DE3229248A1 - Halterung - Google Patents
HalterungInfo
- Publication number
- DE3229248A1 DE3229248A1 DE19823229248 DE3229248A DE3229248A1 DE 3229248 A1 DE3229248 A1 DE 3229248A1 DE 19823229248 DE19823229248 DE 19823229248 DE 3229248 A DE3229248 A DE 3229248A DE 3229248 A1 DE3229248 A1 DE 3229248A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- skin
- stiffening
- elements
- epoxy resin
- layers
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims description 68
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 29
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 29
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims description 27
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 23
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 23
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 claims description 21
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 claims description 21
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 claims description 14
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims description 6
- 239000012792 core layer Substances 0.000 claims 1
- 239000010985 leather Substances 0.000 claims 1
- 229920000271 Kevlar® Polymers 0.000 description 33
- 239000004761 kevlar Substances 0.000 description 33
- 241000264877 Hippospongia communis Species 0.000 description 25
- 239000011162 core material Substances 0.000 description 25
- 239000000463 material Substances 0.000 description 24
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 23
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 19
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 14
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 14
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 14
- 239000000758 substrate Substances 0.000 description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 description 8
- 229920003223 poly(pyromellitimide-1,4-diphenyl ether) Polymers 0.000 description 8
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 7
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 7
- 238000001723 curing Methods 0.000 description 6
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 5
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 5
- 229920002620 polyvinyl fluoride Polymers 0.000 description 5
- AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N alumane Chemical group [AlH3] AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229920002379 silicone rubber Polymers 0.000 description 4
- 239000004945 silicone rubber Substances 0.000 description 4
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 3
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 3
- 238000003491 array Methods 0.000 description 2
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 2
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 2
- 238000010292 electrical insulation Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 2
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 2
- 102220146066 rs61753440 Human genes 0.000 description 2
- 239000002356 single layer Substances 0.000 description 2
- 239000002470 thermal conductor Substances 0.000 description 2
- 229920003369 Kevlar® 49 Polymers 0.000 description 1
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 1
- 239000011157 advanced composite material Substances 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 1
- 238000007688 edging Methods 0.000 description 1
- 229920006332 epoxy adhesive Polymers 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 239000012212 insulator Substances 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000012299 nitrogen atmosphere Substances 0.000 description 1
- 239000002985 plastic film Substances 0.000 description 1
- 229920006255 plastic film Polymers 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 1
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010703 silicon Substances 0.000 description 1
- 229920002994 synthetic fiber Polymers 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
- B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
- B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
- B32B3/12—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a layer of regularly- arranged cells, e.g. a honeycomb structure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/20—Layered products comprising a layer of metal comprising aluminium or copper
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
- B32B37/14—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by the properties of the layers
- B32B37/142—Laminating of sheets, panels or inserts, e.g. stiffeners, by wrapping in at least one outer layer, or inserting into a preformed pocket
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01L—SEMICONDUCTOR DEVICES NOT COVERED BY CLASS H10
- H01L31/00—Semiconductor devices sensitive to infrared radiation, light, electromagnetic radiation of shorter wavelength or corpuscular radiation and specially adapted either for the conversion of the energy of such radiation into electrical energy or for the control of electrical energy by such radiation; Processes or apparatus specially adapted for the manufacture or treatment thereof or of parts thereof; Details thereof
- H01L31/04—Semiconductor devices sensitive to infrared radiation, light, electromagnetic radiation of shorter wavelength or corpuscular radiation and specially adapted either for the conversion of the energy of such radiation into electrical energy or for the control of electrical energy by such radiation; Processes or apparatus specially adapted for the manufacture or treatment thereof or of parts thereof; Details thereof adapted as photovoltaic [PV] conversion devices
- H01L31/042—PV modules or arrays of single PV cells
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02S—GENERATION OF ELECTRIC POWER BY CONVERSION OF INFRARED RADIATION, VISIBLE LIGHT OR ULTRAVIOLET LIGHT, e.g. USING PHOTOVOLTAIC [PV] MODULES
- H02S30/00—Structural details of PV modules other than those related to light conversion
- H02S30/10—Frame structures
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2457/00—Electrical equipment
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F24—HEATING; RANGES; VENTILATING
- F24S—SOLAR HEAT COLLECTORS; SOLAR HEAT SYSTEMS
- F24S25/00—Arrangement of stationary mountings or supports for solar heat collector modules
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S136/00—Batteries: thermoelectric and photoelectric
- Y10S136/291—Applications
- Y10S136/292—Space - satellite
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10S428/902—High modulus filament or fiber
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24149—Honeycomb-like
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/29—Coated or structually defined flake, particle, cell, strand, strand portion, rod, filament, macroscopic fiber or mass thereof
- Y10T428/2902—Channel shape
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/29—Coated or structually defined flake, particle, cell, strand, strand portion, rod, filament, macroscopic fiber or mass thereof
- Y10T428/2913—Rod, strand, filament or fiber
- Y10T428/2918—Rod, strand, filament or fiber including free carbon or carbide or therewith [not as steel]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/30—Self-sustaining carbon mass or layer with impregnant or other layer
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Condensed Matter Physics & Semiconductors (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Description
RCA 75,433 Sch/Vu
U.S. Ser. No. 290,176
vom 5. August 1981
U.S. Ser. No. 290,176
vom 5. August 1981
RCA Corporation, New York, N.Y. (V.St.A.)
Halterung
Die Erfindung bezieht sich auf eine Halterung für elektrische Elemente, wie etwa eine Anordnung von Solarzellen, wobei die
Halterung speziell für Raumfahrtanwendungen geeignet sein soll.
Es ist bekannt, eine Anordnung von Solarzellen auf einer relativ steifen Platte zu haltern. So montierte Zellen werden
benutzt, um Energie für Raumfahrzeuge, wie etwa einen Satelliten, zu liefern.
Bei Raumfahrtanwendungen müssen die Platte und ihre Zellen unter vielen Bedingungen in Takt bleiben, von denen einige
ziemlich streng sind. Beispielsweise müssen sie Vibrationen beim Start des Raumfahrzeugs aushalten. Während der Startphase treten große Kräfte bei niedrigen Frequenzen auf, bei-
spielsweise unter 50 Hz, spezieller im Bereich von 0 bis 30 Hz. Eine Resonanz der die Solarzellenanordnung tragenden
Platte ist in diesem niedrigen Frequenzbereich unerwünscht.
Nach dem Start und beim Raumflug wird die Anordnung mit ihrer Tragplatte aus einer gefalteten Lage auseinandergefaltet
in eine ausgestreckte Betriebsstellung, in welcher die Zellen zur Sonne gerichtet sind. In dieser Betriebsstellung
sind niederfrequente Resonanzen ebenfalls unerwünscht. Solche Resonanzen können Fehlausrichtungen der Anordnung gegenüber
der Sonne bei Manövern des Raumfahrzeugs verursachen, und dadurch wird die Wirksamkeit der Energieerzeugung der
Solarzellen herabgesetzt. Zur Verringerung der Tendenz von Plattenschwingungen bei niedrigen Frequenzen soll die Platte
relativ steif sein.
Eine Platte zur Halterung von Solarzellen muß so ausgelegt sein, daß sie bestimmten thermischen Erfordernissen entspricht.
Aus Halbleitermaterial hergestellte Solarzellen sind relativ brüchig und haben einen ziemlichen niedrigen relativen
thermischen Ausdehnungskoeffizienten von 0,2777 χ 10 pro 0C. Die Tragplatte besteht üblicherweise aus einem
Aluminiumwabenkern mit einer Aluminiumhaut. Eine solche Platte hat einen relativen thermischen Ausdehnungskoeffizienten
von 7,222 χ 10 , der beträchtlich von demjenigen der Solarzellen abweicht. Außerdem ist die Platte elektrisch leitend,
so daß die Solarzellen von ihr elektrisch isoliert werden müssen. In der Praxis werden die Zellen auf einem dielektrischen
Zwischensubstrat montiert, also auf einer mechanischen Zwischenstruktur/ die Unterschiede in der thermischen Ausdehnung
der verschiedenen Materialien im Betrieb ausgleicht. Solche Zwischenflächen enthalten üblicherweise für jede
Solarzelle einen Gummiträger oder dergleichen.
Die vorstehend diskutierten Probleme bei der Herstellung einer geeigneten Plattenträgerstruktur für eine Anordnung
von Solarzellen für Raumfahrtanwendungen sind weit bekannt, und es hat eine Anzahl von Lösungsvorschlägen gegeben, die
jedoch alle Nachteile haben. Bei einer solchen Struktur ist ein Aluminiumwabenkern auf seiner oberen und unteren
Oberfläche mit einer Aluminiumhaut bedeckt. Die untere Oberfläche ist mit einer Aluminiumstrebenversteifung von rechteckigem
C-förmigen Querschnitt versteift. Auf der anderen Aluminiumhaut sind Silikongummihalterungen angebracht, an
welchen die Solarzellen befestigt sind. Solche Strukturen
sind jedoch nicht voll zufriedenstellend wegen des zusätzlichen Gewichtes der Silikongummihalterungen. Zur Isolierung
der Silikongummihalterungen gegenüber der Aluminiumhaut wird ferner ein Plastikfilm, der unter dem Warenzeichen
"Tedlar" vertrieben wird, über der Aluminiumhaut verwendet, auf dem dann die Gummihalterungen befestigt werden. All diese
zusätzlichen Elemente erhöhen unerwünschterweise das Gewicht der Struktur.
Andere Strukturen verwenden einen Aluminiumwabenkern, auf
dem ein Tedlar-Film als Außenelement über dem Kern verwendet
wird. Epoxidharzverstärkte Kohlenfaserversteifungsglieder
werden zum Versteifen eines solchen Aufbaus benutzt. Diese Strukturen haben eine relativ niederfrequente Resonanz bei
etwa 10 Hz, welche für die meisten Startbedingungen unerwünscht ist.
Andere Strukturen verwenden epoxidharzverstärkte Kohlefilter, die ein elektrischer Leiter ist, der auf einer Seite durch
Versteifungsstreben versteift ist, die aus epoxidharzverstärktem
Graphitfasergewebe besteht, über das Kohlefasergewebe
wird ein Tedlar-Film geklebt. Auf dem Tedlar-Film befinden sich Silikongummihalterungen, an denen die Solarzellen befestigt
werden. Es werden auch andere Strukturen unter Ver-Wendung ähnlicher Konfigurationen angewandt. Alle diese haben
den gemeinsamen Nachteil unerwünschten zusätzlichen Gewichtes und relativ niedriger Resonanzfrequenzen.
In der technischen Literatur werden auch zahlreiche Trägerstrukturen
leichten Gewichts für solche Solarzellen beschrieben. In einem Aufsatz mit dem Titel "Design Features of a TDRSS
Solar Array" von Frank G. Kelley, Werner Lust und Richard M. Kurland der TRW Defense and Space Systems Group, Redondo
Beach, Californien, ist eine Platte beschrieben, die ein Aluminiumwabensubstrat mit Außenflächen aus Kapton (ein eingetragenes
Warenzeichen für ein Polymldplastlkmaterial) mit kantengerolltem Kleber und eine epoxidharzverstärkte Kohlenfasertragstruktur
aus Steifigkeitsgründen aufweist. Bei die-
ser Struktur werden die Solarzellen mit den Kontaktflächen verwendet. Der Nachteil dieses Systems liegt darin, daß sowohl
das Kapton wie auch die Aluminiumwabentragstruktur einen relativ großen thermischen Ausdehnungskoeffizienten im Verhältnis
zu demjenigen der Solarzellen haben und daß außerdem die Resonanzfrequenz unerwünscht niedrig liegt.
In einem Bericht mit dem Titel "Advanced Lightweight Rigid Solar Arrays Based on Carbon Fibre Technology", Skript
Nr. 74-085 vom XXV. Kongreß in Amsterdam vom 30. September bis 5. Oktober 1974 der International Astronautical Federation
ist der gesamte Entwicklungsstand und die Trends von Solarbatterien beschrieben. Dieser Aufsatz beschreibt eine zusammengesetzte
Kohlefaserstruktur für Solarzellenanordnungen, die als Außenhaut über einem Aluminiumwabenkern verwendet
wird, der eine Sandwich-Struktur bildet. Der Nachteil dieser Struktur besteht darin, daß die Außenhäute elektrisch leitend
sind und eine dielektrische Zwischenfläche erfordern, auf welcher die Solarzellen montiert werden. Diese zusätzliche
Struktur erhöht das Gewicht der Gesamtanordnung. Andere Konzepte verwenden ein flexibles Substrat, welches unter Vorspannung
in einem Rahmen montiert ist. Der Nachteil hierbei liegt darin, daß das flexible Substrat, üblicherweise aus
Kapton, einen relativ großen thermischen Ausdehnungskoeffizienten
hat und daher mit zunehmender Temperatur zum Durchbiegen bzw. bei Temperaturabnahme zum Schrumpfen neigt.
Durch das Schrumpfen kann der Rahmen sich verzerren und die Zellen können falsch orientiert werden, wie oben beschrieben
ist.
In einem Aufsatz mit dem Titel "Optimized Design and
Fabrication Processes for Advanced Composite Spacecraft Sturctures" von V. F. Mazzio und C. H. Bixler vom 17. Aerospace Science Meeting in New Orleans, LA, vom 15. bis 17.
Januar 1979, sind Verbundmaterialien mit Graphit und Epoxidharz (epoxidharzverstärkte Kohlefaser)/Epoxidharz und
Graphit/Epoxidharzwabenverbundmaterial als Strukturuntereinheiten zur Verwendung bei Raumfahrtstrukturen beschrieben.
— f mm
Dort ist gesagt, daß Strukturen für Solarzellenanordnungen hohe Festigkeit benötigen, um beim Start die dynamische Belastung
im zusammengefalteten Zustand auszuhalten, und daß sie im Raumflug minimalen Steifheitsanforderungen im aufgeklappten
Zustand genügen müssen. Für Solarzellenverbundstrukturen
wird empfohlen eine Verbund-Sandwich-Substratplatte mit Joch oder Rahmensegmenten, bestehend aus einer offenen
"Augen"-Abschnittsverstrebung und einer geschlossenen Kastenverstrebung.
Die Verbund-Sandwich-Struktur wird beschrieben als Aluminiumwabenkern mit 0,127 mm vorbehandelten doppelseitigen
Graphit-Epoxidharzplattenflächen und 0,381 mm vorbehandelten Epoxidharzkantengliedern. Der Nachteil dieses
Systems ist ähnlich wie oben für andere Systeme beschrieben, welche epoxidharzverstärkte Kohlefaserflächenglieder benutzen,
nämlich wegen ihrer elektrischen Leitfähigkeit.
In der US-PS 4 101 101 ist ein Solargeneratorsystem beschrieben, welches einen flexiblen Isolatorträger aus Synthetikmaterial,
wie Kapton, verwendet, das auf seiner Fläche Solarzellen trägt. Dieser Kapton-Träger ist flexibel und an einer
Rahmenstruktur befestigt. Eine Anzahl von Versteifungen befinden
sich an der Struktur zwischen dem Rahmen auf derjenigen Seite, die dem Kaptonträger, an welchem die Solarzellen
befestigt sind, gegenüberliegt. Diese Struktur hat den Nachteil, daß das Kapton wie oben erwähnt, einen relativ großen
thermischen Ausdehnungskoeffizienten besitzt, der zu gegenseitigen
Verschiebungen der verschiedenen Solarzellen führt. Solche Verschiebungen können zu Verbindungsproblemen zwischen
den Zellen führen. Ein weiterer Nachteil besteht darin, daß die relativ große Anzahl der verwendeten Versteifungen zusätzliches
Gewicht zu der Struktur hinzufügt. Weiterhin muß die Wärmezufuhr zu den Zellen abgeführt werden, und die Temperaturzyklen
des Kapton können auch dazu führen, daß es den Rahmen beim Zusammenziehen verzerrt. Zusammengefaßt werden
als optimale Strukturen bei der Technik der Solarzellenanordnung Kapton-Schlchten betrachtet, die von epoxidharzverstärkten
Kohlefaserversteifungen in einer Rahmenstruktur versteift
werden, ferner epoxidharzverstärkte Kohlefaseraußen-
häute über Aluminiumwaben oder über epoxidharzverstärkten Kohlefaserwabenstrukturen mit zusätzlichen epoxidharzverstärkten
Kohlefaserversteifungselementen. Diese Strukturen
haben die genannten Nachteile.
5
5
Ein leichter relativ steifer Träger für Elemente wie Solarzellen weist ein Aluminiumwabenblatt mit einer ersten und
einer zweiten Oberfläche auf, an die Hautelemente geklebt sind, ferner Versteifungselemente, welche an die freiliegende
Oberfläche eines der Hautelemente geklebt sind. Gemäß der Erfindung weist jedes der Hautelemente mindestens eine
Lage eines epoxidharzverstärkten gewebten Polyparabenzamid-Gewebeplattes auf, jedes der Versteifungselemente weist ein
Versteifungsglied aus epoxidharzverstärkten Kohlefasern mit einer Längsachse und einer Querachse auf, und die Versteifungsglieder
sind an eine freiliegende Oberfläche des Gewebeplattes oder -tuches eines der Hautelemente angeklebt,
ferner ist eine freiliegende Oberfläche des Gewebetuches des anderen Hautelementes zur Befestigung einer Anzahl der
Gegenstände geeignet, so daß die Hautelemente, die Anordnung der Gegenstände und die Versteifungselemente alle im wesentlichen
den gleichen thermischen Ausdehnungskoeffizienten in
einer vorgegebenen Richtung parallel zu den Oberflächen der Hautelemente aufweisen.
In den beiliegenden Zeichnungen zeigen
Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer Platte gemäß der Erfindung;
Fig. 2 eine perspektivische Ansicht einer Unterseite der Platte gemäß Fig. 1 zur Veranschaulichung der Struktur
Fig. 2 eine perspektivische Ansicht einer Unterseite der Platte gemäß Fig. 1 zur Veranschaulichung der Struktur
der Tragelemente;
Fig. 3 einen Querschnitt durch einen Teil der Platte gemäß Fig. 2 längs der Linie 3-3;
Fig. 4 eine perspektivische Ansicht der Versteifungsglieder oder -streben, die bei den Strukturen gemäß den Fig. 1, 2 und 3 verwendet sind, und
Fig. 3 einen Querschnitt durch einen Teil der Platte gemäß Fig. 2 längs der Linie 3-3;
Fig. 4 eine perspektivische Ansicht der Versteifungsglieder oder -streben, die bei den Strukturen gemäß den Fig. 1, 2 und 3 verwendet sind, und
Fig. 5 eine perspektivische Teilansicht eines Teils der Struktur nach Fig. 1 zur Veranschaulichung der verschiedenen
dort verwendeten Unterstrukturen.
In Fig. 1 ist die Solargeneratorplatte 10 eine von einer Anordnung
von Platten, welche an einem Raumfahrzeug, wie etwa einem Raumsatelliten, der in den Weltraum gestartet werden
soll, befestigt werden soll. Während des Starts sind die Platten zusammengelegt, und beim Flug im Weltraum werden
sie zu entfalteten Positionen ausgestreckt. Beim Start treten schwere Belastungen und Vibrationen an jeder der zusammengefalteten
Platten auf. Verständlicherweise ergeben sich bei der Startkonfiguration verschiedene Eigenfrequenzen des
Systems aus Träger und Raumfahrzeug, und somit Belastungen
von mehreren g im Niederfrequenzbereich unter 50 Hz. Daher muß die Steifigkeit der zusammengelegten Platte 10 genügend
groß sein, damit ihre Eigenresonanzfrequenz höher als diejenige des Systems während des Startes ist, damit die Vibrationen
der Platte vom übrigen System aus Raumfahrzeug und Startrakete entkoppelt werden. Während des Abschusses sind
die Platten in bekannter Weise zusammengefaltet und liegen am Raumfahrzeug und/oder dem Trägerfahrzeug an.
Die Anzahl und der Abstand der Anlagepunkte oder Befestigungspunkte
der Platte liegen für ein gegebenes Raumfahrzeug fest. In diesem Zusammenhang bedeuten die Anzahl und der Abstand
der Plattenbefestigungspunkte aber eine Einschränkung für den Entwurf der Platte. Das heißt, daß die durch den Abschuß
bedingten großen niederfrequenten Kräfte (siehe oben) nach bekannten Prinzipien auf die zusammengefalteten Platten
an deren Befestigungspunkten übertragen werden. Daher ist beim Entwurf einer Platte die Steifheit der Platte im Verhältnis
zur Anzahl und Lage der Befestigungspunkte von primärer Bedeutung. Die folgenden und im einleitenden Teil
angeführten Betrachtungen hinsichtlich der Resonanzfrequenz dieser Plattenkonstruktionen müssen daher hinsichtlich der
Lage der Plattenbefestigungspunkte berücksichtigt werden. Bei einer speziellen, nachstehend erörterten Konstruktion kann
die Platte 10 den startbedingten Beanspruchungen und Vibrationen widerstehen und hat eine über 50 Hz liegende Resonanzfrequenz,
wenn sie zusammengeklappt ist und sich in der Befestigungsposition
an den gegenseitig beabstandeten Befestigungspunkten befindet, wie noch erläutert wird.
Mehrere Platten können in einem vorgegebenen System zur Bildung einer Plattenanordnung miteinander verbunden werden.
Eine Platte der Anordnung ist mit dem Raumfahrzeug über einen Ausleger an einem Auslegerverbindungspunkt der Platte befestigt,
dessen Lage sich von den Lagen der Befestigungspunkte am Raumfahrzeug unterscheidet. Verbindungsglieder zur Verbindung
benachbarter Platten der Anordnung sind ebenfalls mit den Platten an anderen Stellen als den Verbindungspunkten mit
dem Raumfahrzeug verbunden. Die Resonanzfrequenz jeder der Platten im zusammengefalteten Zustand kann sich von der
Resonanzfrequenz der Platten im aufgefalteten Zustand unterscheiden. In der Praxis weist eine Anordnung von Platten 10,
die mit einem Ausleger und mit Plattenverbindungsgliedern zusammengefügt sind, in der aufgefalteten Position eine größere
Resonanzfrequenzcils sie jedes der sich bewegenden Elemente des gesamten Satellitensystems hat. Nach dem Start und
während des Raumflugs klappen Freigabemechanismen die Platten in ihre aufgefalteten, also ausgestreckten Betriebspositionen.
Im Betrieb sind die Platten Solarenergie mit hohen thermischen Eingangswerten ausgesetzt. Damit sind die Platten aber
auch extremen thermischen Zyklen ausgesetzt. Die Platte 10 gemäß Fig. 1 hält solche thermischen Zyklen aus und hat ebenso
eine hohe Festigkeit und Steifheit in der zusammengeklappten Position, und dennoch ist ihr Gewicht relativ niedrig.
In Fig. 1 weist die Platte ein Gerüst oder eine Substratstruktur 12, eine Anordnung 14 von Versteifungselementen oder
-streben und eine Anordnung von Siliziumsolarzellen 16 auf. Die Strebenanordnung 14 ist in größeren Einzelheiten in
Fig. 2 dargestellt und hat zwei langgestreckte gerade Streben 18 und 20, die sich von der Kante 22 zur Kante 23 des Substrats
12 erstrecken. Zwischen den Streben 18 und 20 befinden
"--"-* "--"■■■" ""*-:-322924a
sich zwei mit ihnen verbundene Parallelstreben 24 und 26, die durch eine Mittelstrebe 28 miteinander verbunden sind,
so daß die drei Streben 24, 26 und 28, wie dargestellt, eine Η-Struktur bilden. Diese Struktur hat den Vorteil, daß sie
dem Substrat 12 mit relativ wenigen Streben Steifigkeit verleiht.
Gemäß Fig. 5 weist das Substrat 12 einen Aluminiumwabenkern
30 auf, der etwa 6,35 mm dick ist. An gegenüberliegenden Oberflächen des Kernes 30 sind Hautelemente angebracht, deren
jedes aus einer oder mehreren Schichten epoxidharzverstärkten Polyparabenzamid-Tuchgewebe besteht, wie etwa Kevlar, ein
eingetragenes Warenzeichen der E. I. duPont Corporation. Eine Schicht 32 trägt die Solarzellen, und eine Schicht 3 4 trägt
die Strebenanordnung 14.
Senkrecht zu den Richtungen der Zellenseitenwände 31 sind Festigkeit und Elastizitätsmodul des Aluminiumwabenkerns
sehr niedrig. In Richtung parallel zur Achse 33, also paral-IeI
zu den Seitenwänden 31 der Wabenzellen, hat er einen relativ hohen Elastizitätsmodul. Das Aluminium hat einen
relativ hohen thermischen Ausdehnungskoeffizienten und ist ein guter thermischer Leiter. Die Schicht 32, die aus einem
in zwei Richtungen gewebten Kevlar-Tuch gebildet ist, ist an der oberen Oberfläche des Aluminiumwabenkerns 30 befestigt.
Die an der unteren Oberfläche des Kerns 30 befestigte Schicht 34 ist ebenfalls ein in zwei Richtungen gewebtes Kevlar-Tuch.
Vorzugsweise haben die Tuche eine symmetrische Leinwandbindung wie etwa eine 120-Bindung. Dieses Tuch ist ein Harz oder
epoxidharzverstärktes Material. Das Harz oder Epoxidharz ist anfangs bei Raumtemperatur klebrig und flexibel, wird es einer
erhöhten Temperatur ausgesetzt, dann härtet es aus und wird hart. Wenn das Material hart ist, ist es extrem steif und von
hoher Festigkeit. Die Bindung des Gewebes wird so gewählt, daß man einen thermischen Ausdehnungskoeffizienten in der
Ebene des Blattmaterials erhält, welcher im wesentlichen der gleiche wie derjenige der Solarzellen 16 ist, also in der
Nähe von 0,277 χ 10~6 pro 0C liegt.
Kevlar hat normalerweise einen negativen thermischen Ausdehnungskoeffizienten
in einer Richtung parallel zur Faserlänge. Ein spezielles Kevlarmaterial/ das als"Kevlar 49" bekannt
ist, hat also einen thermischen Ausdehnungskoeffizienten von -0,611 χ 10 pro 0C, und das bedeutet, daß sich das
Material mit steigender Temperatur zusammenzieht. Jedoch kann man die Materialfasern so orientieren, daß man einen thermischen
Ausdehnungskoeffizienten erhält, der zu demjenigen der Solarzellen paßt. In dieser Hinsicht sind bei einem Kevlar-Tuch
mit 120-Bindung die Fasern rechtwinklig zueinander orientiert, und sein thermischer Ausdehnungskoeffizient beträgt
0,222 χ 10~ pro 0C, und dies ist näherungsweise der
thermische Ausdehnungskoeffizient der Solarzellen. Das obengenannte
Material hat eine spezifische Festigkeit (Festigkeit geteilt durch Dichte) von 482,6 χ 10 mm im Vergleich
zu 101,6 χ 10 mm für Aluminium 6O61-T6. Das Kevlar-Material .
hat einen spezifischen Modul (Elastizitätsmodul geteilt durch Dichte), der gleich demjenigen des obengenannten AIuminiums
ist, nämlich 2540 χ 10 mm. Das Kevlar-Material ist ein Dielektrikum und thermisch isolierend. Eine Imprägnierung
des Kevlar-Materials mit einem gegossenen Epoxidharz, wie es handelsüblich erhältlich ist, führt zu einem Gewebe, das nach
Aushärtung eine extrem steife und harte Hautschicht bildet. Dieses epoxidharzverstärkte Kevlar-Tuch ist elektrisch ein
Dielektrikum und außerordentlich gut geeignet, um darauf die Solarzellen 16 direkt zu montieren, ohne Zwischenstrukturen,
wie etwa Tedlar oder andere zusätzliches Gewicht bringende Elemente.
Zur Verbindung der Kevlar-Schichten mit dem Wabenkern kann eines von zwei verschiedenen Verfahren angewandt werden. Beim
ersten Verfahren kann das Kevlar gleichzeitig gehärtet werden, das heißt, es kann zur gleichen Zeit ausgehärtet werden, zu
der es mit dem Kern verbunden wird. Die beiden Schichten 32 bzw. 34, die mit Epoxidharz imprägniert sind, werden über dem
Aluminiumkern angeordnet und bei erhöhter Temperatur von etwa 120 bis 180°C in einem Vakuum ausgehärtet. Während der
-..■„.- ■„--..- --.--:-3229243
Erhitzung ist die Struktur in einem nicht porösen faltbaren Plastiksack enthalten, das Innere des Sackes wird evakuiert,
der Sack drückt dann die Elemente wegen des außen auf ihn einwirkenden atmosphärischen Druckes zusammen. Dieses Verfahren
ist in der Laminatindustrie als "vacuum bagging" bekannt. Während des Aushärteprozesses haften die Kevlar-Schichten
32 und 34 an dem Wabenkern. Da die Oberflächen des Wabenkernes flach sind, und da das Aushärten unter Druck
erfolgt, werden die Kevlar-Schichten, die selbst in enger Berührung mit den Kernoberflächen stehen, beim Aushärten
selbst flach.
Ein zweites Verfahren umfaßt eine Vorhärtung der Kevlar-Lagen, um diese steif zu machen. Die Lagen oder Schichten
werden auf den Aluminiumwabenkern mit einer 0,1524 mm dicken Klebstoffschicht verleimt, wie etwa dem Epoxidklebstoff
FM123 der American Cyahamid Corporation. In beiden obengenannten
Beispielen sind die Kevlar-Lagen einlagig und 0,1143 mm dick. Der Nachteil des Vorhärteverfahrens liegt
darin, daß die Zufügung einer klebenden Zwischenfläche zum Verbinden der Kevlar-Lagen mit der Wabe zusätzliches Gewicht
für die Struktur erbringt. Aus diesen Gründen wird das erwähnte Verfahren der gleichzeitigen Härtung bevorzugt.
Die Strebenanordnung 14 gemäß Fig. 5 wird nach Aushärtung
der Schicht an dem ausgehärteten Kevlar 34 angebracht. Zur Verbindung der Streben mit der Kevlarschicht wird ein
Lefkoweld-Klebstoff 1O9-LM52 verwendet. Die Solarzellen 16 werden nach der Aushärtung auf der Kevlar-Schicht 32 angebracht
und positioniert. Die Streben können auch durch gleichzeitige Aushärtung mit den Kevlar-Häuten und dem Wabenkern
angebracht werden. Die mit der dielektrischen Kevlar-Schicht verbundenen Zellen sind daher elektrisch voneinander isoliert.
Die Zellen 16 werden in bekannter Weise durch nicht dargestellte Verbindungen elektrisch zusammengeschaltet. Bekannter-
weise haben die Zellen 16 Elektroden auf den Oberflächen 17
und 19 (Fig. 3). Wenn die Oberfläche 17 auf einer Trägerstruktur befestigt ist, dann wird eine elektrische Isolierung
von benachbarten Zellen erforderlich. Eine solche Isolierung hat bei bekannten Anordnungen zusätzliches elektrisches Isoliermaterial
erfordert. Bei der hier beschriebenen Struktur ist die Schicht 32 selbst dielektrisch, so daß keine weiteren
Elemente zur elektrischen Isolierung benötigt werden. Außerdem verwendet diese integrale Struktur eine minimale Anzahl
von Materialien und hat eine extrem hohe Steifigkeit und Festigkeit für ein vorgegebenes Gewicht pro Fläche.
Die Strebenanordnung 14 wird benutzt, um der Struktur zusätzliche
Steifigkeit zu verleihen, da diese allgemein große Abmessungen hat, beispielsweise als Platte von 1,829 χ 1,219 m.
Wichtiger ist jedoch, daß die Strebenanordnung 14 der Struktur einen gleichförmigen thermischen Ausdehnungskoeffizienten
verleiht.
Jede der Streben der Strebenanordnung 14, wie sie in Fig. 2
gezeigt ist, ist in ihrem Querschnitt identisch. Daher wird nur die in den Fig. 3 und 4 mit 18 bezeichnete Strebe hier
beschrieben. Ein Merkmal aller Streben nach Fig. 2 besteht darin, daß ihr thermischer Ausdehnungskoeffizient in den
Richtungen 36 der Längsachse praktisch 0 oder leicht positiv (0,2778 χ 10 ) ist. Das besondere an der Strebe 18 ist, daß
sie in den Richtungen 36 der Längsachse eine erhöhte Steifigkeit hat, während sie gleichzeitig den gewünschten thermischen
Ausdehnungskoeffizienten besitzt. Die Strebe 18 weist mehrere Lagen aus verschiedenen Materialien auf. Das Kernmaterial
ist ein gewebtes epoxidharzverstärktes Kohlefasermaterial 38. Die Fäden des Kerngewebes 38 sind in zwei senkrecht
aufeinanderstehenden Richtungen orientiert. Das Gewebe 38 ist so geformt, daß es einen Kanal mit einem Boden 40 und
zwei Schenkeln 42 und 44 bildet. Von den Schenkeln 42 und 44 ragen in entgegengesetzten Richtungen horizontale Flansche
46 und 48 weg. Das Gewebe 38 ist ein Harz oder epoxidharzverstärktes Material, das bei Zimmertemperatur klebrig ist
und bei Aushärtung unter erhöhter Temperatur zu einem extrem steifen und harten Material erhärtet.
Das in üblicher Weise in zwei Richtungen gewebte epoxidharzverstärkte
Kohlefasergewebe hat einen leicht positiven Temperaturkoeffizient,
beispielsweise in der Größenordnung von 0,2778 χ 10 pro 0C. Solche Fasern werden von der Hercules
Corporation hergestellt als Magnamit AS1, einem hochfesten
Graphit, Magnamit HTS> einem mittelfesten Graphit mit mittlerem
Elastizitätsmodul, 'Magnamit HMS, einem Graphit mit hohem e-Modul, und Magnamit UHMS, einem Graphit mit ultrahohem
e-Modul. Die Cellanese Corporation stellt einen hochfesten Graphit als Cellion 3000, 6000 und einen Graphit mit ultrahohem
e-Modul als GY-70 und GY-70SE her. Die Union Carbide Corporation stellt ein hochfestes Graphit als T300 und ein
Graphit mit ultrahohem e-Modul als P75S her. Die bevorzugte Kohlefaser bei der Herstellung der Strebenelemente nach
Fig. 3 ist entweder Cellanese GY-70 oder Union Carbide P75S. Dieses Material weist in seiner Einrichtungsform einen spezifischen
Modul von 17195,8 χ 10 mm und eine spezifische Festigkeit von 431,8 χ 10 mm im Vergleich zu 2540 χ 10 mm bzw.
101,6 mm für Alumunium 6O61-T6 auf. Die Zwei-Richtungs-Lagenfasern
verlaufen rechtwinklig zueinander. Die Fasern der einlagigen Gewebe 38 und 71 gemäß Fig. 4 sind mit 0° und 90°
bezüglich der zu den Pfeilen 36 parallelen langen Achse orientiert. Das heißt, daß ein Satz von Fasern parallel zur
langen Achse und der andere Satz von Fasern senkrecht zum ersten Satz verläuft. Es sind auch andere Orientierungen wie
45°, -45° (45° von der 0°- und 90"-Orientierung) zulässig.
Eine Fehlanpassung der thermischen Ausdehnungskoeffizienten
zwischen Solarzellen und Streben der Anordnung 14 in der Richtung 36 würde sich bei den thermischen Zyklen zerstörend
auf die Struktur auswirken. Es ist erwünscht, eine erhöhte Steifigkeit in den Längsrichtungen 36 und einen thermischen
Ausdehnungskoeffizienten dicht bei demjenigen der Solarzellen sowie eine leichte Struktur zu erzielen.
In einer Richtung verlaufende epoxidharzverstärkte Kohlefasern, die in eine Mehrzahl von Schichten geformt sind,
werden an der Schicht 38 (Fig. 3) befestigt. Diese in einer Richtung verlaufenden epoxidharzverstärkten Kohlefasern erstrecken
sich in einer gemeinsamen parallelen Richtung. Solche Fasern neigen zu einem dicht bei 0 liegenden leicht
negativen thermischen Ausdehnungskoeffienzienten. Gemäß einem Merkmal der hier beschriebenen Erfindung sind über
einer Oberfläche des Bodens 40 zwei Schichten 50 und 52 aus Epoxidharzlagen, die mit in einer Richtung verlaufenden
Kohlefasern verstärkt sind, vorgesehen, und über der Unterseite des Bodens 40 sind zwei zusätzliche Schichten 54 und
56 aus Epoxidharzlagen, die mit in einer Richtung verlaufenden Kohlefasern verstärkt sind, vorgesehen. Bei einem Beispiel
können die Streben dadurch ausgebildet werden, daß man die Materialien bei Zimmertemperatur in eine Negativform
einbringt, welche die gewünschte Querschnittsform hat. Diese Anordnung wird dann in einen Autoklaven eingebracht, der eine
Stickstoffatmosphäre enthält, die auf einen Druck von
7,03 kp/cm bei 120 bis 1770C gebracht ist. Bei einem zweiten
Beispiel werden die Stegmaterialien zwischen einem Paar zusammenpassender Formen auf 7,03 kp/cm gepreßt. Während
des Pressens härtet das Material bei 120 bis 1800C aus. Die
Schichten 50, 52, 54 und 56 sind einlagige Bänder, deren Fasern in Richtungen 36 parallel zur Längsachse des Steges
verlaufen. Die beiden Schichten 50 und 52 auf einer Seite des Bodens 40 und die beiden Schichten 54 und 56 auf der
Unterseite des Bodens 40 neigen dazu, sich hinsichtlich der Biegemomente infolge der thermischen Zyklen aneinander anzupassen,
das heißt, daß die thermischen Bewegungen der Schichten 50 und 52 die Schichten auszudehnen und zusammenzuziehen
suchen, so daß Kräfte erzeugt werden, denen durch gleiche Kräfte entgegengewirkt wird, welche ihrerseits durch Ausdehnung
oder Zusammenziehung der Schichten 54 und 56 bezüglich der Zwei-Richtungs-Gewebeschicht 38 erzeugt werden. So rufen
die Schichten 50 und 52 auf einer Seite des Bodens 40 bei den thermischen Zyklen Drehmomente hervor, welche durch andere
Drehmomente ausgeglichen werden, die ihrerseits durch die
Schichten 54 und 56 auf der anderen Seite des Bodens 40 hervorgerufen werden, so daß das Gesamtdrehmoment praktisch
0 ist. Leichte Breitenunterschiede zwischen den Schichten 50, 52, 54 und 56 senkrecht zu den Richtungen 36 und parallel
zum Boden 40, in der Größenordnung einigerhunderstel Millimeter
haben eine vernachlässigbare Wirkung auf die sich auswiegenden Drehmomente. Somit erzeugen thermisch verursachte
Ausdehnungen oder Kontraktionen der beiden Sätze von Schichten ausgeglichene Drehmomente um den Boden 40. Ohne
solche ausgeglichenen Drehmomente würde die Strebe zum Biegen neigen oder sich um ihre Längsachse in einer Weise verziehen
wie es bei einem Bimetallelement eines Thermostaten der Fall ist.
Die Ein-Richtungs-Bänder wirken mit dem Zwei-Richtungs-Gewebe 38 zur Erzeugung des gewünschten thermischen Ausdehnungskoeffizienten
zusammen. Die Mehrfachschichten über und unter dem Boden 40 ergeben einen erhöhten Widerstand gegen Biegebeanspruchungen,
die durch Kräfte ausgelöst werden, welche senkrecht zum Boden 40 an gegenseitig beabstandetai Punkten
entlang der Längsrichtungen auftreten.
Aus ähnlichen Gründen sind spiegelbildliche Ein-Richtungs-Schichten
60 und 62 auf den oberen und unteren Oberflächen des Flansches 48 und gleiche Schichten 64 und 66 auf den
oberen und unteren Oberflächen des Flansches 46 der Strebe 18 vorgesehen. Jede der Schichten 60, 62, 64 und 66 weist
ein einlagiges Band mit in einer Richtung verlaufenden, epoxidharzverstärkten Kohlefasern auf. Die Fasern der Schichten
60 bis 64 verlaufen alle in einer Richtung parallel zur Richtung der Schichten 50 bis 54. Die Schichten 60 bis 64
auf der Oberfläche der einander entsprechenden Flansche wirken thermisch bedingten Beanspruchungen in den unteren Schichten
62 und 66 entgegen. So ergeben die in einer Richtung verlaufenden Fasern eine erhöhte Festigkeit der Strebe bezüglich
Biegekräftepaaren aufgrund von Kräften, die senkrecht zur Ebene des Bodens 40 verlaufen, so wie Kräfte an den Enden
22 und 23. Die in Fig. 2 gezeigten Streben haben einen ther-
— l υ—
mischen Ausdehnungskoeffizienten, der eng mit demjenigen der Solarzellen und der Kevlar-Aluminiumwabenkernstruktur
übereinstimmt. Die Querabmessung der Strebe 18, also die Abmessung
senkrecht zu den Richtungen 36 der Strebe 18 in der Ebene des Bodens 40 können einen thermischen Ausdehnungskoeffizienten
haben, der anders als der gewünschte ist. Da sich jedoch die Fasern der Schichten 50, 52, 54 und 56 in
der Längsrichtung 36 erstrecken, ist die Strebe in ihrem Widerstand gegen Biegekräftepaare in dieser Querrichtung
relativ schwächer, und die Ausdehnung der Strebe in dieser Querrichtung bei Temperaturschwankungen hat eine vernachlässigbare
Wirkung auf die gesamte Verbundstruktur. Der Aluminiumwabenkern 30 hat zwar einen relativ hohen thermischen
Ausdehnungskoeffizienten und ist auch eine Struktur mit einem relativ geringen Festigkeitsmodul in Richtung
ihrer Ebene, wie der Richtung 36, wie es oben beschrieben wurde, jedoch kann er sich bei thermischen Temperaturänderungen nicht ausdehnen wegen der strukturellen Festigkeit
der Kevlar-Schichten 34 und 32. Die Festigkeit der Schichten 32 und 34 ist erheblich größer als die Festigkeit des Aluminiumkerns
in Horizontalrichtung (Fig. 3). Die Abmessungen der Schichten 32 und 34, in Abhängigkeit von Temperatüränderungen,
bestimmen die Abmessungen des Kerns 30.
Zur Vervollständigung der Strebenstruktur (gemäß Fig. 4) wird eine epoxidharzverstärkte gewebte Zwei-Richtungs-Kohleschicht
71 an den Flanschen 46 und 48 über den unteren Schichten und 66 aus Ein-Richtungs-Fasern befestigt. Die Fasern der
Schichten 70 verlaufen in denselben Richtungen wie die Fasern der Schicht 38, also parallel und senkrecht zu den Richtungen
36. Nach dem Aushärten der Strebe 18 wird diese an der Schicht 3 4 (Fig. 3) während des Aushärtens oder nach dem Aushärten
der Schichten 32 und 34 mit dem Wabenkern 30 angebracht, so daß eine Verbundstruktur entsteht. Das Zwei-Richtungs-Graphittuch
kann eine 135-Bindung sein.
Es versteht sich, daß auch eine kleinere oder größere Anzahl von Schichten, wie die Schichten 50 bis 54, 60 bis 66,
in den Streben verwendet werden kann, je nach einem vorgegebenen Aufbau des Raumfahrzeugs. Die Größe der Biegemomente
um eine Querachse durch den Boden 40 und die Flansche 46 und 48 kann für verschiedene Raumfahrzeugkonstruktionen unterschiedlich
sein. Die Anzahl der Schichten 50 bis 54, 60 bis 66 wird bestimmt durch die Größe solcher Biegemomente.
Ein Auslegerverbindungsglied 74 (siehe Fig. 2) ist innerhalb
einer Strebe 26 zentral zwischen den Streben 18 und 20 angeordnet. Dieses Glied nimmt einen (nicht dargestellten)
Plattenausklappaufnehmer auf, der seinerseits die Platten an dem (nicht dargestellten) Raumfahrzeug festhält. Ein zweites
Glied 74' ist in der Strebe 24 zentral zwischen den Streben 18 und 20 angeordnet, um ein (nicht dargestelltes)
Plattenverbindungsglied aufzunehmen, welches eine zweite Platte mit der Platte 10 in den zusammengelegten und ausgeklappten
Orientierungen verbindet. Gewindemetalleinsätze 76 in den Streben 18 und 20 nehmen Niederhalteelemente
(beispielsweise Bolzen) für die Platte auf, um die Platten während des Starts am Raumfahrzeug festzuhalten. Die Glieder
74, 74' und die Einsätze 76 bestehen aus Metall und müssen elektrisch von den aus Kohle (Graphit) bestehenden Streben
isoliert werden, damit keine galvanische Korrosion auftritt. Aus diesem Grund sind die Einsätze 76 und Glieder 74, 74' in
(nicht dargestellten) dielektrischen Kevlar-Adaptern befestigt, die ihrerseits an den Positionen der Glieder und
Einsätze an den Streben befestigt sind.
Wie bereits erklärt wurde, sind die Einsätze 76 bei einem vorgegebenen Raumfahrzeug in bestimmten Abstandsbeziehungen
befestigt. Daher wird die Steifigkeit der Platte 10 mit Bezug auf die Stellen der Einsätze 76 gemessen. Die Resonanzfrequenz
der Platte 10 liegt oberhalb 50 Hz, wenn die Platte an den Einsätzen 76 an einem Raumfahrzeug befestigt ist. Diese
Einsätze liegen symmetrisch zur Platte 10, insbesondere symmetrisch hinsichtlich der Streben 18 und 20 und nahe bei
den Verbindungen zu den Streben 24 und 26. Beispielsweise sind für eine Platte mit den hier angeführten Dimensionen
die Einsätze 76 1,219 m von Mitte zu Mitte in den Richtungen
36 beabstandet, und senkrecht zu den Richtungen 36 betragen
ihre Abstände von Mitte zu Mitte 965,2 mm. Das Glied 74 und
das Glied 74', an welchen die (nicht dargestellten) Ausleger befestigt sind, befinden sich jeweils an den Mittelpunkten
der Streben 26 bzw. 24.
Die Lage der Festhaltepunkte ist eine Einflußgröße bei der Bestimmung der Form der Streben 18, 20, 24, 26 und 28. Auch
Form und Größe der Platte sind Faktoren, die bei der Bestimmung der Strebenform zu berücksichtigen sind. Die Form der
Streben ist, wie hier gezeigt, ein H, jedoch können je nach den obengenannten Einflußgrößen auch andere Formen gewählt
werden. Beispielsweise kann die Strebenanordnung rechteckig, quadratisch, sternförmig, gitterförmig oder von anderen Konfigurationen
sein. Während die Platte hier rechteckig dargestellt ist, kann sie auch viele andere Formen haben.
Die Festhalteeinsätze 76 haben vorzugsweise Gewindelöcher zur Aufnahme von Schrauben, die sich zum Raumfahrzeug erstrecken.
Die Einsätze 76 benachbarter zusammengeklappter Platten sind miteinander ausgerichtet und zusammengeschraubt.
Andere geeignete Elemente können alternativ auch zur Aufnahme von Seilen oder anderen Arten von Festhaltemechanismen verwendet
werden.
Der gesamte Aufbau nach den Fig. 1 und 2 ist a) extrem steif, hat b) eine Eigenresonanzfrequenz von über 50 Hz, wenn sie
in der Abschußkonfiguration am Raumfahrzeug gehalten wird, ist c) von leichtem Gewicht und verwendet nur.relativ kleine
Materialmengen, erfordert d) keine zusätzlichen Klebstoffe zur Zusammenfügung der verschiedenen Elemente bei einigen
Realisierungen, erfordert e) keine zusätzliche dielektrische Zwischenfläche zwischen der Hautschicht 32 und den Solarzellen
16 (anders als bekannte Systeme, welche Aluminiumkerne und elektrisch leitende Bespannungen verwenden), und zeichnet
sich f) durch gute thermische Anpassung zwischen allen Strukturelementen aus. Der Aluminiumwabenkern hat in Kombi-
nation mit den Kevlar-Schichten 32 und 34 und der Strebenanordnung
14 einzigartige thermische Eigenschaften. Das Aluminium, welches ein guter thermischer Leiter ist, leitet
Hitze von der thermisch isolierenden Schicht 32, welche der Sonne ausgesetzt ist, zur thermisch isolierenden Schicht 34,
welche der Sonne abgewandt ist. Kevlar ist ein guter thermischer Strahler mit hoher Emissionsfähigkeit und strahlt die
übergeleitete Wärme in den Raum. Damit neigt die Kombination aus Aluminiumkern und Kevlar-Haut zu einem Temperaturausgleich
der Struktur in wirksamerer Weise als bei bekannten Strukturen.
Wenn vorstehend auch die gleichzeitige Aushärtung als bevorzugtes Verfahren für den Zusammenbau der Elemente beschrieben
worden ist, so versteht es sich für den Fachmann, daß eine Voraushärtung der verschiedenen Kevlar-Schichten und
eine anschließende Befestigung in einigen Realisierungsfällen ebenfalls erwünscht sein kann. Es versteht sich jedoch, daß
diese Realisierungen zusätzliche getrennte Klebstoffe für die verschiedenen Elemente, einschließlich der Streben und
Schichten 32, 34 und des Aluminiums 30 erfordern.
Die Kevlar-Fasern der Schichten 32 und 34 sind mit 0° und 90° orientiert, wobei ein Satz von Fasern parallel zu den
Richtungen 36 (Fig. 4) verläuft, welches auch dieselbe Richtung wie die Längenausdehnung des Substrats 12 (Fig. 1) ist.
Die anderen Fasern verlaufen normal zu dieser Richtung und erstrecken sich in einer Richtung über die Breitenausdehnung
des Substrats. Das heißt, die Kevlar-Fasern sind parallel zur Zellgitterstruktur, wie sie in Fig. 1 gezeigt ist. Die
Kevlar-Fasern sind am stärksten in einer Richtung parallel zu ihrer Länge. Die maximale Steifigkeit wird in Längsrichtung
gewünscht, also in den Richtungen 36 der Streben 18 und 20 gemäß Fig. 2, das heißt, es ist eine Widerstandsfähigkeit
gegen Biegekräftepaare um eine Querachse erwünscht. Somit ist also ein Satz von Kevlar-Fasern parallel zu dieser Richtung
im Sinne einer maximalen Steifigkeit der Struktur bezüglich
Drehmomenten um Achsen, welche senkrecht zu den Richtungen 36 verlaufen.
Gemäß Fig. 2 befinden sich Anschlußteile 70 aus einlagigem/ 0,114 mm dicken epoxyharzverstärktem gewebten Zwei-Richtungs
Tuch aus Polyparabenzamid auf der Oberseite der Verbindungsanschlüsse der Streben 18, 20, 24 und 26. Auf der Oberseite
der Verbindungsanschlüsse der Streiben 28 mit den Streben 24 und 26 befinden sich Anschlußteile 72. Die Anschlußteile
70 und 72 werden durch Verklebung in ihrer Lage an den Streben 24, 26 und 28 festgehalten.
L-förmige Verdopplungsglieder 78, von denen nur einige darge
stellt sind, werden ebenfalls bei dem Aufbau an den Ecken sämtlicher Strebenverbindungen verwendet. Die Verdopplungsglieder bestehen aus einer oder mehreren Lagen epoxidharzverstärkten
Zwei-Richtungs-Kohlefasergewebe, das zur Verstär kung der Streben an ihren Verbindungspunkten benutzt wird.
Die relativ kleine Materialmenge für die Anschlußteile 70 und 72 und die Verdopplungsglieder 78 hat nur eine vernachlässigbare
Wirkung auf den thermischen Ausdehnungskoeffizienten des Gesamtstrebensystems.
20
20
Leerseite
Claims (4)
1) Tragvorrichtung zur Aufnahme von Gegenständen, wie Solarzellen, mit einem Aluminiumwabenblatt, das eine erste
und eine zweite Oberfläche aufweist, an welche Außenhautglieder angebracht werden und Versteifungselemente an eine
freie Oberfläche eines der Hautelemente angebracht werden, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Hautelement
(32,34) mindestens eine Lage eines epoxidharzverstärkten Polyparabenzamid-Gewebeblattes aufweist, daß jedes Versteifungselement
(18,20 etc.) ein Versteifungsglied (40,42,
44,46,48) aus epoxidharzverstärkten Kohlefasern mit einer Längsachse und einer Querachse aufweist, daß die Versteifungselemente
an eine freiliegende Oberfläche der Gewebeblätter eines (34) der Hautglieder haftend angebracht sind, und daß
eine freiliegende Oberfläche der Gewebeblätter des anderen (32) Außenhautgliedes zur Montage einer Anordnung der Elemente
(16) ausgebildet ist, derart, daß dio Hauty.!leder, die An-
POSTSCHECK MÖNCHEN NR. 691 48-8OO
BANKKONTO HYPOBANK MÖNCHEN (BLZ 700 200 401 KTO. 60 60 257 378 SWIFT HYPO DE MM
Ordnung der Elemente und die Versteifungselemente alle im wesentlichen den gleichen effektiven thermischen Ausdehnungskoeffizienten
in einer gegebenen Richtung parallel zu den Oberflächen der Hautglieder aufweisen.
2) Tragvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß in den Versteifungsgliedern (beispielsweise 8) die epoxidharζverstärkten Kohlefasern (38) eine Kernschicht (38)
aufweisen und in rechtwinkligen Richtungen zur Bildung eines Kanals (40,42,44) gewebt sind, der sich in einer Richtung
(36) parallel zur Längsachse erstreckt, sowie zur Bildung eines ersten und zweiten Flansches (46,48), die sich in
einer Richtung senkrecht zur Längsachse von den wegragenden Kanten der entsprechenden ersten und zweiten Schenkel (42,44)
des Kanals erstrecken, und daß die Versteifungsglieder weiterhin mindestens eine Lage aus epoxidharzverstärkten Ein-Richtungs-Kohlefasern
(52,56,60,62,64,66) aufweisen, die in einer Richtung parallel zu der Längsachse verlaufen, und daß
diese eine Lage an beide Seiten jedes der Flansche (45,48) und eines Bodens (40) des Kanals befestigt ist.
3) Tragvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,
daß zwei der Versteifungsglieder (18,20) so angeordnet sind, daß sie sich mit ihren Längsachsen parallel zueinander
von einer Kante (22) zur gegenüberliegenden Kante (23) des einen Gewebe-Epoxidharz-Blattes (134) erstrecken,
und daß andere Versteifungsglieder (24,26), die mit den zwei Versteifungsgliedern verbunden sind und zwischen Ihnen verlaufen,
und ein weiteres Versteifungsglied (28) in einer allgemein H-förmigen Konfiguration angeordnet sind.
4) Tragvorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß jede Verbindungsstelle zwischen angrenzenden Versteifungsgliedern
ein Verbindungsteil (70) aus epoxidharzverstärktem Polyparabenzamid-Gewebe aufweist.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/290,176 US4394529A (en) | 1981-08-05 | 1981-08-05 | Solar cell array with lightweight support structure |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3229248A1 true DE3229248A1 (de) | 1983-02-24 |
DE3229248C2 DE3229248C2 (de) | 1990-06-13 |
Family
ID=23114855
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19823229248 Granted DE3229248A1 (de) | 1981-08-05 | 1982-08-05 | Halterung |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4394529A (de) |
JP (1) | JPS5837975A (de) |
CA (1) | CA1179823A (de) |
DE (1) | DE3229248A1 (de) |
FR (1) | FR2511218B1 (de) |
GB (1) | GB2107645B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102011056583A1 (de) | 2011-12-19 | 2013-06-20 | DEGERenergie GmbH | Bewegungseinrichtung, Aufbau, Nachführvorrichtung, Solarsystem und Herstellverfahren |
Families Citing this family (62)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4468423A (en) * | 1982-11-17 | 1984-08-28 | Arlie Hall | Insulating cell element and structures composed thereof |
JPS59217378A (ja) * | 1983-05-25 | 1984-12-07 | Semiconductor Energy Lab Co Ltd | 光電変換装置 |
US4635071A (en) * | 1983-08-10 | 1987-01-06 | Rca Corporation | Electromagnetic radiation reflector structure |
GB8426059D0 (en) * | 1984-10-16 | 1984-11-21 | Automotive Prod Plc | Vehicle road wheel |
US4686322A (en) * | 1985-08-12 | 1987-08-11 | Rca Corporation | Solar panel |
US4677248A (en) * | 1985-09-13 | 1987-06-30 | Lacey Thomas G | Apparatus for mounting solar cells |
JPH065782B2 (ja) * | 1986-06-19 | 1994-01-19 | 帝人株式会社 | 太陽電池モジユ−ル |
GB2193465A (en) * | 1986-07-15 | 1988-02-10 | Cambrian Plastics Ltd | Improvements relating to reinforced bodies |
JP2662068B2 (ja) * | 1990-02-05 | 1997-10-08 | 財団法人鉄道総合技術研究所 | 鉄道車両用台車枠 |
US5221364A (en) * | 1992-02-20 | 1993-06-22 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Lightweight solar cell |
JPH0617257U (ja) * | 1992-07-30 | 1994-03-04 | 鐘淵化学工業株式会社 | 太陽電池モジュール |
US5520747A (en) * | 1994-05-02 | 1996-05-28 | Astro Aerospace Corporation | Foldable low concentration solar array |
JP3935976B2 (ja) * | 1995-02-08 | 2007-06-27 | ヒューレット・パッカード・カンパニー | 半導体層構造および大容量メモリ装置の記録媒体 |
US5785280A (en) * | 1995-07-20 | 1998-07-28 | Space Systems/Loral, Inc. | Hybrid solar panel array |
US5614033A (en) * | 1995-08-08 | 1997-03-25 | Hughes Aircraft Company | Rigid solar panel with discrete lattice and carrier structures bonded together |
US5620529A (en) * | 1995-11-03 | 1997-04-15 | Hughes Electronics | Low disturbance solar array |
US5720452A (en) * | 1996-05-29 | 1998-02-24 | Lockheed Martin Corporation | Solar panel parallel mounting configuration |
DE19715788C1 (de) * | 1997-04-16 | 1998-10-08 | Eurocopter Deutschland | Solargenerator für Satelliten |
JP3674234B2 (ja) * | 1997-04-18 | 2005-07-20 | 株式会社カネカ | 大型太陽電池モジュール |
US6005184A (en) * | 1997-07-11 | 1999-12-21 | Space Systems/Loral, Inc. | Solar panels having improved heat dissipation properties |
US6050526A (en) * | 1997-07-21 | 2000-04-18 | Hughes Electronics Corporation | Solar reflector systems and methods |
JP3757369B2 (ja) * | 1997-08-05 | 2006-03-22 | Ykk Ap株式会社 | 太陽電池モジュールの製造方法及びその太陽電池モジュール |
US6010096A (en) * | 1998-07-22 | 2000-01-04 | Space Systems/Loral, Inc. | Deployment restraint and sequencing device |
US6111189A (en) * | 1998-07-28 | 2000-08-29 | Bp Solarex | Photovoltaic module framing system with integral electrical raceways |
DE19848747C1 (de) * | 1998-10-22 | 1999-10-28 | Eurocopter Deutschland | Solargenerator für Satelliten |
DE10109565B4 (de) * | 2001-02-28 | 2005-10-20 | Vacuheat Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur partiellen thermochemischen Vakuumbehandlung von metallischen Werkstücken |
ITRM20010350A1 (it) * | 2001-06-18 | 2002-12-18 | Enea Ente Nuove Tec | Modulo di concentratore solare parabolico. |
US6581883B2 (en) | 2001-07-13 | 2003-06-24 | The Boeing Company | Extendable/retractable bi-fold solar array |
JP3805706B2 (ja) | 2002-03-15 | 2006-08-09 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星展開構造物 |
JP4094930B2 (ja) * | 2002-10-24 | 2008-06-04 | 真一 中須賀 | 人工衛星 |
US8309163B2 (en) * | 2004-02-19 | 2012-11-13 | Nanosolar, Inc. | High-throughput printing of semiconductor precursor layer by use of chalcogen-containing vapor and inter-metallic material |
US20070074755A1 (en) * | 2005-10-03 | 2007-04-05 | Nanosolar, Inc. | Photovoltaic module with rigidizing backplane |
WO2011072161A2 (en) | 2009-12-09 | 2011-06-16 | Solexel, Inc. | High-efficiency photovoltaic back-contact solar cell structures and manufacturing methods using thin planar semiconductors |
US20080276984A1 (en) * | 2007-05-11 | 2008-11-13 | Michael Gumm | System and Method for Magnetically Attaching Photovoltaic Modules Enabling Enhanced Redeployment |
DE102007050288A1 (de) * | 2007-10-18 | 2009-04-23 | Otto Hauser | Halbleiterbauteil |
US20090173334A1 (en) * | 2007-11-08 | 2009-07-09 | Sunrgi | Composite material compositions, arrangements and methods having enhanced thermal conductivity behavior |
US20090223555A1 (en) * | 2008-03-05 | 2009-09-10 | Stalix Llc | High Efficiency Concentrating Photovoltaic Module Method and Apparatus |
FR2946459B1 (fr) * | 2009-06-05 | 2011-08-05 | Centre Nat Etd Spatiales | Element de structure pour panneau solaire, et structure comportant un tel element |
EP2473793A4 (de) * | 2009-09-02 | 2016-12-14 | 3M Innovative Properties Co | Tafelanordnung mit konzentierenden sonnenspiegeln und einem gewellten versteifer |
CN102148282A (zh) * | 2010-02-10 | 2011-08-10 | 上海卫星工程研究所 | 一种大网格面板的太阳电池阵基板的实现方法 |
KR20140015247A (ko) | 2010-08-05 | 2014-02-06 | 솔렉셀, 인크. | 태양전지용 백플레인 보강 및 상호연결부 |
US8232129B2 (en) * | 2010-12-16 | 2012-07-31 | The Boeing Company | Bonding solar cells directly to polyimide |
CA2794345A1 (en) * | 2011-11-14 | 2013-05-14 | Certainteed Corporation | Photovoltaic roofing elements and photovoltaic roofing systems |
ITMI20112174A1 (it) * | 2011-11-29 | 2013-05-30 | Scamar Compositi S R L | Pannello fotovoltaico. |
US9178466B2 (en) * | 2012-02-03 | 2015-11-03 | International Business Machines Corporation | Transportable photovoltaic system |
US9458637B2 (en) * | 2012-09-25 | 2016-10-04 | Romeo Ilarian Ciuperca | Composite insulated plywood, insulated plywood concrete form and method of curing concrete using same |
US9729103B2 (en) | 2012-12-18 | 2017-08-08 | Dow Global Technologies, Llc | Reinforcement PV laminate |
CA2911409C (en) | 2013-05-13 | 2021-03-02 | Romeo Ilarian Ciuperca | Insulated concrete battery mold, insulated passive concrete curing system, accelerated concrete curing apparatus and method of using same |
US10065339B2 (en) | 2013-05-13 | 2018-09-04 | Romeo Ilarian Ciuperca | Removable composite insulated concrete form, insulated precast concrete table and method of accelerating concrete curing using same |
AU2014315033A1 (en) | 2013-09-09 | 2016-03-31 | Romeo Ilarian Ciuperca | Insulated concrete slip form and method of accelerating concrete curing using same |
USD751498S1 (en) | 2014-10-08 | 2016-03-15 | Composite Technology Development, Inc. | Trifold solar panel |
USD754598S1 (en) | 2014-10-08 | 2016-04-26 | Composite Technology Development, Inc. | Trifold solar panel |
USD755119S1 (en) | 2014-10-08 | 2016-05-03 | Composite Technology Development, Inc. | Trifold solar panel |
USD755118S1 (en) | 2014-10-08 | 2016-05-03 | Composite Technology Development, Inc. | Trifold solar panel |
US9825582B2 (en) * | 2015-12-30 | 2017-11-21 | Cogitur, Inc. | Roofing panels with integrated photovoltaic cells and method of installation |
US10280622B2 (en) | 2016-01-31 | 2019-05-07 | Romeo Ilarian Ciuperca | Self-annealing concrete forms and method of making and using same |
RU2654882C1 (ru) * | 2017-04-19 | 2018-05-23 | Общество с ограниченной ответственностью "Специальное Конструкторско-Технологическое Бюро "Пластик" | Конструкция каркасов солнечных батарей из углепластика и способ изготовления каркаса |
US20190270528A1 (en) * | 2018-03-02 | 2019-09-05 | SpinLaunch Inc. | Ruggedized Solar Panel for Use on a Kinetically Launched Satellite |
US11021271B2 (en) | 2018-05-10 | 2021-06-01 | SpinLaunch Inc. | Ruggedized reaction wheel for use on kinetically launched satellites |
RU194493U1 (ru) * | 2019-10-18 | 2019-12-12 | федеральное государственное автономное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский ядерный университет "МИФИ" (НИЯУ МИФИ) | Устройство для сбора солнечного излучения в широком диапазоне длин волн для солнечных батарей |
US11483942B2 (en) | 2019-12-18 | 2022-10-25 | SpinLaunch Inc. | Ruggedized avionics for use on kinetically launched vehicles |
US20240149553A1 (en) * | 2022-11-04 | 2024-05-09 | Saudi Arabian Oil Company | Composite sandwich panel with tailored thermal expansion coefficient |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4101101A (en) * | 1976-05-03 | 1978-07-18 | Societe Nationale Industrielle Aerospatiale | Solar generator |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3459391A (en) * | 1964-02-13 | 1969-08-05 | Nasa | Interconnection of solar cells |
US3658596A (en) * | 1970-09-21 | 1972-04-25 | Lockheed Missiles Space | Flexible solar cell modular assembly |
DE2541536A1 (de) * | 1975-09-18 | 1977-03-24 | Licentia Gmbh | Solargenerator |
US4133501A (en) * | 1975-09-30 | 1979-01-09 | Communications Satellite Corporation | Self-deployable solar cell panel |
US4209347A (en) * | 1979-05-04 | 1980-06-24 | Rca Corporation | Mounting for solar cell |
-
1981
- 1981-08-05 US US06/290,176 patent/US4394529A/en not_active Expired - Fee Related
-
1982
- 1982-07-30 CA CA000408500A patent/CA1179823A/en not_active Expired
- 1982-08-03 GB GB08222325A patent/GB2107645B/en not_active Expired
- 1982-08-05 DE DE19823229248 patent/DE3229248A1/de active Granted
- 1982-08-05 FR FR8213714A patent/FR2511218B1/fr not_active Expired
- 1982-08-05 JP JP57137132A patent/JPS5837975A/ja active Granted
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4101101A (en) * | 1976-05-03 | 1978-07-18 | Societe Nationale Industrielle Aerospatiale | Solar generator |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Advanced Lightweight Rigid Solar Arrays Based on Carbon Fibre Technology, Skript Nr. 74-085 vom XXV. Kongreß der IAF, Amsterdam 30.9-05.10.1974 * |
Design Features of a TDRSS Solar Array, Frank G. Kelley, Wolust, R.Kurland, TRW Defense and Space Systems Group, Redondo Beach Californien * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102011056583A1 (de) | 2011-12-19 | 2013-06-20 | DEGERenergie GmbH | Bewegungseinrichtung, Aufbau, Nachführvorrichtung, Solarsystem und Herstellverfahren |
EP2607819A2 (de) | 2011-12-19 | 2013-06-26 | DEGERenergie GmbH | Bewegungseinrichtung, Aufbau, Nachführvorrichtung, Solarsystem und Herstellverfahren |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2511218B1 (fr) | 1987-01-16 |
FR2511218A1 (fr) | 1983-02-11 |
GB2107645A (en) | 1983-05-05 |
JPS5837975A (ja) | 1983-03-05 |
US4394529A (en) | 1983-07-19 |
CA1179823A (en) | 1984-12-27 |
JPH0114080B2 (de) | 1989-03-09 |
DE3229248C2 (de) | 1990-06-13 |
GB2107645B (en) | 1985-01-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3229248C2 (de) | ||
DE2720272C2 (de) | Solargenerator für künstliche Satelliten | |
DE60006884T2 (de) | D-förmiges, entfaltbares Sonnenpaneel | |
DE3639676C2 (de) | ||
DE19834459B4 (de) | Solarbatteriemodul und Verfahren für dessen Herstellung | |
DE60036234T2 (de) | Flügelstruktur aus Verbundfaserwerkstoff und Verfahren zu dessen Herstellung | |
DE1276830C2 (de) | Sonnenbatterie | |
EP0060975B1 (de) | Solarzellen-Trägermembran | |
DE69434917T2 (de) | Gittergestützte verbundplatte mit schaumkern | |
DE2923535C2 (de) | Solargenerator für Raumflugkörper | |
DE112007003472T5 (de) | Solarzellenmodul | |
DE4017438A1 (de) | Sonnenstrahlungsbuendler-kuehlerzusammenbau | |
DE3628514A1 (de) | Verfahren zur herstellung eines faserverstaerkten verbundgegenstans mit einem wabenkern und halbfabrikat fuer ein solches verfahren | |
DE3429417A1 (de) | Reflektorkonstruktion fuer elektromagnetische strahlung | |
DE3513910C2 (de) | Solarmodul | |
DE60318169T2 (de) | Bahnförmiges Verbundmaterial | |
JPH0455864B2 (de) | ||
DE102018109723A1 (de) | Antennenanordnung für ein Flugzeug | |
DE3626599A1 (de) | Solarkollektortafel | |
DE2234704A1 (de) | Wabenstruktur | |
DE3418078A1 (de) | Verfahren zur herstellung eines traegermaterials fuer die solarzellen eines solargenerators | |
WO2017067940A1 (de) | Rückseitenelement für ein solarmodul | |
DE19947830A1 (de) | Sonnenpaddelaufbau mit abgestufter Kegelform | |
DE102018203150A1 (de) | Energiespeichermodul für einen Energiespeicher eines Kraftfahrzeugs, Verfahren zum Herstellen eines Energiespeichermoduls | |
DE102017202751A1 (de) | Raumfahrtsystem |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8363 | Opposition against the patent | ||
8365 | Fully valid after opposition proceedings | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |