DE3323145A1

DE3323145A1 - Verfahren zum platzhalten von satelliten mittels sonnensegel und raumfahrzeug zur durchfuehrung des verfahrens

Info

Publication number: DE3323145A1
Application number: DE19833323145
Authority: DE
Inventors: John Fulmer 08540 Princeton N.J. Clark
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1982-06-25
Filing date: 1983-06-27
Publication date: 1983-12-29
Also published as: JPS5912000A; US4759517A; GB2122965A; FR2529166A1; GB2122965B; GB8316908D0

Description

RCA 74616 Dr.Zi/Schä
U.S.Ser.No. 392,006
AT: 25. Juni 1982

RCA Corporation,
New York, N.Y., V.St.ν.Α.

Verfahren zum Platzhalten von Satelliten mittels Sonnensegel und Raumfahrzeug
zur Durchführung des Verfahrens -

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Platzhalten von Satelliten gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 . Ferner betrifft die Erfindung ein Raumfahrzeug zur Durchführung dieses Verfahrens. Das erfindungsgemäße Verfahren bezieht sich allgemein darauf, einen Satelliten unter Ausnutzung des solaren Strahlungsdruckes in eine vorgegebene Orbitalbahn zu bringen und in dieser zu halten, und insbesondere auf das Platzhalten eines Satelliten in Nord-Süd-Richtung.

Besondere Anwendung findet die Erfindung bei geostationären Satelliten, die sich auf einer Kreisbahn in der Äquatorebene der Erde in einer Höhe von ca. 35803 km über Meeresniveau befinden und einmal alle 23 Stunden 56 Minuten des siderischen Tages um die Polarachse der Erde synchron mit der Eigenrotation der Erde kreisen. In

-] dieser geostationären Orbitalbahn scheint der Satellit für jeden Ort auf der Erdoberfläche, ungeachtet der Erdrotation, an einer Stelle zu stehen. Bei einem solchen Satelliten kann der Teil, der die Antenne enthält, einmal pro Tag relativ zum Raum, der ein Inertialsystem bildet, so rotiert werden, daß die Antenne ständig zur Erde, und zwar auf die gleiche Stelle der Erde ausgerichtet ist. Für die Anwendung hat dies besondere Bedeutung bei Nachrichtensatelliten. Bei geostationärer Flughöhe von 35803 km über der Erdoberfläche bezüglich Meeresniveau versucht die Bahnebene ständig sich aus der Äquatorebene heraus in eine ekliptische Ebene zu drehen. Hingegen nähert sich bei sehr· niedrigen Höhen der stabile Orbit der Äquatorebene. Bei geostationärer Bahnhöhe führt

-] 5 jedoch die resultierende, auf den Satelliten wirkende Massenanziehung des Sonnensystems zu einer geostationären Gleichgewichtsbahnebene, deren Neigungswinkel zum Äquator ungefähr 7·35°-1.03° beträgt und mit der Knotenumlaufzeit des Mondes von 18.61 Jahren variiert, und deren aufsteigender Knoten eine Rektaszension von ungefähr null aufweist. Alle anderen geostationären Bahnebenen präzedieren um die Gleichgewichtsebene mit einer Zeitdauer von ungefähr 53 Jahren.
Für die wiederholte Korrektur der durch das Herausdrehen der Bahnebene aus der Äquatorebene verursachten Abweichung werden etwa 90 % des für das Platzhalten vorgesehenen Raumschifftreibstoffs zum Nord ~ Süd-Platzhalten also um die Bahnebene und die Äquatorebene der Erde in Übereinstimmung zu halten, benötigt. Auf eine Lebensdauer von 10 Jahren gerechnet, muß ungefähr 1/4 der Masse eines heutigen geostationären Satelliten für das Hydrazinsystem und den Treibstoff zur Durchführung der Platzhaltemanöver veranschlagt werden. Hierin eingeschlossen sind treibstoff verbrauchende Flugmanöver entlang der Nord-Süd- und der Ost-West-Achse.

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Gemäß der Erfindung soll nun die Nord-Süd-Platzhaltesteuerung des Satelliten mit Hilfe des Strahlungsdruckes der Sonne erfolgen. Es ist zwar bekannt, den Strahlungsdruck für die Drehung und Höhensteuerung auszunutzen, nicht jedoch seine Ausnutzung zum Platzhalten.

Aus der US-PS 35 88 000 ist bekannt, diejenigen Störungen der Umlaufzeit zu korrigieren, die durch die Verwendung eines Reflektors zur Beleuchtung von Teilen der Nachtseite der Erde verursacht wird. Hierzu wird der Reflektor auf der der Sonne zugewandten Seite der Erde so orientiert, daß durch den Strahlungsdruck der Sonne die richtige Umlaufzeit eingestellt wird.

Aus der US-PS 42 62 867 ist es bekannt, die Position und die Höhe eines Raumschiffes relativ zur Richtung der solaren Umgebungsstrahlung durch gezielte Einstellung der Stellung von Platten und Flügel, die außen am Raumschiffkörper angebracht sind, zu steuern.

Der vorliegenden Erfindung liegt also die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der eingangs genannten Art anzugeben, bei der der Strahlungsdruck der Sonnenstrahlung zur Platzhaltung eines Satelliten ausgenutzt wird.

Die Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Die Unteransprüche betreffen Weiterbildungen des Verfahrens gemäß Anspruch 1 sowie ein Raumfahrzeug zur Durchführung des vorliegenden Verfahrens.

Entsprechend einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfaßt das Verfahren zur Nord-Süd-Platzhaltung eines Satelliten in der Äquatorebene Verfahrensschritte, gemäß denen der Satellit mittels Sonnensegel in eine

^ erste, südliche Richtung gesegelt wird, um den Kräften, die versuchen, den Satelliten aus seiner Bahn während eines ersten Teiles der ersten Hälfte des Orbits herauszuziehen, entgegenzuwirken und der Satellit mittels

c Sonnensegel in eine zweite, nördliche Richtung gesegelt wird, um den Kräften, die versuchen, den Satelliten aus seinem Orbit während eines Teiles der zv/eiten Hälfte des Orbits herauszuziehen, zu begegnen, entgegenzuwirken.

in Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläuter.

Es zeigen:

-c Fig. 1 in einer Skizze die Erdachse und die Schrägstellung der Äquator- relativ zur Ekliptikebene im Dezember,

Fig. 2 die Skizze eines Satelliten mit Sonnensegel gemäß 2Q einer Ausführungsform der Erfindung,

Fig. 3 die Skizze des Satelliten aus Fig. 2, in einem Zeitpunkt, in dem er die Äquator- und die Ekliptikebene durchquert mit der Tendenz der ekliptischen Bahn nordwärts zu folgen,

Fig. 4 eine Skizze des Satelliten aus Fig. 2, in dem Zeitpunkt, in dem er die Äquator- und die Ekliptik durchquert mit der Tendenz der ekliptischen Bahn OQ südwärts zu folgen,

Fig. 5 eine Skizze des Satelliten aus Fig. 2, der Vorrichtungen zum Drehen und Kippen der Sonnensegel aufweist und

Fig. 6 eine Skizze, die die Abmessungen der Sonnensegel verdeutlicht.

Die Darstellung nach Fig. 1 zeigt die Neigung der Polachse der Erde relativ zur Ekliptikebene und zur Sonnenstrahlung im Dezember. Die Polachse der Erde wird durch eine gestrichelte Linie 11 und der Erdäquator durch eine Linie 15 dargestellt. Als Ekliptikebene wird die Ebene des Erdbahn um die Sonne bezeichnet.

Der Schnitt dieser Ekliptikebene mit der Erdkugel ist durch eine gestrichelte Linie 17 dargestellt, die mit dem Erdäquator bekanntlich einen Winkel von ca. 23° 27' aufspannt. Auf einen Satelliten mit niedriger Bahnhöhe hat die Sonne wenig oder gar keinen Einfluß, so daß sich die Gleichgewichtsbahnebene eines solchen Satelliten infolge der Ausbauchung der Erde im Äquatorbereich der Erdäquatorebene nähert. Bei sehr hohen Bahnhöhen nähert sich die Gleichgewichtsbahnebene der Ekliptikebene. Bei der mittleren, geostationären Bahnhöhe von ca. 35803 km ist die Gleichgewichtsbahnebene mit 7.35°-1.O3° zum Erdäquator geneigt, wobei dieser Wert mit der Knotenumlaufzeit des Mondes von 18.61 Jahren variiert und die Bahn eine Rektaszension des aufsteigenden Knotens von ungefähr null aufweist. Da diese Gleichgewichtsebene relativ zum Erdäquator geneigt ist, tritt während der einen Hälfte des Orbits eine Kraft in eine Richtung (Pfeil 19) auf, die den Satelliten nordwärts aus der äquatorialen Bahnebene heraus in die Ekliptikebene zu ziehen versucht. Während der anderen Hälfte des Orbits besteht eine Tendenz für den Satelliten, südwärts aus der äquatorialen Sollbahnebene heraus in die Ekliptikebene

O₀ gezogen zu werden, wie es durch einen Pfeil 21 angedeutet ist. Ohne Platzhaltemanöver würde der Satellitenorbit um den stabilen Orbit mit einer Periode von ca. 53 Jahren und einer maximalen Abweichung vom Äquator von ca. 14.7° präzedieren. Eine derartige Abweichung ist weit außerhalb der 0.1°, die von der Federal Communications Commission

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erlaubt ist, um die Anforderungen an Satellitenübertragungen zu erfüllen.

In einer Ausführungsform der Erfindung wird der Satellit in der Äquatorebene durch den Einsatz von Sonnensegel gehalten, die so angeordnet werden, daß sie Korrekturmanöver oder Nord-Süd-Platzhaltemanöver ermöglichen. Bis heute hat man Platzhaltemanöver durch die Verwendung von Treibstoffen, die dem Verbrauch unterliegen, ausgeführt, was das Gewicht des Raumschiffes beim Start erheblich erhöht und seine Lebensdauer durch Aufbrauchen des Platzhaltetreibstoffes begrenzt hat.

Die Darstellung nach Fig. 2 zeigt als Beispiel eine Ausführung eines Satelliten mit Sonnensegel entsprechend der vorliegenden Erfindung. Der Satellit enthält beispielsweise einen eigentlichen Hauptteil 25, der beispielsweise ein Satellit mit einem Doppelkreisel sein kann, dessen Schwungrad 25a von einem Motor mit einer Geschwindigkeit gedreht wird, daß sich der Satellit einschließlich des Hauptteiles 25 nur einmal je Umkreisung dreht, so daß eine bestimmte Achse des Satelliten ständig zur Erde zeigt. Die Rotationsgeschwindigkeit des Satelliten um seinen Masaenschwerpunkt ist so eingestellt, daß der Satellit während eines siderischen Tages eine Drehung ausführt. Der Satellit ist in einem geostationären Orbit stationiert, in dem der Satellit relativ zu einem Ort auf der Erde bixiert bleibt. Der erfindungsgemäße Satellit enthält zwei flache Platten- oder Balkensegel, die im folgenden mit Nordsegel 27 und parallelem Südsegel 29 bezeichnet werden. Die Segel 27 und 29 sind auf dem Hauptteil 25 mittels Masten 31 bzw. 32 befestigt. Die Masten 31 und 32 sind vorzugsweise gegen das Hauptteil 25 verdrehbar und die Segel sind gegen die Masten 31 und 32 verschwenkbar. Das Nord- und

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-ΙΟΙ das Südsegel haben in der Regel identische Abmessungen und im wesentlichen gleiche Abstände vom Schwerpunkt des Hauptteils 25 und sind gewöhnlich parallel zueinander. Folglich wird ein Schubvektor auf die beiden Segel mit gleichem Betrag des Moments auf entgegengesetzten Seiten des Massenschwerpunktes erzeugt. Das unterstützt die Stabilisierung des Satelliten gegen Orientierungsänderungen. Leichte Änderungen in den Abmessungen der Segel oder in der Sonnenbestrahlung der Segel, die ein Ungleichgewicht erzeugen könnten, können durch leichtes Trimmen der Segel korrigiert werden, wobei die Segel leicht aus ihrer in Bezug aufeinander parallelen Stellung geschwenkt werden.

Wenn beispielsweise der Satellit die Äquatorebene kreuzt und eine Tendenz der ekliptischen Bahn nordwärts (im Dezember) zu folgen entwickelt, werden die Segel entsprechend Fig. 3 zur Sonne hin orientiert, und zwar mit ungefähr 45° ί 10° relativ zur Richtung des solaren Photonendruckes, so daß der Strahlungsdruck durch das Sonnenlicht gegen die Segel, siehe gestrichelte Linien 35 in Fig. 2, gerichtet wird. Das erzeugt eine Schubkomponente in südliche Richtung, die durch einen Pfeil 37 angedeutet ist. Diese Schubkomponente ist dem Kraftvektor (Pfeil 19) entgegengesetzt, der versucht, den Satelliten aus der Äquatorebene zu ziehen. Nachdem der Satellit ungefähr einen halben Umlauf um die Erde zurückgelegt hat, die Äquatorebene gekreuzt hat und dann die Tendenz der ekliptischen Bahn in südliche Richtung zu folgen, entwickelt, werden die Segel mit ungefähr 45° 10° zur Sonneneinstrahlung, wie in Fig. 4 dargestellt ist, orientiert, so daß nun das Nord- und das Süd-Segel 27 und 29 in eine der in Fig. 3 gezeigten entgegengesetzten Richtung relativ zur Sonneneinstrahlung (gestrichelte Linie 41 ) geschwenkt sind. Das Ergebnis ist eine Schubkomponente in nordwärtige Richtung die durch Pfeil 45 angedeutet ist. Das ergibt eine Gegenkraft zum

Kraftvektor 21, wodurch der Satellit auf dem äquatorialen Orbit gehalten wird.

Die Rotation der Maste 31 und 32 kann dann überflüssig sein, wenn beide Seiten der Segelbalken 27 und 29 als Reflektoren ausgebildet sind und der Hauptteil 25 und die Segel einmal je Umlauf eine vollständige Drehung ausführen. Wenn die Segel 27 und 29 in Fig. 3 richtig stehen und die Photonen auf Oberflächen 27a und 29a auftreffen, treffen die Photone auf Oberflächen 27b und 29b der Segel 27 und 29 auf, wenn der Satellit, einschließlich des Hauptteils 25 und der Segel 27 und 29, um 18O°, wie in Fig 4 gezeigt, gedreht haben.
Zwar ist die beste Stellung des Satelliten, bei der der Schub ansetzen sollte, während er die Ekliptikebene kreuzt, wie es die Fig. 3 und 4 zeigen, die erforderliche Schubdauer ist jedoch langer als die Zeit, während er sich in dieser Stellung befindet. Dementsprechend soll der solare Photonendruck eine gegebene Zeitspanne bevor der Satellit die Ekliptikebene kreuzt, einsetzen, wie es die Fig.3 und 4 zeigen, und zu einer Zeit beendet werden, die um dieselbe gegebene Zeitspanne nach dem Kreuzen liegt. Eine längstmögliche oüdwärtige Schubperiode könnte ihren Beginn zu einem Zeitpunkt haben, wenn der Satellit seine nordwärts führende Bewegung beginnt und ihr Ende, wenn der Satellit seine südwärts führende Bewegung beginnt. Die längstmögliche nordwärtige Schubperiode könnte ihren Beginn zu dem Zeitpunkt haben, wenn der Satellit seine südwärts führende Bewegung beginnt, und ihr Ende, wenn der Satellit seine nordwärts führende Bewegung beginnt, jeweils relativ zur Ekliptikebene.

Die Darstellung nach Fig. 5 zeigt eine etwas detailliertere Skizze eines Satelliten mit drehbaren Masten und

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schwenkbaren Segeln, einschließlich eines Hauptteils 25, eines Motors 51 , der zum Drehen an das Nord-Segel 27 gekoppelt ist, und eines Motors 53, der zum Drehen zwischen den Mast 32 und das Süd-Segel 29 gekoppelt ist, um den gewünschten Schwenkwinkel der Segel 27 und 29 herzustellen. Die vorhin erwähnten Segel 27 und 29 sind an den drehbaren Masten 31 und 32, die von einem Motor 52 angetrieben werden, befestigt, um damit die flachen Plattensegel 27 und 28 zu drehen und mit ihren reflektierenden Oberflächen der Sonne auszusetzen. Die Segel selbst können, wie es in Fig. 6 dargestellt ist, eine reflektierende Folie, beispielsweise eine leichte Aluminiumfolie auf einem flachen Balkengrundgerüst, enthalten. Das Grundgerüst kann eine zusammenlegbare Konstruktion sein, die das Verstauen der Segel vor deren Einsatz erlaubt. Leichte, etwas faltige Flächen, beispielsweise eine Aluminiumfolie oder metallisierter Kunststoff, wären geeignete Materialien. Die Motoren 51, 52 und 53 können von einem Signalgeber gesteuert werden, um die geeigneten Mastdrehungen und Segelbewegungen auszuführen und damit das beschriebene Nord-Süd-Platzhalten des Satelliten zu gewährleisten. Der Signalgeber kann beispielsweise von einem Taktgeber angeregt werden, der Zeitsignale an den Signalgeber liefert, die der Lage des Satelliten im Orbit entsprechen. Eine andere Lösung wäre, die Motoren von einer Bodenstation über das Bordsteuersystem des Satelliten zu steuern.

Die effektive Größe jedes der Segel 27 und 29 kann

beispielsweise 10 mal 10 Meter oder 100 m betragen. Die Photonenenergie, die auf solche großen Segel auftrifft, sollte ausreichen, den für die Platzhaltemanöver notwen-

digen Schub zu leisten. Der Gesamtaufbau der Masten kann ein Grundgerüst aufweisen, das mit einer Folie, die ähnlich wie eine Regenschirmkonstruktion aufspannbar ist, überdeckt ist. Der Mast kann auch die Form eines flexiblen Gewebes, das mit einer Folie, beispielsweise einer Aluminiumfolie, beschichtet ist, annehmen, um damit ein insgesamt leichte, ausdehnbare Struktur zu ergeben. Es sei angemerkt, daß das abrupte Schwenken der Segel oder abrupte Drehen der Segel störende Drehkräfte auf den Satelliten ausüben können. Diesem Problem kann dadurch begegnet werden, daß man für den geostationären Fall vorzugsweise das Schwenken sinusförmig über eine Dauer eines Tages ausführt, so daß die größte Neigung von 45°
1 10° bezüglich der Sonneneinstrahlung zur Erzeugung des stärksten Vorschubes in dem Bahnbereich auftritt, in dem die Ekliptikebene wie in den Fig. 3 und 4 gezeigt ist, gekreuzt wird, wobei eine graduelle Änderung in dem Schwenkwinkel relativ zur Sonneneinstrahlung so ausgeführt wird, daß die Oberflächen der Segel parallel zur Sonneneinstrahlung in den Mittelstellungen zwischen den Bereichen der Kreuzung mit der Ekliptikebene gestellt werden. In ähnlicher Weise kann der Mast so mit der Antenne des Satelliten gedreht werden, daß er eine Drehung pro Tag macht und damit den größten Schub im Bereich des Kreuzens der Ekliptik- und Äquatorebene erzeugt. Leichtes Abgleichen des Schwenkens und/oder der Drehung kann zur Korrektur der Umlaufdauer, der Ost-West-Position und der Bahnexzentrizität erfolgen.

Die obigen Beispiele, die in Fig. 1, 3 und 4 dargestellt sind, waren für den Monat Dezember gegeben worden, in dem das südwärtige Segeln mittags beim Beginn der Bewegung in eine von der Sonne wegführenden Richtung beginnt, und das

Segeln in nördliche Richtung um Mitternacht beim Beginn der Bewegung in eine zur Sonne hinführende Richtung beginnt. Der entgegengesetzte Fall liegt im Juni vor, wenn das Segeln in südliche Richtung um Mitternacht und in nördliche Richtung um Mittag beginnt. Der Zeitpunkt des täglichen Segelwechsels ereignet sich daher von Tag zu Tag um jeweils 4 Minuten früher.

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Claims

PATENTANWÄLTE DR. DIETER V. BEZOLD DIPL. ING. PETER SCHÜTZ DIPL. ING. WOLFGANG HEUSLER MARIA-THEKESIA-STRASSE 22 POSTFACH 3ÖO2 6O D-8OOO MUENCHEN 86 ZUGELASSEN BEIM EUROPÄISCHEN PATENTAMT EUROPEAN PATENT ATTORNEYS MANDATA1RES EN BREVETS EUROPiENS TELEFON 089/4 70 60 06 TELEX 5252 638 TELEGRAMM SOMBEZ RCA 74616 Dr.Zi/Schä U.S.Ser.No. 392,006 AT: 25. Juni 1982 RCA Corporation, New York, N.Y., V.St.v.A. Verfahren zum Platzhalten von Satelliten mittels Sonnensegel und Raumfahrzeug zur Durchführung des Verfahrens Patentansprüche

1. Verfahren zum Nord-Süd-Platzhalten eines Satelliten in der Äquatorebene, gekennzeichnet durch folgende Verfahrensschritte:

a) Segeln des Satelliten mittels Sonnensegel in eine erste südliche Richtung, um den Kräften, die versuchen, den Satelliten aus seinem äquatorialen Orbit während eines Teiles der ersten Orbithälfte zu ziehen, entgegenzuwirken, und

b) Segeln des Satelliten mittels Sonnensegel in eine zweite, nördliche Richtung, um den Kräften, die versuchen, den Satelliten aus seinem äquatorialen Orbit während eines Teiles der zweiten Orbithälfte zu ziehen, entgegenzuwirken.

SCHECK MÖNCHEN NR. 69148-800

BANKKONTO HYPOBANK MÖNCHEN <BLZ 700 200 40) KTO. 60 60 257 378 SWIFT HVPO DE MM

6616 14b

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2. Verfahren nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß der Teil der ersten Orbithälfte und der Teil der zweiten Orbithälfte gleich sind und diese Teile bezüglich des Bereiches, in dem der Satellit gleichzeitig die Äquator- und die Ekliptikebene kreuzt, zentriert sind.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeich net, daß der Schritt des Segeins mittels Sonnensegel in die erste, südliche Richtung die Anwendung des Strahlungsdruckes der Sonne in einen ersten Richtungssinn auf zwei Sonnensegel umfaßt, die vom Zentrum des Satelliten gleich beabstandet sind und die so ausgerichtet sind, daß der Schub auf den Satelliten in die südliche Richtung erfolgt, um die Kräfte, die ansonsten versuchen wurden, den Satelliten aus seinem äquatorialen Orbit nordwärts zu ziehen, entgegenzuwirken, und daß

der Schritt des Segeins mittels Sonnensegel in die zweite nördliche Richtung die Anwendung des Strahlungsdruckes der Sonne in eine zu der einem ersten Richtungssinn entgegengesetzten Richtungssinn auf die zwei Sonnensegel umfaßt, die so ausgerichtet sind, daß der Schub auf den Satelliten in eine nördliche Richtung erfolgt, um den Kräften, die ansonsten versuchen würden, den Satelliten aus seinem äquatorialen Orbit südwärts zu ziehen, entgegenzuwirken.

4. Raumfahrzeug zur Durchführung des Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche, das Fahrzeug einen eigentlichen Satellitenhauptteil mit Massenschwerpunkt aufweist, gekennzeichnet durch zwei flache Sonnensegelplatten mit gleichem Querschnitt und gleicher Form, die sich von entgegengesetzten Außenflächen des Satellitenhauptteils und im wesentlichen im gleichen Abstand vom

Massenschwerpunkt des Hauptteils erstrecken und am Hauptteil so befestigt sind, daß ihre breiten ebenen Oberflächen im wesentlichen parallel zueinander stehen, und durch Vorrichtungen zur Orientierung der Segel relativ zur Sonnenstrahlung mit ungefähr 45° ⁺ 10°.

5. Raumfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet,

daß mindestens eine breite ebene Oberfläche jedes der beiden Sonnensegel mit einem lichtreflektierenden Material beschichtet ist.

6. Raumfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß beide breiten ebenen Oberflächen der Sonnensegel mit lichtreflektierendem Material beschichtet sind.

7. Raumfahrzeug nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekenn zeichnet, daß das lichtreflektierende Material eine Metallfolie ist.

8. Raumfahrzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Metallfolie eine Aluminiumfolie ist.