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1. 发明申请

WO2008136880A1 SPACECRAFT BATTERY THERMAL MANAGEMENT SYSTEM 审中-公开
标题翻译：电池热管理系统
公开(公告)号：WO2008136880A1
公开(公告)日：2008-11-13
申请号：PCT/US2008/001925
申请日：2008-02-13
申请人： LOCKHEED MARTIN CORPORATION , WONG, Halmilton
发明人： WONG, Halmilton
IPC分类号： H01M10/50
CPC分类号： B64G1/425 , B64G1/506 , H01M10/613 , H01M10/615 , H01M10/62 , H01M10/63 , H01M10/635 , H01M10/6552 , H01M10/6571
摘要： A spacecraft battery thermal management system is provided that includes a battery, a first radiator panel and a second radiator panel. A first face of the first radiator panel is arranged to face a first direction and a first face of the second radiator panel is arranged to face a second direction opposite the first direction. A first heat pipe thermally couples the battery and the first radiator panel and is configured to control the transfer of heat between the battery and the first radiator panel. A second heat pipe thermally couples the battery and the second radiator panel and is configured to control the transfer of heat between the battery and the second radiator panel. Solar cells are optionally arranged on the faces of the first and/or second radiator panels.
摘要翻译：提供了一种航空电池热管理系统，其包括电池，第一散热器面板和第二散热器面板。第一散热器面板的第一面被布置为面向第一方向，并且第二散热器面板的第一面被布置成面向与第一方向相反的第二方向。第一热管将电池和第一散热器面板热耦合，并且被配置为控制电池和第一散热器面板之间的热传递。第二热管热耦合电池和第二散热器面板，并且被配置为控制电池和第二散热器面板之间的热传递。太阳能电池可选地布置在第一和/或第二散热器面板的表面上。

2. 发明申请

WO1992020113A1 NICKEL-HYDROGEN ACCUMULATOR BATTERY 审中-公开
标题翻译：镍氢蓄电池电池
公开(公告)号：WO1992020113A1
公开(公告)日：1992-11-12
申请号：PCT/FR1992000395
申请日：1992-04-30
申请人： SAFT
发明人： SAFT , MORANDI, José
IPC分类号： H01M20/10
CPC分类号： B64G1/425 , H01M2/10
摘要： A nickel-hydrogen accumulator battery includes a base plate which supports the accumulators, each accumulator being held in a surrounding holder fixed to the base plate. The battery further comprises electrical protection elements for the accumulators. The base plate (1) comprises sockets (2) for receiving the holders, and the electrical protection elements are arranged between the accumulators. Said battery is intended for use in spacecraft.
摘要翻译：镍氢蓄电池包括支撑蓄电池的基板，每个蓄电池保持在固定在基板上的周围保持架中。电池还包括用于蓄电池的电保护元件。基板（1）包括用于容纳保持器的插座（2），并且电保护元件布置在蓄电池之间。所述电池用于航天器。

3. 发明申请

WO2008101419A3 SELF-ROTATING DEPLOYED FILM SOLAR BATTERIES ARRAY AND ITS USE IN SPACE 审中-公开
标题翻译：自转式部署的太阳能电池阵列及其在太空中的应用
公开(公告)号：WO2008101419A3
公开(公告)日：2008-10-09
申请号：PCT/CN2008070076
申请日：2008-01-10
申请人： HUANG SHANGLI
发明人： HUANG SHANGLI
IPC分类号： H01L31/045 , B64G1/44 , H02N6/00
CPC分类号： B64G1/44 , B64G1/222 , B64G1/425 , H02S30/20
摘要： A self rotating deployed film solar batteries array is composed of film solar batteris, electrical cables, a center axle and connecting lines: many long strip shaped film solar batteries radiate to form a circle or a polygon- array, when linking two adjacent film solar batteries with connecting lines, each film solar battery links to a center axle with electrical cables; film batteries deployed and maintained in an array shape by self rotating centrifugal force in space; film batteries are coiling outside the surface of a center axle before their depl-oyment. The unite weight of thin film battery is only 1/30 of traditional solar cell paddle. The film solar batteries array can be used in various satellite, space station and solar power rocket. It will greatly reduce the launching cost, enhance the power for spacecrafts and double the length of service life.
摘要翻译：一种自旋展开的薄膜太阳能电池阵列由薄膜太阳能电池，电缆，中心轴和连接线组成：许多长条形薄膜太阳能电池辐射形成一个圆形或多边形阵列，当连接两个相邻的薄膜太阳能电池时通过连接线，每个薄膜太阳能电池通过电缆连接到中心轴; 通过空间中的自转离心力将薄膜电池展开并保持为阵列形状; 薄膜电池在它们塌陷之前卷绕在中心轴的表面之外。薄膜电池的重量仅为传统太阳能电池片的1/30。薄膜太阳能电池阵列可用于各种卫星，太空站和太阳能火箭。它将大大降低发射成本，提高航天器的功率，并延长使用寿命。

4. 发明申请

WO2004037644A1 人工衛星审中-公开
标题翻译：卫星
公开(公告)号：WO2004037644A1
公开(公告)日：2004-05-06
申请号：PCT/JP2003/013576
申请日：2003-10-23
申请人：さくら技術開発株式会社 , 中須賀真一
发明人：中須賀真一
IPC分类号： B64G1/44
CPC分类号： B64G1/222 , B64G1/10 , B64G1/24 , B64G1/425 , B64G1/443 , B64G1/66 , B64G2001/1092
摘要：複数枚のパネル（２）～（１０）をヒンジ機構（２１ａ）によって回動自在に連結し、ロケットに搭載して打ち上げ時には折り畳み可能で、打ち上げ後、宇宙空間で展開可能であり、前記各パネル（２）～（１０）には少なくとも太陽電池パネル、バッテリー、姿勢制御機器、通信機器等の機能要素が分割もしくは一括して搭載され、前記各パネルに搭載された機器相互は電気的に接続されている。
摘要翻译：多个面板（2-10）通过铰链机构（21a）可转动地连接。当安装在要发射的火箭上时，面板可折叠。发射后，它们在太空中传播。每个面板（2-10）至少具有诸如太阳能电池板，电池，姿态控制装置和通信装置的功能元件，其分开或集体安装在其上。安装在每个面板上的装置彼此电连接。

5. 发明申请

WO2008101419A2 SELF-ROTATING DEPLOYED FILM SOLAR BATTERIES ARRAY AND ITS USE IN SPACE 审中-公开
标题翻译：自旋式薄膜太阳能电池阵列及其在空间中的使用
公开(公告)号：WO2008101419A2
公开(公告)日：2008-08-28
申请号：PCT/CN2008/070076
申请日：2008-01-10
申请人： HUANG, Shangli
发明人： HUANG, Shangli
IPC分类号： H01L31/045 , B64G1/44 , H02N6/00
CPC分类号： B64G1/44 , B64G1/222 , B64G1/425 , H02S30/20
摘要： A self rotating deployed film solar batteries array is composed of film solar batteris, electrical cables, a center axle and connecting lines: many long strip shaped film solar batteries radiate to form a circle or a polygon- array, when linking two adjacent film solar batteries with connecting lines, each film solar battery links to a center axle with electrical cables; film batteries deployed and maintained in an array shape by self rotating centrifugal force in space; film batteries are coiling outside the surface of a center axle before their depl-oyment. The unite weight of thin film battery is only 1/30 of traditional solar cell paddle. The film solar batteries array can be used in various satellite, space station and solar power rocket. It will greatly reduce the launching cost, enhance the power for spacecrafts and double the length of service life.
摘要翻译：自旋式部署的太阳能电池阵列由薄膜太阳能电池，电缆，中心轴和连接线组成：许多长条状薄膜太阳能电池辐射形成圆形或多边形阵列，当连接两个相邻的薄膜太阳能电池使用连接线，每个薄膜太阳能电池连接到具有电缆的中心轴; 薄膜电池通过空间中的自旋离心力部署并保持阵列形状; 薄膜电池在其中断之前被卷绕在中心轴的表面之外。薄膜电池的统一重量仅为传统太阳能电池板的1/30。薄膜太阳能电池阵列可用于各种卫星，太空站和太阳能发电火箭。大大降低发射成本，增强航天器的功率，延长使用寿命。

6. 发明申请

WO2006098778A2 INTEGRATED MOMENTUM WALL 审中-公开
标题翻译：集成的MOMENTUM墙
公开(公告)号：WO2006098778A2
公开(公告)日：2006-09-21
申请号：PCT/US2005039858
申请日：2005-11-02
申请人： HONEYWELL INT INC , JACOBS JACK H
发明人： JACOBS JACK H
IPC分类号： B64G1/28 , G05D1/08
CPC分类号： B64G1/283 , B64G1/286 , B64G1/425 , B64G1/426 , B64G1/428 , H02K7/02 , Y02E60/16
摘要： A vehicle control system (200) is provided that includes a slat (206) having an axis, a plurality of microwheels (204) disposed on the slat (206), each microwheel (204) having a first stator wafer (208), a second stator wafer (210), and a rotor wafer (212) disposed therebetween, the first and second stator wafers (208, 210) configured to spin the rotor wafer (212), and an actuator (104) coupled to the slat (206) and configured to at least partially rotate the slat (206) about the axis.
摘要翻译：提供了一种车辆控制系统（200），其包括具有轴的板条（206），设置在板条（206）上的多个微轮（204）），每个微轮（204）具有第一定子晶片（208），第二定子晶片（210）和设置在其间的转子晶片（212），被配置为旋转转子晶片（212）的第一和第二定子晶片（208,210）以及耦合到板条（206）的致动器（104））并且被配置为使所述板条（206）围绕所述轴线至少部分地旋转。

7. 发明申请

WO2005062786A2 INTEGRATED GLASS CERAMIC SYSTEMS 审中-公开
标题翻译：集成玻璃陶瓷系统
公开(公告)号：WO2005062786A2
公开(公告)日：2005-07-14
申请号：PCT/US2004042401
申请日：2004-12-16
申请人： AEROSPACE CORP
发明人： HELVAJIAN HENRY , JANSON SIEGFRIED W
IPC分类号： B64G1/10 , B64G1/26 , B64G1/36 , B64G1/40 , B64G1/42 , B64G1/44 , B64G1/66 , C03C10/00 , C03C15/00 , G02B6/42
CPC分类号： B64G1/10 , B64G1/26 , B64G1/361 , B64G1/402 , B64G1/425 , B64G1/443 , B64G1/66 , C03C10/00 , C03C15/00 , G02B6/4246
摘要： Integrated glass ceramic spacecraft include a plurality of glass ceramic components including molded, tempered, annealed, and patterned glass ceramic components coupled together for forming a support structure or frame or housing through which is communicated optical signals through an optical communications grid and electrical signals through an electrical communications grid, with the optical communications grid and electrical communication grid forming a composite electrooptical communications grid for spacecraft wide intercommunications. The support structure multifunctions as a frame, a housing, a support, a thermal control system, and as part of an electrooptical communications grid while encapsulating a plurality of optical, electronic, electrical, and MEMS devices between which is communicated the electrical and optical signals over the electrooptical communication grid.
摘要翻译：集成玻璃陶瓷航天器包括多个玻璃陶瓷部件，包括模制的，回火的，退火的和图案化的玻璃陶瓷部件，所述玻璃陶瓷部件耦合在一起以形成支撑结构或框架或壳体，通过光学通信栅格将光信号传输通过所述支撑结构或框架或壳体，电子通讯网络，光通讯网格和电子通讯网格形成了复合光电通讯网络，用于航天器的广泛通讯。作为框架，壳体，支撑件，热控制系统以及作为电光通信栅格的一部分的支撑结构多功能件，同时封装多个光学，电子，电气和MEMS器件，在所述多个光学器件，电子器件，电子器件和MEMS器件之间传送电信号和光信号通过电光通信网。

8. 发明申请

WO2017062140A1 SOLAR ARRAY DEPLOYMENT 审中-公开
标题翻译：太阳能阵列部署
公开(公告)号：WO2017062140A1
公开(公告)日：2017-04-13
申请号：PCT/US2016/051567
申请日：2016-09-14
申请人： AEROJET ROCKETDYNE, INC.
发明人： KELLEHER, Kevin
IPC分类号： B64G1/00 , B64G1/22 , B64G1/40 , B64G1/42 , B64G1/44
CPC分类号： B64G1/222 , B64G1/007 , B64G1/405 , B64G1/425 , B64G1/44
摘要： A method for solar array (28a, 28b) deployment includes deploying a first portion of solar cells of a solar array responsive to a first drag condition, charging a battery (26) with the first portion of solar cells, activating an electric thruster (24) at a first power level using the first portion of solar cells, deploying a second portion of solar cells of the solar array responsive to a second drag condition that is lower than the first drag condition, and activating the electric thruster at a second power level that is higher than the first power level using the first portion of solar cells and the second portion of solar cells.
摘要翻译：一种用于太阳能阵列（28a，28b）部署的方法包括：响应于第一拖曳状态部署太阳能阵列的太阳能电池的第一部分，用第一部分太阳能电池对电池（26）充电，激活电推进器（24 ）使用太阳能电池的第一部分在第一功率电平处，响应于低于第一阻力条件的第二阻力条件部署太阳能电池阵列的第二部分太阳能电池，并且以第二功率电平激活电推进器其高于使用太阳能电池的第一部分和太阳能电池的第二部分的第一功率电平。

9. 发明申请

WO2016193618A1 SATELLITE ARTIFICIEL 审中-公开
标题翻译：卫星
公开(公告)号：WO2016193618A1
公开(公告)日：2016-12-08
申请号：PCT/FR2016/051307
申请日：2016-06-01
申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS
发明人： WALKER, Andrew
IPC分类号： B64G1/22 , B64G1/50 , B64G1/10 , B64G1/42 , B64G1/58
CPC分类号： B64G1/503 , B64G1/10 , B64G1/226 , B64G1/283 , B64G1/402 , B64G1/425 , B64G1/58
摘要： L'invention concerne un satellite artificiel comprenant un accumulateur (62) propre à dissiper de la chaleur, au moins un radiateur (64) propre à évacuer vers l'espace la chaleur dissipée par l'accumulateur (62), et un équipement (52) dit peu dissipatif qui possède une densité de puissance surfacique individuelle inférieure à 250 Watts/m 2 , caractérisé en ce qu'il comporte une housse (66) thermiquement isolante délimitant avec ledit radiateur (64) une zone intérieure isotherme (68) dans laquelle le contrôle thermique s'effectue par radiation, ledit accumulateur (62) et ledit équipement peu dissipatif (52) étant agencés dans ladite housse thermiquement isolante (66), et en ce que ledit accumulateur (62) présente une plage de fonctionnement comprise entre 0°C et 50 °C et, de préférence, entre 10°C et 30 °C.
摘要翻译：本发明涉及一种人造卫星，其包括易于散热的蓄能器（62），至少一个散热器（64）能够移除累积器（62）所耗散的热的空间，以及一个设备（52）据说不是非常耗散，并且具有低于250瓦特/平方米的单位面积的单个功率密度，其特征在于它包括与所述散热器（64），等温内部区域（68）边界的隔热盖（66）），其中温度由辐射控制，所述蓄能器（62）和所述不是非常耗散的设备（52）布置在所述隔热盖（66）下方，并且所述蓄能器（62）具有包括在 0℃和50℃，优选在10℃至30℃之间。

10. 发明申请

WO2016145381A2 CONCENTRATED SUNLIGHT SPACECRAFT ARCHITECTURE 审中-公开
标题翻译：集中式太阳灯航天器结构
公开(公告)号：WO2016145381A2
公开(公告)日：2016-09-15
申请号：PCT/US2016/022131
申请日：2016-03-11
申请人： FOULDS, Craig , COVEY, Stephen
发明人： FOULDS, Craig , COVEY, Stephen
IPC分类号： B64G1/44 , B64G1/60
CPC分类号： B64G9/00 , B64G1/40 , B64G1/401 , B64G1/402 , B64G1/425 , B64G1/427 , B64G1/428 , B64G1/44 , B64G1/446 , B64G1/503 , B64G1/66
摘要： A concentrated sunlight spacecraft architecture system comprising a sunlight concentrator assembly connectively attached to a spacecraft and configured to gather sunlight over a large area and direct the gathered sunlight to a smaller area, an optical waveguide, an optical distributor, and at least one of a plurality of spacecraft subsystems configured to receive and use the gathered sunlight. In an embodiment of the invention, the plurality of the spacecraft subsystems includes a solar thermal propulsion system, a power storage system, and a resource extraction system.
摘要翻译：一种集中的阳光空间飞行器体系结构系统，包括连接地连接到航天器上的阳光聚光器组件，其被配置为聚集大面积的阳光并将聚集的太阳光引导到更小的区域，光波导，光学分配器以及构造成接收和使用聚集的太阳光的多个航天器子系统中的至少一个。在本发明的一个实施例中，多个航天器子系统包括太阳能热推进系统，电力存储系统和资源提取系统。

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