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Die Erfindung betrifft eine thermisch fragmentierbare Befestigungseinrichtung, eine eine derartige thermisch fragmentierbare Befestigungseinrichtung umfassende Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe sowie ein mit einer derartigen Befestigungseinrichtung und/oder einer derartigen Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe ausgestattetes Raumfahrzeug.
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Satelliten sind häufig zu groß, um nach ihrer Nutzungszeit im Weltraum beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre vollständig zu verglühen. Um auf der Erde etwaige Schäden durch Trümmerteile zu vermeiden, werden Satelliten daher entweder kontrolliert zum Absturz gebracht oder vor dem Wiedereintritt in die Erdatmosphäre fragmentiert. Zur Fragmentierung von Satellitenstrukturen können beispielsweise elektrisch aktivierte Separationsmechanismen und/oder pyrotechnische Mechanismen eingesetzt werden.
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Die Erfindung ist auf die Aufgabe gerichtet, eine kostengünstig realisierbare Befestigungseinrichtung bereitzustellen, die auf einfache und zuverlässige Art und Weise eine Fragmentierung von Raumfahrzeugstrukturen, insbesondere Satellitenstrukturen beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre ermöglicht. Ferner ist die Erfindung auf die Aufgabe gerichtet, eine eine derartige Befestigungseinrichtung umfassende Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe sowie ein mit einer derartigen Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe ausgestattetes Raumfahrzeug anzugeben.
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Diese Aufgabe wird durch eine Befestigungseinrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 1, eine Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe mit den Merkmalen des Anspruchs 12 und ein Raumfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 15 gelöst.
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Eine zur Verwendung in einem Raumfahrzeug, insbesondere einem Satelliten, geeignet Befestigungseinrichtung umfasst einen Schaft sowie einen mit dem Schaft verbundenen Kopf. Der Kopf der Befestigungseinrichtung ist vorzugsweise im Bereich eines ersten Endes des Schafts mit dem Schaft verbunden und kann den beispielsweise kreiszylindrisch ausgebildeten Schaft umgeben. Beispielsweise kann der Schaft in einer in dem Kopf ausgebildeten Öffnung aufgenommen sein. Der Kopf ist durch ein erstes Lot mit dem Schaft verbunden, das aus einem Material besteht, dessen Schmelztemperatur geringer ist als die bei einem Wiedereintritt eines mit der Befestigungseinrichtung ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre auf die Befestigungseinrichtung wirkende Temperatur. Durch das Aufschmelzen des ersten Lots verliert die Verbindung zwischen dem Kopf und dem Schaft der Befestigungseinrichtung ihre Festigkeit, so dass der Kopf und der Schaft der Befestigungseinrichtung beim Wiedereintritt des Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre voneinander gelöst werden.
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Durch die Separierung des Kopfs von dem Schaft verliert die Befestigungseinrichtung ihre Integrität und damit ihre Befestigungsfunktion. Folglich werden Komponenten eines Raumfahrzeugs, die mittels der Befestigungseinrichtung miteinander verbunden sind, voneinander gelöst, sobald die auf die Befestigungseinrichtung wirkende Temperatur beim Wiedereintritt des Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre die Schmelztemperatur des ersten Lots übersteigt und es demzufolge zu einer thermisch induzierten Fragmentierung der Befestigungseinrichtung kommt. Da die voneinander gelösten Komponenten ein im Vergleich zum Volumen des gesamten Raumfahrzeugs verringertes Volumen sowie eine im Vergleich zur Masse des gesamten Raumfahrzeugs verringerte Masse aufweisen, kann gewährleistet werden, dass diese Komponenten beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre vollständig verglühen. Dadurch kann darauf verzichtet werden, das Raumfahrzeug kontrolliert zum Absturz zu bringen.
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Die Fragmentierung der Befestigungseinrichtung, d. h. die Trennung des Kopfs von dem Schaft der Befestigungseinrichtung, beruht auf einem einzigen physikalischen Effekt, nämlich dem Aufschmelzen des zur Verbindung des Kopfs mit dem Schaft genutzten ersten Lots. Eine elektrische Steuerung oder ein anderer Aktuator, die/der die Fragmentierung der Befestigungseinrichtung auslöst, ist daher nicht erforderlich. Darüber hinaus ist gewährleistet, dass die Fragmentierung der Befestigungseinrichtung auch nach einem längeren Einsatz der Befestigungsvorrichtung im Weltraum noch zuverlässig funktioniert. Die Befestigungseinrichtung ermöglicht somit auf einfache und kostengünstige Art und Weise eine zuverlässige Fragmentierung von Raumfahrzeugstrukturen beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre.
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In Abhängigkeit des Designs des Raumfahrzeugs sowie der Anordnung der Befestigungseinrichtung in dem Raumfahrzeug können beim Wiedereintritt des Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre im Bereich der Befestigungseinrichtung unterschiedliche Temperaturen vorherrschen und auf die Befestigungseinrichtung wirken. Beispielsweise können im Bereich einer Außenoberfläche des Raumfahrzeugs beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre aufgrund der dabei entstehenden Reibungswärme Temperaturen von über 1500°C auftreten. Im Gegensatz dazu können die Temperaturen, denen die Befestigungseinrichtung beim Wiedereintritt des Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre ausgesetzt ist, geringer sein, wenn die Befestigungseinrichtung vergleichsweise geschützt im Inneren des Raumfahrzeugs verbaut ist. Die Materialauswahl für das erste Lot wird daher vorzugsweise in Abhängigkeit des Designs des Raumfahrzeugs sowie in Abhängigkeit der Anordnung der Befestigungseinrichtung in dem Raumfahrzeug so getroffen, dass sichergestellt ist, dass das erste Lot schmilzt und sich dementsprechend der Kopf und der Schaft der Befestigungseinrichtung voneinander lösen, wenn ein Raumfahrzeug, in dem die Befestigungseinrichtung installiert ist, beispielsweise nach Ablauf seiner Nutzungsdauer im Weltraum, wieder in die Erdatmosphäre eintritt.
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Grundsätzlich können verschiedene Materialien zur Herstellung des ersten Lots verwendet werden. Vorzugsweise ist das erste Lot jedoch ein bleifreies Zinn-Silberlot, insbesondere Sn96Ag4. Dieses Material schmilzt bei einer Temperatur von ca. 220°C. Dadurch wird sichergestellt, dass bei einem Wiedereintritt eines mit der Befestigungseinrichtung ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre das erste Lot vollständig aufschmilzt und somit die Befestigungseinrichtung und folglich das Raumfahrzeug in der gewünschten Weise fragmentiert.
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In einer bevorzugten Ausführungsform der Befestigungseinrichtung ist der Kopf der Befestigungseinrichtung mehrteilig ausgebildet und umfasst eine Mehrzahl von Kopfsegmenten. Beispielsweise kann der Kopf der Befestigungseinrichtung drei Kopfsegmente aufweisen, die symmetrisch oder asymmetrisch geformt und im Bereich eines ersten Endes des Schafts um einen Außenumfang des Schafts angeordnet sein können. Die Kopfsegmente sind vorzugsweise durch das erste Lot miteinander verbunden. Beispielsweise können die Kopfsegmente mittels des ersten Lots entlang von Kontaktflächen miteinander verbunden sein, die sich in radialer Richtung des Kopfs im Wesentlichen senkrecht zu einer Längsachse des Schafts erstrecken. Durch eine mehrteilige Ausgestaltung des Kopfs der Befestigungseinrichtung wird auf konstruktiv einfache Art und Weise sichergestellt, dass sich der Kopf der Befestigungseinrichtung beim Aufschmelzen des ersten Lots zuverlässig vom Schaft der Befestigungseinrichtung löst.
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In einer bevorzugten Ausführungsform umfasst die Befestigungseinrichtung ferner ein Umfangsband, das zumindest einen Abschnitt einer Außenumfangsfläche des Kopfs der Befestigungseinrichtung umgibt. Insbesondere umgibt das Umfangsband vorzugsweise zumindest Abschnitte der Außenflächen der den Kopf der Befestigungseinrichtung bildenden Kopfsegmente. Bei dem Umfangsband kann es sich um ein aus einem Metallmaterial bestehendes bandförmiges Element handeln, das beispielsweise aus einem Blechteil hergestellt ist. In seinem mit dem Kopf der Befestigungseinrichtung verbundenen Zustand hat das Umfangsband vorzugsweise eine hohlzylindrische Form.
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Das Umfangsband kann durch ein zweites Lot mit dem Kopf der Befestigungseinrichtung verbunden sein. Beispielsweise kann das Umfangsband auf zumindest Abschnitte der Außenflächen der den Kopf der Befestigungseinrichtung bildenden Kopfsegmente aufgelötet sein. Vorzugsweise besteht das zweite Lot, ähnlich wie das erste Lot, aus einem Material, dessen Schmelztemperatur geringer ist als die bei einem Wiedereintritt eines mit der Befestigungseinrichtung ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre auf die Befestigungseinrichtung wirkende Temperatur. Durch das Aufschmelzen des zweiten Lots verliert die Verbindung zwischen dem Umfangsband und dem Kopf der Befestigungseinrichtung ihre Festigkeit, so dass das Umfangsband beim Wiedereintritt eines mit der Befestigungseinrichtung ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre vom Kopf der Befestigungseinrichtung, insbesondere den Außenflächen der Kopfsegmente gelöst wird. Dadurch wird sichergestellt, dass die Trennung des Kopfs bzw. der Kopfsegmente vom Schaft der Befestigungseinrichtung beim Wiedereintritt des Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre durch das Umfangsband nicht behindert wird.
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Grundsätzlich kann das zweite Lot die gleiche Schmelztemperatur haben wie das erste Lot, da dann zumindest gewährleistet ist, dass sich das Umfangsband vom Kopf der Befestigungseinrichtung löst, wenn infolge des Aufschmelzens des ersten Lots die Trennung des Kopfs der Befestigungseinrichtung von deren Schaft erfolgt. Vorzugsweise besteht das zweite Lot jedoch aus einem Material, das eine geringere Schmelztemperatur aufweist als das Material des ersten Lots. Dadurch kann bei der Herstellung der Befestigungseinrichtung zunächst der Kopf mit dem Schaft der Befestigungseinrichtung verlötet und erst anschließend das Umfangsband durch Löten mit dem Kopf der Befestigungseinrichtung verbunden werden, ohne beim Anlöten des Umfangsbands die bereits erstellte Lötverbindung zwischen dem Kopf und dem Schaft der Befestigungseinrichtung zu beschädigen. Die Qualität der Lötverbindung(en) zwischen dem Kopf und dem Schaft und/oder dem Kopf und dem Umfangsband kann durch Röntgenuntersuchungen und/oder Belastungstests untersucht werden.
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Das zweite Lot ist vorzugsweise ein bleifreies Zinn-Wismutlot, insbesondere Sn43Bi57. Dieses Material schmilzt bei einer Temperatur von ca. 150°C. Das zweite Lot kann dann bei Temperaturen verarbeitet werden, bei denen eine Beschädigung einer bereits bestehenden mittels des ersten Lots hergestellten Lötverbindung sicher ausgeschlossen werden kann.
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Der Kopf der Befestigungseinrichtung ist im Bereich seiner Außenfläche vorzugsweise mit Stegen zum Einfädeln des Umfangsbands versehen. Bei einem mehrteilig ausgebildeten Kopf weist vorzugsweise jedes Kopfsegment mindestens einen Steg zum Einfädeln des Umfangsbands auf. Durch die Stege bleibt das Umfangsband auch beim Aufschmelzen des zweiten Lots bzw. auch nachdem das zweite Lot vollständig geschmolzen ist, mit den einzelnen Kopfsegmenten verbunden.
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Vorzugsweise weist das Umfangsband eine Federvorspannung auf, durch die das Umfangsband in eine ebene Form vorgespannt ist. Beispielsweise wird das Umfangsband durch seine federnde Vorspannung aus einer hohlzylindrischen Form, die das Umfangsband in seinem mit dem Kopf der Befestigungseinrichtung verbundenen Zustand einnimmt, in eine ebene Form gedrängt. Dementsprechend übt das Umfangsband auf die Kopfsegmente eines mehrteilig ausgebildeten Befestigungseinrichtungskopfs beim Aufschmelzen des ersten Lots eine Kraft auf, die die einzelnen Kopfsegmente voneinander trennt und überdies vom Schaft der Befestigungseinrichtung löst. Dadurch wird die Fragmentierung der Befestigungseinrichtung in vorteilhafter Weise unterstützt.
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Der Kopf und/oder der Schaft der Befestigungseinrichtung besteht/bestehen vorzugsweise aus Titan oder aus einer Titanlegierung. Zusätzlich oder alternativ dazu kann auch das Umfangsband aus Titan oder einer Titanlegierung bestehen. Vor dem Verlöten des Kopfs bzw. der Kopfsegmente mit dem Schaft, dem Verlöten der Kopfsegmente miteinander und/oder dem Verlöten des Umfangsbands mit dem Kopf bzw. den Kopfsegmenten können alle zu verlötenden Oberflächen oberflächenbehandelt, insbesondere gereinigt und/oder mit einer Ag-Schicht versehen werden. Die Lötverbindungen können durch Vakuum-Dampfphasenlöten hergestellt werden.
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In einer bevorzugten Ausführungsform der Befestigungseinrichtung ist der Schaft im Bereich seines dem Kopf gegenüberliegenden Endes mit einem Außengewinde versehen. Die Befestigungseinrichtung ist dann in Form einer Schraube ausgeführt.
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Eine Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe umfasst eine erste Raumfahrzeugkomponente sowie eine zweite Raumfahrzeugkomponente. Die erste Raumfahrzeugkomponente kann beispielsweise in Form einer Trägerstruktur ausgebildet sein, während die zweite Raumfahrzeugkomponente beispielsweise eine Nutzlast sein kann. Die erste und die zweite Raumfahrzeugkomponente sind mittels einer oben beschriebenen Befestigungseinrichtung miteinander verbunden. Beim Wiedereintritt eines mit der Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre verliert die Befestigungseinrichtung, wie oben beschrieben, ihre Integrität und damit ihre Befestigungsfunktion, wodurch die beiden mittels der Befestigungseinrichtung miteinander verbundenen Raumfahrzeugkomponenten voneinander gelöst werden. Dadurch kann gewährleistet werden, dass die Raumfahrzeugkomponenten beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre vollständig verglühen.
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Die erste Raumfahrzeugkomponente kann eine Bohrung aufweisen, die mit einem Innengewinde zum Zusammenwirken mit dem an dem Schaft der Befestigungseinrichtung vorgesehenen Außengewinde versehen ist. Zur Verbindung der ersten Raumfahrzeugkomponente mit der zweiten Raumfahrzeugkomponente kann die Befestigungseinrichtung dann beispielsweise durch eine in der zweiten Raumfahrzeugkomponente ausgebildete Durchgangsöffnung hindurchgeführt und in der in der ersten Raumfahrzeugkomponente ausgebildeten Bohrung verschraubt werden. Der Kopf der Befestigungseinrichtung kann dann beispielsweise an einer von der ersten Raumfahrzeugkomponente abgewandten Oberfläche der zweiten Raumfahrzeugkomponente anliegen.
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In einer bevorzugten Ausführungsform der Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe weist der Schaft der Befestigungseinrichtung im Bereich seines mit dem Kopf verbundenen Endes einen Bereich mit einem vergrößerten Außendurchmesser auf. Der dem Schaft der Befestigungseinrichtung ausgebildete Bereich mit einem vergrößerten Außendurchmesser kann beispielsweise die Form einer Kugelkalotte haben. Ferner kann in der zweiten Raumfahrzeugkomponente eine Durchgangsöffnung ausgebildet sein. Der Innendurchmesser der in der zweiten Raumfahrzeugkomponente ausgebildeten Durchgangsöffnung ist insbesondere größer als ein Außendurchmesser des an dem Schaft der Befestigungseinrichtung ausgebildeten Bereichs mit einem vergrößerten Außendurchmesser. Durch eine derartige Ausgestaltung der Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe kann sichergestellt werden, dass die zweite Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe über den einen vergrößerten Außendurchmesser aufweisenden Bereich des Schafts der Befestigungseinrichtung gleiten und sich von der ersten Raumfahrzeugkomponente lösen kann, sobald die thermisch induzierte Fragmentierung der Befestigungseinrichtung erfolgt ist.
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Ein Raumfahrzeug ist mit einer oben beschriebenen Befestigungseinrichtung und/oder einer oben beschriebenen Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe ausgestattet.
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Bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung werden nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnung erläutert, von denen
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1 eine dreidimensionale Ansicht einer zum Einsatz in einem Luftfahrzeug geeigneten thermisch fragmentierbaren Befestigungseinrichtung zeigt,
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2 eine Schnittansicht einer die Befestigungseinrichtung gemäß 1 umfassenden Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe zeigt,
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3 eine Draufsicht der Befestigungseinrichtung gemäß 1 zeigt und
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4a und b eine Fragmentierung der Befestigungseinrichtung unter dem Einfluss einer erhöhten Temperatur veranschaulichen.
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Eine in den 1 bis 4 gezeigte Befestigungseinrichtung 10, die zur Verwendung in einem Raumfahrzeug vorgesehen ist, umfasst einen Schaft 12 sowie einen Kopf 14. In der hier gezeigten Ausführungsform ist die Befestigungseinrichtung 10 in Form einer Schraube ausgebildet. Der Schaft 12 ist daher im Bereich seines dem Kopf 14 gegenüberliegenden Endes mit einem Außengewinde 16 versehen. Der Kopf 14 der Befestigungseinrichtung 10 ist mehrteilig ausgebildet und umfasst hier drei Kopfsegmente 14a, 14b, 14c, die symmetrisch ausgebildet sind und den kreiszylindrisch ausgebildeten Schaft 12 umgeben. Durch die drei Kopfsegmente 14a, 14b, 14c wird somit ein Hohlzylinder mit einer Öffnung definiert, in der der Schaft 12 aufgenommen ist. Im Bereich seines mit dem Kopf 14 verbundenen Endes weist der Schaft 12 einen Bereich 18 mit einem vergrößerten Außendurchmesser auf. In der in den Figuren dargestellten Ausführungsform der Befestigungseinrichtung 10 ist dieser Bereich 18 mit einem vergrößerten Außendurchmesser in Form einer Kugelkalotte ausgebildet.
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Der Kopf 14, d. h. die Kopfsegmente 14a, 14b, 14c sind durch ein erstes Lot 20 mit dem Schaft 12 verbunden. Das zur Verbindung der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c mit dem Schaft 12 dienende erste Lot 20 ist im Bereich einer Grenzfläche zwischen einer dem Schaft 12 zugewandten Innenfläche der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c und einer den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c zugewandten Außenfläche des Schaft 12 vorgesehen. Darüber hinaus sind auch die Kopfsegmente 14a, 14b, 14c mittels des ersten Lots 20 miteinander verbunden. Um dies zu erreichen ist das erste Lot auch entlang von Kontaktflächen der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c aufgebracht, die sich in radialer Richtung des Kopfes 14 und im Wesentlichen senkrecht zu einer Längsachse L des Schafts 12 erstrecken.
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Ein Umfangsband 22 umgibt einen zentralen Bereich einer Außenfläche des Kopfs 14, das heißt der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c. Der Kopf 14 ist im Bereich seiner Außenumfangsfläche mit Stegen 24 zum Einfädeln des Umfangsbands 22 versehen. Insbesondere weist in der in den Figuren gezeigten Ausführungsform der Befestigungseinrichtung 10 jedes Kopfsegment 14a, 14b, 14c einen sich im Wesentlichen parallel zu einer Außenfläche des Kopfsegments 14a, 14b, 14c erstreckenden Steg 24 auf, in den das Umfangsband 22 eingefädelt und so zumindest lose mit dem Kopfsegment 14a, 14b, 14c verbunden werden kann. Darüber hinaus ist das Umfangsband 22 durch ein zweites Lot 26 mit dem Kopf 14, d. h. den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c verbunden. Insbesondere ist das zweite Lot 26 im Bereich einer Grenzfläche zwischen der dem Umfangsband 22 zugewandten Außenfläche der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c und einer den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c zugewandten Innenfläche des Umfangsbands 22 aufgebracht. Das Umfangsband 22, das im mit dem Kopf 14 der Befestigungseinrichtung 10 verbundenen Zustand eine im Wesentlichen hohlzylindrische Form einnimmt, weist eine Federvorspannung auf, die das Umfangsband 22 in eine ebene Form vorspannt.
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Der Schaft 12, der Kopf 14 und das Umfangsband 22 bestehen jeweils aus Titan oder einer Titanlegierung. Das zweite Lot 26 besteht aus einem Material, das eine geringere Schmelztemperatur hat als das Material des ersten Lots 20. Dadurch können bei der Herstellung der Befestigungseinrichtung 10 zunächst die Kopfsegmente 14a, 14b, 14c mit dem Schaft 12 sowie miteinander verlötet werden. Anschließend kann das Umfangsband 22 durch Löten mit dem Kopf 14, d. h. den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c der Befestigungseinrichtung 10 verbunden werden, ohne beim Anlöten des Umfangsbands 22 die bereits erstellten Lötverbindungen zwischen dem Kopf 14 und dem Schaft 12 sowie zwischen den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c zu beschädigen.
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Vor dem Verlöten des Kopfs 14 bzw. der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c mit dem Schaft 12, dem Verlöten der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c miteinander und/oder dem Verlöten des Umfangsbands 22 mit dem Kopf 12 bzw. den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c können alle zu verlötenden Oberflächen oberflächenbehandelt, insbesondere gereinigt und/oder mit einer Ag-Schicht versehen werden. Die Lötverbindungen können durch Vakuum-Dampfphasenlöten hergestellt werden. Die Qualität der Lötverbindungen) zwischen dem Kopf 14 und dem Schaft 12, zwischen den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c und/oder zwischen den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c und dem Umfangsband 22 kann durch Röntgenuntersuchungen und/oder Belastungstests untersucht werden.
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Die Schmelztemperatur des Materials des zweiten Lots 26 ist geringer als eine Temperatur, die bei einem Wiedereintritt eines mit der Befestigungseinrichtung 10 ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre auf die Befestigungseinrichtung wirkt. Auch die Schmelztemperatur des Materials des ersten Lots 20 ist geringer als die Temperatur, die bei einem Wiedereintritt eines mit der Befestigungseinrichtung 10 ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre auf die Befestigungseinrichtung wirkt. Somit kommt es bei einem Wiedereintritt eines mit der Befestigungseinrichtung 10 ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre aufgrund des Aufschmelzens der Lötverbindungen zu einer Fragmentierung der Befestigungseinrichtung 10.
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Insbesondere schmilzt bei einem Wiedereintritt eines mit der Befestigungseinrichtung 10 ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre aufgrund seiner geringeren Schmelztemperatur zunächst das zweite Lot 26, wodurch sich das Umfangsband 22, d. h. die den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c zugewandte Innenfläche des Umfangsbands 22 von den Außenflächen der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c löst. Durch die Stege 24 bleibt das Umfangsband 22 jedoch mit den einzelnen Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c verbunden. Wird im weiteren Verlauf des Erdatmosphären-Wiedereintritts auch die Schmelztemperatur des ersten 20 überschritten, schmilzt auch das erste Lot 20, wodurch sich die Kopfsegmente 14a, 14b, 14c im Bereich ihrer dem Schaft 12 zugewandten Innenflächen von dem Schaft 12 lösen. Darüber hinaus löst sich auch die im Bereich der in radialer Richtung des Kopfes 14 und im Wesentlichen senkrecht zur Längsachse L des Schafts 12 verlaufenden Kontaktflächen bestehende Verbindung zwischen den einzelnen Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c.
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Aufgrund seiner federnden Vorspannung des Umfangsbands 22 wird das durch das Aufschmelzen des zweiten Lots 26 nicht länger mit den Außenflächen der Kopfsegmente 14a, 14b, 14c verbunden Umfangsband 22 aus seiner hohlzylindrischen Form, die das Umfangsband 22 in seinem mit dem Kopf 14, d. h. den Kopfsegmenten 14a, 14b, 14c der Befestigungseinrichtung 10 verbundenen Zustand einnimmt, in eine ebene Form gedrängt. Dementsprechend übt das Umfangsband 22 auf die Kopfsegmente 14a, 14b, 14c eine Kraft auf, die die einzelnen Kopfsegmente 14a, 14b, 14c voneinander trennt und überdies vom Schaft 12 der Befestigungseinrichtung 10 löst, siehe insbesondere 4b.
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In Abhängigkeit des Designs des Raumfahrzeugs, in dem die Befestigungseinrichtung 10 verbaut ist, sowie der Anordnung der Befestigungseinrichtung 10 in dem Raumfahrzeug können beim Wiedereintritt des Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre im Bereich der Befestigungseinrichtung 10 unterschiedliche Temperaturen vorherrschen und auf die Befestigungseinrichtung 10 wirken. Die Materialauswahl für das erste und das zweite Lot 20, 26 ist daher in Abhängigkeit des Designs des Raumfahrzeugs sowie in Abhängigkeit der Anordnung der Befestigungseinrichtung 10 in dem Raumfahrzeug so zu treffen, dass sichergestellt ist, dass das erste und das zweite Lot 20, 26 schmelzen und die Befestigungseinrichtung 10, wie oben beschrieben, fragmentiert, wenn ein Raumfahrzeug, in dem die Befestigungseinrichtung 10 installiert ist, beispielsweise nach Ablauf seiner Nutzungsdauer im Weltraum, wieder in die Erdatmosphäre eintritt.
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Grundsätzlich können verschiedene Materialien zur Herstellung des ersten und des zweiten Lots 20, 26 verwendet werden. Vorzugsweise ist das erste Lot 20 jedoch ein bleifreies Zinn-Silberlot, insbesondere Sn96Ag4. Dieses Material schmilzt bei einer Temperatur von ca. 220°C. Das zweite Lot 26 kann dagegen ein bleifreies Zinn-Wismutlot, insbesondere Sn43Bi57 sein. Dieses Material hat eine Schmelztemperatur von ca. 150°C.
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Eine die Befestigungseinrichtung 10 umfassenden Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe 100, ist in 2 veranschaulicht. Die Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe 100 umfasst eine hier in Form einer Trägerstruktur ausgebildete erste Raumfahrzeugkomponente 102 sowie eine hier in Form einer Nutzlast ausgebildete zweite Raumfahrzeugkomponente 104. Die erste und die zweite Raumfahrzeugkomponente 102, 104 sind mittels der Befestigungseinrichtung 10 miteinander verbunden. Insbesondere weist die erste Raumfahrzeugkomponente 102 eine Bohrung 106 auf, die mit einem Innengewinde 108 zum Zusammenwirken mit dem an dem Schaft 12 der Befestigungseinrichtung 10 vorgesehenen Außengewinde 16 versehen ist. In der zweiten Raumfahrzeugkomponente 104 ist dagegen eine Durchgangsöffnung 110 ausgebildet, deren Innendurchmesser größer ist als der Außendurchmesser des an dem Schaft 12 der Befestigungseinrichtung 10 ausgebildeten Bereichs 18 mit einem vergrößerten Außendurchmesser. Zur Verbindung der ersten Raumfahrzeugkomponente 102 mit der zweiten Raumfahrzeugkomponente 104 ist die Befestigungseinrichtung 10 durch die in der zweiten Raumfahrzeugkomponente 104 ausgebildete Durchgangsöffnung 110 hindurchgeführt und in der in der ersten Raumfahrzeugkomponente 102 ausgebildeten Bohrung 106 verschraubt, sodass der Kopf 14 der Befestigungseinrichtung 10 an einer von der ersten Raumfahrzeugkomponente 102 abgewandten Oberfläche der zweiten Raumfahrzeugkomponente 104 anliegt.
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Beim Wiedereintritt eines mit der Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe 100 ausgestatteten Raumfahrzeugs in die Erdatmosphäre verliert die Befestigungseinrichtung 10, wie oben beschrieben, ihre Integrität und damit ihre Befestigungsfunktion, wodurch die beiden mittels der Befestigungseinrichtung 10 miteinander verbundenen Raumfahrzeugkomponenten 102, 104 voneinander gelöst werden. Die Dimensionierung der in der zweiten Raumfahrzeugkomponente 104 ausgebildeten Durchgangsöffnung 10 stellt dabei sicher, dass auch der an dem Schaft 12 der Befestigungseinrichtung 10 ausgebildete Bereich 18 mit einem vergrößerten Außendurchmesser die Trennung der beiden Raumfahrzeugkomponenten 102, 104 nicht behindert. Da die voneinander gelösten Raumfahrzeugkomponenten 102, 104 ein im Vergleich zum Volumen der gesamten Raumfahrzeugkomponentenbaugruppe 100 verringertes Volumen aufweisen, kann gewährleistet werden, dass die Einzelkomponenten 102, 104 beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre vollständig verglühen.
