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Dokumentenidentifikation DE60313015T2 13.12.2007
EP-Veröffentlichungsnummer 0001559649
Titel KÜNSTLICHER SATELLIT
Anmelder Nakasuka, Shinichi, Tokyo, JP;
Sakura Technology Development Co., Ltd., Tokyo, JP
Erfinder NAKASUKA, Shinichi, Shibuya-ku, Tokyo 151-0053, JP
Vertreter Gleiss Große Schrell & Partner Patentanwälte Rechtsanwälte, 70469 Stuttgart
DE-Aktenzeichen 60313015
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 23.10.2003
EP-Aktenzeichen 037588381
WO-Anmeldetag 23.10.2003
PCT-Aktenzeichen PCT/JP03/13576
WO-Veröffentlichungsnummer 2004037644
WO-Veröffentlichungsdatum 06.05.2004
EP-Offenlegungsdatum 03.08.2005
EP date of grant 04.04.2007
Veröffentlichungstag im Patentblatt 13.12.2007
IPC-Hauptklasse B64G 1/44(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP
IPC-Nebenklasse B64G 1/66(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   

Beschreibung[de]
Technisches Gebiet

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf einen künstlichen Satelliten, welcher an Bord einer Rakete in den Weltraum geschossen wird, um eine Kommunikation mit dem Boden und eine Beobachtung der Erde zu ermöglichen.

Hintergrundtechnik

Zu Beginn der Entwicklung der Weltraumtechnik handelte es sich bei jedem künstlichen Satelliten um ein einzeln entwickeltes Erzeugnis. Alle künstlichen Satelliten wurden von Anfang an geplant und entwickelt und an Bord einer Rakete in den Weltraum geschossen. Zur damaligen Zeit wurde jedes einzelne Bauelement und Teil im Hinblick auf die Ergebnisse des Starts der Rakete Schritt für Schritt verbessert, und es war nicht möglich, die künstlichen Satelliten selbst oder die Teilelemente, aus denen sie bestanden, wie allgemeine Industrieprodukte zu standardisieren. Mit anderen Worten, wurden die künstlichen Satelliten einzeln hergestellt, was ihre Kosten erhöhte und ihre Entwicklungszeit verlängerte.

In der zweiten Hälfte der siebziger Jahre des 20. Jh. stellte sich als die Hauptaufgabe eines künstlichen Satelliten der Kommunikationssatellit heraus. In einem Zeitalter, in dem der Kommunikationsbedarf wuchs und Privatfirmen künstliche Satelliten besaßen, wurden eine ganze Reihe von Kommunikationssatelliten in den Weltraum geschossen.

Die Kommunikationssatelliten hatten als nahezu gemeinsames Merkmal eine Systemeinheit, die Buseinheit genannt wurde und eine der Anforderungen an den künstlichen Satelliten darstellte. Die Buseinheit konnte als eine Gemeinschaftseinheit gestaltet werden und nur die Funktionseinheiten (Missionsausrüstungseinheiten) konnten einzeln nach den unterschiedlichen Anforderungen der Benutzer geplant und entwickelt werden.

Da die Buseinheiten der Satelliten nahezu standardisiert waren, konnten die Entwicklungs- und Herstellungskosten der künstlichen Satelliten gesenkt und die Entwicklungszeit dafür beträchtlich verkürzt werden. Für die Hersteller und die Benutzer der künstlichen Satelliten ergaben sich daher viele Vorteile. Beispielsweise war Hughes Aircraft Company, ein Unternehmen, welches dieses System übernahm, außergewöhnlich erfolgreich, und das grundlegende Konzept dieses Systems besteht bis zum heutigen Tag.

Als ein beispielhafter künstlicher Satellit nach dem bisherigen Stand der Technik, der einzeln entwickelt und hergestellt wurde, ist ein technischer Testsatellit Nr. 6 (in Japan hergestellt) bekannt, welcher offenbart ist in Masamichi Shigehara und Yoshio Toriyama, „Introduction to Design of Satellites", Baifukan Co., Ltd., 13. Juni 2002, S. 82, 3.6. Es handelt sich dabei um einen künstlichen Satelliten mit einer kastenförmigen Struktur und einem Panel für die Missionsausrüstung sowie einem Zugangs-Panel, wobei die Panels eine Waben-Sandwich-Struktur haben. Die Struktur umfasst ein Solar-Panel, ein Antennenmodul und eine Kommunikationsvorrichtung.

Als modulartiger künstlicher Satellit ist ein Satellit, dessen Buseinheit genannte Gemeinschaftseinheit standardisiert ist und dessen Missionsausrüstung (gewünschte Funktionseinheit) nach Bestellung hergestellt wird, bekannt, welcher offenbart ist in The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, „Handbook for Aeronautical and Space Engineering", Maruzen Co., Ltd., 30. September 1992, S. 840, Tabelle C1.14, und S. 841, Fig. C1.22.

Bekannt sind eine modular gekoppelte Weltraumstruktur und ein Lagesteuerungsverfahren, welche offenbart sind in der japanischen Patentanmeldung (KOKAI-Veröffentlichung) Nr. 2000-264299. Bekannt ist auch ein Entwicklungsverfahren für Modulsystem-Raumfahrzeuge, welches offenbart ist in der japanischen Patentanmeldung (Kokai-Veröffentlichung) Nr. 10-226399. Bekannt ist eine Backbone-Schnittstelle für Modulsystem-Raumfahrzeuge, welche offenbart ist in der japanischen Patentanmeldung (Kokai-Veröffentlichung) Nr. 10-210057. Bekannt ist eine Struktur für Modulsystem-Raumfahrzeuge, welche offenbart ist in der japanischen Patentanmeldung (Kokai-Veröffentlichung) Nr. 10-203494.

In XP 008015994 ist eine Satellitenarchitektur offenbart, die auf eingesetzten Ausrüstungsmodulen für einen größeren Strahlerbereich basiert.

Als besonders erfolgreich stellte sich die Standardisierung der Buseinheiten von künstlichen Satelliten nach dem oben beschriebenen Verfahren heraus, die hauptsächlich Kommunikationssatelliten umfassten. Bei künstlichen Satelliten für den allgemeinen Gebrauch, einschließlich Satelliten für die Erdbeobachtung, ist es angesichts der großen Vielfalt an Anforderungen an die Funktionen und die Leistung der künstlichen Satelliten jedoch schwierig, die künstlichen Satelliten zu standardisieren, so dass sie einzeln hergestellt werden. Die hohen Kosten und die langen Zeiträume für die Entwicklung der künstlichen Satelliten sind immer noch unverändert geblieben.

Der Grund hierfür liegt in einem Relais, welches hauptsächlich in einem Kommunikationssatelliten eingesetzt ist, wobei zwischen den Kommunikationssatelliten in den Funktionsanforderungen kein großer Unterschied liegt. Dagegen kann ein künstlicher Satellit für den allgemeinen Gebrauch eine Radar- und Fernsehsende-Ausrüstung umfassen, die eine Energie verbrauchen, welche die des Satelliten übersteigt. Einige künstliche Satelliten, die mit einer speziellen Beobachtungsvorrichtung bestückt sind, benötigen eine besonders genaue Lagesteuerungsanlage. Bei der Entwicklung eines Satelliten mit verschiedenen Funktionsanforderungen ist es schwierig, einen hauptsächlich für Kommunikationssatelliten entwickelten standardisierten Bus einzusetzen, so dass kein Kostenvorteil erzielt werden kann.

Die in den oben erwähnten Veröffentlichungen „Introduction to Design of Satellites" und „Handbook for Aeronautical and Space Engineering" offenbarten künstlichen Satelliten sind in ihrer Struktur kompliziert und groß in ihren Abmessungen, so dass sie nicht auf kompakte Weise zusammengeklappt werden können. Somit können sie auch nicht in eine kleine Rakete geladen werden.

In diesen Veröffentlichungen 1 bis 4 sind eine Modulsystem-Struktur und eine modular gekoppelte Struktur offenbart, und keine dieser Veröffentlichungen offenbart ein technisches Konzept dafür, wie eine Vielzahl von Modulen (Panels) mit unterschiedlichen Funktionselementen kombiniert werden können.

Die vorliegende Erfindung sieht einen künstlichen Satelliten vor, der auf kompakte Weise zusammengeklappt werden kann, wenn er an Bord einer Rakete in den Weltraum geschossen wird, und dessen Funktionen, Leistungsmerkmale und Fähigkeiten nach den Anforderungen des Benutzers erweitert und verringert werden können, um so die dafür entstehenden Kosten zu senken und die Entwicklungszeit zu verkürzen.

Offenbarung der Erfindung

Gemäß der vorliegenden Erfindung sind eine Vielzahl von Panels mittels eines Scharniermechanismus drehbar gekoppelt. Die Panels sind bei ihrem Start an Bord einer Rakete zusammengeklappt und werden im Weltraum nach Ablösen der Panels auseinandergeklappt. Die Panels sind jeweils mit wenigstens einer Batterie und einer Kommunikationsvorrichtung für den Datenaustausch unter den Panels bestückt, entweder einzeln oder zusammen. Zwischen den Kommunikationsvorrichtungen der Panels werden Energie und Informationen übertragen.

Da die Panels durch den Scharniermechanismus gekoppelt sind, können sie gemäß der oben beschriebenen Anordnung auf kompakte Weise zusammengeklappt und in einen engen Raum der Rakete geladen werden. Die Panels sind außerdem nach den Anforderungen des Benutzers mit Vorrichtungen bestückt, und von den Panels wird eines, das notwendig ist, verwendet. Somit verändert sich die Anzahl der Panels nach oben oder unten, so dass sie flexibel an die Anforderungen an Funktionen und Zuverlässigkeit angepasst werden kann.

Da auf der Außenfläche jedes Panels ein Solar-Panel angebracht werden kann, kann der Sonnenlicht empfangende Bereich vergrößert werden, um die dadurch erzeugte Energie zu verbessern. Da die Panels überdies durch ein elastisches Wärmeleitblech gekoppelt sind, kann ein Temperaturunterschied zwischen den Panels soweit wie möglich gegen null gesenkt werden.

Kurzbeschreibung der Zeichnungen

1 zeigt einen zusammengeklappten künstlichen Satelliten in einer ersten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung in perspektivischer Ansicht.

2 zeigt den künstlichen Satelliten nach der ersten Ausgestaltung in auseinandergeklapptem Zustand in perspektivischer Ansicht.

3 zeigt ein Panel nach der ersten Ausgestaltung in einer schematischen Draufsicht.

4 zeigt ein Panel nach der ersten Ausgestaltung in zusammengeklapptem Zustand in perspektivischer Ansicht.

5 zeigt die innere Struktur des Panels nach der ersten Ausgestaltung in perspektivischer Ansicht.

6 zeigt das Panel nach der ersten Ausgestaltung in einer perspektivischen Explosionsansicht.

7 zeigt ein Eck-Panel nach der ersten Ausgestaltung in perspektivischer Ansicht.

8 zeigt das Eck-Panel nach der ersten Ausgestaltung in perspektivischer Ansicht.

9 zeigt die innere Struktur des Eck-Panels nach der ersten Ausgestaltung in perspektivischer Ansicht.

10A zeigt eine zweite Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung in einer schematischen Draufsicht.

10B zeigt die zweite Ausgestaltung in einer Längsschnittansicht.

11 zeigt die Skizze einer mit einem künstlichen Satelliten beladenen Rakete.

Beste Ausführung der Erfindung

Im Folgenden werden Ausgestaltungen der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeichnungen eines künstlichen Satelliten für eine optische Beobachtung mittels einer Linse beispielhaft beschrieben.

1 bis 9 zeigen einen künstlichen Satelliten nach einer ersten Ausgestaltung. 1 zeigt den künstlichen Satelliten in zusammengeklapptem Zustand in perspektivischer Ansicht, und 2 zeigt den künstlichen Satelliten in auseinandergeklapptem Zustand in perspektivischer Ansicht. In der ersten Ausgestaltung sind neun Panels, die im Wesentlichen die gleiche Größe haben, mittels eines Scharniermechanismus, der später beschrieben wird, miteinander so gekoppelt, dass sie zusammengeklappt werden können und so einen künstlichen Satelliten 1 bilden. Eine kurze Beschreibung des in 2 gezeigten auseinandergeklappten künstlichen Satelliten 1 ergibt, dass das Panel 3 mit der Missionsausrüstung an einem Ende eines Panels 2 für die Kommunikation so angekoppelt ist, dass sie bündig miteinander abschließen. Ein erstes Panel 4 mit der Zentraleinheit ist rechtwinklig an dem anderen Ende des Panels 3 mit der Missionsausrüstung angekoppelt. Bei dem künstlichen Satelliten 1 ist das Panel 3 mit der Missionsausrüstung mit einer Vorrichtung für eine optische Beobachtung bestückt, z. B. mit einer optischen Vorrichtung, wie einer Linse mit einer großen Brennweite.

Ein Panel 5 für die Energieversorgung, ein erstes Panel 6 für die Lagesteuerung und ein zweites Panel 7 mit der Zentraleinheit sind in dieser Reihenfolge an das andere Ende des ersten Panels 4 mit der Zentraleinheit so angekoppelt, dass sie bündig miteinander abschließen. Ein Bildsensor-Speicher-Panel 8 ist an das andere Ende des zweiten Panels 7 mit der Zentraleinheit rechtwinklig angekoppelt.

Ein zweites Panel 9 für die Lagesteuerung ist an das andere Ende des Bildsensor-Speicher-Panels 8 so angekoppelt, dass sie bündig miteinander abschließen. Das Bildsensor-Speicher-Panel 8 und das zweite Panel 9 für die Lagesteuerung sind parallel zu dem Panel 2 für die Kommunikation und dem Panel 3 mit der Missionsausrüstung angeordnet. Ein drittes Panel 10 für die Lagesteuerung ist an einer Seite des zweiten Panels 9 für die Lagesteuerung rechtwinklig angekoppelt. Das erste, zweite und dritte Panel für die Lagesteuerung, d. h. Panels 6, 9 und 10 sind in drei aufeinander senkrecht stehenden Richtungen angeordnet und können drei Lagesteuerungsumschaltkräfte erzeugen. Im auseinandergeklappten Zustand hat der künstliche Satellit 1 nahezu die Form eines japanischen Schriftzeichens „⊐". Die Panels 2 bis 10 sind zickzackförmig zusammengeklappt und mit einem Bindeseil 1a zusammengebunden, damit die aufeinandergeschichteten Panels, wie in 1 gezeigt, in eine Rakete geladen werden können. Der künstliche Satellit 1 hat nahezu die Form eines japanischen Schriftzeichens „⊐", weil das Bildsensor-Speicher-Panel 8 ein Bild von dem Licht aufnimmt, welches durch eine Linse des Panels 3 mit der Missionsausrüstung geleitet wird, und das Bild optisch beobachtet.

Die Panels 2 bis 10 haben grundsätzlich die gleiche Größe und die gleiche Form. Bei einer beispielhaften Beschreibung des ersten Panels 6 für die Lagesteuerung ist dieses wie in 3 bis 9 gezeigt konfiguriert. Ein Panel-Hauptkörper 11, welcher aus Leichtmetallmaterialien oder aus Verbundmaterial (leicht und hochfest) wie CFK gebildet ist, ist wie ein Achteck geformt, welches man erhält, wenn man vier Ecken eines ebenen Quadrats in dreieckige Eck-Panels 12 schneidet. Diese dreieckigen Eck-Panels 12 werden an die vier Ecken des Panel-Hauptkörpers 11 angekoppelt.

Der Panel-Hauptkörper 11 ist wie ein flacher Kasten geformt, welcher aus einer Bodenplatte 13, einer der Seitenwand entsprechenden Seitenplatte 14 und einer Deckplatte 15 gebildet ist. Einkerbungen 16 sind an den jeweiligen vier Seiten der Seitenplatte 14 ausgebildet. Die Eck-Panels 12 sind jeweils ebenfalls wie ein flacher Kasten geformt, welcher aus einer Bodenplatte 17, einer der Seitenwand entsprechenden Seitenplatte 18 und einer Deckplatte 19 gebildet ist. Die Bodenplatte 17 und die Deckplatte 19 jedes Eck-Panels 12 sind jeweils mittels Schrauben 20 an der Bodenplatte 13 und der Deckplatte 15 des Panel-Hauptkörpers 11 befestigt, so dass die Eck-Panels 12 an dem Panel-Hauptkörper 11 angekoppelt sind.

Ein Scharniermechanismus 21a ist an der Ecke zwischen der Bodenplatte 17 und der Seitenplatte 18 jedes Eck-Panels 12 so angebracht, dass benachbarte Panels drehbar aneinander angekoppelt sind. Der Scharniermechanismus 21a wird durch eine Ansteuerfeder oder eine ähnliche Vorrichtung in der Richtung angesteuert, in der die Panels aneinander gekoppelt sind. Die vorliegende Erfindung ist nicht auf den Scharniermechanismus 21a beschränkt. Es kann jeder Mechanismus Verwendung finden, mit dem benachbarte Panels drehbar aneinander gekoppelt werden können. Ferner ist an der dem Scharniermechanismus 21a gegenüberliegenden Seitenplatte 18 ein Verriegelungsmechanismus 21b vorgesehen. Beim Auseinanderklappen der Panels wird der auseinandergeklappte Zustand durch den Verriegelungsmechanismus 21b beibehalten.

Ein Solar-Panel 22 ist an einer Außenfläche des Panel-Hauptkörpers 11 angebracht, die dem Sonnenlicht ausgesetzt ist, wie beispielsweise der Außenflächen der Bodenplatte 13 und der Deckplatte 15. Das Solar-Panel 22 ist elektrisch mit einer Batterie 23 verbunden, welche sich in dem Panel-Hauptkörper 11 befindet. Die Batterie 23 umfasst eine Batteriesteuereinheit 24.

Der Panel-Hauptkörper 11 umfasst ein Schaltelement 25, eine LAN-Karte 26, eine drahtlose LAN-Antenne 27 und ein Funktionselement 28. Das Funktionselement 28 ist elektrisch mit der Batterie 23 verbunden und ist außerdem über eine Signalleitung mit dem Schaltelement 25 verbunden. Bei dem ersten Panel 6 für die Lagesteuerung handelt es sich bei dem Funktionselement 28 um eine Lagesteuervorrichtung und eine Lageumschaltvorrichtung (z. B. eine Vorrichtung zum Speichern und Ausgeben eines Drehimpulses, beispielsweise ein Gegenwirkungsrad). Bei dem Panel 2 für die Kommunikation handelt es sich bei dem Funktionselement 28 um eine Vorrichtung zur Kommunikation mit dem Boden. Die Panels 2 bis 10 unterscheiden sich lediglich durch das Funktionselement 28, während die anderen Elemente identisch sind.

Jeweils dem Panel-Hauptkörper 11 entsprechende benachbarte Panels sind mittels eines bandförmigen elastischen Wärmeleitbleches 29 miteinander verbunden, welches aus den Einkerbungen 16 durch die Panels gezogen wird. Das Wärmeleitblech 29 ist mittels eines Klebers (ohne Abbildung) an einem Teil des Panel-Hauptkörpers 11 oder der Vorrichtung desselben angebracht. Bei dem Wärmeleitblech 29 handelt es sich um ein hochleistungsfähiges Wärmeleitblech, welches dazu dient, einen Temperaturunterschied zwischen den Panels so weit wie möglich gegen null zu senken. Das heißt, dass die Temperatur der Panels unterschiedlich ist, und zwar abhängig von der Einwirkung des Sonnenlichts, von der Wärmeabstrahlung der Steuervorrichtung im Panel-Hauptkörper 11 und dergleichen. Sind die Panels jedoch über das Wärmeleitblech 29 miteinander verbunden, wird die Wärme schnell von einem Panel mit höherer Temperatur zu einem Panel mit niedrigerer Temperatur übertragen, damit der Temperaturunterschied zwischen allen Panels nahezu auf einem konstanten Wert bleibt.

Wenn der künstliche Satellit 1 zu viel Wärme erzeugt und empfängt und seine Gesamttemperatur zu stark ansteigt, kann der Panel-Hauptkörper 11 mit einem Strahler versehen werden. Der Strahler kann Wärme in den Weltraum abgeben und das Wärmeleitblech 29 kann Wärme abstrahlen.

Wenn der künstliche Satellit 1 wenig Wärme erzeugt und seine Gesamttemperatur zu stark absinkt, kann eine Heizvorrichtung an dem künstlichen Satelliten nach dem Stand der Technik verwendet werden, um seine Wärme an das Wärmeleitblech 29 zu übertragen. Da die Panels mit dem Wärmeleitblech 29 aneinander gekoppelt sind, ist nicht für jedes Panel eine Heizvorrichtung vorgesehen. Die Anzahl der Heizvorrichtungen kann verringert werden, wie auch die Anzahl der Schaltelemente.

Die Eck-Panels 12 umfassen einen Stromversorgungsanschluss 30 und ein Verbindungskabel 31. Die Panels sind über den Stromversorgungsanschluss 30 und das Verbindungskabel 31 der Eck-Panels 12 elektrisch miteinander verbunden. Die aus den Solarzellen jedes Panels erzeugte Energie wird in der Vorrichtung in dem Panel verwendet und um die Batterie in dem Panel zu laden. Überschüssige Energie wird über die elektrische Verbindung an ein anderes Panel geliefert, welches mit zu wenig Energie versorgt wird.

Im Folgenden wird nun eine mit dem Wärmeleitblech 29 und dem Kleber von dem Erfinder bzw. den Erfindern der vorliegenden Erfindung durchgeführte Wärmeleitfähigkeitsprüfung beschrieben. Die Bezeichnung des Wärmeleitblechs 29 lautet PGS-Graphitblech (PGS Graphite Sheet von Panasonic) mit einer Wärmeleitfähigkeit von 800 W/mK und einer Dicke von 0,15 mm. Die Bezeichnung des Klebers lautet 6030HK (von Techno Alpha Co., Ltd.) mit einer Wärmeleitfähigkeit von 60 W/mK.

Sind drei Panels rechtwinklig miteinander verbunden, wirkt Sonnenlicht rechtwinklig auf die Oberfläche eines der Panels ein, während das andere Panel keinem Sonnenlicht ausgesetzt ist, so dass in einem solchen Fall das Wärmeleitblech die größte Menge an Wärme übertragen muss, damit ein Temperaturunterschied zwischen den Panels minimiert wird (Worst Case).

Bei der oben beschriebenen Konfiguration kann die Menge an Wärme Q, die das Wärmeleitblech übertragen muss, im schlimmsten Fall wie folgt geschätzt werden: Q = WsS = 1358 × 0,3 × 0,3 = 120 [W]Gleichung (1) wobei Ws für die Solarkonstante und S für die Fläche der Panels steht.

Die Wärmeübertragung zwischen den Panels erfolgt über den Wärmestrom durch das Wärmeleitblech und den Wärmestrom durch den Kleber. Wird ein Temperaturunterschied ausgewertet, der erforderlich ist, um eine Wärme von 120W nach der obigen Gleichung (1) in jedem Wärmestrom zu übertragen, erhält man die in den folgenden Tabellen 1 und 2 angegebenen Ergebnisse.

Tabelle 1

Tabelle 2

Es wird angenommen, dass die Wärme in der folgenden Reihenfolge durch benachbarte Panels strömt: einen Panel-Hauptkörper, einen Kleber, ein Wärmeleitblech, einen Kleber und einen Panel-Hauptkörper. Der Temperaturunterschied zwischen den Panels beträgt ungefähr 5°C, und aus den Tabellen 1 und 2 ist ersichtlich, dass eine gleichmäßige Temperatur erzielt werden kann.

10A und 10B zeigen eine zweite Ausgestaltung für ein Verfahren zur Anwendung eines Wärmeleitbleches. Die gleichen Komponenten wie bei der ersten Ausgestaltung werden mit den gleichen Bezugszeichen bezeichnet und eine Beschreibung derselben entfällt. Bei der zweiten Ausgestaltung umfasst der Panel-Hauptkörper 11 eine bestückte Vorrichtung 32 und ein beabstandetes Aluminium-Panel 33 mit Wabenstruktur, bei dem es sich nicht um das Panel für die bestückte Vorrichtung 32 handelt. Das Wärmeleitblech 29 ist mit der Oberfläche der bestückten Vorrichtung 32 haftend verbunden.

Das Aluminium-Panel 33 mit Wabenstruktur kann verhindern, dass die Temperatur des Panel-Hauptkörpers 11 in der Richtung der Dicke des Panel-Hauptkörpers 11 ungleichmäßig wird. Während das Wärmeleitblech 29 haftend mit der Oberfläche der bestückten Vorrichtung 32 verbunden ist, wird mit Hilfe des Wärmeleitbleches 29 Wärme durch den Panel-Hauptkörper 11 übertragen. Die durch die bestückte Vorrichtung 32 erzeugte Wärme kann über das Wärmeleitblech 29 zu benachbarten Panels geleitet und ein Temperaturunterschied verringert werden.

Der künstliche Satellit 1 nach der ersten und zweiten Ausgestaltung wird in eine Rakete 34 geladen, wie in 11 gezeigt, während er wie in 1 gezeigt auf kompakte Weise zusammengeklappt ist. Die in 11 gezeigte Rakete 34 umfasst einen Raketen-Hauptkörper 35, unter dem ein Haupttriebwerk 36 und ein fest angebrachter Treibstoffraketenmotor 37 zur Schubverstärkung vorgesehen sind. Verschiedene Treibstofftanks 38 und ein Triebwerk 39 der zweiten Raketenstufe sind auf halbem Weg in dem Raketen-Hauptkörper 35 vorgesehen. Eine Verbindungsstruktur 40 für den geladenen Gegenstand ist über dem Raketen-Hauptkörper 35 vorgesehen, wo sie von einer Verkleidung 41 an der Spitze der Rakete umgeben ist. Der künstliche Satellit 1 wird in den oberen Raum 42 der Verbindungsstruktur 40 für den geladenen Gegenstand geladen. Handelt es sich um ausreichend große Rakete, wie in 11 gezeigt, kann sie einen sehr großen künstlichen Satelliten und zusätzlich einen zweiten oder dritten künstlichen Satelliten neben der Verbindungsstruktur 40 für den geladenen Gegenstand aufnehmen. Teilt sich die Verkleidung 41 an der Spitze und ist das Raketentriebwerk vollständig ausgebrannt, wird der künstliche Satellit 1 in den Weltraum abgegeben und wie in 2 gezeigt auseinandergeklappt.

In den oben beschriebenen Ausgestaltungen sind eine Vielzahl von rechteckigen Panels über den Scharniermechanismus drehbar gekoppelt und können beim Start an Bord einer Rakete zusammengeklappt sein und im Weltraum auseinandergeklappt werden, nachdem sie abgeschossen sind. Die Form der Panels und die Anzahl der Panels ist beispielhaft zu verstehen und die vorliegende Erfindung ist nicht auf diese Form und Anzahl beschränkt. Die auseinandergeklappten Zustände unterscheiden sich je nach höherer oder niedrigerer Anzahl der Panels und nach der Art, wie die Panels verbunden sind. Ein Panel, das mit einer Funktion versehen oder mit einer Vorrichtung bestückt ist, kann zweckmäßigerweise nach den Anforderungen des Benutzers unterschiedlich ausgebildet werden. Die vorliegende Erfindung ist nicht auf die Panels oder Vorrichtungen der oben beschriebenen Ausgestaltungen beschränkt.

Mit den vorliegenden Ausgestaltungen können die folgenden Vorteile erreicht werden.

(a) Niedrige Kosten und höhere Zuverlässigkeit

Da Panels mit grundlegenden Funktionen in Massenproduktion gefertigt werden, kann pro Panel eine Senkung der Kosten und eine höhere Zuverlässigkeit erzielt werden.

(b) Entwicklungsvereinfachung

Die Panels unterscheiden sich zwar in ihrer Funktion, haben aber gemeinsame mechanische und elektrische Schnittstellen sowie Datenschnittstellen. Es ist daher möglich, bei der Überprüfung oder dem Bodentest während der Herstellung mehr gemeinsame Prüfvorrichtungen und Prüfverfahren zu entwickeln. Insbesondere trägt die Gemeinsamkeit der Prüfvorrichtungen zu einer Senkung der Kosten und einer Verkürzung der Entwicklungszeit bei.

(c) Förderung kleiner Unternehmen hin zu Entwicklungen

Die Gemeinsamkeit von Schnittstellen kann sich auf das Innere der Panels beziehen. Da die Schnittstelle, mit der die montierte Ausrüstung (Funktionselement 28) in dem künstlichen Satelliten in Kontakt ist, bei dieser Erfindung standardisiert ist, werden die Bedingungen für die Entwicklung des Funktionselements 28 bereits im Voraus vereinheitlicht. Das Planungsziel kann daher leicht festgelegt werden. Bei der Entwicklung von künstlichen Satelliten nach dem Stand der Technik bilden eine große Vielfalt von Funktionselementen 28 Schnittstellen zwischen diesen, so dass alle Elemente häufig gleichzeitig entwickelt werden. Aus diesem Grund können im Allgemeinen nur große Unternehmen an der Entwicklung der Funktionselemente 28 arbeiten.

Sind jedoch bis zu einem gewissen Grad innere Schnittstellen festgelegt, können auch Unternehmen, die sich in jeder Technologie separat spezialisiert haben, die Funktionselemente 28 leicht entwickeln.

(d) Erhöhter Freiheitsgrad bei der Form

In kleinen künstlichen Satelliten nach dem Stand der Technik war es schwierig, eine Struktur, die auseinandergeklappt wird, zu laden, und auch die Herstellung eines künstlichen Satelliten, der eine große Brennweite benötigt, wie er in den vorliegenden Ausführungen offenbart ist, war kompliziert. Da jedoch die Form des Hauptkörpers des künstlichen Satelliten durch Auseinanderklappen der Panels unterschiedlich gestaltet werden kann, kann eine Mission, die geometrischen Einschränkungen unterliegt, mit Satelliten kleinerer Größe realisiert werden.

Wie oben beschrieben, kann der künstliche Satellit gemäß der vorliegenden Erfindung auf kompakte Weise zusammengeklappt werden, wenn er an Bord einer Rakete in den Weltraum geschossen wird, und seine Funktionen können erweitert oder reduziert werden, wodurch die Kosten gesenkt und die Entwicklungszeit verkürzt werden.

Industrielle Anwendbarkeit

Ein künstlicher Satellit kann an Bord einer Rakete in den Weltraum geschossen werden, um eine Kommunikation mit dem Boden und eine Beobachtung der Erde oder andere Funktionen zu ermöglichen, wobei seine Funktionen erweitert oder reduziert werden können.


Anspruch[de]
Künstlicher Satellit (1), welcher an Bord einer Rakete in den Weltraum geschossen wird und eine Vielzahl mittels eines Scharniermechanismus drehbar gekoppelter Panels (2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10) umfasst, die beim Start des künstlichen Satelliten (1) an Bord der Rakete zusammengeklappt sind und sich nach Ablösen des künstlichen Satelliten im Weltraum auseinanderklappen, wobei die Panels (2 bis 10) jeweils mit wenigstens einer Batterie (23) und einer Kommunikationsvorrichtung für den Datenaustausch unter den Panels bestückt und die Kommunikationsvorrichtungen der Panels für die Übertragung von Energie und Informationen vorgesehen sind, wobei der künstliche Satellit dadurch gekennzeichnet ist, dass benachbarte Panels über ein elastisches Wärmeleitblech (29) aneinander gekoppelt sind. Künstlicher Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Vielzahl von Panels (2 bis 10) ein Panel für die Kommunikation, ein Panel (4) mit einer Zentraleinheit, ein Panel (5) für die Energie, ein Panel (9) für die Lagesteuerung, ein Panel für die Wärmesteuerung und ein Panel mit der Missionsausrüstung umfasst, mit denen die Vorrichtung bestückt ist. Künstlicher Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Panels (2 bis 10) jeweils die Struktur eines flachen Kastens haben, in dem wenigstens ein Funktionselement (28), wie beispielsweise eine Batterie, eine Lagesteuerungsvorrichtung, eine Rechenvorrichtung und eine Kommunikationsvorrichtung, untergebracht ist, und dass jedes Panel auf einer seiner Außenflächen ein Solar-Panel (22) umfasst. Künstlicher Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Panels jeweils einen rechteckigen Panel-Hauptkörper sowie Eck-Panels (12) umfassen, die an Eckabschnitten des Panel-Hauptkörpers (11) vorgesehen sind und jeweils einen Scharniermechanismus (21a) besitzen, über den die Panels aneinander gekoppelt sind. Künstlicher Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Eck-Panels jeweils einen Anschluss für eine Stromversorgungsleitung (30) und eine Signalleitung umfassen, über die die Panels elektrisch miteinander verbunden sind. Künstlicher Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das elastische Wärmeleitblech (29) in Kontakt mit den auf den Panels (2 bis 10) bestückten Vorrichtungen gebracht wird. Künstlicher Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Panels jeweils an einer anderen Stelle als der, an der sich die bestückten Vorrichtungen befinden, eine Wabenstruktur (33) aus Aluminium besitzen.






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