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Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn, wobei der künstliche Satellit eine Mehrschichtisolierung aufweist.
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Mehrschichtisolierungen werden bei fast allen künstlichen Satelliten zur thermischen Isolation eingesetzt. Sie umspannen die Außenseite der Satelliten, um diese und deren Subsysteme vor den Umgebungseinflüssen im Orbit zu schützen. Sie bestehen aus mehreren Schichten dünner, reflektierender, mit Metall beschichteter Kunststofflagen, die durch schlecht leitende oder isolierende Füllmaterialien getrennt sind. Bei erdnahen Satelliten werden für gewöhnlich 15 bis 20 Schichten verwendet (Flegel, S. K., Gelhaus, J., Möckel, M., Wiedemann, C., Krag, H., Klinkrad, H., & Vörsmann, P. (2011). Multi-layer insulation model for MASTER2009. Germany: Elsevier). Diese Schichten können eine Gesamtdicke von 5 bis 12 mm aufweisen. Solche Beschichtungen sind beispielsweise aus Gabryel, W., Hoidn, W., & Wolf, J. (2016). Alternative Bonding Methods for MLI blankets, 46th International Conference on Environmental Systems (p. 121). Austria: ICES und Finckenor, M., & Dooling, D. (1999). Multilayer Insulation Material Guidelines. Alabama: NASA Marshall Space Flight Center bekannt.
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Es befinden sich 34.000 Objekte einer Größe von mehr als 10 cm, 900.000 Objekte einer Größe von mehr als 1 cm und 128 Millionen Objekte einer Größe von mehr als 1 mm in einer niedrigen Erdumlaufbahn (LEO). Diese Objekte bewegen sich mit Geschwindigkeiten von mehr als 11 km/s. 26.600 von diesen Objekten sind nach Angaben der ESA identifiziert (ESA Space Debris Office, 2020). Durch jeden Satellitenstart kommen mindestens zwei Objekte hinzu, die sich später in zahlreiche kleinere Objekte teilen können. Einmal beim Start des Satelliten in Form der letzten Raketenstufe und einmal am Ende der Lebensdauer des Satelliten der funktionslose Satellit selbst. Seit dem Aufkommen des neuen Raumfahrtzeitalters mit kleinen Satelliten ist die Zahl der Satellitenstarts exponentiell gestiegen. Innerhalb der Zeitspanne von 2014 bis 2019 hat sich die Anzahl der Satellitenstarts in eine niedrige Erdumlaufbahn von 2 bis 3 Satelliten pro Woche auf 13 bis 14 Satelliten pro Woche erhöht (Euroconsult, 2019). Im Jahr 2020 wurden 1000 kleine Satelliten mit einem Gewicht von weniger als 500 kg gestartet. Dies entspricht einem Durchschnitt von 20 Satelliten pro Woche. Als Konsequenz der größeren Anzahl von Satelliten in der Erdumlaufbahn erhöht sich die Gefahr von Kollisionen. Durch diese Kollisionen können die Trümmerteile als weitere Objekte unkontrolliert in die Erdumlaufbahn eingebracht werden. Diese Trümmerteile können wiederum Kollisionen verursachen und in einem Kaskadeneffekt weitere Trümmerteile erzeugen. Dieser Effekt ist auch als Kessler-Syndrom bekannt. Die Gesamtheit der funktionslosen Objekte in der Erdumlaufbahn wird dabei auch als Weltraummüll bezeichnet. Dabei nimmt die Bedrohung durch Weltraummüll aufgrund des Starts insbesondere mehrerer Multi-Satelliten-Konstellationen, insbesondere im erdnahen Orbit, stetig zu.
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Um auch in der Zukunft einen sicheren Zugang zum Weltraum zu ermöglichen, hat die UN Richtlinien zur Reduzierung des Weltraummülls für alle Raketenstarts eingeführt. Die ISO-24113 soll einen sicheren Zugang zum Weltraum gewährleisten. Nach diesem Standard soll jeder Satellit oder jedes nicht funktionelle Objekt in einer erdnahen Umlaufbahn innerhalb von 25 Jahren seiner Lebensdauer in die Erdatmosphäre eintreten oder in eine Friedhofsumlaufbahn überführt werden.
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Vorrichtungen und Verfahren zur Deorbitierung von künstlichen Satelliten sind bekannt.
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Dabei sind aktive Vorrichtungen zur Deorbitierung von Weltraummüll bekannt. Bei diesen Vorrichtungen wird der Weltraummüll durch einen zusätzlich gestarteten Satelliten eingesammelt und anschließend zusammen mit dem Satelliten in der Atmosphäre verglühen gelassen. Das Einsammeln kann dabei beispielsweise über Roboterarme, Netze oder Harpunen erfolgen. Dabei können schon vor dem Start von künstlichen Satelliten an diesen spezielle Zielscheiben angebracht werden, um das spätere Einsammeln zu erleichtern. Nachteilig an den aktiven Vorrichtungen ist, dass diese zusätzliche Raketenstarts benötigen.
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Neben den aktiven Deorbitierungsvorrichtungen sind auch passive Deorbitierungsvorrichtungen bekannt.
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Es sind Schleppvorrichtungen als passive Deorbitierungsvorrichtungen bekannt. Bei diesen Deorbitierungsvorrichtungen wird durch eine Vergrößerung der Satellitenoberfläche eine größere Bremswirkung durch Atmosphärenreste in der erdnahen Erdumlaufbahn erreicht. Durch die Bremswirkung wird der Wiedereintritt der Satelliten in die Atmosphäre beschleunigt. Die Schleppvorrichtung kann dabei beispielsweise als ausfahrbares Schleppsegel oder Ausleger ausgestaltet sein. Diese Schleppvorrichtung wird am Ende der Lebensdauer des Satelliten ausgelöst.
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Es sind elektromagnetische Seile zur Deorbitierung von Satelliten bekannt. Bei dieser Technologie wird ein leitfähiges Seil verwendet, um eine elektromagnetische Kraft zu erzeugen, wenn sich das elektromagnetische Seil relativ zum Magnetfeld der Erde bewegt.
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Nachteilig an den bekannten Vorrichtungen ist, dass dieses zusätzliche Gewicht mit dem Satelliten in die Erdumlaufbahn gebracht werden muss, was wiederum die Kosten des Raketenstarts erhöht. Zudem ergeben sich Beschränkungen in der Anwendbarkeit auf kleine Satelliten aufgrund der begrenzt erreichbaren Kräfte.
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Negative Folgen kann hingegen das unbeabsichtigte Lösen von Schutzschichten haben. So wurde der Absturz der Raumfähre Columbia am 1. Februar 2003 durch unbeabsichtigtes Lösen eines Stücks Schaumstoffisolierung eines Tanks verursacht, welches ein Loch in die Hitzeisolierung der Vorderkante des linken Flügels schlug und zum Verglühen beim Wiedereintritt in die Atmosphäre führte.
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Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Deorbitierung von Satelliten zu optimieren.
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Die Aufgabe wird bei einem Verfahren zur Deorbitierung von künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn dadurch gelöst, dass die Deorbitierung durch gezieltes, zumindest partielles Ablösen mindestens einer Schicht der Mehrschichtisolierung von dem künstlichen Satelliten ausgelöst wird.
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Künstliche Satelliten sind dabei beispielsweise Raketen, Raketenstufen, Überwachungs-, Nachrichten- oder Kommunikationssatelliten oder Bruchteile von Raketen.
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Durch das Ablösen der Schichten von dem künstlichen Satelliten kann dieser gezielt den Umgebungseinflüssen im Orbit ausgesetzt werden. Dabei werden durch das partielle Ablösen der Schichten die Schutzlagen des Satelliten gegen die Umgebungseinflüsse zumindest partiell entfernt. Der nun schutzlose Satellit wird durch Sauerstoffradikale, ultraviolette Strahlung und starke Temperaturschwankungen zersetzt. Beispielsweise zerfällt das Material des künstlichen Satelliten in CO2, H2O und verschiedene Metalloxide. Dieser Materialabbau löst die Selbstauflösung des Satelliten aus, sobald er die Funktion oder die Verbindung zur Erde verliert.
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Eine bevorzugte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass das Lösen von mindestens einer Schicht am Ende der Lebensdauer des künstlichen Satelliten erfolgt.
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Vorteilhaft bleibt der Satellit während seiner funktionellen Lebensdauer vor den Umgebungseinflüssen geschützt. Erreicht der Satellit sein funktionelles Lebensdauerende, beispielsweise durch einen Defekt oder durch planmäßige Stilllegung, kann die Selbstauflösung kontrolliert eingeleitet werden. Die Einleitung kann dabei durch ein aktiv an den Satelliten gesendetes Signal ausgelöst werden. Die Einleitung kann auch automatisch, beispielsweise bei Erreichen einer bestimmten Betriebszeit oder bei Verlust des Kontakts zu einem Kontrollzentrum, erfolgen.
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Dabei ist es zweckmäßig, dass mindestens eine Schicht der Mehrschichtisolierung zumindest partiell abgeschält wird.
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Abschälen bedeutet dabei, dass die Schicht derart zusammengezogen wird, dass Teile des künstlichen Satelliten von den schützenden Lagen der Mehrschichtisolierung freigelegt und damit den Umgebungseinflüssen ausgesetzt werden. Dabei wird die Schicht nicht vom Satelliten separiert, sondern beispielsweise durch Aufrollen von einem Teil der Satellitenstruktur entfernt.
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Eine weitere Ausführungsform der Erfindung besteht darin, dass mindestens eine Schicht der Mehrschichtisolierung klappenförmig abgespreizt wird.
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Vorteilhaft können bei dem Verfahren bereits am Satelliten befindliche Teile verwendet werden. Es wird keine zusätzliche Membran zur Vergrößerung der Oberfläche des künstlichen Satelliten benötigt.
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Das Abspreizen der Schicht vergrößert die Querschnittsfläche des künstlichen Satelliten. Durch die vergrößerte Querschnittsfläche wird der künstliche Satellit stärker abgebremst, wodurch die Deorbitierung des künstlichen Satelliten erfolgt. Dabei kann die Querschnittsfläche dadurch vergrößert werden, dass die Schicht in Form einer Klappe ausgestreckt wird. Es werden bevorzugt große flache Teile der Lagen abgespreizt. Die Bremswirkung entspricht dabei in etwa der eines aufgespannten Segels. Vorteilhaft ist keine zusätzliche Membran zum Vergrößern der Querschnittsfläche nötig. Durch das Abspreizen werden Teile des künstlichen Satelliten von den schützenden Lagen der Mehrschichtisolierung freigelegt und damit den Umgebungseinflüssen ausgesetzt. Vorteilhaft wird die Selbstauflösung des künstlichen Satelliten beschleunigt.
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Bevorzugt sind mehrere abgespreizte Schichten so ausgerichtet, dass sich unabhängig von der Lage des Satelliten immer mindestens eine Fläche gegen die aerodynamische Strömung richtet.
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Alternativ können einzelne Schichten und/oder Teile einer Schicht abgeschält und/oder abgespreizt werden.
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Die Aufgabe wird auch bei einer Vorrichtung zur Deorbitierung von künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn dadurch gelöst, dass die Vorrichtung unter einer Mehrschichtisolierung eines Satelliten angeordnet ist und ein Federelement, ein Heizelement und einen Haftvermittler umfasst.
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Die Vorrichtung ist unter der Mehrschichtisolierung angebracht. Das Heizelement kann dabei als Dünnschichtheizung ausgestaltet sein. Sie kann auf dünne PolyimidFolien oder andere raumfahrttaugliche Materialien gedruckt sein. Sie kann je nach Bedarf in beliebiger Form und Größe gedruckt werden. Eine solche Dünnschichtheizung ist beispielsweise in der
WO 2005/051042 A1 beschrieben. Dabei besteht die Dünnschichtheizung aus drei dünnen Schichten von geringer Stärke, beispielsweise < 2 µm. Die äußeren Schichten sind elektrisch isolierende Schichten, während die Kernschicht eine elektrisch resistive Schicht ist. Die Kernschicht ist mit elektrischen Stromquellen verbunden. Sie wird mit einem für die Raumfahrt geeigneten Klebstoff an der Satellitenstruktur unter der Mehrschichtisolierung befestigt.
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Der Haftvermittler verbindet mindestens eine Schicht der Mehrschichtisolierung des künstlichen Satelliten mit der Satellitenstruktur. Dabei kann es sich um einen durch Hitze lösbaren Klebstoff handeln.
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Während des Zeitraums, in dem der Satellit seine Mission ausführt, bleibt das Heizelement inaktiv. Sobald der Satellit seine Funktionstüchtigkeit, beispielsweise, durch Verlust des Funkkontakts zum Boden oder Kollision mit Weltraummüll, verliert, wird das Heizelement automatisch an die Solarzellen oder die Hauptenergiequelle des Satelliten angeschlossen. Die von dem Heizelement erzeugte Wärme muss so ausgelegt sein, dass sie in der Lage ist, den Haftvermittler durch die Energiezufuhr zu schmelzen. Die Schicht der Mehrfachisolierung, die zuvor durch den Haftvermittler mit der Satellitenstruktur verbunden war, löst sich von der Satellitenstruktur. Die Schicht wird von dem Federelement von der Satellitenstruktur getrennt. Dadurch wird die Satellitenstruktur zumindest teilweise von der schützenden Mehrschichtisolierung freigelegt. Der Satellit ist nun den Umgebungseinflüssen ausgesetzt. Die Umgebungseinflüsse beschleunigen die Selbstauflösung des künstlichen Satelliten. Vorteilhaft wird der beschriebene Prozess ausgelöst, wenn sich der Satellit außerhalb des Erdschattens befindet, so dass die Sonnenstrahlung sowohl zur Energieerzeugung als auch zur thermischen Unterstützung des Ablöseprozesses genutzt werden kann.
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Es ist zur Erfindung gehörig, dass das Federelement eine Flachfeder ist.
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Die Flachfeder funktioniert dabei ähnlich einem Klackarmband für Kinder. Nach dem Aktivieren der Vorrichtung und des Lösens der mindestens einen Schicht der Mehrschichtisolierung von der Satellitenstruktur wird die Schicht von der Flachfeder aufgerollt. Vorteilhaft wird dabei die unter der Schicht liegende Satellitenstruktur den Umgebungseinflüssen ausgesetzt. Die Flachfeder ist besonders zum Lösen der Schicht der Mehrschichtisolierung an unebenen Teilen der Satellitenoberfläche geeignet.
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Schließlich ist es erfindungsgemäß, dass das Federelement eine Torsionsfeder ist.
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Durch die Torsionsfeder kann die Schicht der Mehrschichtisolierung von der Satellitenoberfläche, ähnlich einer Klappe, abgespreizt werden. Durch dieses Abspreizen wird die Querschnittsfläche des künstlichen Satelliten vergrößert. Dabei eignen sich große, flache Teile der Mehrschichtisolierung besonders zum Abspreizen. Vorteilhaft muss dazu keine zusätzliche Membran verwendet werden. Vielmehr dient die bereits an dem Satelliten angebrachte Mehrschichtisolierung zur Vergrößerung der Bremswirkung. Vorteilhaft wird der künstliche Satellit durch die vergrößerte Bremswirkung so lange abgebremst, bis er in der Erdatmosphäre verglüht.
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Alternativ kann auch eine Kombination aus Flachfedern und Torsionsfedern verwendet werden. Diese kann entsprechend an die Geometrie des künstlichen Satelliten angepasst werden.
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Nachfolgend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand von Zeichnungen näher erläutert.
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Es zeigen
- 1 einen erfindungsgemäßen Satelliten während der Nutzungsphase,
- 2 einen erfindungsgemäßen Satelliten nach der Nutzungsphase in einer ersten Ausführung,
- 3 einen erfindungsgemäßen Satelliten nach der Nutzungsphase in einer zweiten Ausführung,
- 4 eine erfindungsgemäße Vorrichtung zur Deorbitierung im nicht aktivierten Zustand,
- 5 einen erfindungsgemäße Spannmechanismus im nicht aktivierten Zustand,
- 6 einen erfindungsgemäßen Satelliten nach der Nutzungsphase mit einem ersten aktiviertem Mechanismus,
- 7 einen erfindungsgemäßen Satelliten nach der Nutzungsphase mit einen zweiten aktiviertem Mechanismus.
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1 zeigt einen erfindungsgemäßen Satelliten (1) während der Nutzungsphase. Die Vorrichtung zur Deorbitierung (2) ist unter der Mehrschichtisolierung (3) verborgen. Die Mehrschichtisolierung (3) schützt in der Nutzungsphase die Struktur und Ladung des Satelliten vor den Umgebungseinflüssen, vor allem vor Strahlung und Temperaturwechseln. Die erfindungsgemäße Vorrichtung zur Deorbitierung (2) verändert nach der Nutzungsphase des Satelliten (1) die Mehrschichtisolierung (3), um die Fläche des Satelliten (1) zu vergrößern. Dies kann durch Abschälen der Mehrschichtisolierung (3) mittels eines Abschälmechanismus oder durch Aufspannen der Mehrschichtisolierung (3) mittels eines Spannmechanismus erfolgen.
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2 zeigt einen erfindungsgemäßen Satelliten (1) nach der Nutzungsphase mit aktivierter Vorrichtung zur Deorbitierung, die hier als Abschälmechanismus (4) ausgebildet ist. Bei Betätigung des Abschälmechanismus (4) wird die Mehrschichtisolierung (3) aufgerollt und verbleibt am Satelliten (1), der der Strahlenbelastung im Weltraum ausgesetzt wird, womit die Zersetzung der Satellitenstruktur, eine Massereduktion und letztlich die Deorbitierung beginnt.
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3 zeigt einen erfindungsgemäßen Satelliten (1) nach der Nutzungsphase mit einer aktivierten Vorrichtung zur Deorbitierung, die einen Spannmechanismus (5) aufweist. Nach dem Abschälen der Mehrschichtisolierung (3) wird diese mit Hilfe des Spannmechanismus (5) klappenförmig ausgefahren und vergrößert somit signifikant die Querschnittsfläche des Satelliten (1), wodurch dieser stark abgebremst wird.
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4 zeigt im Detail einen erfindungsgemäßen Abschälmechanismus (4) im nicht aktivierten Zustand, bestehend aus einem als Dünnschicht-Heizelement ausgebildeten Heizelement (6), einer in der Mehrschichtisolierung (3) integrierten Flachfeder (7) und einem Haftvermittler (8).
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5 zeigt im Detail einen erfindungsgemäßen Spannmechanismus (5) im nicht aktivierten Zustand, bestehend aus einem als Dünnschicht-Heizelement ausgebildeten Heizelement (6), einem Haftvermittler (8) und einer vorgespannten Torsionsfeder (9) in der Mehrschichtisolierung (3).
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6 zeigt einen erfindungsgemäßen Satelliten (1) nach der Nutzungsphase mit nach der Nutzungsphase aktiviertem Mechanismus, bestehend aus dem Dünnschicht-Heizelement (6), dem Haftvermittler (8) und der Torsionsfeder (9), bei dem die Mehrschichtisolierung (3) klappenförmig durch die Spannkraft der Torsionsfeder (9) ausgefahren ist.
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7 zeigt einen erfindungsgemäßen Satelliten (1) nach der Nutzungsphase mit nach der Nutzungsphase aktiviertem Abschälmechanismus bestehend aus der Flachfeder (7), bei dem die Mehrschichtisolierung (3) durch die Spannkraft der Flachfeder (7) aufgerollt ist.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Satellit
- 2
- Vorrichtung zur Deorbitierung
- 3
- Mehrschichtisolierung
- 4
- Abschälmechanismus
- 5
- Spannmechanismus
- 6
- Heizelement
- 7
- Flachfeder
- 8
- Haftvermittler
- 9
- Torsionsfeder