DE69801307T2 - Verbesserungen an oder hinsichtlich integrierter Schaltungen für spannungsgesteuerte Oszillatoren - Google Patents

Description

• Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Aufhängen einer Nutzlast und insbesondere eine solche Vorrichtung, die in einer Trägerrakete einer Weltraumnutzlast installiert ist. Im Folgenden umfasst der Ausdruck "Nutzlast" sowohl einen Satelliten, als auch ein Mannschafts- oder Frachttransportfahrzeug oder ein Orbitalstationselement, wobei dies nicht begrenzend ist.
• Eine Trägerrakete für ein Raumfahrzeug wie einen Satelliten umfasst in herkömmlicher Weise mehrere Triebwerksstufen, die während des Abschusses nacheinander aktiviert werden. Zur Erhöhung der Leistung der Trägerrakete, wenn diese eine besonders große Nutzlast in die Umlaufbahn bringen muss, besteht eine Lösung darin, dass auf der ersten Triebwerksstufe der Trägerrakete Hilfstriebwerke, sog. "Booster" montiert werden. Fig. 1 der beiliegenden Zeichnung zeigt schematisch einen Teil einer solchen Trägerrakete, deren erste Stufe 1 mit zwei Hilfstriebwerken 2 und 3 ausgerüstet ist, die an einander diametral entgegengesetzten Stellen auf der Verkleidung der Stufe parallel zu deren Längsachse X befestigt sind. Fig. 1 zeigt ferner einen Satelliten 4, der über einen Adapter in Form eines kegelstumpfförmigen Mantels 6 auf einer zweiten Stufe 5 der Trägerrakete montiert ist, wobei der Satellit auf klassische Weise während der Durchquerung der Atmosphäre durch eine Kappe 7 geschützt ist.
• Wenn die Hilfstriebwerke 2 und. 3 während des Abschusses arbeiten, werden durch die von ihnen entwickelten Schübe auf die Verkleidung der ersten Stufe T starke Kräfte von beispielsweise mehreren Hunderten von Tonnen ausgeübt, und zwar insbesondere auf Höhe der Befestigungspunkte 8, 9 der Triebwerke 2, 3 an dieser ersten Stufe.
• Das Diagramm von Fig. 2 zeigt die Verteilung dieser Kräfte auf der Verkleidung der ersten Stufe in einer durch die Befestigungspunkte 8 und 9 gelegten Ebene P. Genauer gesagt, die Ordinaten geben die Spannung (in N/mm ihres Umfangs), der der Mantel ausgesetzt ist, an jeder Stelle dieses Umfangs mit der Winkelabszisse a in der Ebene P (0 ≤ α ≤ 2π an.
• An den Stellen mit den Winkelabszissen α&sub1; und α&sub2;, die denen der Befestigungspunkte 8 und 9 der Hilfstriebwerke an der ersten Stufe 1 entsprechen, beobachtet man ausgeprägte Maxima dieser Spannungen oder Spannungsüberschuss von beispielsweise etwa 300 N/mm. Daraus ergibt sich eine starke Ungleichförmigkeit dieser Spannungen längs des Umfangs der Stufe 1, die die Ursache von asymmetrischen Verformungen der Verkleidung der Stufe ist, die sich auch in der Zeit ändern können.
• In Fig. 3 sind (mit einer unterbrochenen Linie) typische Verformungen (zur Verdeutlichung sehr übertrieben) dargestellt, die man an der kleinen Basis 6a und an der großen Basis 6b des Mantels beobachten kann und die die Folge der Übertragung der Verformungen der Verkleidung der ersten Stufe 1 auf diesen kegelstumpfförmigen Mantel sind, die ihrerseits auf die Verkleidung der diesen kegelstumpfförmigen Mantel tragenden zweiten Stufe 5 übertragen werden.
• Man sieht, dass die kleine Basis des Mantels 6 Verformungen erfährt, und es liegt auf der Hand, dass diese die Struktur und den Betrieb des auf diesem Mantel montierten Satelliten 4 schwer stören können.
• Bei den einzelnen Abtrennungen der Stufen der Trägerrakete, der Kappe oder des Satelliten können sich ferner in der Struktur der Trägerrakete und des Satelliten Stöße von großer Stärke fortpflanzen. Ferner treten während jedes Flugs infolge von Schubänderungen und Motorzündungen und -löschungen Schwingungen auf. Auch diese Stöße und Schwingungen können den Betrieb der Trägerrakete und des an Bord befindlichen Satelliten natürlich stören.
• Wenn es nicht möglich ist, die Erzeugung des oben beschriebenen Spannungsüberschusses, der Stöße oder der Schwingungen zu verhindern, müssen Maßnahmen ergriffen werden, damit diese keine wesentliche Wirkung auf die Struktur und auf den Betrieb der Trägerrakete und des oder der an Bord betfindlichen Satelliten haben. Was insbesondere letztere anlangt, so darf die kleine Basis 6a des den Satelliten 4 tragenden Mantels 6 keine merklichen Verformungen oder Kraftspitzen erleiden, die den Betrieb des Satelliten stören können.
• Zu diesem Zweck verstärkt man gemäß einer bekannten Technik den Übergangsmantel 6 in Nähe seiner kleinen Basis 6a mit einem sehr starren ringförmigen Verstärkungsrahmen aus Kohlenstofffasern, der an seiner Innenseite befestigt ist. Die Verwendung eines einzigen solchen Rahmens, der schwer und kostspielig ist, hat sich als unzureichend herausgestellt. Satellitenhersteller lassen nämlich keine Spannungsspitze über 10 N/mm auf Höhe der Basis des Satelliten zu. Man hat festgestellt, dass diese Forderung des Lastenhefts nur erfüllt werden könnte, wenn indem Übergangsmantel zwei solche Verstärkungen und nicht nur eine vorgesehen würde, was diese Lösung noch kostspieliger macht.
• Außerdem sind diese Verstärkungen speziell für einen besonderen Adaptermantel konzipiert, der an einen besonderen in die Umlaufbahn zu bringenden Satelliten angepasst ist. Es muss also für jeden zu montierenden Adaptermanteltyp eine eigene Verstärkung konstruiert und eingebaut werden, wodurch sich die Kosten der Verwendung von Verstärkungen noch erhöhen.
• Was die bei den Trennungen der Stufender Trägerrakete erzeugten Stöße und Schwingungen anlangt, so bestehen die bisher vorgeschlagenen Lösungen im wesentlichen darin, dass die bei diesen Trennungen eingesetzten pyrotechnischen Ladungen oder die Dicken der Elemente, die diese Ladungen trennen sollen, verringert werden. Eine andere vorgeschlagene Maßnahme besteht darin, dass die Verkleidung oder der Rumpf der Trägerrakete mit Belägen aus Elastomermaterialien ausgekleidet wird, um die Energie der Stöße zu zerstreuen. Diese Lösungen haben den Nachteil, kostspielig und schwer durchführbar zu sein.
• Ferner ist aus der Schrift EP-A-0 727 351 eine Vorrichtung zum Aufhängen einer Nutzlast in einer Trägerrakete gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 bekannt.
• Ziel der Erfindung ist es, eine Vorrichtung zu schaffen, die dafür ausgelegt ist, zwischen einem Trägerraketenelement und einem von dieser Trägerrakete transportierten Satelliten montiert zu werden, und die leicht ist und geeignet ist, die Übertragung von Spannungsüberschuss, Stößen oder Schwingungen, die den Aufbau und/oder den Betrieb des Satelliten stören können, auf diesen Satelliten zu verhindern.
• Ziel der Erfindung ist es ferner, eine solche Vorrichtung zu schaffen, die zwischen der Trägerrakete und dem Satelliten oder zwischen der Trägerrakete und einem den Satelliten tragenden Trägerraketenelement eine Verbindung gewährleistet, die so starr ist, dass ihre Montage aufrechterhalten bleibt, und die eine gute Widerstandsfähigkeit gegenüber den vom Satelliten seinerseits ausgeübten Kräften besitzt.
• Ziel der Erfindung ist es weiterhin, eine solche Aufhängungsvorrichtung zu schaffen, die sicher arbeitet und gegenüber Störungen tolerant ist. Dies ist eine wichtige Forderung der Raumfahrtindustrie, in der man sich bemüht, so vorzugehen, daß der Ausfall eines Trägerraketenorgans nicht die gesamte Mission gefährdet.
• Diese Ziele der Erfindung sowie weitere Ziele, die sich aus der folgenden Beschreibung ergeben, werden mit einer Vorrichtung zum Aufhängen einer Weltraumnutzlast in einer Trägerrakete dieser Nutzlast erreicht, die dadurch gekennzeichnet ist, daß sie a) mindestens eine ringförmige Fluidkammer veränderlicher Geometrie, die zwischen der Trägerrakete und der Nutzlast eingebaut ist, und b) ein erstes und ein zweites starres Organ aufweist, die zu beiden Seiten der Kammer an der Nutzlast bzw. an der Trägerrakete so befestigt werden können, dass zwischen ihnen über diese Kammer Kräfte übertragen werden.
• Wie sich aus dem Nachstehenden ergibt, wird der Spannungsüberschuss, der die Vorrichtung erreicht, durch das isobare Volumen des in der Kammer enthaltenen Fluids delokalisiert und dadurch stark gedämpft und auf die ganze Ausdehnung der Kammer verteilt.
• Gemäß anderen Merkmalen der erfindungsgemäßen Vorrichtung sind die ringförmige Fluidkammer und das erste und das zweite starre Kopplungsorgan koextensiv und zu einer der Trägerrakete und der Nutzlast gemeinsamen Längsachse koaxial. Das erste und das zweite starre ringförmige Kopplungsorgan weisen jeweils mindestens eine Außenrippe bzw. eine Innenrippe auf, die axial durch die ringförmige Fluidkammer getrennt sind.
• Gemäß einer ersten Ausführungsform der Erfindung hat die ringförmige Fluidkammer eine flexible Wand.
• Gemäß einer ersten Abwandlung greifen die Rippen des ersten und des zweiten starren ringförmigen Organs ineinander, wobei die Fluidkammer zwischen die Seiten jedes der Paare von einander gegenüberstehenden Seiten der ineinandergreifenden Rippen eingesetzt ist.
• Gemäß einer zweiten Abwandlung besitzt die Vorrichtung mindestens eine erste und eine zweite Fluidkammer, die axial übereinander angeordnet sind, wobei die einander gegenüberstehenden Rippen der starren ringförmigen Organe die erste bzw. die zweite Kammer komprimieren, wenn diese starren Organe Kräften ausgesetzt sind, die bestrebt sind, sie einander zu nähern bzw. voneinander zu entfernen.
• Gemäß einer dritten Abwandlung besitzt die Vorrichtung mindestens eine dritte Fluidkammer, die zu den beiden anderen koaxial ist, bezüglich der zweiten symmetrisch zur ersten angeordnet ist und wie die erste arbeitet.
• Gemäß einer anderen Ausführungsform der Erfindung besitzt die Vorrichtung eine vierte Fluidkammer, die zu den anderen koaxial ist, bezüglich der dritten zur zweiten symmetrisch ist und wie die zweite arbeitet.
• Gemäß einer zweiten Ausführungsform der Erfindung ist die ringförmige Fluidkammer durch ergänzende Flächen des ersten und des zweiten beweglichen Organs abgegrenzt, wobei diese Organe in der Längsachse der Trägerrakete zueinander beweglich sind.
• Die Vorrichtung kann ferner Mittel zum Regeln des Drucks eines in einer Fluidkammer enthaltenen gasförmigen Fluids oder Mittel zum wahlweisen Verbinden mindestens einer ein unkomprimierbares Fluid enthaltenden Kammer mit einem ein komprimierbares Fluid enthaltenden Volumen aufweisen.
• Wie sich aus dem Nachstehenden ergibt, verleihen diese Mittel der erfindungsgemäßen Vorrichtung eine Flexibilität, eine Starrheit oder ein Dämpfungsvermögen, das an diese oder jene Kräfte, Schwingungen oder Stöße, denen die Trägerrakete und der Satellit während des Abschusses ausgesetzt sind, angepasst ist.
• Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung und aus der beiliegenden Zeichnung. In dieser zeigen:
• Fig. 1 eine schematische Seitenansicht einer Satellitenträgerrakete bekannten Typs, die mit einer erfindungsgemäßen Aufhängungsvorrichtung ausgerüstet werden kann,
• Fig. 2 ein Diagramm und Fig. 3 eine schematische Zeichnung, die in der Beschreibungseinleitung zusammen mit Fig. 1 zur Darstellung der durch die Erfindung gelösten Probleme verwendet wurden,
• Fig. 4 eine schematische Ansicht einer Ausführungsform der Erfindung in einem axialen Schnitt,
• Fig. 5 die Einzelheit A von Fig. 4,
• Fig. 6 bis 8 Teildarstellungen entsprechend der Einzelheit A von Abwandlungen der Vorrichtung der Fig. 4 und 5,
• Fig. 9 eine schematische Teilansicht einer anderen Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung,
• Fig. 10 eine schematische Ansicht einer Abwandlung der Vorrichtung von Fig. 9 und
• Fig. 11 und 12 Schaltbilder von Einrichtungen zum Regeln des Drucks eines unkomprimierbaren Fluids bzw. eines Gases, das in mindestens einer der Fluidkammern der erfindungsgemäßen Vorrichtung enthalten ist.
• Es wird auf die Fig. 4 und 5 der Zeichnung Bezug genommen, in denen eine erste Ausführungsform der erfindungsgemäßen Aufhängungsvorrichtung dargestellt ist, die im wesentlichen zwei starre ringförmige Organe oder Ringe 10 und 11 umfasst, die beispielsweise aus einem metallischen Werkstoff bestehen, sowie eine erste und eine zweite Kammer bzw. einen ersten und einen zweiten Kanal mit flüssigem oder gasförmigem unter Druck stehenden Fluid 12&sub1;, 12&sub2;, die ringförmig sind und am Umfang der Ringe 10 und 11 zwischen diesen angeordnet sind. Die Ringe 10, 11 und die Kammern 12&sub1;, 12&sub2; sind auf diese Weise koextensiv, d. h. sie erstrecken sich im Raum im wesentlichen parallel zueinander. Die Kammern oder Kanäle sind durch eine flexible Wand abgegrenzt, die unter Quetschkräften verformbar ist.
• Genauer gesagt stehen am Umfang der Ringe 10 und 11 eine ringförmige Außenrippe 10a bzw. eine ringförmige Innenrippe 11a hervor, so dass jede der Kammern 12&sub1;, 12&sub2; radial und axial eingeklemmt ist, und zwar entweder zwischen zwei Rippen wie die Kammer 12&sub1; oder zwischen einer Rippe 10a und der Basis des Rings 11 wie die Kammer 12&sub2;. Die Kammern sind auf diese Weise in die Ringe 10 und 11 eingelassen, so dass sie an ihrem Zusammenbau beteiligt sind.
• Aufgrund der Rippen 10a und 11a ist es natürlich nicht möglich, diesen Zusammenbau durch gegenseitige Montage der Ringe 10 und 11 in ganzem Zustand vorzunehmen. Vielmehr ist jeder der Ringe in mehrere Elemente geteilt, und zwar beispielsweise in drei Elemente in Form von 120º-Bögen. Die Elemente der beiden Ringe werden mit den Kammern 12&sub1; und 12&sub2; ausgestattet und dann auf die in Fig. 5 gezeigte Weise ineinander gesteckt. Dann werden die Elemente jedes Rings durch jedes geeignete Befestigungsmittel stumpf miteinander verbunden.
• Die auf diese Weise aufgebaute Vorrichtung kann (vgl. Fig. 1) zwischen einem Satelliten 4 und einem Adaptermantel 6 auf Höhe der Basis 6a dieses Mantels oder am Satelliten selbst montiert werden. Sie kann auch zwischen der Stufe 5 und der großen Basis 6b des Mantels 6 eingebaut werden.
• Die Ringe 10 und 11 werden hierbei an dem Satelliten 4 und an dem Mantel 6 oder an dem Mantel 6 und an der Stufe 5 beispielsweise mit Hilfe von Bolzen befestigt, die Bohrungen 13 und 14 durchqueren, die auf den ganzen Umfang der Ringe 10 und 11 verteilt sind.
• Wenn auf die Vorrichtung Kräfte einwirken, die bestrebt sind, die beiden Ringe 10 und 11 in der Achse X dieser Ringe einander zu nähern, wird die Kammer 12&sub2; zwischen einer Seite der Rippe 10a und dem Ring 11 komprimiert. Wenn die Vorrichtung umgekehrt Kräften ausgesetzt ist, die bestrebt sind, die beiden Ringe voneinander zu entfernen, so wird die Kammer 12&sub2; zwischen den einander gegenüberstehenden Seiten der Rippen 10a und 11a komprimiert.
• Wie in Fig. 5 zu sehen ist, sind zwischen den beiden Ringen 10 und 11 axiale und radiale Spiele vorgesehen, so dass zwischen diesen beiden Ringen die im Nachstehenden beschriebenen Bewegungen möglich sind, indem jeder Kontakt zwischen ihnen, der den Betrieb der erfindungsgemäßen Vorrichtung stören könnte, vermieden wird.
• Auf diese Weise wird der Spannungsüberschuss, dem die Verkleidung der ersten Stufe der Trägerrakete während des Abschusses des Satelliten 4 (vg. Fig. 1) und bei Betrieb der Hilfstriebwerke 2 und 3 bei α&sub1; und α&sub2; örtlich ausgesetzt ist und der sich bis zur erfindungsgemäßen Vorrichtung fortpflanzt, nicht so, wie er ist, auf den Mantel 6 und auf den Satelliten übertragen, wie es der Fall wäre, wenn anstelle der erfindungsgemäßen Vorrichtung eine absolut starre Verbindung bestehen würde.
• Wenn diese Vorrichtung nämlich beispielsweise zwischen der Stufe 5 und der großen Basis 6b des Mantels 6 eingebaut ist, wird die Kammer 12&sub2;, die einen vorübergehenden, lokalisierten Spannungsüberschuss an einem oder zwei Punkten (α&sub1; oder α&sub2;) ihres Umfangs erfährt, in ihrem ganzen Volumen auf ihrem ganzen Umfang unter Überdruck gesetzt, und der örtliche Spannungsüberschuss wird dabei infolge des vollkommen isobaren Volumens dieser Kammer in einen reduzierten homogenen Kraftfluss umgewandelt, der ebenfalls auf den ganzen Umfang der Vorrichtung verteilt ist. Dadurch kommt es zu einer viel geringeren axialen oder radialen Verformung des Mantels insbesondere auf Höhe seiner kleinen Basis, die den Satelliten trägt, wodurch dessen Struktur geschützt wird.
• Durch Einstellung des Fluiddrucks in den Kammern 12&sub1; und 12&sub2; auf verschiedene, zuvor festgelegte Pegel kann man der erfindungsgemäßen Vorrichtung wahlweise eine Starrheit, eine Nachgiebigkeit oder ein Kraftdämpfungsvermögen verleihen, die bzw. das an diese und jene Situation, die bei einem Abschuss auftreten kann, angepasst ist, wie Betrieb der Hilfstriebwerke, der einen Spannungsüberschuss erzeugt, Abtrennung einer Triebwerksstufe oder der Kappe, die Stöße und/oder Schwingungen erzeugt, usw..
• Fig. 11 zeigt schematisch Mittel zum Regeln des Drucks des in einer beliebigen der Kammern 12&sub1; und 12&sub2; enthaltenen Fluids, die für ein unkomprimierbares Fluid wie beispielsweise eine Mischung aus Öl und flüssigem Stickstoff ausgelegt sind. Die Kammer 12&sub1; oder 12&sub2; ist mit diesem Fluid gefüllt und ist wahlweise mit einem Speicherbehälter 16 für dieses Fluid über ein Zweiwege-Magnetventil 17 in Verbindung. Die Kammer 12&sub1; oder 12&sub2; wird auf dem Boden mit diesem unkomprimierbaren Fluid gefüllt und durch ein Druckgasvolumen 18, das über ein Rückschlagventil 19 in den Speicherbehälter 16 eingeführt wird, unter Druck gesetzt. Der aufgebaute Druck kann beispielsweise 45 bar betragen.
• Während des Flugs kann das Magnetventil 17 geöffnet oder geschlossen sein. In geschlossenem Zustand isoliert es die Kammern 12&sub1;, 12&sub2; vom Speicherbehälter 16, und die nun mit einer unkomprimierbaren Flüssigkeit gefüllten Kammern besitzen eine sehr hohe Starrheit, die jedoch für die Absorption des Spannungsüberschusses geeignet ist, dem die Struktur der Trägerrakete während des Betriebs der Hilfstriebwerke ausgesetzt ist. Für die Abtrennung einer Stufe oder der Kappe 7 kann man eine vorübergehende Öffnung des Magnetventils 17 einprogrammieren, um zwischen den Kammern und dem Speicherbehälter wieder eine Verbindung herzustellen Die in den Kammern enthaltene Flüssigkeit erlangt nun wieder infolge der Komprimierbarkeit des Gasvolumens 18 in dem Speicherbehälter 16 eine Expansionskapazität. Die Kammern erhalten nun wieder eine Nachgiebigkeit, die die Absorption der Stöße und/oder Schwingungen gestattet, die insbesondere während der oben beschriebenen Trennungen auftreten.
• Dank der Verwendung einer Flüssigkeit können die oben beschriebenen Mittel der erfindungsgemäßen Aufhängungsvorrichtung also eine sehr hohe Starrheit verleihen, wobei gleichzeitig die Möglichkeit der Absorption des Spannungsüberschusses beibehalten wird. Diese Mittel sind außerdem sehr einfach und umfassen nur ein Magnetventil.
• In Fig. 12 ist schematisch eine andere Ausführungform der Mittel zum Regeln des Drucks des Fluids in der einen oder der anderen der ringförmigen Kammern 12&sub1; und 12&sub2; dargestellt, die auf den Fall angepasst sind, in dem dieses Fluid komprimierbar ist. Diese Mittel umfassen einen Speicherbehälter 16' für komprimiertes Gas, beispielsweise Helium unter 45 bar, zur Versorgung einer Kammer 12&sub1; (oder 12&sub2;) über ein Zweiwege-Magnetventil 17'. Diese Mittel gestatten die Entwicklung eines Drucks von beispielweise 45º in der ringförmigen Kammer und die Wiederherstellung dieses Drucks im Fall eines Lecks durch Zufuhr von Gas über ein Rückschlag-Füllventil 19'.
• Dieser Druck von 45 bar verleiht der erfindungsgemäßen Vorrichtung eine hohe Starrheit, die sich zur festen Aufhängung des Satelliten oder des ihn tragenden Adaptermantels eignet, und gewährleistet gleichzeitig eine Verteilung des durch den Schub der Hilfstriebwerke 2 und 3 erzeugten Spannungsüberschusses auf den ganzen Umfang der Vorrichtung. Man kann auf diese Weise an jeder Stelle dieses Umfangs Spannungen unter 10 N/mm erreichen, was dem in der Beschreibungseinleitung erwähnten Lastenheft entspricht.
• Im Fall von zu dämpfenden Stößen oder Schwingungen ist der Druck in den Kammer so zu verringern, dass die erfindungsgemäße Vorrichtung mehr Nachgiebigkeit oder eine Möglichkeit der schnellen Dämpfung der Schwingungen erhält. Zu diesem Zweck weisen die Mittel zum Regeln des Drucks in den Kammern 12&sub1; und 12&sub2; ein zweites Zweiwege-Magnetventil 20 auf, das in eine Leitung 21 zur Verbindung der entsprechenden Kammer mit der freien Luft angeordnet ist. Durch entsprechende Steuerung der Öffnungszeit des Magnetventils 20 kann man den Druck in jeder der Kammern 12&sub1;, 12&sub2; auf einen geeigneten, zuvor festgelegten Wert, beispielsweise auf 25 bar, einstellen. So kann man während einer Flugsequenz der Trägerrakete, um zur Veranschaulichung ein nicht begrenzendes Beispiel zu nennen, den Druck in den Kammern auf folgende Weise regeln:
• - während des Betriebs der Hilfstriebwerke 2 und 3: 45 bar;
• - während des Betriebs der Stufe 1: 45 bar;
• - beim Abstoßen der Kappe 7: 25 bar;
• - beim Abstoßen der ersten Stufe: 25 bar;
• - während des Flugs der zweiten Stufe 5: 45 bar.
• Für 50 bar garantierte Hochdruckrohre, die sich für die Bildung der Kammern 12&sub1; und 12&sub2; eignen, werden von der Schweizer Firma GROWAG oder von der französischen Firma TITEFLEX hergestellt.
• Aus dem Vorstehenden geht hervor, dass mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung die festgelegten Ziel tatsächlich erreicht werden, nämlich der Schutz der relativ empfindlichen Struktur eines Satelliten gegen Spannungsüberschuss, Stöße und Schwingungen, die während der verschiedenen Phasen eines Abschusses auf die Trägerrakete einwirken, wobei gleichzeitig zwischen der Trägerrakete und dem Satelliten eine Verbindung aufrechterhalten wird, die starr genug ist, um seinen Halt zu gewährleisten.
• Die erfindungsgemäße Vorrichtung ist auch sehr sicher, da ein Leck in einer der beiden Kammern oder sogar in beiden die Verbindung zwischen den Ringen 10 und 11 nicht aufhebt, da diese Kammern zwischen die an diesen Ringen vorstehenden Rippen 10a und 11a eingefügt sind.
• Es sei nun auf die Fig. 6 bis 8 verwiesen, die Abwandlungen der Vorrichtung der Fig. 4 und 5 zeigen, die lediglich Beispiele darstellen.
• Die Vorrichtung von Fig. 6 besitzt zwei starre Ringe 10' und 11', die mit Rippen 10'a bzw. 11'a versehen sind, und drei identische und koaxiale ringförmige Kammern 12&sub1;, 12&sub2; und 12&sub3;. Wenn sich die Ringe 10' und 11' unter der Einwirkung von in der Struktur der Trägerrakete zirkulierenden Kräften axial nähern, werden die Außenkammern 12&sub1; und 12&sub3; komprimiert. Wenn die Ringe 10' und 11' sich axial voneinander entfernen, wird die mittlere Kammer 12&sub2; dadurch komprimiert, dass sie durch die Rippen 10'a und 11'a eingeklemmt wird.
• Zum Verkleinern des in den Kammern 12&sub1;, 12&sub2;, 12&sub3; enthaltenen Gasvolumens und damit zur Erhöhung der Starrheit der Vorrichtung kann man in diese zylindrische Körper 15&sub1;, 15&sub2; bzw. 15&sub3; aus elastischem Werkstoff, beispielsweise Kautschuk, einführen.
• Die Vorrichtung von Fig. 7 besitzt zwei Ringe 10" und 11" mit jeweils zwei Rippen 10"a, 10"b bzw. 11"a, 11"b und vier ringförmigen Kammern 12&sub1;, 12&sub2;, 12&sub3;, 12&sub4;. Die drei ersten 12&sub1;, 12&sub2;, 12&sub3; arbeiten wie die entsprechenden Kammern der Ausführungsform von Fig. 6 und die vierte (12&sub4;) arbeitet wie die Kammer 12&sub2;. Man sieht, dass diese Kammern einen ovalen Querschnitt besitzen, dessen kleine Achse zur Achse X dieser Kammern parallel ist. Diese Form, die durch Quetschen eines Rohrs mit kreisförmigem Querschnitt erhalten werden kann, hat den Vorteil, dass sie die Starrheit der erfindungsgemäßen Aufhängungsvorrichtung und damit die Festigkeit des Halts der Organe oder des Satelliten, die/der an der Vorrichtung aufgehängt sind/ist, erhöhen.
• Die Vorrichtung von Fig. 8 besitzt zwei starre ringförmige Elemente 10''' und 11''', die zwei Rippen 10'''a und 10'''b bzw. drei Rippen 11'''a, 11'''b und 11'''c aufweisen, und eine einzige Gaskammer 12&sub0;, die so ausgebildet ist, dass sie zwischen die beiden ringförmigen Elemente eingreift, indem sie einem Labyrinthprofil folgt. Die Kammer besteht aus mehreren aufeinanderfolgenden Teilen, deren jeder zwischen zwei einander gegenüberstehenden Seiten von zwei Rippen eingeklemmt ist, deren eine von dem Element 10''' und deren andere von dem Element 11''' ausgeht. Den Relativbewegungen der Ringe 10''' und 11''' wirken also elastische Verformungen der einzelnen Teile der Kammer 12&sub0; entgegen, die jeweils im wesentlichen wie die vier Kammern der Vorrichtung von Fig. 7 arbeiten.
• Die Kammer 12&sub0; kann durch Verformung eines biegsamen zylindrischen Rohrs oder durch Extrusionsformung eines Materials in dem Profil des Querschnitts dieser Kammer hergestellt werden.
• Fig. 9 zeigt eine zweite Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung mit ringförmigen Fluidkammern 12'&sub1;, 12'&sub2;, deren Wände starr und nicht flexibel sind.
• Diese Vorrichtung besitzt Ringe 10"" und 11"" ähnlich denen der oben beschriebenen Vorrichtungen, die zwischen einem Satelliten und einem Adaptermantel mit Hilfe von Bolzen befestigt sind, die Bohrungen 13 bzw. 14 durchqueren.
• Die Ringe 10"" und 11"" sind so ausgebildet, dass sie axial aufeinander gleiten, indem sie in den beiden ringförmigen Kammern 12'&sub1; und 12'&sub2;, deren Wände sie bilden, ein Fluid zurückhalten.
• Zu diesem Zweck sind die Ringe 10"" und 11"" mit Rippen 10""a bzw. 11""a versehen, die an den Ringen 11"" und 10"" mit geeigneten Dichtringen anliegen, so dass sie die Kammern 12'&sub1; und 12'&sub2; abgrenzen, deren Volumen sich in einander entgegengesetzter Richtung ändern, wenn die Ringe sich unter der Einwirkung von übertragenen Kräften axial annähern oder voneinander entfernen, und zwar ganz so wie die Kammern 12&sub1; und 12&sub2; der Ausführungsform von Fig. 5. Die Arbeitsweise der Vorrichtung von Fig. 9 entspricht also der von Fig. 5.
• Versuche haben jedoch gezeigt, dass der Spannungsüberschuss durch die Vorrichtung von Fig. 9 wirksamer als durch die Vorrichtung von Fig. 5 gedämpft wird, und zwar um einen Faktor von ungefähr 20.
• Die in Fig. 10 dargestellte Abwandlung der Vorrichtung von Fig. 9 weist außerdem eine Vielzahl von Schraubenfedern 22i auf, die zwischen die Ringe 10"" und 11"" auf Achsen 23i eingesetzt sind, um die Stöße beispielsweise, wie dargestellt, auf Höhe der Löcher 13, 14 zu filtern. Im übrigen entspricht diese Abwandlung sehr der in Fig. 9 dargestellten Vorrichtung.
• Die Vorrichtungen der Fig. 9 und 10 können natürlich auch wie die Vorrichtungen der Fig. 6 und 7 mehr als zwei Kammern aufweisen und in diesem Fall an den einander gegenüberstehenden Ringen mit zusätzlichen Rippen versehen sein.
• Desgleichen könnten die Vorrichtungen 5 bis 8 genau so wie die Vorrichtung von Fig. 10 Stoßdämpfungsfedern aufweisen.
• Man kann auf diese Weise beispielsweise eine Aufhängungsvorrichtung schaffen, die einen Durchmesser von 2,6 m und eine Höhe von einigen Zentimetern besitzt und für eine Montage auf der Basis 6b des Mantels 6 zum Schutz des auf der anderen Basis 6a des Mantels befestigten Satelliten 4 geeignet ist.
• Die Erfindung ist natürlich nicht auf die beschriebenen und dargestellten Ausführungsformen, die nur als Beispiele dienen, beschränkt.
• So könnte man in der erfindungsgemäßen Vorrichtung eine einzige Kammer vorsehen, die in mehreren ringförmigen, aneinander anliegenden Windungen gerollt ist und die beispielsweise an die Stelle des Stapels von voneinander unabhängigen ringförmigen Kammern der Ausführungsformen der Fig. 5, 6 und 7 tritt.
• Ferner könnte die erfindungsgemäße Vorrichtung in einer Trägerrakete nicht an der Basis eines an Bord befindlichen Satelliten, sondern beispielsweise zwischen zwei anderen Elementen der Trägerrakete oder in einer Tragstruktur wie einem Adaptermantel montiert sein, und zwar beispielsweise in der in Fig. 8 gezeigten Ausführung.

Claims (18)

1. Vorrichtung zum Aufhängen einer Weltraumnutzlast (4) in einer Trägerrakete dieser Nutzlast, umfassend

a) Fluidmittel (12i) mit veränderlicher Geometrie, die zwischen der Trägerrakete und der Nutzlast eingebaut werden können, und

b) ein erstes (10; 10'; 10"; 10'''; 10"") und ein zweites (11; 11'; 11"; 11'''; 11"") starres Organ, die zu beiden Seiten der Mittel (12i) an der Nutzlast (4) bzw. an der Trägerrakete so befestigt werden können, dass zwischen ihnen über diese Mittel (12i) Kräfte übertragen werden, dadurch gekennzeichnet, dass die Fluidmittel (12i) aus mindestens einer ringförmigen Kammer bestehen.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die ringförmige Fluidkammer (12i) und das erste (10; 10'; 10"; 10'''; 10"") und das zweite (11; 11'; 11"; 11'''; 11"") starre Kopplungsorgan koextensiv und zu einer der Trägerrakete und der Nutzlast (4) gemeinsamen Längsachse (X) koaxial sind.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das erste (10; 10'; 10"; 10'''; 10"") und das zweite (11; 11'; 11"; 11'''; 11"") starre ringförmige Kopplungsorgan jeweils mindestens eine Außenrippe (10a; 10'a; 10"a; 10'''a) bzw. eine Innenrippe (11a; 11'a; 11"a; 11'''a) aufweisen, die axial durch die ringförmige Fluidkammer (12i) getrennt sind.

4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die ringförmige Kammer (12'&sub1;, 12'&sub2;) durch ergänzende Flächen des ersten (10"") bzw. des zweiten (11"") beweglichen Organs abgegrenzt ist, wobei diese Organe in der Längsachse (X) der Trägerrakete zueinander beweglich sind.

5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die ringförmige Kammer (12i) eine flexible Wand aufweist.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Rippen (10'''a; 10'''b; 11'''a; 11'''b; 11'''c) des ersten (10''') und des zweiten (11''') starren ringförmigen Organs ineinandergreifen, wobei die Fluidkammer (12&sub0;) zwischen die Seiten jedes der Paare von einander gegenüberstehenden Seiten der ineinandergreifenden Rippen eingesetzt ist.

7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 5 und 6, dadurch gekennzeichnet, daß sie mindestens eine erste (12&sub1;) und eine zweite (12&sub2;) ringförmige Fluidkammer aufweist, die axial übereinander angeordnet sind, wobei die einander gegenüberstehenden Rippen (10a, 11a) der starren ringförmigen Organe (10,11) die erste (12&sub1;) bzw. die zweite (12&sub2;) Kammer komprimieren, wenn diese starren Organe Kräften ausgesetzt sind, die bestrebt sind, sie einander zu nähern bzw. voneinander zu entfernen.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass sie mindestens eine dritte Fluidkammer (12&sub3;) aufweist, die zu den beiden anderen (12&sub1;, 12&sub2;) koaxial ist, bezüglich der zweiten zur ersten (12&sub1;) symmetrisch ist und wie die erste arbeitet.

9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass sie eine vierte Fluidkammer (12&sub4;) aufweist, die zu den anderen (12&sub1;, 12&sub2;, 12&sub3;) koaxial ist, bezüglich der dritten (12&sub3;) zur zweiten (12&sub2;) symmetrisch ist und wie die zweite arbeitet.

10. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 5 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Kammern (12i) einen ovalen Querschnitt aufweisen, dessen kleine Achse zur Achse (X) der Kammern parallel ist.

11. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Kammern (12i) innen mit einem elastischen Material (15i) ausgestattet sind, das das für das Fluid freigelassene Volumen reduziert.

12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Kammern ein gasförmiges Fluid enthalten.

13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Kammern ein unkomprimierbares Fluid enthalten.

14. Vorrichtung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass sie Mittel (16', 17', 20) zum Regeln des Drucks des gasförmigen Fluids in mindestens einer Fluidkammer aufweist.

15. Vorrichtung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass sie Mittel (16, 17) zum wahlweisen Verbinden mindestens einer ein unkomprimierbares Fluid enthaltenden Kammer (12i) mit einem ein komprimierbares Fluid (18) enthaltenden Volumen (15) aufweist.

16. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 15, dadurch gekennzeichnet, dass sie eine Vielzahl von Federn (22i) aufweist, die zwischen das erste und das zweite starre Organ so eingesetzt sind, dass sie komprimiert werden, wenn die Organ in der Längsachse (X) der Trägerrakete aufeinander zu gedrückt werden.

17. Trägerrakete für eine Weltraumnutzlast, die mit einer Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 16 ausgerüstet ist.

18. Nutzlast, die mit einer Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 16 ausgerüstet ist, um in einer Trägerrakete montiert zu werden.