DE3229248C2 - - Google Patents
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Description
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 wer
den 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 Start
phase 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 auseinandergefal
tet in eine ausgestreckte Betriebsstellung, in welcher die
Zellen zur Sonne gerichtet sind. In dieser Betriebsstellung
sind niederfrequente Resonanzen ebenfalls unerwünscht. Sol
che Resonanzen können Fehlausrichtungen der Anordnung gegen
über 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 ent
spricht. Aus Halbleitermaterial hergestellte Solarzellen sind
relativ brüchig und haben einen ziemlichen niedrigen relati
ven thermischen Ausdehnungskoeffizienten von 0,2777×10-6
pro °C. Die Tragplatte besteht üblicherweise aus einem
Aluminiumwabenkern mit einer Aluminiumhaut. Eine solche Plat
te hat einen relativen thermischen Ausdehnungskoeffizienten
von 7,222×10-6, der beträchtlich von demjenigen der Solar
zellen 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 dielektri
schen Zwischensubstrat montiert, also auf einer mechanischen
Zwischenstruktur, die Unterschiede in der thermischen Aus
dehnung 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 Ober
fläche ist mit einer Aluminiumstrebenversteifung von recht
eckigem 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 zusätz
lichen Gewichtes der Silikongummihalterungen. Zur Isolie
rung 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 die
se zusätzlichen Elemente erhöhen unerwünschterweise das Ge
wicht 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 uner
wünscht ist.
Andere Strukturen verwenden ein epoxidharzverstärktes Kohlegewebe,
das ein elektrischer Leiter ist und auf einer Seite durch
Versteifungsstreben versteift ist, die aus epoxidharzverstärk
tem Graphitfasergewebe bestehen. Über das Kohlefasergewebe
wird ein Tedlar-Film geklebt. Auf dem Tedlar-Film befinden
sich Silikongummihalterungen, an denen die Solarzellen be
festigt 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 Träger
strukturen 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 ein
getragenes Warenzeichen für ein Polymidplastikmaterial) mit
kantengerolltem Kleber und eine epoxidharzverstärkte Kohlen
fasertragstruktur aus Steifigkeitsgründen aufweist. Bei die
ser Struktur werden die Solarzellen mit den Kontaktflächen
verwendet. Der Nachteil dieses Systems liegt darin, daß so
wohl das Kapton wie auch die Aluminiumwabentragstruktur einen
relativ großen thermischen Ausdehnungskoeffizienten im Ver
hältnis 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 Solar
batterien beschrieben. Dieser Aufsatz beschreibt eine zusam
mengesetzte 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 Kon
zepte verwenden ein flexibles Substrat, welches unter Vor
spannung in einem Rahmen montiert ist. Der Nachteil hierbei
liegt darin, daß das flexible Substrat, üblicherweise aus
Kapton, einen relativ großen thermischen Ausdehnungskoeffi
zienten hat und daher mit zunehmender Temperatur zum Durch
biegen 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. Aero
space Science Meeting in New Orleans, LA, vom 15. bis 17.
Januar 1979, sind Verbundmaterialien mit Graphit und Epoxid
harz (epoxidharzverstärkte Kohlefaser)/Epoxidharz und
Graphit/Epoxidharzwabenverbundmaterial als Strukturunterein
heiten zur Verwendung bei Raumfahrtstrukturen beschrieben.
Dort ist gesagt, daß Strukturen für Solarzellenanordnungen
hohe Festigkeit benötigen, um beim Start die dynamische Be
lastung im zusammengefalteten Zustand auszuhalten, und daß
sie im Raumflug minimalen Steifheitsanforderungen im aufge
klappten Zustand genügen müssen. Für Solarzellenverbundstruk
turen wird empfohlen eine Verbund-Sandwich-Substratplatte
mit Joch oder Rahmensegmenten, bestehend aus einer offenen
"Augen"-Abschnittsverstrebung und einer geschlossenen Kasten
verstrebung. Die Verbund-Sandwich-Struktur wird beschrieben
als Aluminiumwabenkern mit 0,127 mm vorbehandelten doppel
seitigen Graphit-Epoxidharzplattenflächen und 0,381 mm vor
behandelten Epoxidharzkantengliedern. Der Nachteil dieses
Systems ist ähnlich wie oben für andere Systeme beschrieben,
welche epoxidharzverstärkte Kohlefaserflächenglieder be
nutzen, nämlich wegen ihrer elektrischen Leitfähigkeit.
In der US-PS 41 01 101 ist ein Solargeneratorsystem beschrie
ben, welches einen flexiblen Isolatorträger aus Synthetik
material, wie Kapton, verwendet, das auf seiner Fläche Solar
zellen trägt. Dieser Kapton-Träger ist flexibel und an einer
Rahmenstruktur befestigt. Eine Anzahl von Versteifungen be
finden sich an der Struktur zwischen dem Rahmen auf derjeni
gen Seite, die dem Kaptonträger, an welchem die Solarzellen
befestigt sind, gegenüberliegt. Diese Struktur hat den Nach
teil, daß das Kapton wie oben erwähnt, einen relativ großen
thermischen Ausdehnungskoeffizienten besitzt, der zu gegen
seitigen 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 zu
sätzliches Gewicht zu der Struktur hinzufügt. Weiterhin muß
die Wärmezufuhr zu den Zellen abgeführt werden, und die Tem
peraturzyklen des Kapton können auch dazu führen, daß es den
Rahmen beim Zusammenziehen verzerrt. Zusammengefaßt werden
als optimale Strukturen bei der Technik der Solarzellenan
ordnung Kapton-Schichten betrachtet, die von epoxidharzver
stärkten Kohlefaserversteifungen in einer Rahmenstruktur ver
steift werden, ferner epoxidharzverstärkte Kohlefaseraußen
häute über Aluminiumwaben oder über epoxidharzverstärkten
Kohlefaserwabenstrukturen mit zusätzlichen epoxidharzver
stärkten Kohlefaserversteifungselementen. Diese Strukturen
haben die genannten Nachteile.
Ein leichter relativ steifer Träger für Elemente wie Solar
zellen weist ein Aluminiumwabenblatt mit einer ersten und
einer zweiten Oberfläche auf, an die Hautelemente geklebt
sind, ferner Versteifungselemente, welche an die freiliegen
de Oberfläche eines der Hautelemente geklebt sind. Gemäß
der Erfindung weist jedes der Hautelemente mindestens eine
Lage einer epoxidharzverstärkten gewebten Polyparabenzamid-
Gewebeplatte auf, jedes der Versteifungselemente weist ein
Versteifungsglied aus epoxidharzverstärkten Kohlefasern mit
einer Längsachse und einer Querachse auf, und die Verstei
fungsglieder sind an eine freiliegende Oberfläche der Ge
webeplatte oder des -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 wesent
lichen den gleichen thermischen Ausdehnungskoeffizienten in
einer vorgegebenen Richtung parallel zu den Oberflächen der
Hautelemente aufweisen.
In den beiliegenden Zeichnungen zeigt
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
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. 5 eine perspektivische Teilansicht eines Teils der
Struktur nach Fig. 1 zur Veranschaulichung der ver
schiedenen dort verwendeten Unterstrukturen.
In Fig. 1 ist die Solargeneratorplatte 10 eine von einer An
ordnung 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 tre
ten schwere Belastungen und Vibrationen an jeder der zusam
mengefalteten 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 die
jenige des Systems während des Startes ist, damit die Vibra
tionen 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 Befesti
gungspunkte der Platte liegen für ein gegebenes Raumfahrzeug
fest. In diesem Zusammenhang bedeuten die Anzahl und der Ab
stand der Plattenbefestigungspunkte aber eine Einschränkung
für den Entwurf der Platte. Das heißt, daß die durch den Ab
schuß 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 Ver
hältnis 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 Vibra
tionen widerstehen und hat eine über 50 Hz liegende Resonanz
frequenz, wenn sie zusammengeklappt ist und sich in der Be
festigungsposition an den gegenseitig beabstandeten Befesti
gungspunkten befindet, wie noch erläutert wird.
Mehrere Platten können in einem vorgegebenen System zur Bil
dung einer Plattenanordnung miteinander verbunden werden.
Eine Platte der Anordnung ist mit dem Raumfahrzeug über einen
Ausleger an einem Auslegerverbindungspunkt der Platte be
festigt, dessen Lage sich von den Lagen der Befestigungspunk
te am Raumfahrzeug unterscheidet. Verbindungsglieder zur Ver
bindung 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 unter
scheiden. In der Praxis weist eine Anordnung von Platten 10,
die mit einem Ausleger und mit Plattenverbindungsgliedern
zusammengefügt sind, in der aufgefalteten Position eine grö
ßere Resonanzfrequenz auf, als sie jedes der sich bewegenden Ele
mente 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 thermi
schen 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 eben
so eine hohe Festigkeit und Steifheit in der zusammengeklapp
ten Position, und dennoch ist ihr Gewicht relativ niedrig.
In Fig. 1 weist die Platte ein Gerüst oder eine Substrat
struktur 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 Sub
strats 12 erstrecken. Zwischen den Streben 18 und 20 befinden
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
H-Struktur bilden. Diese Struktur hat den Vorteil, daß sie
dem Substrat 12 mit relativ wenigen Streben Steifigkeit ver
leiht.
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 34 trägt
die Strebenanordnung 14.
Senkrecht zu den Richtungen der Zellenseitenwände 31 sind
Festigkeit und Elastizitätsmodul des Aluminiumwabenkerns 30
sehr niedrig. In Richtung parallel zur Achse 33, also paral
lel 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 Leinwandbin
dung 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 0,277×10-6 pro °C liegt.
Kevlar hat normalerweise einen negativen thermischen Aus
dehnungskoeffizienten in einer Richtung parallel zur Faser
länge. Ein spezielles Kevlarmaterial, das als "Kevlar 49" be
kannt ist, hat also einen thermischen Ausdehnungskoeffizien
ten von -0,611×10-6 pro °C, und das bedeutet, daß sich das
Material mit steigender Temperatur zusammenzieht. Jedoch kann
man die Materialfasern so orientieren, daß man einen thermi
schen 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 be
trägt 0,222×10-6 pro °C, und dies ist näherungsweise der
thermische Ausdehnungskoeffizient der Solarzellen. Das oben
genannte Material hat eine spezifische Festigkeit (Festig
keit geteilt durch Dichte) von 482,6×105 mm im Vergleich
zu 101,6×105 mm für Aluminium 6061-T6. Das Kevlar-Material
hat einen spezifischen Modul (Elastizitätsmodul geteilt
durch Dichte), der gleich demjenigen des obengenannten Alu
miniums ist, nämlich 2540×108 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
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 Ver
fahren ist in der Laminatindustrie als "vacuum bagging" be
kannt. 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 Cyanamid Corporation. In beiden obenge
nannten 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 er
wähnte 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 109-LM52 verwendet. Die Solarzellen 16
werden nach der Aushärtung auf der Kevlar-Schicht 32 ange
bracht und positioniert. Die Streben können auch durch gleich
zeitige 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 darge
stellte Verbindungen elektrisch zusammengeschaltet. Bekannter
weise haben die Zellen 16 Elektroden auf den Oberflächen 17
und 19 (Fig. 3). Wenn die Oberfläche 17 auf einer Träger
struktur befestigt ist, dann wird eine elektrische Isolierung
von benachbarten Zellen erforderlich. Eine solche Isolierung
hat bei bekannten Anordnungen zusätzliches elektrisches Iso
liermaterial erfordert. Bei der hier beschriebenen Struktur
ist die Schicht 32 selbst dielektrisch, so daß keine weiteren
Elemente zur elektrischen Isolierung benötigt werden. Außer
dem 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 zusätz
liche Steifigkeit zu verleihen, da diese allgemein große Ab
messungen hat, beispielsweise als Platte von 1,829×1,219 m.
Wichtiger ist jedoch, daß die Strebenanordnung 14 der Struk
tur einen gleichförmigen thermischen Ausdehnungskoeffizien
ten 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
(0,2778×10-6) ist. Das besondere an der Strebe 18 ist, daß
sie in den Richtungen 36 der Längsachse eine erhöhte Steifig
keit hat, während sie gleichzeitig den gewünschten thermi
schen Ausdehnungskoeffizienten besitzt. Die Strebe 18 weist
mehrere Lagen aus verschiedenen Materialien auf. Das Kern
material ist ein gewebtes epoxidharzverstärktes Kohlefaser
material 38. Die Fäden des Kerngewebes 38 sind in zwei senk
recht 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 epoxidharz
verstärktes 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 epoxidharz
verstärkte Kohlefasergewebe hat einen leicht positiven Tem
peraturkoeffizient, beispielsweise in der Größenordnung von
0,2778×10-6 pro °C. Solche Fasern werden von der Hercules
Corporation hergestellt als Magnamit AS1, einem hochfesten
Graphit, Magnamit HTS, einem mittelfesten Graphit mit mittle
rem 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 ultra
hohem 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 spezi
fischen Modul von 17195,8×106 mm und eine spezifische Festig
keit von 431,8×105 mm im Vergleich zu 2540×106 mm bzw.
101,6 mm für Alumunium 6061-T6 auf. Die Zwei-Richtungs-Lagen
fasern 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 Solarzel
len sowie eine leichte Struktur zu erzielen.
In einer Richtung verlaufende epoxidharzverstärkte Kohle
fasern, die in eine Mehrzahl von Schichten geformt sind,
werden an der Schicht 38 (Fig. 3) befestigt. Diese in einer
Richtung verlaufenden epoxidharzverstärkten Kohlefasern er
strecken sich in einer gemeinsamen parallelen Richtung. Sol
che 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 Unter
seite des Bodens 40 sind zwei zusätzliche Schichten 54 und
56 aus Epoxidharzlagen, die mit in einer Richtung verlaufen
den Kohlefasern verstärkt sind, vorgesehen. Bei einem Bei
spiel 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/cm2 bei 120 bis 177°C gebracht ist. Bei einem zwei
ten Beispiel werden die Stegmaterialien zwischen einem Paar
zusammenpassender Formen auf 7,03 kp/cm2 gepreßt. Während
des Pressens härtet das Material bei 120 bis 180°C 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 anzu
passen, das heißt, daß die thermischen Bewegungen der Schich
ten 50 und 52 die Schichten auszudehnen und zusammenzuziehen
suchen, so daß Kräfte erzeugt werden, denen durch gleiche
Kräfte entgegengewirkt wird, welche ihrerseits durch Ausdeh
nung 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 ande
re 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 Milli
meter haben eine vernachlässigbare Wirkung auf die sich
auswiegenden Drehmomente. Somit erzeugen thermisch verursach
te Ausdehnungen oder Kontraktionen der beiden Sätze von
Schichten ausgeglichene Drehmomente um den Boden 40. Ohne
solche ausgeglichenen Drehmomente würde die Strebe zum Bie
gen neigen oder sich um ihre Längsachse in einer Weise ver
ziehen 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 Ausdehnungs
koeffizienten zusammen. Die Mehrfachschichten über und unter
dem Boden 40 ergeben einen erhöhten Widerstand gegen Biege
beanspruchungen, die durch Kräfte ausgelöst werden, welche
senkrecht zum Boden 40 an gegenseitig beabstandeten 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 Schich
ten 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 wir
ken thermisch bedingten Beanspruchungen in den unteren Schich
ten 62 und 66 entgegen. So ergeben die in einer Richtung ver
laufenden 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
mischen Ausdehnungskoeffizienten, der eng mit demjenigen
der Solarzellen und der Kevlar-Aluminiumwabenkernstruktur
übereinstimmt. Die Querabmessung der Strebe 18, also die Ab
messung senkrecht zu den Richtungen 36 der Strebe 18 in der
Ebene des Bodens 40 können einen thermischen Ausdehnungs
koeffizienten 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 vernach
lässigbare Wirkung auf die gesamte Verbundstruktur. Der
Aluminiumwabenkern 30 hat zwar einen relativ hohen thermi
schen 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 Temperaturände
rungen 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 Alumi
niumkerns in Horizontalrichtung (Fig. 3). Die Abmessungen
der Schichten 32 und 34, in Abhängigkeit von Temperaturände
rungen, 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 62
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
34 (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 An
zahl von Schichten, wie die Schichten 50 bis 54, 60 bis 66,
in den Streben verwendet werden kann, je nach einem vorge
gebenen Aufbau des Raumfahrzeugs. Die Größe der Biegemomente
um eine Querachse durch den Boden 40 und die Flansche 46
und 48 kann für verschiedene Raumfahrzeugkonstruktionen unter
schiedlich 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 an
geordnet. Dieses Glied nimmt einen (nicht dargestellten)
Plattenausklappaufnehmer auf, der seinerseits die Platten
an dem (nicht dargestellten) Raumfahrzeug festhält. Ein zwei
tes 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 ausge
klappten 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 be
festigt, 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 Be
zug auf die Stellen der Einsätze 76 gemessen. Die Resonanz
frequenz der Platte 10 liegt oberhalb 50 Hz, wenn die Platte
an den Einsätzen 76 an einem Raumfahrzeug befestigt ist. Die
se 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 Bestim
mung 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 Kon
figurationen sein. Während die Platte hier rechteckig darge
stellt ist, kann sie auch viele andere Formen haben.
Die Festhalteeinsätze 76 haben vorzugsweise Gewindelöcher
zur Aufnahme von Schrauben, die sich zum Raumfahrzeug er
strecken. 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 ver
wendet 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 Solarzel
len 16 (anders als bekannte Systeme, welche Aluminiumkerne
und elektrisch leitende Bespannungen verwenden), und zeich
net 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 Streben
anordnung 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 thermi
scher Strahler mit hoher Emissionsfähigkeit und strahlt die
übergeleitete Wärme in den Raum. Damit neigt die Kombination
aus Aluminiumkern und Kevlar-Haut zu einem Temperaturaus
gleich der Struktur in wirksamerer Weise als bei bekannten
Strukturen.
Wenn vorstehend auch die gleichzeitige Aushärtung als bevor
zugtes Verfahren für den Zusammenbau der Elemente beschrie
ben 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 Rich
tung 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 Längsrich
tung 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 Verbindungs
anschlüsse der Streben 18, 20, 24 und 26. Auf der Oberseite
der Verbindungsanschlüsse der Streben 28 mit den Streben
24 und 26 befinden sich Anschlußteile 72. Die Anschlußteile
70 und 72 werden durch Verklebung in ihrer Lage an den Stre
ben 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 Verdopplungs
glieder bestehen aus einer oder mehreren Lagen epoxidharz
verstärkten 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 vernach
lässigbare Wirkung auf den thermischen Ausdehnungskoeffizien
ten des Gesamtstrebensystems.
Claims (4)
1. Tragvorrichtung zur Aufnahme von Gegenständen, wie
Solarzellen, mit einem Aluminiumwabenblatt, das eine erste
und eine zweite Oberfläche aufweist, an welche Außenhaut
glieder angebracht werden und Versteifungselemente an eine
freie Oberfläche eines der Hautelemente angebracht werden,
dadurch gekennzeichnet, daß jedes Haut
element (32, 34) mindestens eine Lage eines epoxidharzverstärk
ten Polyparabenzamid-Gewebeblattes aufweist, daß jedes Ver
steifungselement (18, 20 etc.) ein Versteifungsglied (40, 42,
44, 46, 48) aus epoxidharzverstärkten Kohlefasern mit einer
Längsachse und einer Querachse aufweist, daß die Versteifungs
elemente 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 Elemen
te (16) ausgebildet ist, derart, daß die Hautglieder, die An
ordnung der Elemente und die Versteifungselemente alle im
wesentlichen den gleichen effektiven thermischen Ausdehnungs
koeffizienten in einer gegebenen Richtung parallel zu den
Oberflächen der Hautglieder aufweisen.
2. Tragvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß in den Versteifungsgliedern (beispielsweise 8) die
epoxidharzverstärkten 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 wei
terhin 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 gekenn
zeichnet, daß zwei der Versteifungsglieder (18, 20) so ange
ordnet sind, daß sie sich mit ihren Längsachsen parallel zu
einander 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 ver
laufen, und ein weiteres Versteifungsglied (28) in einer all
gemein H-förmigen Konfiguration angeordnet sind.
4. Tragvorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeich
net, daß jede Verbindungsstelle zwischen angrenzenden Ver
steifungsgliedern ein Verbindungsteil (70) aus epoxidharz
verstärktem Polyparabenzamid-Gewebe aufweist.
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