophalterungen ermöglichen.
Alternativer Auszugsmechanismus zu Anspruch 11,

dadurch gekennzeichnet, dass

die Verlängerung der Teleskophalterungen 5.12 durch am Solarsegler angebrachte Elektromotoren erfolgt, die mit einem entsprechenden Schneckengewinde die Zahnstangen bzw. Zahnung der entsprechend geformten Teleskophalterungen antreibt.

(Beispielprofil hierzu s. linke Zeichnung zu 3.c).
Einrastmechanismus der Teleskopsegmente nach 3.d, dadurch gekennzeichnet dass die ausfahrbaren Segmente in ihrem Inneren mit einer Hülse 5.12.4 versehen sind, die zweiseitig (z. B. nach oben/unten, nach rechts/links) soweit geöffnet sind, dass an jeder der beiden Seiten ein Verriegelungsbolzen 5.12.4.1 durch Federkraft der Feder(n) 5.12.4.2 bei Erreichen der Einrastöffnungen der aufnehmenden Teleskopsegmente soweit herausgedrückt wird/werden, dass die Segmente nunmehr fest an dieser Stelle verriegelt sind. Segelbahnrollen-Vorrichtungen 5.13 selbst vergrößernder Solarsegler,

dadurch gekennzeichnet, dass

a) die Rollenkörper an ihren Seiten innenliegend mit Rollenmotoren 5.13.3 ausgestattet sind, die

b) außenliegende am jeweiligen Rollenkörper befestigte Rotoren besitzen und

c) in ihrem nicht rotierenden Zentrum mittels Rollenbügel 5.13.2 gehalten und mit Strom versorgt werden (z. B. durch innenliegende Stromleitungen).
Segelbahnrollen-Vorrichtungen nach Ziff. 14),

dadurch gekennzeichnet, dass

a) diese mittels des Rollenhalters 5.13.2 am außenliegenden Rotor eines Drehmotors 5.13.1 befestigt sind, der wiederum am Ende des Halterungssegmentes 5.12 (evtl. mit Knickgelenk 5.12.1) befestigt ist und

b) dazu dient, die Segelbahnrollenvorrichtung zu Steuerungszwecken zu neigen.






IPC
A Täglicher Lebensbedarf
B Arbeitsverfahren; Transportieren
C Chemie; Hüttenwesen
D Textilien; Papier
E Bauwesen; Erdbohren; Bergbau
F Maschinenbau; Beleuchtung; Heizung; Waffen; Sprengen
G Physik
H Elektrotechnik

Anmelder
Datum

Patentrecherche

Patent Zeichnungen (PDF)

Copyright © 2008 Patent-De Alle Rechte vorbehalten. eMail: info@patent-de.com