DE19903386C2 - Struktur zur Thermalisolierung von Satelliten - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Struktur zur Thermalisolierung von Satelliten.

Die Notwendigkeit einer thermalen Isolierung von Raumfahrzeugen gegen die extremen Einflüsse des Weltraums ist ein generell wiederkehrendes Problem des Satellitenbaus. Der Prozeß der Definition, Anfertigung, Anpassung und der abschlie­ ßenden Anbringung dieser Thermalisolierungen (meist in der sogenannten Multi Layer Insulation (MLI) Technik, siehe unten) ist zeit- und somit kostenaufwendig, wie am Beispiel von am Satelliten angebrachten Solargeneratoren näher erläutert wird.

Feststehende Solargeneratoren, deren rückseitige Wärme-Abstrahlungsfähigkeit durch den Satellitenkörper behindert ist, werden in den Phasen senkrechter Sonnen­ einstrahlung extrem heiß (typisch +100°C), kühlen dagegen in der Erdschattenseite stark aus. Um diese hohen Temperaturschwankungen nicht in den Satelliten einzu­ leiten, ist eine aufwendige Innenisolation notwendig.

Generell haben Solargeneratoren meist den folgenden mechanischen Aufbau (z. B. Satelliten ROSAT, CLUSTER):

• 1. Die Solarzellen werden auf die Außenseite eines Sandwich-Paneels mit Deck­ schichten aus kohlefaserverstärktem Kunststoff (CFK) geklebt. Dieser Kunststoff sowie das Zellenglas weisen einen ähnlichen Wärmeausdehnungskoeffizient auf. Daraus resultiert eine verringerte Gefahr einer Ablösung der Zellen bei Tempera­ turschwankungen.
• 2. Auf der Rückseite des Sandwich-Paneels befindet sich ein Multi Layer Insulation (MLI). Dabei handelt es sich um übereinander gelegte Folien geringer Stärke (ty­ pisch 0,01 mm dick), die beidseitig mittels Aluminiumbedampfung verspiegelt sind. Mit Hilfe dünner Kunststoffnetze oder durch Strukturierung der Folien wird ein Kontakt der Einzelfolien untereinander minimiert. Ein Wärmetransport ist somit nur durch Strahlungsaustausch zwischen den Folien möglich, der durch die Ver­ spiegelung jedoch stark reduziert ist.
• 3. Danach folgt die Tragestruktur des Satelliten, also der eigentliche Satellitenkör­ per, welche oftmals in Aluminiumbauweise ausgeführt ist. In diesem Fall muß die Aufhängung des Solar-Generator-Paneels entweder statisch bestimmt oder mit­ tels einer 'weichen' Aufhängung erfolgen, die die unterschiedlichen Temperatur­ verformungen ausgleicht. Dabei ist darauf zu achten, das diese Aufhängung in jedem Fall thermisch isolierend ist.

Bei der beschriebenen Ausführung ist somit neben der eigentlichen lasttragenden Struktur des Satelliten ein vorgebautes eigenständiges Paneel notwendig.

Polyimide sind in der Raumfahrt seit langem in der Anwendung. Speziell im Bereich der Isolationsfolien spielen sie eine bedeutende Rolle (z. B. 'Kapton'-Folien als Außenlagen der oben beschriebenen MLI's). Darüber hinaus werden sie als offen­ poriger Schaum zur Schallisolierung auf der Innenseite von Nutzlastverkleidungen für Trägerraketen eingesetzt (US 5,670,758).

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Struktur zur Thermalisolierung von Satelliten zu schaffen, mit der die folgenden Ziele erreicht werden:

• - Verringerung der Satellitengesamtmasse;
• - Verringerung des Definitionsaufwand;
• - Vereinfachung des Baus und der Integration;
• - Einsparungen durch weniger manuelle Arbeitsgänge.

Diese Aufgabe wird mit der Struktur nach Anspruch 1 gelöst. Vorteilhafte Ausführun­ gen der Erfindung sowie ein Satellit, der eine solche Struktur umfasst, sind Gegen­ stände weiterer Ansprüche.

Die erfindungsgemäße Struktur zur Thermalisolierung von Satelliten zeichnet sich dadurch aus, daß unmittelbar auf die Satellitentragestruktur eine Schicht aus offen­ porigem Polyimidschaum aufgebracht ist.

Aufgrund der guten thermalen Isolierungswirkung des Polyimidschaums ist der Temperaturbereich der darunterliegenden Tragestruktur des Satelliten moderat. Ein vorgebautes, eigenständiges Paneel, wie es bei den bekannten Strukturen eingesetzt wird, ist deshalb nicht notwendig.

Die Tragestruktur kann insbesondere als kostengüstiges Aluminium-Sandwich ausgebildet sein, da aufgrund der guten Thermalisolierungswirkung des Poly­ imidschaums keine kritischen Thermalverformungen auftreten.

Die erfindungsgemäße Struktur weist folgende Vorteile auf:

• - Durch die Vermeidung eigenständiger Paneelen wird eine Verringerung der Satellitengesamtmasse erreicht.
• - Da gegenüber dem bekannten Strukturkonzept weniger Bauteile/Interfaces nötig sind, wird der Definitionsaufwand verringert.
• - Bau und Integration der Struktur werden vereinfacht (gute maschinelle Bearbeit­ barkeit, einfache Handhabung).
• - Es sind weniger manuelle Arbeitsgänge nötig, was zu Kosteneinsparungen führt.

Die thermale Isolationswirkung der erfindungsgemäßen Struktur liegt im Bereich der bekannten Strukturen, bei denen MLI eingesetzt werden. Sie weist außerdem eine ausreichende mechanische Tragfähigkeit auf.

Die erfindungsgemäße Struktur hat darüber hinaus keine Auswirkung auf die stan­ dardisierte Solarzellen-Aufbringung, wie sie bei den bekannten Solargeneratoren eingesetzt wird.

Die Erfindung wird anhand eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf eine Zeichnung näher erläutert. Sie zeigt eine Struktur zur Thermalisolierung von Satelli­ ten am Beispiel eines feststehenden Solargenerators. Im einzelnen ergibt sich folgender Schichtaufbau:

• - Deckschicht 1 (0,6 mm dick) aus kohlefaserverstärktem Kunststoff, auf der die Solarzellen (hier nicht dargestellt) aufgebracht sind. Die Deckschicht umfaßt zum Beispiel 6 Faserlagen mit der Orientierung 0°/90°/45°/135°/90°/0°.
• - offenporiger Polyimidschaum 2 (40 mm dick) mit einer Dichte von 50 kg/m³.
• - Aluminium-Sandwich 3 (2 Al-Deckschichten, 1 mm dick und ein Al-Kern, 18 mm dick) als Satellitentragestruktur.

Bei dem Polyimidschaum 2 handelt es sich um ein käufliches Standard-Produkt, das beim Hersteller entsprechend der Anwendung in verschiedener Dichte und Dicke bestellt werden kann.

Das Aluminium-Sandwich beinhaltet die Befestigungselemente (Inserts, in der Zeichnung nicht dargestellt) zur Verbindung mit benachbart angeordneten Al- Sandwiches.

Deckschicht 1, Polyimidschaum 2 und Aluminium-Sandwich 3 sowie Kern und Deckschichten des Aluminium-Sandwiches werden mittels üblicher, raumfahrttaug­ licher Strukturklebern miteinander verklebt.

Durch die thermale Isolierung im Bereich zwischen der Deckschicht 1 und der eigentlichen Tragestruktur ist der Temperaturbereich des Aluminium-Sandwich- Paneels 3 moderat. Dadurch wird dieses Paneel 3 als Teil der Satellitentragestruktur erst verwendbar. Da keine kritischen Thermalverformungen auftreten, kann es sich um ein - im Vergleich zur Kohlefaserbauweise - kostengüstiges Aluminium-Sandwich handeln.

Der Einsatz des Polyimidschaums zur thermischen Isolation der Satellitenaußen­ oberflächen beschränkt sich nicht nur auf feststehende Solargeneratoren. Das gleiche Konstruktionsprinzip kann auch benutzt werden, um neben der Thermalisio­ lierung eine hohe Ebenheit und Stabilität der Satellitenaußenseite zu erhalten. Dabei können kleinere Geräte (z. B. Sensoren) direkt in den Schaum eingelassen werden. Dadurch entfallen diffizile MLI-Konstruktionen niedrigerer Isolationswirkung.

Claims (5)

1. Struktur zur Thermalisolierung von Satelliten, dadurch gekennzeichnet, daß auf die Satellitentragestruktur (3) eine Schicht (2) aus offenporigem Polyimidschaum aufgebracht ist.

2. Struktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß auf den offenporigen Polyimidschaum (2) eine Deckschicht (1) aufgebracht ist.

3. Struktur nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Deckschicht (1) aus kohlefaserverstärktem Kunststoff oder Aluminium besteht.

4. Struktur nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Satellitentragestruktur (3) als Aluminium-Sandwich ausgebildet ist.

5. Satellit mit einer Struktur zur Thermalisolierung nach einem der vorangehenden Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß auf der Deckschicht (1) ein Array aus Solar-Generatoren aufgebracht ist.