DE69422621T2 - Methode zur Herstellung einer Tragstruktur eines Raumfahrzeuges, und Tragstruktur - Google Patents

Description

• Die Erfindung bezieht sich auf den Bereich der Herstellung eines Raumschiffs, insbesondere auf ein Konstruktionsteil davon. Im allgemeinen sind Raumschiffe mit einer zentralen Konstruktion ausgerüstet, auf welcher die funktionalen Teile des Satelliten befestigt sind. Diese Konstruktion ist mit der Trägerrakete verbunden und ist entworfen, um den Belastungen, die während des Starts auftreten, standzuhalten. Diese Belastungen umfassen sowohl mechanische Vibrationen, als auch Massenbelastungen, die Abhängigkeit von der Beschleunigung beträchtliche Größenordnungen erreichen können.
• Gemäß eines Verfahrens im Stand der Technik, welches aus US-A-4009851 bekannt ist, besteht die zentrale Konstruktion aus einem verlängerten zylindrischen Element mit einem kegelstumpfförmig geformten unterem Ende. Diese Konstruktion besteht aus Aluminium Legierungsplatten, die zusammengeschweißt oder zusammengenietet sind. An diesem Zylinder sind Stützwände befestigt, welche auch aus Aluminium Legierungsplatten oder aus einem wabenartigen Material bestehen. Die Enden der Konstruktion sind mit Befestigungsringen ausgestattet.
• Gemäß eines weiteren Verfahrens im Stand der Technik, welches aus GB-A- 2173467 bekannt ist, ist eine ähnliche zentrale Konstruktion aus Verstärkungsfasern in einer Metallmatrix geformt. Obwohl solches Material den Vorteil des leichten Gewichts hat, sind zusätzliche Verstärkungen in dem Übergangsbereich zwischen den zylindrischen und den kegelstumpfförmig geformten Teilstück der Konstruktion notwendig. Durch die Änderung der Form in Richtung des Belastungsweges werden hier Belastungskonzentrationen erzeugt, welche die Verwendung von diesen Verstärkungen erforderlich machen.
• Die Aufgabe der Erfindung ist es deshalb, ein Verfahren zum Herstellen einer solchen Konstruktion bereitzustellen, welche leicht ist und außerdem eine bessere Festigkeits- und Steifigkeits-Charakteristik aufweist. Diese Aufgabe wird mittels eines Verfahrens zum Herstellen einer Tragekonstruktion für ein Raumschiff erreicht, wobei die Konstruktion ein geformtes unteres Teilstück aufweist, angepaßt, um auf die Oberfläche einer Trägerrakete gesetzt zu werden, bestehend aus den Schritten Bereitstellen eines Formkerns mit einem Querschnitt durch die Längsachse, welcher eine mindestens teilweise hyperbolische oder exponentielle Form für die Tragekonstruktion definiert, Wickeln von Fasern auf den Formkern, Fixieren der Faser durch Auftragen eines Matrixmaterials, und Entfernen der so ausgebildeten Tragekonstruktion von dem Formkern.
• Gemäß dieses Verfahrens ist die Tragekonstruktion als eine einstückige Konstruktion hergestellt mit einer Form, die an die erwarteten Belastungen angepaßt ist, zur Vermeidung des Auftretens von Belastungskonzentrationen. Der Wickelprozeß kann in einer Weise ausgeführt werden, daß die Dicke der Konstruktion in Abhängigkeit von der zur erwartenden Belastung variiert. Deshalb ist es nicht länger notwendig, zusätzliche Verstärkungen zu verwenden. Außerdem kann die erwünschte Form leicht durch die Bereitstellung eines geeignet geformtes Formkerns erreicht werden.
• In dem Herstellungsprozeß wird die thermische Ausdehnung des Formkerns genutzt. Durch das Erhitzen des Formkerns und des Produkts zum Aushärten des Matrixmaterials dehnt sich der Formkern aus und stellt so Druck während des Aushärtungsprozesses bereit, um die Qualität des fertigen Faser-/Maxtrixmaterials zu verbessern. Nach dem Aushärten werden der Formkern und das Produkt abgekühlt, wobei durch das größere Schrumpfen des Formkerns das Produkt einfach entfernt werden kann.
• Ein weiterer Vorteil des Herstellungsprozesses gemäß der Erfindung ist die hohe Maßhaltigkeit von dem Produkt, das auf diese Weise erhalten wird, welche die mechanischen Eigenschaften weiter verbessert.
• Die Festigkeits- und Steifigkeits-Eigenschaften von der Konstruktion können durch eine geeignete Auswahl der Faserausrichtung weiter verbessert werden. In dieser Hinsicht ist vorzugsweise ein Teil des Fasermaterials in einem Winkel von ungefähr 35º mit Bezug zu der Achse des Formkerns gewickelt. Weiterhin ist ein Teil des Fasermaterials vorzugsweise in einem Winkel von ungefähr 90º mit Bezug zu der Achse des Formkerns gewickelt. Dadurch wird ein besseres Knickverhalten erreicht. Im Falle, daß die äußere Schicht und die innere Schicht aus einem Fasermaterial bestehen, welches in einem Winkel von ungefähr 90º gewickelt ist, werden gute Ergebnisse erreicht.
• Solche äußere Schichten geben den anderen Schichten aus Fasermaterial, die in einem Winkel von 35º gewickelt sind, exzellente Unterstützung, was eine sehr starke und stabile Konstruktion zur Folge hat. Tatsächlich ist diese selbsttragende Konstruktion, die auf diese Weise erreicht wird, mindestens so gut wie eine Sandwich-Konstruktion.
• In einer bevorzugten Ausführungsform hat das untere Teilstück eine hyperbolische oder exponentielle Form und das obere Teilstück ist zylindrisch. Die hypberbolische oder exponentielle Form ermöglicht, daß der Wickelprozeß in einer geeigneten Weise ausgeführt wird.
• An den Enden von beiden, dem unteren und dem oberen Teilstück können Verstärkungsringe vorgesehen sein. Mindestens eine stützende Stützwand ist an der äußeren Oberfläche der Konstruktion vorgesehen. Auf diesen Stützwänden können sowohl funktionale Teile von einem Satelliten befestigt werden, als auch die äußere Schalenkonstruktion.
• Eine bevorzugte Ausführungsform von dem Raumschiff gemäß der Erfindung wird im Zusammenhang mit einer Ausführungsform beschrieben, die in den Figuren gezeigt ist.
• Fig. 1 und 1a zeigen die zentrale Konstruktion gemäß der Erfindung in perspektivischer Ansicht.
• Fig. 2 zeigt einen Überblick von einer Satellitenkonstruktion ausgerüstet mit dem zentralen Körper gemäß Fig. 1.
• Der zentrale Körper, der in den Figuren gezeigt wird, hat ein zylindrisches oberes Teilstück 1 und ein hyperbolisches unteres Teilstück 2. Diese Teilstücke sind einstückig und wurden in einem Wickelprozeß, in welchem Fasern auf einen entsprechend geformten Formkern gewickelt wurden, erstellt. Anschließend wurden die gewickelten Fasern imprägniert z. B. mit einem Harz, so daß nach dem Aushärten von dem Harz ein steifes und festes Produkt erzielt wurde.
• Wie in den Fig. 1 und 1a gezeigt wird, sind die Fasern in unterschiedliche Richtungen gerichtet. Fasern 5 sind in einem Winkel von 35º mit Bezug zu der Mittellinie des Körpers 1, 2, Fasern 6 mit -35º und Fasern 7 mit 90º ausgerichtet. Diese Fasern bestehen z. B. aus mit Kohlenstoff verstärkten Kunststoff (M46 J); ein Beispiel für das angewendete Harz ist Shell Epon 9400/9450. Andere Typen von Fasern umfassen Glasfasern oder Aramitfasern. Desweiteren kann das Harz entweder ein Thermoplast oder ein Thermohärter sein.
• Die komplette Dicke der Körperschale ist vorzugsweise ungefähr 3 mm, während der Faserinhalt von dem ausgehärteten Produkt größer ist als 60% des Volumens.
• Aufgrund der hyperbolischen Form von dem unteren Teilstück kann der Wickelprozeß in einer geeigneter Weise ausgeführt werden.
• An beiden, den unteren und den oberen Ecken von dem Körper, sind metallische Verstärkungsringe 3 bzw. 4 vorgesehen.
• In der Satellitenkonstruktion, die in Fig. 2 gezeigt wird, ist der zentrale Körper 1, 2 mit Stützwänden 8, 9 und Flanschen 10, 11 vorgesehen. Diese sind mit dem zentralen Körper 1, 2 verbunden, d. h. durch eine Klebeverbindung und/oder eine Bolzenverbindung. Die Stützwände tragen einerseits die Treibstofftanks 12, 13 als auch andererseits die äußeren Platten 14 des Satelliten.

Claims (8)

1. Verfahren zum Herstellen einer Tragekonstruktion für ein Raumschiff, wobei die Konstruktion ein geformtes unteres Teilstück (2) aufweist, angepaßt, um auf die Oberfläche einer Trägerrakete gesetzt zu werden, welches die folgenden Schritte umfaßt:

Bereitstellen eines Formkerns mit einem Querschnitt durch die Längsachse, welcher eine mindestens teilweise hyperbolische oder exponentielle Form definiert,

Wickeln von Fasern (5, 6, 7) auf den Formkern,

Fixieren der Fasern (5, 6, 7) durch Auftragen eines Matrixmaterials, und

Entfernen der so ausgebildeten Tragekonstruktion von dem Formkern.

2. Verfahren gemäß Anspruch 1, wobei ein Teil der Fasern (5) in einem Winkel von ungefähr 35º mit Bezug zu der Achse des Formkerns gewickelt ist.

3. Verfahren gemäß Anspruch 2, wobei ein Teil der Fasern (7) in einem Winkel von ungefähr 90º mit Bezug zu der Achse des Formkerns gewickelt ist.

4. Verfahren gemäß Anspruch 3, wobei etwa die äußere Schicht und/oder die innere Schicht aus Fasern (7) besteht, die in einem Winkel von ungefähr 90º gewickelt sind.

5. Tragekonstruktion hergestellt mittels des Verfahrens gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das untere Teilstück (2) eine hyperbolische oder exponentielle Form aufweist.

6. Tragekonstruktion gemäß Anspruch 5, wobei das obere Teilstück (1) zylindrisch ist.

7. Tragekonstruktion gemäß Anspruch 5 oder 6, wobei an den Enden von dem oberen Teilstück (1) und dem unteren Teilstück (2) Verstärkungsringe (3, 4) bereitgestellt sind.

8. Tragekonstruktion gemäß Anspruch 5,6 oder 7, wobei mindestens eine stützende Trennwand an der äußeren Oberfläche der Konstruktion bereitgestellt ist.