WO2007128010A1 - Vorrichtung zum wahlweisen abdecken und freigeben von oberflächen eines raumfahrzeugs - Google Patents

Vorrichtung zum wahlweisen abdecken und freigeben von oberflächen eines raumfahrzeugs Download PDF

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WO2007128010A1
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WO
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spacecraft
lamellae
covering
pivot
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Aleksandar Vujanic
Jovan Matovic
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IMA Integrated Microsystems Austria GmbH
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control

Definitions

  • the invention relates to a device for selectively covering and releasing surfaces of a spacecraft as a function of the temperature with a plurality of relatively rotatable relative to the surface of the spacecraft lamellae, wherein the pivot drive comprises at least one planar element of a memory alloy, which when passing through a Temperature range changes its shape and pivots the slats.
  • Spacecraft surfaces to be covered and released are formed, for example, by heat exchange surfaces that can absorb heat in the form of radiation from the surrounding space or release it to space.
  • heat exchange surfaces are placed on the surface of spacecraft to cool the electrical circuits inside the spacecraft.
  • the required cooling only succeeds if the heat exchange surfaces are not irradiated by the sun.
  • the heat exchange surfaces In sunlight, the heat exchange surfaces must be covered accordingly to prevent heat input from the outside into the spacecraft. Only when the heat exchange surfaces come to lie after a corresponding movement or rotation of the spacecraft on a side facing away from the sun, the heat exchange surfaces can be released to allow the heat transfer from the spacecraft or its units to be cooled to space.
  • spacecraft should not only include powered spacecraft and space stations, but also satellites in particular.
  • Devices for selectively covering and releasing surfaces of a spacecraft are, for example, in the form of blinds consisting of lamellae arranged in parallel known.
  • the lamellae are each pivotable about mutually parallel pivot axes, the pivot drive is carried out using parts that change their shape depending on the temperature, so that after exceeding a defined temperature or after passing through a defined temperature range, the lamellae of the surface or the spacecraft covering Position can be pivoted in a releasing this position or vice versa.
  • bimetallic coils may be used to form the temperature varying parts that are used, but with the bimetal being heated by conduction and the relationship between its temperature and the angle of rotation of the lamellae being approximately linear, a pivotal drive formed by bi-metal spirals will be slow Changes in environmental conditions responds.
  • An improved construction consists in the arrangement of flat elements of a memory alloy, which change their shape and in particular curvature when passing through a defined temperature range and thus pivot the slats.
  • the memory elements can be distributed over the entire length of the lamella, whereby the lamellae can be made much lighter overall. Thanks to their low mass and thanks to the thermal conduction of their feet, the memory elements quickly change their temperature, allowing them to quickly cross a temperature transition range. As a result, the slats go quickly from the open to the closed position or from the closed to the open position, so that the time behavior is significantly improved.
  • Memory alloys are known per se, for example from US Pat. No. 4,435,229 and US Pat. No. 4,707,196, to which reference is expressly made here. In these, not only the composition of such alloys is given, but also various methods for the initialization of memory elements. Initialization describes procedures for their treatment that give them the desired behavior in the event of temperature changes. They consist of repeated changes in temperature and mechanical stress. Preferably, so-called double-acting memory alloys (“two-way shape memory alloys”) are used, which, depending on their temperature, change their shape by their own power between two different forms.
  • a disadvantage of the blind devices described above for spacecraft, in which a plurality of mutually parallel slats is provided, which are each pivotable about mutually parallel pivot axes, is the fact that such a device its full effectiveness due to the parallel arrangement of Slats unfolded only when the sun's radiation is from predetermined directions. Particularly in the case of a laterally incident sun, that is to say when the sun begins to radiate from a direction parallel to the pivot axes of the slats, the correct functioning of the blind device is no longer completely guaranteed.
  • the present invention therefore aims to improve the construction of a covering device of the type mentioned in that the correct function is independent of the sun's direction of incidence and the angle of sunlight. Furthermore, the present invention aims to reduce the weight and increase the efficiency of the cover.
  • the device of the type mentioned is substantially further developed such that the pivot axes of the slats together form a polygon.
  • the lamellae are thus no longer pivotable about mutually parallel pivot axes, but about pivot axes, which together form a polygon or its extension. Any type of polygon is conceivable here, but a regular polygon is particularly preferred, since such regular polygons can be composed in a particularly simple manner to larger areas.
  • the pivot axes of the individual slats no longer run parallel to one another, an embodiment is created in which the slats, whose pivot axes form a polygon, form a group which can be folded out and folded like petals, whereby the individual slats can support each other and an overlap of the individual slats is given, so that a stable construction results, with which can cover any areas without gaps.
  • the device according to the invention is suitable for so-called micro or mini satellites which, for example, only have a diameter of 30 to 50 cm.
  • a construction with slats running parallel to one another would be disadvantageous since adaptation to a defined area to be covered is difficult.
  • a single satellite can be shield-like covered by the majority of the respective pivoting about each pivoting axis extending in different directions axes slats.
  • arbitrary surfaces can be covered with the device according to the invention, preferably surfaces between 1 mm 2 and 500 cm 2 , in particular 1-100 cm 2 .
  • the individual lamellae can be mutually supported according to a preferred development, at least in one end position, so that separate Schwenkwinkelbegrenzer are unnecessary and thus weight can be saved.
  • the lamellae may overlap one another in their covering the surface of the spacecraft or be arranged abutting, so that complete coverage of the surface of the spacecraft to be covered in each case succeeds.
  • the lamellae are fixed via a common support on the surface to be covered or the spacecraft.
  • each slat only with a single support Aus GmbH, preferably, as already mentioned, all slats on a common support are fixed. By reducing the number of supports succeeds in further weight reduction.
  • the support has a length which is at least equal to the length of a part of the slat protruding from the joint in the direction of the surface or spacecraft.
  • a particularly advantageous development results in an arrangement in which the planar element of a memory alloy in the surface covering the pivot position is flat and bent in the surface releasing position.
  • Such a design is particularly suited to the peculiarities of the double-acting memory alloys.
  • the lamellae have the same outline, so that a regular structure is created and it is ensured that the individual lamellae interact with one another in a petal-like manner during the opening and closing process.
  • planar element made of memory alloy is fixed on the one hand to the lamella and on the other hand to the common support, wherein the planar element itself forms the joint, so that no further components are required and the weight is further minimized can.
  • planar element engages the lamella at a radial distance from the inner edge of the lamella, whereby a covering of the spacecraft surface from the joint axis appears both in a radially outer region and in a radially inner region.
  • FIG. 2 shows a view of the device according to the invention in the open state
  • FIG. 3 shows a sectional view along the line III-III of FIG. 1
  • FIG. 4 shows a perspective view of FIG 5 shows a modified embodiment of the device according to FIG. 4
  • FIG. 6 shows a view of a further modified embodiment of the device according to the invention in the closed state
  • FIG. 7 shows a view of the device according to FIG. 6 in the open state.
  • FIG. 1 shows a support structure 1 with a support 2, on which four planar elements 3 made of a memory alloy are arranged, which each support a lamella 4.
  • the slats are in the Spacecraft covering position shown in which adjacent slats 4 each overlap areas 5 have.
  • the mutual overlapping of the lamellae 4 means that in the closed position shown in FIG. 1, that is covering a surface of the spacecraft, between the individual lamellae 4 there are no gaps, and in particular no gaps, which cause the passage of solar radiation would allow.
  • the overlaps 5 lead to the fact that in the open position shown in FIG. 2, that is to say the surface of the spacecraft, the lamellae 4 mutually support one another at the points 6.
  • the lamellae 4 are shown in a position pivoted upward by 90 ° compared to FIG. 1, so that a large part of the surface 7 of the spacecraft is uncovered.
  • the pivoting takes place essentially about the pivot axes 8 and it can be seen that the pivot axes 8 and their extension form a square.
  • the surface 7 of the spacecraft to be covered is visible, wherein the surface is formed by heat exchange surfaces which, in the open position of the lamellae 4 shown in FIG. 3, allow heat to be released to space.
  • the memory alloy elements 3 assume a curved shape in the open position of the slats and in the closed position of the slats 4 shown in dashed lines are flat. The memory alloy elements 3 are in this case all fixed to a common support 2.
  • the lamella-side connection of the flat memory alloy elements 3 takes place at a distance a from the radially inner edge of the lamella 4, so that in the closed position of the lamellae 4 as far as possible and complete coverage of the underlying surface 7 takes place.
  • the perspective view of FIG. 4 is used for further illustration.
  • the cover device is shown as in Fig. 2 in the open, the surface of the spacecraft releasing position. In this position, the fins 4 together with the support structure 1 and the elements 3 define an upwardly open space 11, which contributes to the elements 3 emit less heat to the environment and are heated faster when sun hits the device.
  • the rapid heating of the elements 3 causes the memory elements 3 to reach the temperature range causing their deformation faster, so that the time behavior is significantly improved.
  • the slats have been pivoted to the closed position starting from the open position shown in FIG. 4 and the space 11 disappears, the slats can in turn release the previously absorbed heat energy to the environment.
  • At least one of the fins 4 may have an angled or angled region 9, as shown in Fig. 5.
  • This area 9 is used in the open position of the slats 4 of the cover of the room 11, so that the space 11 is completely closed and heat radiation from the elements 3 to the environment is better prevented.
  • both surfaces of the slats, both the top 12 and the bottom 13, should be made of Sirireflektivem material - the bottom 13, that is the surface to be covered in the closed position of the fins 4 side facing the heat transfer between the surface to be covered, so for example the heat exchange surfaces, and to reduce the lamella and thereby minimize the heat input from the sun to the heat exchange surfaces, the top 12 to the heat radiation and in particular special to be able to better reflect the infrared radiation of the sun.
  • the upper side 12 and the lower side 13 of the lamellae preferably consist of mirror surfaces, wherein preferably the mirror surface of the underside 13 has a low emissivity and the mirror surface of the upper side 12 has a high emissivity.
  • the lower emissivity bottoms 13 of the fins 4 are in the open position on the outside and the higher emissivity tops 12 on the inside, that is, the tops 12 form the interior walls of the space 11 off.
  • the heat generated by the "rising" sun (irradiation direction 14) on at least one of the fins 4 is, as it were, trapped in the space 11, so that the memory elements 3 warm up quickly have been pivoted into the closed position, the lower sides 13 of the lamellae 4 reach a position facing the surface to be covered, the low emissivity of the underside 13 serving to reduce the heat transfer from the hot lamella 4 to the surface to be covered facing away from the surface facing the sun, wherein the high emissivity of the top 12 causes a reflection of the radiated heat into space.
  • the material of the support 2 can be selected using the following considerations. If it is desired that the slats not only due to the direct
  • Support 2 made of good heat conducting material, such as aluminum or titanium, exist. In this case, the
  • small spacers may be provided on the slats. These spacers can be formed, for example, by portions of the lamella that are bent out of the lamellar surface, which engage in the closed position of the lamellas with the surface to be covered. The contact surface is so small that no significant heat transfer takes place. In FIG. 5, such spacers are shown by way of example on one of the lamellae 4 and designated by 10.
  • the slats can each have stiffening ribs, which are formed for example from folds of the fin material.
  • FIGS. 6 and 7 show a modified embodiment in which there is no square but a hexagon is trained.
  • slats 4 are provided, which are articulated in each case via a flat memory alloy element 3 to a central support element 1 pivotally. Between the individual slats 4 overlap areas 5 are again provided.
  • the pivot axes are again denoted by 8, which in the embodiment according to FIGS. 6 and 7 form a regular hexagon.

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Abstract

Bei einer Vorrichtung zum wahlweisen Abdecken und Freigeben von Oberflächen (7) eines Raumfahrzeugs in Abhängigkeit von der Temperatur mit einer Mehrzahl von relativ zur Oberfläche (7) des Raumfahrzeugs schwenkbar angeordneten Lamellen (4), wobei der Schwenkantrieb wenigstens ein flächiges Element (3) aus einer Gedächtnislegierung umfasst, welches bei Durchschreiten eines Temperaturbereiches seine Form ändert und die Lamellen (4) verschwenkt, bilden die Schwenkachsen (8) der Lamellen (4) gemeinsam ein Polygon aus.

Description

Vorrichtung zum wahlweisβn Abdecken und Freigeben von Oberflächen eines Raumfahrzeugs
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum wahlweisen Ab- decken und Freigeben von Oberflächen eines Raumfahrzeugs in Abhängigkeit von der Temperatur mit einer Mehrzahl von relativ zur Oberfläche des Raumfahrzeugs schwenkbar angeordneten Lamellen, wobei der Schwenkantrieb wenigstens ein flächiges Element aus einer Gedächtnislegierung umfasst, welches bei Durchschreiten eines Temperaturbereiches seine Form ändert und die Lamellen verschwenkt.
Abzudeckende und freizugebende Oberflächen von Raumfahrzeugen werden beispielsweise von Wärmetauschflächen gebildet, die Wärme in Form von Strahlung aus dem umgebenden Weltraum aufnehmen oder sie an den Weltraum abgeben können. Am häufigsten werden Wärmetauschflächen an der Oberfläche von Raumfahrzeugen angeordnet, um die elektrischen Schaltungen im Inneren des Raumfahrzeugs zu kühlen. Die erforderliche Kühlung gelingt allerdings nur dann, wenn die Wärmetauschflächen nicht von der Sonne bestrahlt werden. Bei Sonnenbestrahlung müssen die Wärmetauschflächen entsprechend abgedeckt werden, um einen Wärmeeintrag von Außen in das Raumfahrzeug zu verhindern. Erst wenn die Wärmetauschflächen nach einer entsprechenden Fortbewegung bzw. Rotation des Raumfahrzeugs an einer der Sonne abgewandten Seite zu liegen kommen, können die Wärmetauschflächen freigegeben werden, um den Wärmeübergang vom Raumfahrzeug bzw. dessen zu kühlenden Baueinheiten an den Weltraum zu ermöglichen.
Der Begriff Raumfahrzeug soll hier nicht nur angetriebene Raumfahrzeuge und Raumstationen umfassen, sondern auch insbesondere Satelliten.
Vorrichtungen zum wahlweisen Abdecken und Freigeben von Oberflächen eines Raumfahrzeugs sind beispielsweise in Form von Jalousien bestehend aus parallel angeordneten Lamellen bekannt geworden. Die Lamellen sind jeweils um parallel zueinander verlaufende Schwenkachsen schwenkbar, wobei der Schwenkantrieb unter Verwendung von Teilen erfolgt, die temperaturabhängig ihre Form verändern, sodass nach Überschreiten einer definierten Temperatur bzw. nach Durchlaufen eines definierten Temperaturbereichs die Lamellen von der die Oberfläche bzw. das Raumfahrzeug abdeckenden Position in eine diese freigebende Position bzw. umgekehrt verschwenkt werden können. Die zum Einsatz gelangenden temperaturabhängig ihre Form verändernden Teile können beispielsweise von Bimetallspiralen gebildet werden, wobei jedoch dadurch, dass das Bimetall durch Wärmeleitung erwärmt wird und die Beziehung zwischen dessen Temperatur und dem Drehwinkel der Lamellen ungefähr linear ist, ein von Bimetallspiralen gebildeter Schwenkantrieb nur langsam auf Änderungen der Umgebungsbedingungen anspricht.
Eine verbesserte Konstruktion besteht in der Anordnung von flächigen Elementen aus einer Gedächtnislegierung, welche bei Durchschreiten eines definierten Temperaturbereichs ihre Form und insbesondere Krümmung ändern und so die Lamellen verschwenken. Bei einer derartigen Ausbildung fallen gesonderte Schwenkachsen mit ihren Lagern und den Bimetallspiralen an ihren Enden weg, was Gewicht, Raumbedarf und die Anfälligkeit auf Schwingungen erheblich verringert. Die Gedächtniselemente können hierbei über die gesamte Länge der Lamelle verteilt angeordnet sein, wodurch insgesamt die Lamellen wesentlich leichter ausgeführt sein können. Die Gedächtniselemente ändern dank ihrer geringen Masse und dank der Wärmeleitung ihrer Fußteile schnell ihre Temperatur, wodurch sie einen Temperaturübergangsbereich schnell durchschreiten. Dadurch gehen die Lamellen schnell von der geöffneten in die geschlossene Stellung bzw. von der geschlossenen in die geöffnete Stellung über, sodass das Zeitverhalten wesentlich verbessert wird. Gedächtnislegierungen sind an sich bekannt, beispielsweise aus der US 4435229 und US 4707196, auf die hier ausdrücklich Bezug genommen wird. In diesen ist nicht nur die Zusammensetzung derartiger Legierungen angegeben, sondern auch verschiedene Verfahren zur Initialisierung von Gedächtniselementen. Unter Initialisierung sind Verfahren zu deren Behandlung beschrieben, die ihnen das gewünschte Verhalten bei Temperaturänderungen aufprägen. Sie bestehen in wiederholten Veränderungen von Temperatur und mecha- nischer Spannung. Bevorzugt werden hierbei sogenannte doppelwirkende Gedächtnislegierungen („two-way shape memory alloys") eingesetzt, welche, je nach ihrer Temperatur, aus eigener Kraft ihre Gestalt zwischen zwei verschiedenen Formen wechseln.
Nachteilig bei den eingangs beschriebenen Jalousievorrichtungen für Raumfahrzeuge, bei welchen eine Mehrzahl von parallel zueinander verlaufenden Lamellen vorgesehen ist, welche jeweils um parallel zueinander verlaufende Schwenk- achsen schwenkbar sind, ist der Umstand, dass eine derartige Vorrichtung ihre volle Wirksamkeit auf Grund der parallelen Anordnung der Lamellen nur dann entfaltet, wenn die Sonneneinstrahlung von vorgegebenen Richtungen erfolgt. Insbesondere bei seitlich einfallender Sonne, d.h., wenn die Sonne aus einer Richtung parallel zu den Schwenkachsen der Lamellen einzustrahlen beginnt, ist eine korrekte Funktionsweise der Jalousievorrichtung nicht mehr vollständig gewährleistet.
Die vorliegende Erfindung zielt daher darauf ab, die Konstruktion einer Abdeckvorrichtung der eingangs genannten Art dahingehend zu verbessern, dass die korrekte Funktion unabhängig von der Sonneneinstrahlrichtung und dem Sonneneinstrahlungswinkel ist. Weiters zielt die vorliegende Erfindung darauf ab, das Gewicht zu verringern und die Effizienz der Abdeckung zu erhöhen. Zur Lösung dieser Aufgabe ist die Vorrichtung der eingangs genannten Art im Wesentlichen derart weitergebildet, dass die Schwenkachsen der Lamellen gemeinsam ein Polygon ausbilden. Im Gegensatz zu Ausbildungen gemäß dem Stand der Technik sind die Lamellen somit nicht mehr um parallel zueinander verlaufende Schwenkachsen schwenkbar, sondern um Schwenkachsen, die bzw. deren Verlängerung gemeinsam ein Polygon ausbilden. Jede Art von Polygon ist hierbei denkbar, wobei jedoch ein regelmäßiges Polygon besonders bevorzugt ist, da derartige regelmäßige Polygone sich in besonders einfacher Art und Weise zu größeren Flächen zusammensetzen lassen. Dadurch, dass die Schwenkachsen der einzelnen Lamellen nun nicht mehr parallel zueinander verlaufen, wird eine Ausbildung geschaffen, bei welcher die Lamellen, deren Schwenkachsen ein Polygon ausbilden, eine Gruppe bilden, die sich fächerartig bzw. wie Blumenblätter aus- und einklappen lassen, wobei sich die einzelnen Lamellen gegenseitig abstützen können und eine Überlappung der einzelnen Lamellen gegeben ist, sodass sich eine stabile Konstruktion ergibt, mit welcher sich lückenlos beliebige Flächen abdecken lassen.
Insbesondere eignet sich die erfindungsgemäße Vorrichtung für sogenannte Mikro- oder Minisatelliten, welche bei- spielsweise lediglich einen Durchmesser von 30 bis 50 cm aufweisen. Bei derartigen Satelliten wäre eine Konstruktion mit zueinander parallel verlaufenden Lamellen nachteilig, da eine Anpassung an eine definiert abzudeckende Fläche nur schwer möglich ist. Mit der erfindungsgemäßen Ausbildung hingegen lässt sich beispielsweise ein einziger Satellit schirmartig durch die Mehrzahl der jeweils um in voneinander verschiedene Richtungen verlaufende Schwenkachsen schwenkbaren Lamellen abdecken. Mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung lassen sich prinzipiell aber beliebige Flächen abdecken, bevorzugt Flächen zwischen 1 mm2 und 500 cm2, insbesondere 1 — 100 cm2. Auf Grund der einander schneidenden Schwenkachse können sich die einzelnen Lamellen gemäß einer bevorzugten Weiterbildung wenigstens in einer Endstellung gegenseitig abstützen, so- dass gesonderte Schwenkwinkelbegrenzer entbehrlich sind und somit Gewicht eingespart werden kann. Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausbildung können die Lamellen in ihrer die Oberfläche des Raumfahrzeugs abdeckenden Position einander überlappen oder Stoß an Stoß angeordnet sein, sodass eine vollständige Abdeckung der jeweils abzudeckenden Oberfläche des Raumfahrzeugs gelingt.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausbildung sind die Lamellen über eine gemeinsame Stütze an der abzudeckenden Oberfläche bzw. dem Raumfahrzeug festgelegt. Im Gegensatz zu einer Konstruktion mit parallel zueinander verschwenkbaren Lamellen, bei welcher jede Lamelle mindestens an zwei Stellen abgestützt sein muss, kann bei der vorliegenden Erfindung jede Lamelle lediglich mit einer einzigen Abstützung das Auslangen finden, wobei bevorzugt, wie bereits erwähnt, alle Lamellen über eine gemeinsame Stütze festgelegt sind. Durch die Verringerung der Anzahl der Stützen gelingt eine weitere Gewichtsreduzierung.
Um hierbei ein kollisionsfreies Verschwenken der einzelnen Lamellen zu ermöglichen, ist bevorzugt vorgesehen, dass die Stütze eine Länge aufweist, die wenigstens gleich der Länge eines vom Gelenk in Richtung zur Oberfläche bzw. zum Raumfahrzeug vorragenden Teils der Lamelle ist.
Eine besonders vorteilhafte Weiterbildung ergibt sich bei einer Anordnung, bei welcher das flächige Element aus einer Gedächtnislegierung in der die Oberfläche abdeckenden Schwenkposition flach und in der die Oberfläche freigebenden Position gebogen ist. Eine derartige Ausbildung kommt den Besonderheiten der doppelwirkenden Gedächtnislegierungen besonders entgegen. Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung weisen die Lamellen gleichen Umriss auf, sodass eine regelmäßige Struktur entsteht und sichergestellt ist, dass die einzelnen Lamellen beim Öffnungs- und Schließvorgang blumenblattartig miteinan- der zusammenwirken.
Eine besonders einfache Konstruktion ergibt sich schließlich bevorzugt dann, wenn das flächige Element aus Gedächtnislegierung einerseits an der Lamelle und andererseits an der gemeinsamen Stütze festgelegt ist, wobei das flächige Element selbst das Gelenk ausbildet, sodass keine weiteren Bauteile erforderlich sind und das Gewicht weiter minimiert werden kann. Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung ist hierbei vorgesehen, dass das flächige Element in radialem Abstand von der Innenkante der Lamelle an der Lamelle angreift, wodurch sich eine Abdeckung der Raumfahrzeugoberfläche von der Gelenksachse ausgesehen sowohl in einem radial äußeren Bereich als auch in einem radial inneren Bereich ergibt.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines in der Zeichnung schematisch dargestellten Ausführungsbeispieles näher erläutert. In dieser zeigen Fig.l eine Ansicht der erfindungsgemäßen Abdeckvorrichtung in geschlossenem Zustand, Fig.2 eine Ansicht der erfindungsgemäßen Vorrichtung in offenem Zustand, Fig.3 eine Schnittansicht entlang der Linie III-III der Fig.l, Fig.4 eine perspektivische Ansicht der Vorrichtung in offenem Zustand, Fig.5 eine abgewandelte Ausbildung der Vorrichtung gemäß Fig.4, Fig.6 eine Ansicht einer weiteren abgewandelten Ausbildung der erfindungsgemäßen Vorrichtung in geschlossenem Zustand und Fig.7 eine Ansicht der Vorrichtung gemäß der Fig.6 in offenem Zustand.
In Fig.l ist eine Trägerstruktur 1 mit einer Stütze 2 er- sichtlich, an welcher vier flächige Elemente 3 aus einer Gedächtnislegierung angeordnet sind, welche jeweils eine Lamelle 4 tragen. In Fig.l sind die Lamellen in der das Raumfahrzeug abdeckenden Position dargestellt, in welcher einander benachbarte Lamellen 4 jeweils Überlappungsbereiche 5 aufweisen. Die gegenseitige Überlappung der Lamellen 4 führt dazu, dass in der in Fig.l dargestellten ge- schlossenen, das heißt ein Oberfläche des Raumfahrzeugs abdeckenden, Position zwischen den einzelnen Lamellen 4 keine Zwischenräume, und insbesondere keine Spalten, entstehen, welche das Durchtreten von Sonnenstrahlen ermöglichen würde. Des weiteren führen die Überlappungen 5 dazu, dass in der in Fig.2 dargestellten offenen, das heißt die Oberfläche des Raumfahrzeugs freigebenden, Position die Lamellen 4 einander gegenseitig an den Stellen 6 abstützen. In Fig.2 sind die Lamellen 4 in einer im Vergleich zur Fig.l um 90° nach oben verschwenkten Position dargestellt, sodass ein Großteil der Oberfläche 7 des Raumfahrzeugs freigelegt wird. Die Verschwenkung erfolgt hierbei im Wesentlichen um die Schwenkachsen 8 und es ist ersichtlich, dass die Schwenkachsen 8 bzw. deren Verlängerung ein Quadrat ausbilden.
In der Seitenansicht gemäß Fig.3 ist wiederum die abzudeckende Oberfläche 7 des Raumfahrzeugs ersichtlich, wobei die Oberfläche von Wärmetauschflächen gebildet wird, die in der in Fig.3 mit vollen Linien gezeigten offenen Position der Lamellen 4 eine Wärmeabgabe an den Weltraum ermöglichen. In Fig.3 ist auch deutlich erkennbar, dass die Gedächtnislegierungselemente 3 bei offener Stellung der Lamellen eine gekrümmte Form annehmen und bei der strichliert dargestellten geschlossenen Position der Lamellen 4 flach verlaufen. Die Gedächtnislegierungselemente 3 sind hierbei alle an einer gemeinsamen Stütze 2 festgelegt. Die lamellenseitige Verbindung der flächigen Gedächtnislegierungselemente 3 erfolgt in einem Abstand a von der radial innen liegenden Kante der Lamelle 4, sodass in der geschlossenen Stellung der Lamellen 4 eine möglichst weit reichende und vollständige Abdeckung der darunter liegenden Oberfläche 7 erfolgt. Die perspektivische Darstellung gemäß Fig. 4 dient der weiteren Veranschaulichung. Die Abdeckvorrichtung ist wie in Fig. 2 in der offenen, die Oberfläche des Raumfahrzeugs freigebenden Stellung dargestellt. In dieser Stellung begrenzen die Lamellen 4 gemeinsam mit der Trägerstruktur 1 und den Elementen 3 einen nach oben offenen Raum 11, welcher dazu beiträgt, dass die Elemente 3 weniger Wärme an die Umgebung abstrahlen und dadurch schneller aufgeheizt werden, wenn Sonne auf die Vorrichtung trifft. Das schnelle Aufheizen der Elemente 3 bewirkt, dass die Gedächtniselemente 3 schneller den ihre Verformung verursachenden Temperaturbereich erreichen, sodass das Zeitverhalten deutlich verbessert wird. Wenn die Lamellen ausgehend von der in Fig. 4 dargestellten offenen Stellung in die geschlossene Stellung verschwenkt wurden und der Raum 11 verschwindet, können die Lamellen die zuvor aufgenommene Wärmeenergie wiederum an die Umgebung abgeben.
Zur Verbesserung des zuvor beschriebenen Aufheizeffekts durch den Raum 11 und der dadurch erreichten Beschleunigung des Schließvorgangs kann wenigstens eine der Lamellen 4 einen abgewinkelten oder abwinkelbaren Bereich 9 aufweisen, wie dies in Fig. 5 dargestellt ist. Dieser Bereich 9 dient in der geöffneten Stellung der Lamellen 4 der Abdeckung des Raumes 11, sodass der Raum 11 gänzlich geschlossen wird und eine Wärmemabstrahlung von den Elementen 3 an die Umgebung besser verhindert wird.
Beide Oberflächen der Lamellen, sowohl die Oberseite 12 als auch die Unterseite 13, sollten aus hochreflektivem Material bestehen - die Unterseite 13, das heißt die der abzudeckenden Oberfläche in der geschlossenen Stellung der Lamellen 4 zugewandte Seite um den Wärmeübergang zwischen der abzudeckenden Oberfläche, also beispielsweise den Wärme- tauschflächen, und der Lamelle zu reduzieren und dadurch den Wärmeeintrag von der Sonne auf die Wärmetauschflächen zu minimieren, die Oberseite 12 um die Wärmestrahlung und ins- besondere die Infrarotstrahlung der Sonne besser reflektieren zu können. Zu diesem Zweck bestehen die Oberseite 12 und die Unterseite 13 der Lamellen bevorzugt aus Spiegelflächen, wobei bevorzugt die Spiegelfläche der Unterseite 13 ein geringes Emissionsvermögen und die Spiegelfläche der Oberseite 12 ein hohes Emissionsvermögen aufweist .
Wie aus Fig. 4 ersichtlich ist, kommen die ein geringeres Emissionsvermögen aufweisenden Unterseiten 13 der Lamellen 4 in der offenen Position an der Außenseite zu liegen und die ein höheres Emissionsvermögen aufweisenden Oberseiten 12 an der Innenseite, das heißt die Oberseiten 12 bilden die Innenwände des Raums 11 aus. Dies hat zur Folge, dass die von der „aufgehenden" Sonne (Einstrahlungsrichtung 14) an wenigstens einer der Lamellen 4 erzeugte Wärme in dem Raum 11 gleichsam eingefangen bzw. am Austreten gehindert wird, sodass die Gedächtniselemente 3 sich schnell aufwärmen. Wenn die Lamellen 4 in die geschlossene Position verschwenkt wurden, gelangen die Unterseiten 13 der Lamellen 4 in eine der abzudeckenden Oberfläche zugewandte Lage, wobei das geringe Emissionsvermögen der Unterseite 13 der Reduktion des Wärmeübergans von der heißen Lamelle 4 zur abzudeckenden Oberfläche dient. Die Oberseite 12 gelangt in eine der abzudeckenden Oberfläche abgewandte, der Sonne zugewandte Lage, wobei das hohe Emissionsvermögen der Oberseite 12 eine Reflexion der eingestrahlten Wärme in den Weltraum bewirkt.
Das Material der Stütze 2 kann unter Heranziehung der folgenden Überlegungen gewählt werden. Wenn gewünscht ist, dass die Lamellen sich nicht nur auf Grund der direkten
Sonneneinstrahlung schließen, sondern auch auf Grund der von den Wärmetauschflächen ausgehenden Wärme, dann sollte die
Stütze 2 aus gut wärmeleitendem Material, beispielsweise Aluminium oder Titan, bestehen. In diesem Fall wird die
Temperatur der Wärmetauschflächen durch Sonneneinstrahlung erhöht, wobei sich in der Folge durch Wärmeleitung auch die Temperatur der an diesen Flächen angebrachten Stützen 2 und in weiterer Folge die Temperatur der Elemente 3 erhöht, sodass die Lamellen in die geschlossene Position verschwenkt werden. Wenn hingegen das Verschließen der Lamellen 4 nur auf Grund von direkter Sonneneinstrahlung erfolgen soll, so sollte die Stütze 2 aus schlecht wärmeleitendem Material, wie beispielsweise Polyimid (Kapton), bestehen.
Um einen körperlichen Kontakt zwischen den Lamellen 4 und der abzudeckenden Oberfläche in der geschlossenen Stellung der Lamellen 4 und den dadurch verursachten Wärmeübergang zu vermeiden, können kleine Abstandhalter an den Lamellen vorgesehen sein. Diese Abstandhalter können beispielsweise von aus der Lamellenfläche ausgebogenen Bereichen der Lamelle gebildet sein, welche in der geschlossenen Position der Lamellen mit der abzudeckenden Oberfläche in Anlage gelangen. Die Kontaktfläche ist dabei so klein, dass kein wesentlicher Wärmeübergang stattfindet. In Fig. 5 sind derartige Abstandhalter an einer der Lamellen 4 beispielhaft gezeigt und mit 10 bezeichnet. Eine andere Möglichkeit, einen Kontakt zwischen den Lamellen und der abzudeckenden Oberfläche möglichst zu vermeiden liegt darin, die Lamellen derart steif auszubilden, dass der jeweilige Lamellenverbund auf Grund der Überlappungen 5 in der geschlossenen Position eine starre, ebene Struktur ausbildet, die sich nicht über die ebene Gestalt hinaus in Richtung zur abzudeckenden Oberfläche hin verbiegen lässt. Dabei erfolgen die Überlappungen jeweils derart, dass eine Lamelle jeweils einen oberhalb der einen angrenzenden Lamelle liegenden Bereich und einen unterhalb der anderen angrenzenden Lamelle liegenden Bereich aufweist. Zur Erzielung der erforderlichen Steifheit der einzelnen Lamellen 4, können die Lamellen jeweils Versteifungsrippen aufweisen, welche beispielsweise aus Falten des Lamellenmaterials gebildet sind.
In den Fig.6 und 7 ist eine abgewandelte Ausbildung dargestellt, bei welcher kein Quadrat, sondern ein Sechseck ausgebildet wird. Dem gemäß sind sechs Lamellen 4 vorgesehen, welche jeweils über ein flächiges Gedächtnislegierungselement 3 an ein zentrales Trägerelement 1 schwenkbar angelenkt sind. Zwischen den einzelnen Lamellen 4 sind wiederum Überlappungsbereiche 5 vorgesehen. Die Schwenkachsen sind wiederum mit 8 bezeichnet, welche bei der Ausbildung gemäß den Fig. 6 und 7 ein regelmäßiges Hexagon ausbilden.

Claims

Ansprüche :
1. Vorrichtung zum wahlweisen Abdecken und Freigeben von Oberflächen eines Raumfahrzeugs in Abhängigkeit von der Temperatur mit einer Mehrzahl von relativ zur Oberfläche des Raumfahrzeugs schwenkbar angeordneten Lamellen, wobei der Schwenkantrieb wenigstens ein flächiges Element aus einer Gedächtnislegierung umfasst, welches bei Durchschreiten eines Temperaturbereiches seine Form ändert und die Lamellen verschwenkt, dadurch gekennzeichnet, dass die Schwenkachsen (8) der Lamellen (4) gemeinsam ein Polygon ausbilden.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Schwenkachsen (8) der Lamellen (4) gemeinsam ein regelmäßiges Polygon ausbilden.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2 , dadurch gekennzeichnet, dass die um die Schwenkachsen (8) verschwenkten Lamellen (4) einander in wenigstens einer Endstellung ab- stützen.
4. Vorrichtung nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (4) in ihrer die Oberfläche (7) des Raumfahrzeugs abdeckenden Position einander überlappen oder Stoß an Stoß angeordnet sind.
5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (4) über eine gemeinsamen Stütze (2) an der abzudeckenden Oberfläche (7) bzw. dem Raumfahrzeug festgelegt sind.
6. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Stütze (2) eine Länge aufweist, die wenigstens gleich der Länge (a) eines vom Gelenk in Richtung zur Oberfläche (7) bzw. zum Raumfahrzeug vorragenden Teils der Lamelle (4) ist.
7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das flächige Element (3) aus einer Gedächtnislegierung in der die Oberfläche (7) abdeckenden Schwenkposition flach und in der die Oberfläche (7) frei- gebenden Position gebogen ist.
8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7 , dadurch gekennzeichnet, dass das flächige Element (3) aus Gedächtnislegierung einerseits an der Lamelle (4) und andererseits an der gemeinsamen Stütze (2) festgelegt ist.
9. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (4) gleichen Umriss aufweisen.
10. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das flächige Element (3) in radialem Abstand von der Innenkante der Lamelle ( 4 ) an der Lamelle (4) angreift.
11. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (4) hochreflektierende Oberflächen, zB Spiegelfächen, aufweisen.
12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterseite (13) der Lamellen (4) ein geringeres Emissionsvermögen aufweist als die Oberseite (12) der Lamellen (4).
13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass das wenigstens eine Lamelle (4) einen abgewinkelten oder abwinkelbaren Bereich aufweist, der in der die Oberfläche ( 7 ) freigebenden Schwenkposition den durch die Lamellen (4) begrenzten Raum (11) zumindest teilweise abdeckt.
14. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Lamellen (4) jeweils wenigstens einen Abstandhalter aufweisen, der in der die Oberfläche (7) abdeckenden Schwenkposition in Richtung zur Oberfläche (7) vorragt .
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109899258A (zh) * 2019-03-29 2019-06-18 中国科学院广州能源研究所 通过记忆金属进行温差发电的装置

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008029338B4 (de) * 2008-06-20 2012-08-23 Audi Ag Vorrichtung zur Temperatursteuerung

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4435229A (en) 1979-09-25 1984-03-06 Johnson Alfred D Method of preparing a two-way shape memory alloy
US4707196A (en) 1982-02-27 1987-11-17 Tohoku Metal Industries Ltd. Ti-Ni alloy articles having a property of reversible shape memory and a method of making the same
JPS6483498A (en) * 1987-09-28 1989-03-29 Hitachi Ltd Heat dissipation controller
JPH01219000A (ja) * 1988-02-29 1989-09-01 Hitachi Ltd 放熱量制御装置
JPH0354097A (ja) * 1989-07-19 1991-03-08 Nec Corp サーマルルーバー装置
JPH0725397A (ja) * 1993-07-12 1995-01-27 Nec Corp サーマルルーバ装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4435229A (en) 1979-09-25 1984-03-06 Johnson Alfred D Method of preparing a two-way shape memory alloy
US4707196A (en) 1982-02-27 1987-11-17 Tohoku Metal Industries Ltd. Ti-Ni alloy articles having a property of reversible shape memory and a method of making the same
JPS6483498A (en) * 1987-09-28 1989-03-29 Hitachi Ltd Heat dissipation controller
JPH01219000A (ja) * 1988-02-29 1989-09-01 Hitachi Ltd 放熱量制御装置
JPH0354097A (ja) * 1989-07-19 1991-03-08 Nec Corp サーマルルーバー装置
JPH0725397A (ja) * 1993-07-12 1995-01-27 Nec Corp サーマルルーバ装置

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109899258A (zh) * 2019-03-29 2019-06-18 中国科学院广州能源研究所 通过记忆金属进行温差发电的装置

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