[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

DE102021114985B3 - Verfahren und Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn - Google Patents

Verfahren und Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn Download PDF

Info

Publication number
DE102021114985B3
DE102021114985B3 DE102021114985.1A DE102021114985A DE102021114985B3 DE 102021114985 B3 DE102021114985 B3 DE 102021114985B3 DE 102021114985 A DE102021114985 A DE 102021114985A DE 102021114985 B3 DE102021114985 B3 DE 102021114985B3
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
satellite
layer
deorbiting
artificial
insulation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
DE102021114985.1A
Other languages
English (en)
Inventor
Esha
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Leibniz Inst Fuer Verbundwerkstoffe GmbH
Leibniz Institut Fuer Verbundwerkstoffe GmbH
Original Assignee
Leibniz Inst Fuer Verbundwerkstoffe GmbH
Leibniz Institut Fuer Verbundwerkstoffe GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Leibniz Inst Fuer Verbundwerkstoffe GmbH, Leibniz Institut Fuer Verbundwerkstoffe GmbH filed Critical Leibniz Inst Fuer Verbundwerkstoffe GmbH
Priority to DE102021114985.1A priority Critical patent/DE102021114985B3/de
Priority to FR2205328A priority patent/FR3123892A1/fr
Priority to US17/833,364 priority patent/US20220396377A1/en
Application granted granted Critical
Publication of DE102021114985B3 publication Critical patent/DE102021114985B3/de
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B64G1/54Protection against radiation
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242Orbits and trajectories
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/62Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
    • B64G1/623Retarding devices, e.g. retrorockets

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Critical Care (AREA)
  • Emergency Medicine (AREA)
  • Thermal Insulation (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Deorbitierung von künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn, wobei der künstliche Satellit eine Mehrschichtisolierung aufweist.Im Rahmen der Erfindung wird vorgeschlagen, dass mindestens eine Schicht der Mehrschichtisolierung von dem künstlichen Satelliten zumindest partiell gelöst wird. Durch das Lösen der Schicht wird die darunter liegende Satellitenstruktur den Umgebungseinflüssen ausgesetzt. Dies beschleunigt die Selbstauflösung des künstlichen Satelliten, reduziert damit die Masse und erhöht den ballistischen Koeffizienten. Ein Abspreizen der Schicht vergrößert dessen Querschnittsfläche und führt durch Energiereduktion zu einem vorzeitigen Wiedereintritt in die Erdatmosphäre. Mehrere Schichten können dabei so angeordnet sein, dass unabhängig von einer Rotation des Satelliten immer mindestens eine Fläche gegen die aerodynamische Strömung gerichtet ist.

Description

  • Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn, wobei der künstliche Satellit eine Mehrschichtisolierung aufweist.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Vorrichtungen und Verfahren zur Deorbitierung von künstlichen Satelliten sind bekannt.
  • 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.
  • Neben den aktiven Deorbitierungsvorrichtungen sind auch passive Deorbitierungsvorrichtungen bekannt.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Deorbitierung von Satelliten zu optimieren.
  • 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.
  • Künstliche Satelliten sind dabei beispielsweise Raketen, Raketenstufen, Überwachungs-, Nachrichten- oder Kommunikationssatelliten oder Bruchteile von Raketen.
  • 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.
  • Eine bevorzugte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass das Lösen von mindestens einer Schicht am Ende der Lebensdauer des künstlichen Satelliten erfolgt.
  • 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.
  • Dabei ist es zweckmäßig, dass mindestens eine Schicht der Mehrschichtisolierung zumindest partiell abgeschält wird.
  • 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.
  • Eine weitere Ausführungsform der Erfindung besteht darin, dass mindestens eine Schicht der Mehrschichtisolierung klappenförmig abgespreizt wird.
  • 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.
  • 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.
  • Bevorzugt sind mehrere abgespreizte Schichten so ausgerichtet, dass sich unabhängig von der Lage des Satelliten immer mindestens eine Fläche gegen die aerodynamische Strömung richtet.
  • Alternativ können einzelne Schichten und/oder Teile einer Schicht abgeschält und/oder abgespreizt werden.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Es ist zur Erfindung gehörig, dass das Federelement eine Flachfeder ist.
  • 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.
  • Schließlich ist es erfindungsgemäß, dass das Federelement eine Torsionsfeder ist.
  • 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.
  • Alternativ kann auch eine Kombination aus Flachfedern und Torsionsfedern verwendet werden. Diese kann entsprechend an die Geometrie des künstlichen Satelliten angepasst werden.
  • Nachfolgend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand von Zeichnungen näher erläutert.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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).
  • 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).
  • 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.
  • 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.
  • Bezugszeichenliste
  • 1
    Satellit
    2
    Vorrichtung zur Deorbitierung
    3
    Mehrschichtisolierung
    4
    Abschälmechanismus
    5
    Spannmechanismus
    6
    Heizelement
    7
    Flachfeder
    8
    Haftvermittler
    9
    Torsionsfeder

Claims (8)

  1. Verfahren zur Deorbitierung von künstlichen Satelliten (1) aus der Erdumlaufbahn, wobei der künstliche Satellit (1) eine Mehrschichtisolierung (3) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass die Deorbitierung durch gezieltes, zumindest partielles Ablösen mindestens einer Schicht der Mehrschichtisolierung (3) von dem künstlichen Satelliten (1) ausgelöst wird.
  2. Verfahren gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Lösen von mindestens einer Schicht am Ende der Lebensdauer des künstlichen Satelliten (1) erfolgt.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine Schicht der Mehrschichtisolierung (3) zumindest partiell abgeschält wird.
  4. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine Schicht der Mehrschichtisolierung (3) klappenförmig abgespreizt wird.
  5. Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere abgespreizte Schichten so ausgerichtet werden, dass sich unabhängig von der Lage des Satelliten (1) immer mindestens eine Fläche gegen die aerodynamische Strömung richtet.
  6. Vorrichtung zur Deorbitierung von künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn nach einem Verfahren gemäß einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorrichtung unter der Mehrschichtisolierung (3) eines Satelliten angeordnet ist und ein Federelement (7, 9), ein Heizelement (6) und einen Haftvermittler (8) umfasst.
  7. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Federelement eine Flachfeder (7) ist.
  8. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Federelement eine Torsionsfeder (9) ist.
DE102021114985.1A 2021-06-10 2021-06-10 Verfahren und Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn Active DE102021114985B3 (de)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102021114985.1A DE102021114985B3 (de) 2021-06-10 2021-06-10 Verfahren und Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn
FR2205328A FR3123892A1 (fr) 2021-06-10 2022-06-02 Procédé et dispositif pour désorbiter unsatellite artificiel de l'orbite terrestre
US17/833,364 US20220396377A1 (en) 2021-06-10 2022-06-06 Method and device for deorbiting an artificial satellite from earth orbit

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102021114985.1A DE102021114985B3 (de) 2021-06-10 2021-06-10 Verfahren und Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE102021114985B3 true DE102021114985B3 (de) 2022-10-06

Family

ID=83283007

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE102021114985.1A Active DE102021114985B3 (de) 2021-06-10 2021-06-10 Verfahren und Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20220396377A1 (de)
DE (1) DE102021114985B3 (de)
FR (1) FR3123892A1 (de)

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005051042A1 (en) 2003-11-20 2005-06-02 Koninklijke Philips Electronics N.V. Thin- film heating element

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5100494A (en) * 1989-09-05 1992-03-31 Hughes Aircraft Company Structural bonding and debonding system
FR2728229B1 (fr) * 1994-12-19 1997-03-14 Centre Nat Etd Spatiales Bouclier de freinage pour engin spatial et satellite ainsi equipe
US7332218B1 (en) * 1999-07-14 2008-02-19 Eic Laboratories, Inc. Electrically disbonding materials
US6830222B1 (en) * 2002-03-21 2004-12-14 Global Aerospace Corporation Balloon device for lowering space object orbits
US9016635B2 (en) * 2009-04-30 2015-04-28 Tethers Unlimited Inc Terminator tape satellite deorbit module
GB2475926B (en) * 2009-12-07 2011-10-19 Phs Space Ltd Debris impact mitigation apparatus for spacecraft
EP2915213B1 (de) * 2012-11-05 2016-07-27 Thales Alenia Space Italia S.p.A. Con Unico Socio Grosser einsetzbarer reflektor für eine satellitenantenne
FR3041609B1 (fr) * 2015-09-30 2017-09-08 Airbus Defence & Space Sas Dispositif de separation controlee entre deux pieces et application d'un tel dispositif
CN205539865U (zh) * 2016-04-12 2016-08-31 华中科技大学 一种可展开式遮光罩
EP3752423A4 (de) * 2018-02-15 2021-11-17 L'garde Inc. Weltraummüllaufnahme und deorbitingsystem

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005051042A1 (en) 2003-11-20 2005-06-02 Koninklijke Philips Electronics N.V. Thin- film heating element

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FINCKENOR, M. M. ; DOOLING, D.: Multilayer insulation material guidelines. Alabama : NASA Marshall Space Flight Center, 1999 (NASA/TP-1999-209263). 44 S. URL: https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19990047691/downloads/19990047691.pdf [abgerufen am 2021-07-09]
FLEGEL, Sven K. [et al.]: Multi-layer insulation model for MASTER-2009☆. In: Acta Astronautica, Vol. 69, 2011, S. 911-922. - ISSN 1879-2030 (E); 0094-5765 (P). DOI: doi.org/10.1016/j.actaastro.2011.06.015. URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0094576511002098/pdfft?md5=9dad3d83463f3cce9a4696b9a221321a&pid=1-s2.0-S0094576511002098-main.pdf [abgerufen am 2021-07-09]
GABRYEL, Wiktor [et al.]: Alternative bonding methods for MLI blankets. In: 46th International Conference on Environmental Systems, 10-14 July 2016, Vienna, Austria (ICES-2016-121). 11 S. URL: https://ttu-ir.tdl.org/bitstream/handle/2346/67539/ICES_2016_121.pdf?sequence=1&isAllowed=y [abgerufen am 2021-07-09]
https://www.nzz.ch/panorama/der-tag-der-die-raumfahrt-veraenderte-15-jahre-columbia-desaster-ld.1352793
Norm ISO 24113 2019-07-00. Space systems - Space debris mitigation requirements

Also Published As

Publication number Publication date
FR3123892A1 (fr) 2022-12-16
US20220396377A1 (en) 2022-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2497714B1 (de) Bergungs- und Abbremsvorrichtung für frei im All fliegende Objekte
EP0691519B1 (de) Vorrichtung zur nichtletalen Bekämpfung von Flugzeugen
DE102006003638B4 (de) Flugkörper für den Überschallbereich
DE2803036A1 (de) Gelenkte bombe fuer den tiefflugeinsatz
DE69005552T2 (de) Verfahren zum Starten einer Kapsel im Raum und Mittel zum Starten.
DE102021114985B3 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Deorbitierung eines künstlichen Satelliten aus der Erdumlaufbahn
DE10119221B4 (de) Verborgenes eingekapseltes Luftmunitionsauswurfsystem
DE69911816T2 (de) Steuerungsverfahren für luft- und raumfahrsystem zum tragen einer nutzlast auf eine umlaufbahn
DE202021003968U1 (de) Wiederverwendbare Trägerrakete
DE10321333B4 (de) Zusammengesetzte Konstruktion zum Abschießen einer Nutzlast in den Raum
EP2428445B1 (de) Verfahren zum Absetzen eines unbemannten Flugkörpers aus einem Luftfahrzeug
DE69414086T2 (de) Rakete
DE19814936C1 (de) Schleppkörper zur Flugzieldarstellung mit IR-Flares
DE3874494T2 (de) Abwurfkoerper mit aerodynamischen bremsmitteln.
DE102019135246B4 (de) Fluggerät und Verfahren zum Abfangen einer Drohne
WO2000034122A1 (de) Verfahren zum transport einer nutzlast in den weltraum
DE102014004838A1 (de) Effektor mit abwerfbarer Tarnschale
WO2005044664A2 (de) Träger für den transport einer nutzlast und verfahren zum ändern der umlaufbahn eines trägers
DE2945278A1 (de) Waffensystem, insbesondere zur bekaempfung von panzern und hubschraubern
WO2017050333A1 (de) Trennbare tragfläche für ein luftfahrzeug, luftfahrzeug mit trennbarer tragfläche und verfahren zum landen eines solchen luftfahrzeugs
DE3238990C2 (de)
DE102007041994B4 (de) Mechanismus zum Ausschleudern einer Stoßmasse zur Ablenkung eines störenden Satelliten auf eine tolerierbare Bahn durch Kollision
EP0795467A2 (de) Landeverfahren für Nutzlasten aus Luft- und Raumfahrtmissionen
DE102017203303B4 (de) Abwerfbare Unterrumpfstruktur für Hyperschall-Raumtransportfahrzeuge
DE19848737C2 (de) Lage- und Bahnregelung von Satelliten

Legal Events

Date Code Title Description
R012 Request for examination validly filed
R086 Non-binding declaration of licensing interest
R016 Response to examination communication
R016 Response to examination communication
R018 Grant decision by examination section/examining division
R020 Patent grant now final