PatentDe  


Dokumentenidentifikation DE10208240A1 11.09.2003
Titel Satellit mit einer Radiatorfläche
Anmelder Astrium GmbH, 88048 Friedrichshafen, DE
Erfinder Natusch, Andreas, 88677 Markdorf, DE;
Faust, Thoams, 88090 Immenstaad, DE;
Schwarzott, Walter, 88048 Friedrichshafen, DE
Vertreter Meel, T., Dipl.-Phys., Pat.-Ass., 88048 Friedrichshafen
DE-Anmeldedatum 26.02.2002
DE-Aktenzeichen 10208240
Offenlegungstag 11.09.2003
Veröffentlichungstag im Patentblatt 11.09.2003
IPC-Hauptklasse B64G 1/58
Zusammenfassung Die Erfindung betrifft einen Satelliten (SAT) mit einer Radiatorfläche (R), dadurch gekennzeichnet, dass
· zur Abschattung gegenüber der Planeten-IR- oder der Planeten-Albedostrahlung auf der Radiatorfläche (R) parallel zueinander ausgerichtete Rippen (Rp) angeordnet sind, die wärmeleitend mit der Radiatorfläche (R) verbunden sind,
· wobei die im Einsatz des Satelliten im Orbit eines Planeten dem Planeten zugewandten Oberflächen der Rippen (Rp)
- einen geringen IR-Absorptionskoeffizienten und
- einen geringen solaren Absorptionskoeffizienten und
- eine für IR-Strahlung äquivalent der Wärmestrahlung eines schwarzen Körpers bei weniger als 700K diffus reflektierende Oberfläche
aufweisen,
· und wobei die im Einsatz des Satelliten im Orbit eines Planeten dem Planeten abgewandten Oberflächen der Rippen (Rp) einen hohen IR-Absorptionskoeffizienten und einen geringen solaren Absorptionskoeffizienten aufweisen.

Beschreibung[de]

Die Erfindung betrifft einen Satelliten mit einer Radiatorfläche.

Radiatorflächen werden in der Raumfahrt genutzt, um in Raumfahrzeugen anfallende Verlustwärme an eine kalte Weltraum-Umgebung abzustrahlen, um damit die interne Temperatur zu regulieren. Angepasste Oberflächeneigenschaften sorgen dafür, dass die internen Lasten so gut wie möglich als IR-Strahlung in die Umgebung abgegeben werden können. Die externen Lasten (hauptsächlich UV-Strahlung von der Sonne) sollen hingegen so wenig wie möglich absorbiert werden. Dies erfordert Oberflächen, die einen hohen infraroten Emissionskoeffizienten (ε) besitzen, aber einen kleinen solaren Absorptionskoeffizienten (α).

Dieses Konzept ist nicht in einer Umgebung anwendbar, in der sich die externen Lasten aus einer etwa 10fach höheren UV-Strahlung (verglichen mit erdnahen Umlaufbahnen) kombiniert mit einer extrem hohen IR-Strahlung zusammensetzen. Solche Umgebungsbedingungen sind z. B. in einer Umlaufbahn um den Merkur gegeben.

Mit dem oben beschriebenen Radiatorkonzept ist eine Lösung des Problems nicht möglich, da die vom Merkur kommende IR-Strahlung entsprechend der IR-Emissivität der Radiatoroberfläche absorbiert wird (IR-Emissivität = IR-Absorptivität). Aufgrund der sehr hohen ε-Werte der Standardradiatoroberfläche würden extreme Wärmemengen in der Größenordnung von einigen kW/m2 absorbiert werden und zu einer unzulässigen Erwärmung des Satelliten führen.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Radiator an einem Satelliten zu entwickeln, der auch unter den beschriebenen extremen Bedingungen, wie sie z. B. im Merkurorbit herrschen, niedrige Temperaturen im Inneren des Satelliten garantiert.

Diese Aufgabe wird mit dem Verfahren nach Patentanspruch 1 gelöst. Vorteilhafte Ausführungen der Erfindung sind Gegenstand von Unteransprüchen.

Das Grundprinzip des erfindungsgemäßen Radiators basiert auf:

  • - der Abschattung der Radiatorfläche durch zusätzliche Rippen auf der Radiatorfläche,
  • - der Vergrößerung der Radiatorfläche durch diese zusätzlichen Rippen.

In einer vorteilhaften Ausführung können darüberhinaus zusätzliche Blenden oder Schilde an den Rändern der Radiatorfläche angeordnet werden, um die direkte Sonneneinstrahlung auf den Radiator zu verhindern und direkte Merkur-Einstrahlung zu verringern.

Die Erfindung wird im folgenden anhand konkreter Ausführungsbeispiele unter Bezugnahme auf Figuren näher beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 eine Skizze zur Darlegung der geometrischen Verhältnisse des Satellitenorbits um den Merkur;

Fig. 2 eine Skizze zur Darlegung der geometrischen Verhältnisse von Satellitenorbit und Merkurbahn um die Sonne;

Fig. 3 ein Radiatorfläche mit erfindungsgemäßen Rippen; die Rippen sind zusätzlich in einer Detaildarstellung (links) vergrößert dargestellt;

Fig. 4 eine weitere erfindungsgemäße Ausführung eines Radiators mit zusätzlichem Merkur- und Sonnenschild;

Fig. 5 einen weiteren erfindungsgemäßen Radiator, wobei die Temperaturbereiche auf dem Radiator angegeben sind.

Fig. 1 zeigt eine Skizze zur Darlegung der geometrischen Verhältnisse eines Satellitenorbits um den Merkur. Es wird von einer elliptischen Bahn um den Merkur ausgegangen, deren Bahnhöhe am Perigäum 400 km und am Apogäum 1500 km beträgt (die Bahnebene steht senkrecht zur Papierebene). Eine Seite des den Merkur beobachtenden Satelliten SAT ist ständig nadirorientiert.

Direkte Sonneneinstrahlung auf die Radiatorebene von vorne wird vermieden, indem der Satellit in geeigneter Weise gedreht wird, sobald er an der Stelle des Orbits angelangt ist, an dem der Sonnenvektor parallel zur Radiatorebene verläuft (siehe Fig. 2). Wie man aus Fig. 2 erkennt, erfolgt eine solche Drehung des Satelliten genau zwei Mal während eines Umlaufs des Merkurs um die Sonne. Die Bahnebene des Satelliten verläuft in Fig. 2 senkrecht zur Papierebene. Die Orientierung der Bahnebene des Satelliten ist raumfest über den gesamten Umlauf des Merkurs um die Sonne.

Somit wird eine Seite des Satelliten nie von der Sonne beschienen und kann somit als Radiatorfläche R genutzt werden. Der Normalenvektor der Radiatorfläche R steht in allen Punkten der Satellitenumlaufbahn senkrecht zur Nadirrichtung. In einer anderen, hier nicht dargestellten Ausführung kann die Orientierung der Radiatorfläche zur Nadirrichtung auch derart ausgebildet sein, das der Winkel zwischen Normalenvektor der Radiatorfläche und Nadirrichtung einen Wert im Intervall zwischen 90° bis 115° annimmt.

Die dargestellte Satellitenbahn entspricht der Bahn des Orbiters der Bepi Colombo Merkurmission, bei der der hier beschriebene Radiator zum Einsatz kommen soll. Die gegebenen Abmessungen und Bahndaten sollen dabei nur als Beispiel dienen, da das Radiatorkonzept auf beliebige Bahnen um den Merkur oder sonstigen Planeten anwendbar ist.

Der Sichtwinkel, unter dem der Merkur vom Orbiter aus gesehen wird, ergibt sich aus folgenden geometrischen Bedingungen (Definition der verwendeten Größen siehe letzte Seite der Beschreibung):





Wie man am besten aus Fig. 3 erkennen kann, sind gemäß der Erfindung auf der Radiatorfläche R parallel zueinander ausgerichtete Rippen Rp angeordnet. Diese sind wärmeleitend mit der Radiatorfläche R verbunden. Die gedachte Schnittlinie von Rippe Rp und Radiatorfläche R steht senkrecht zur Nadirrichtung

Um die Radiatorfläche R vor der Merkurstrahlung optimal zu schützen, müssen Länge und Abstand der erfindungsgemäßen Rippen Rp entsprechend dem maximalen Sichtwinkel φMmax gewählt werden. Bei einer angenommenen Radiatorhöhe von 1,5 m und mit 32 Rippen ergeben sich folgende Abmessungen:



d ≈ 47 mm



l = d.tan(59,2°) ≈ 79 mm

Der Winkel zwischen Rippe Rp und Radiatorfläche R ist in der gezeigten Ausführung nach Fig. 3 zu 90° gewählt. Alternativ können hier Winkel gewählt werden die im Intervall zwischen 90° und 110° liegen, so dass die Rippen gegenüber der Ausführung nach Fig. 2 leicht nach oben - vom Merkur weg - gedreht sind.

Zusätzlich zur Geometrie spielt die Auswahl der Oberflächen eine wesentliche Rolle.

An den seitlichen Rändern (Ränder parallel zur Nadirrichtung) des Radiators R sind vorteilhaft zusätzliche streifenförmige Seitenflächen SF angeordnet, um den seitlichen Einfall von Strahlung auf den Radiator R zu verhindern.

Die Unterseite der Rippen Rp und Teile der Innenseite der Seitenflächen SF (hell in Fig. 3) werden direkt von der Merkur-IR- und Albedostrahlung (UV) getroffen. Um die absorbierte Wärme möglichst gering zu halten, muss für diese Flächen eine Beschichtung gewählt werden, die sehr geringe ε- und α-Werte hat. Zudem sollte die Oberfläche im hier relevanten Wellellängenbereich der IR-Strahlung (äquivalent der Strahlung eines schwarzen Körpers im Temperaturbereich < 700 K) diffus und nicht spiegelnd reflektieren, damit möglichst wenig Energie per Vielfachreflektion zur vertikalen Radiatorfläche gelangt. Ein mögliches Material ist Alochrom (αEOL ~ 0,15 und ε ~ 0,05).

Die Oberseite der Rippen Rp und Teile der Innenseite der Seitenflächen SF (dunkel in Fig. 3), welche keiner direkten IR- und Albedostrahlung (UV) des Merkur ausgesetzt sind, sollen sowohl die absorbierte Merkurstrahlung als auch zusätzlich einen Teil der Satellitenverlustwärme zur kalten Umgebung abstrahlen. Diese Flächen werden somit als zusätzliche Radiatorflächen genutzt. Hierfür wird eine Oberfläche mit einem möglichst großen ε-Wert benötigt. Damit die per Vielfachreflektion ankommende Merkur-Albedostrahlung (UV) nur zu einem kleinen Teil absorbiert wird, ist ein möglichst kleiner α-Wert erforderlich. Mögliche Materialien wären OSRs (αEOL ~ 0,15 und ε ~ 0,83) oder weiße keramische Oberflächen oder ähnliches (αEOL ~ 0,20. . .0,30 und ε ~ 0,80. . .0,90).

Soweit in der Beschreibung der vorliegenden Erfindung bei der Beschreibung der Oberflächenmaterialien von geringen Werten für α und ε die Rede ist, sind damit insbesondere Werte von unter 0,30, bevorzugt kleiner als 0,15 gemeint.

Soweit in der Beschreibung der vorliegenden Erfindung bei der Beschreibung der Oberflächenmaterialien hohe Werte für ε die Rede ist, sind damit insbesondere Werte größer 0,7, bevorzugt größer als 0,85 gemeint.

Um die Radiatortemperatur weiter zu reduzieren, können zusätzlich ein Merkurschild MeS und ein Sonnenschild SoS am Orbiter vorgesehen werden. Eine solche Ausführung ist in Fig. 4 dargestellt.

Der Merkurschild MeS dient dazu, die direkte Merkurstrahlung auf der Radiatorfläche R zu verringern. Er kann aus einer auf einem Rahmen aufgespannten MLI für Hochtemperaturanwendungen aufgebaut sein. Die dem Merkur zugewandte Oberfläche besteht dabei aus einem Material, das extremen Temperaturen widerstehen können muss (z. B. weißes Keramikpapier).

Es gibt Orbitpositionen, bei denen die Sonne direkt auf die Oberseite (dem Merkur abgewandt) des Merkurschildes MeS scheinen kann. Um die absorbierte Wärmemenge und somit die Temperatur so gering wie möglich zu halten, muss ein Material mit geringen α- und hohen ε-Werten gewählt werden (z. B. OSRs oder ebenfalls weißes Keramikpapier). Bei den gegebenen Orbitbedingungen hat sich ein Anstellwinkel γM von 15° gegenüber der horizontalen Richtung als optimal ergeben.

Um die eben beschriebene Sonneneinstrahlung auf die Oberseite des Merkurschildes MeS zu verringern, kann zusätzlich ein Sonnenschild SoS vorgesehen werden. Er schattet in kritischen Orbitpositionen die Teile des Merkurschildes ab, die sich nah am Radiator R befinden und somit den größten Einfluss auf ihn haben. Der Aufbau kann dem des Merkurschildes MeS sehr ähnlich sein. Der einzige Unterschied ist das Material auf der dem Merkur zugewandten Seite. Es handelt sich hierbei vorteilhaft um auf Kaptonfolie aufgedampfes Aluminium, das aufgrund des sehr kleinen ε- Wertes nur sehr wenig Merkur-IR-Strahlung absorbiert. Außerdem sorgen seine spiegelnden Eigenschaften zusammen mit dem großen Anstellwinkel (γS ≥ φMmax) dafür, dass die ankommende Strahlung auf jeden Fall von Radiator und Merkurschild weg reflektiert werden.

Die vom Sonnenschild SoS abgeschattete und damit kalte Zone auf der Oberseite des Merkurschilds MeS ist in Fig. 4 ebenfalls eingezeichnet.

Eine Gleichverteilung der orbiterinternen Lasten hat gezeigt, dass sich in der Mitte des Radiators R die niedrigsten Temperaturen einstellen (Fig. 5). Eine thermische Entkopplung dieser Radiatorbereiche voneinander kann dazu genutzt werden, verschiedene Temperaturbereiche zu generieren, die auf die Satellitennutzlast zugeschnitten werden können.

Die in diesem Dokument verwendeten Abkürzungen haben folgende Bedeutung: d Rippenabstand auf dem Radiator

ha Bahnhöhe im Apogäum

hp Bahnhöhe im Perigäum

IR Infrarot

I Rippenbreite auf dem Radiator

MLI Multi Layer Insulation (Vielschichtisolation)

OSR Optical Solar Reflectors

rm Radius des Merkur

UV Ultraviolett

α UV-Absorptionskoeffizienten (Materialeigenschaft)

ε IR-Emissionskoeffizienten (Materialeigenschaft)

φM(t) Winkel zwischen Nadir-Richtung und Horizont des Merkur vom Satelliten aus gesehen

φMaM (Apogäum)

φMmax maximale Winkel zwischen Nadir-Richtung und Horizont des Merkur vom Satelliten aus gesehen

φMpM (Perigäum)

γM Anstellwinkel des Merkurschildes

γS Anstellwinkel des Sonnenschildes


Anspruch[de]
  1. 1. Satellit (SAT) mit einer Radiatorfläche (R), dadurch gekennzeichnet, dass

    zur Abschattung gegenüber der Planeten-IR- oder der Planeten- Albedostrahlung auf der Radiatorfläche (R) parallel zueinander ausgerichtete Rippen (Rp) angeordnet sind, die wärmeleitend mit der Radiatorfläche (R) verbunden sind,

    wobei die im Einsatz des Satelliten im Orbit eines Planeten dem Planeten zugewandten Oberflächen der Rippen (Rp)

    einen geringen IR-Absorptionskoeffizienten und

    einen geringen solaren Absorptionskoeffizienten und

    eine für IR-Strahlung äquivalent der Wärmestrahlung eines schwarzen Körpers bei weniger als 700 K diffus reflektierende Oberfläche

    aufweisen,

    und wobei die im Einsatz des Satelliten im Orbit eines Planeten dem Planeten abgewandten Oberflächen der Rippen (Rp) einen hohen IR- Absorptionskoeffizienten und einen geringen solaren Absorptionskoeffizienten aufweisen.
  2. 2. Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Radiatorfläche (R) einen hohen IR-Absorptionskoeffizienten und einen geringen solaren Absorptionskoeffizienten aufweist.
  3. 3. Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, für den Abstand d zweier benachbarter Rippen (Rp) und die Breite l einer Rippe (Rp) gilt:

    l = d.tan(φMmax)

    mit φMmax: maximaler Winkel zwischen Nadir-Richtung und Horizontrichtung des Planeten vom Satelliten (SAT) aus gesehen.
  4. 4. Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass an den Rändern der Radiatorfläche (R) streifenförmige Seitenflächen (SF) vorhanden sind, die senkrecht zu den Rippen (Rp) orientiert sind.
  5. 5. Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass an einer im Einsatz des Satelliten im Orbit eines Planeten dem Planeten zugewandten Kante der Radiatorfläche ein zusätzliches Schild (MeS) zur Abschattung der Planeten-IR- oder der Planeten-Albedostrahlung angeordnet ist.
  6. 6. Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass an einer beim Einsatz des Satelliten im Orbit eines Planeten dem Planeten abgewandten Kante der Radiatorfläche ein zusätzliches Schild (SoS) zur Abschattung der Sonnenstrahlung angeordnet ist.






IPC
A Täglicher Lebensbedarf
B Arbeitsverfahren; Transportieren
C Chemie; Hüttenwesen
D Textilien; Papier
E Bauwesen; Erdbohren; Bergbau
F Maschinenbau; Beleuchtung; Heizung; Waffen; Sprengen
G Physik
H Elektrotechnik

Anmelder
Datum

Patentrecherche

Patent Zeichnungen (PDF)

Copyright © 2008 Patent-De Alle Rechte vorbehalten. eMail: info@patent-de.com