Die Dimensionen von Instrumenten-, Antennen- und Solargeneratorstrukturen an Raumfahrzeugen übersteigen des Öfteren die verfügbaren Volumina der existierenden Trägersysteme. Um diese Systeme dennoch zu realisieren, werden die Strukturen mit Faltmechanismen versehen und so während des Orbit-Transfers platzsparend im Trägersystem verstaut. Ein Nebeneffekt ist dabei, dass auch eine Struktur, die im entfalteten Zustand eine geringe - der Schwerelosigkeit angemessene - Steifigkeit besitzt, im gepackten Zustand kompakter und steifer ist und somit eher den hohen strukturellen Anforderungen während des Starts an eine Nutzlast entspricht. Dementsprechend erfordert das Auslegen einer solchen Struktur die Berücksichtigung von verschiedenen Konfigurationen derselben, essentiellen Strukturbauteile. Die Arbeit zeigt auf, wie sich dabei die Rollen von einzelnen Komponenten ändern. So kann eine Komponente in einer Konfiguration einen Hauptteil der Last tragen während sie in einer anderen Konfiguration von einer anderen Strukturkomponente getragen werden muss und diese durch ihre eigene Masse belastet. Im Kern der Arbeit wird daher das Strukturkonzept der entfaltbaren Membranantenne vorgestellt sowie eine Methode erläutert, die die Auslegung der verschiedenen Komponenten in einer angemessenen Reihenfolge ermöglicht. Die erhaltene Methode wird im Anschluss genutzt um die Auslegung mit Hilfe der Finiten Elemente Methode (FEM) zu automatisieren. Diese Automatisierung dient zum einen dazu, schnell auf Änderungen in den Anforderungen reagieren zu können. Zum anderen vereinfacht sie aber auch Parameterstudien, deren Auswertung zu einem besseren Strukturverständnis führen. Als Bestätigung der Methode wird im Anschluss an die Parameterstudie eine weiter verbesserte Variante der Beispielstruktur vorgestellt, die die zuvor definierten Anforderungen sogar übertrifft.
The dimensions of spaceborne instrument-, antenna- and solar array structures do often exceed the available envelope of common launch vehicles. To realize such systems anyhow the structures are provided with folding mechanisms that allow a space saving orbit transfer. A side effect from this deployment concept is the fact that a structure which provides a sufficient deployed stiffness for space environment can also fulfil the stiffness requirements for launcher payload in stowed configuration. Consequently, the sizing of such structures demands the consideration of different configurations that are composed out of the same essential structural parts. The thesis, thereby, illustrates how the roles of the single components change for the different configurations. For instance, a component that carries a major part of the load in a first configuration can be nearly offloaded in a second one. Moreover, this component can load another part with its own mass, whereas, this other component is passive in the first configuration and needs to be carried. Thus, the core of this thesis contains the introduction into an exemplary antenna structure design as well as a method for an adequate sizing of all relevant structural parts. The developed method is then integrated in a Finite Element Analysis (FEA) aided, closed loop sizing chain. The used automated close loop sizing helps to rapidly react on changed requirements and generates the possibility of performing fast parameter studies to improve the understanding of such a sophisticated structure. The validity of these approaches is finally proven by presenting a re-sized antenna configuration after the parameter study and its evaluation. This final configuration more than meets the previously defined requirements for the exemplary antenna structure.
Design and sizing method for deployable space antennas
Entwurfs- und Bemessungsmethode für im Weltraum einsetzbare Antennen
2012
207 Seiten, 82 Bilder, 38 Tabellen, 80 Quellen
Theses
English
Deployable reflectarray antennas for space application
NTRS | 2017
|Design and Sizing of a 40m^2 Deployable Membrane SAR Space Antenna
British Library Conference Proceedings | 2012
|A controlled deployment method for flexible deployable space antennas
Online Contents | 2012
|