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    Evolvable propulsion module
    51.
    发明公开
    Evolvable propulsion module 审中-公开
    可演进的推进模块

    公开(公告)号：EP0947424A2

    公开(公告)日：1999-10-06

    申请号：EP99105122.8

    申请日：1999-03-25

    申请人： TRW Inc.

    发明人： Soranno, Kevin A. ,  Younkin, David L.

    IPC分类号： B64G1/10 ,  B64G1/40

    CPC分类号： B64G1/1078 ,  B64G1/007 ,  B64G1/402 ,  B64G1/641 ,  B64G1/646 ,  B64G2001/1092

    摘要： A spacecraft propulsion module (16) that includes an outer cylindrical housing (20), an end wall (22) and a specialized internal structure (50) that is capable of supporting various spacecraft components (110, 112, 124), to provide different levels of spacecraft complexity for different missions. The internal structure (50) within the housing (20) includes a plurality of inner walls (52-58) defining an "eggcrate" structure. The plurality of inner walls (52-58) includes a first pair of walls (52, 54), extending in one direction and a second pair of walls (56, 58) extending in a substantially orthogonal direction to define a center compartment (76) surrounded by a plurality of perimeter compartments (60-74). The inner walls (52-58) and the outer housing (20) define support surfaces on which can be mounted different spacecraft components, such as propellant tanks (110), pressurant tanks (168), life support tanks (126), control, guidance, navigation and communication avionics (124), batteries (112), etc. depending on the particular spacecraft design. The outer surface of the cylinder housing (20) and end wall (22) provide a significant amount of surface area for mounting engines (36) and thrusters (38) to give the module (16) free flying capability for both four and six degrees of freedom. The intersection of the inner walls (52-58) gives the spacecraft module (16) four inner mounting points (80-86) and the intersection of the inner walls (52-58) with the outer housing (20) gives the spacecraft eight outer mounting points (88-102). These mounting points (80-102) gives the spacecraft module versatility to attach different types of mounting adapters (42, 44, 46, 164) to connect other spacecraft modules to the propulsion module (16), such as crew modules, cargo modules, equipment modules, additional propulsion modules, etc.

    摘要翻译： 一种航天器推进模块（16），其包括能够支撑各种航天器部件（110,112,124）的外圆柱形壳体（20），端壁（22）和专用内部结构（50），以提供不同的 不同任务的航天器复杂程度不同。 壳体（20）内的内部结构（50）包括限定“蛋架”结构的多个内壁（52-58）。 多个内壁（52-58）包括沿一个方向延伸的第一对壁（52,54）和沿基本正交方向延伸的第二对壁（56,58），以限定中心室（76） ）被多个周边隔间（60-74）包围。 内壁（52-58）和外壳（20）限定支撑表面，在该支撑表面上可以安装不同的航天器部件，例如推进剂容器（110），增压剂容器（168），生命支持容器（126），控制器， 导航和通信航空电子设备（124），电池（112）等，具体取决于特定的航天器设计。 气缸壳体20和端壁22的外表面为安装发动机36和推力器38提供了大量的表面积，以给组件16提供四和六度的自由飞行能力 的自由。 内壁（52-58）的交叉点为航天器模块（16）提供了四个内安装点（80-86），内壁（52-58）与外壳（20）的交点为航天器提供了八个 外部安装点（88-102）。 这些安装点（80-102）赋予航天器模块多功能性以连接不同类型的安装适配器（42,44,46,164）以将其他航天器模块连接到推进模块（16），例如乘员模块，货物模块， 设备模块，附加推进模块等

    TWO STAGE LAUNCH VEHICLE AND LAUNCH TRAJECTORY METHOD
    54.
    发明公开
    TWO STAGE LAUNCH VEHICLE AND LAUNCH TRAJECTORY METHOD 失效
    STAGE运载火箭和程序有关的STARTBAHNTRAJEKTORIE

    公开(公告)号：EP0773883A1

    公开(公告)日：1997-05-21

    申请号：EP95936840.0

    申请日：1995-07-25

    申请人： Stiennon, Patrick J. G.

    发明人： Stiennon, Patrick J. G.

    IPC分类号： B64G1 ,  F02K9

    CPC分类号： F02K9/766 ,  B64G1/002 ,  B64G1/14 ,  B64G1/401 ,  B64G1/402 ,  B64G1/403

    摘要： A method of launching a two stage vehicle (20) and a trajectory for use with a two stage vehicle (20) which allows recovery of both stages at the launch site. This is accomplished by launching the first stage (24) completely vertically so that on burnout the first stage (24) is positioned directly above the recovery site. In order to get maximum benefit from launching the stage vertically gravitational losses are minimized by a first stage thrust to weight ratio of 1.6. The high thrust to weight ratio results in burnout at approximately 100,000 feet altitude within the atmosphere. Therefore the vehicle employs engines (27) which produce at altitude approximately 15 percent of the sea level thrust of the first stage and consume the last 5 percent of propellant over a time period of 40 seconds. Staging is accomplished at 200,000 feet altitude. The second stage (24) employs uprated RL-10 engines (25) and has a thrust to weight ratio of 1.45 and can achieve orbit with a velocity change of approximately 24,500 feet per second. The first stage (22) employs air breathing vertical lift engines (27) for recovery. The second stage (24) utilizes a parawing (55).

    Propellant immobilizing method
    55.
    发明公开
    Propellant immobilizing method 失效
    Einrichtung und Verfahren zur Immobilisierung von Treibstoff。

    公开(公告)号：EP0602668A1

    公开(公告)日：1994-06-22

    申请号：EP93120423.4

    申请日：1993-12-17

    申请人： Hughes Aircraft Company

    发明人： Salvatore, Jeremiah O. ,  Murphy, John R.

    IPC分类号： B64G1/42 ,  B64G1/26

    CPC分类号： B64G1/402

    摘要： A propellant immobilizing system and method in which propellant motion in the propellant storage tanks (22) is reduced or eliminated during velocity change maneuvers to reduce disturbance torques acting upon the spacecraft (10) and improving the spacecraft attitude pointing performance. The thrusters (14, 16, 18 or 20) are fired to produce a small impulse in the direction of the desired velocity change to begin motion of the propellant within the fuel tank in the opposite direction. After the fuel has moved within the tank to a location in which the propellant center of mass is aligned with the propellant tank (22) center of curvature in the direction of the desired velocity change, thrusters (14, 16, 18 or 20) are again fired to produce a force in the direction of the current velocity of the propellant center of mass to stop the propellant center of mass relative to the propellant tank (22). With the center mass of the propellant now aligned with the propellant tank center of curvature in the direction of the desired velocity change, the thrusters (14, 16, 18 or 20) are again fired to produce the desired velocity change with the propellant center of mass now being trapped in the propellant tank such that additional motion of the propellant is inhibited. After completion of the maneuver, the propellant gradually migrates back to its original position due to the influence of a propellant management device within the propellant tank.

    摘要翻译： 推进器（14,16,18或20）被点燃以产生所需速度变化方向的小冲量，以使燃料箱内的推进剂沿相反方向开始运动。 在燃料已经在罐内移动到推进剂中心与推进剂罐（22）在所需速度变化方向上的曲率中心对准的位置之后，推进器（14,16,18或20）是 再次开火。 这在推进剂质心的当前速度方向产生一个力，以相对于推进剂罐（22）停止推进剂质心。 随着推进剂的中心质量现在与推进剂罐在所需速度变化方向上的曲率中心对准，再次点燃推进器（14,16,18或20）以产生所需的速度变化。

    Halterung für Speicherbehälter
    57.
    发明公开
    Halterung für Speicherbehälter 失效
    HalterungfürSpeicherbehälter。

    公开(公告)号：EP0584697A1

    公开(公告)日：1994-03-02

    申请号：EP93113164.3

    申请日：1993-08-17

    申请人： Linde Aktiengesellschaft

    发明人： Leiderer, Hermann, Dr. rer. nat.

    IPC分类号： B64G1/64 ,  B64G1/42 ,  F17C13/08

    CPC分类号： B64G1/402 ,  B64G1/641 ,  B64G2001/228 ,  F17C13/088 ,  F17C2205/0196 ,  F17C2221/012 ,  F17C2221/017 ,  F17C2227/0304 ,  F17C2270/0178 ,  F17C2270/0194 ,  Y02E60/321 ,  Y10S220/901

    摘要： Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Halterung eines Speicherbehälters (1) durch Zugspannung innerhalb eines Objekts (9), insbesondere eines beweglichen Objekts, vorzugsweise eines Satelliten, Flugzeugs oder Kraftfahrzeugs, wobei der Speicherbehälter der Lagerung von flüssigen oder gasförmigen Fluiden, deren Temperatur mindestens eine Differenz von 10°C, insbesondere 30°C, vorzugsweise 50°C zu der Außentemperatur des Objekts aufweist, dient. Dabei enthält die Halterung ein Formteil (8) aus einer Formgedächtnislegierung (Memory-Metall), das bei vergleichsweise hohen mechanischen Belastungen, insbesondere während des Starts des Flugzeugs bzw. Satelliten oder des Fahrbetriebs des Kraftfahrzeugs, zu einer Erhöhung und bei vergleichsweise geringen mechanischen Belastungen, insbesondere während des Flugbetriebs des Flugzeugs bzw. Satelliten oder des Standbetriebs des Kraftfahrzeugs, zu einer Verringerung der Zugspannung führt.

    摘要翻译： 本发明涉及一种用于通过物体（9）内的拉伸应力来支撑储存容器（1）的装置，特别是移动物体，优选地是卫星，飞行器或机动车辆，所述储存容器用于储存液体或气体流体， 相对于物体的外部温度的温度差为至少10℃，特别是30℃，优选为50℃。在这种情况下，载体包含由形状记忆合金（记忆体）组成的成型体（8） 金属），并且导致在较高机械载荷期间的拉伸应力增加，特别是在飞机起飞时，卫星正在发射或机动车辆运动，并导致拉伸应力在相对低的情况下降低 机械负载，特别是当飞机正在巡航时，卫星在飞行中或机动车辆静止。

    Commutateur de jets à verrouillage pneumatique
    60.
    发明公开
    Commutateur de jets à verrouillage pneumatique 失效
    Hydraulisch verriegelter Steuerstrahlregler。

    公开(公告)号：EP0542606A1

    公开(公告)日：1993-05-19

    申请号：EP92403007.5

    申请日：1992-11-06

    申请人： THOMSON-BRANDT ARMEMENTS

    发明人： Boissiere, Bruno ,  Beaufay, Denis ,  Lolive, Jacky

    IPC分类号： F02K9/80 ,  F42B10/66

    CPC分类号： F42B10/663 ,  B64G1/26 ,  B64G1/401 ,  B64G1/402 ,  F02K9/805

    摘要： Le commutateur selon l'invention alimente au moins deux tuyères. Il comporte des chambres de sortie (3, 4) reliées aux tuyères, des chambres d'alimentation (7, 8) reliées à des conduits d'arrivée de gaz (G) et un barreau mobile (2) dont la position permet de fermer alternativement soit l'une, soit l'autre des cloisons (9, 10) séparant les chambres de sortie (3, 4) des chambres d'alimentation (7, 8). Le barreau mobile (2) contient des conduits d'emprunt (25, 26) reliant les chambres de sortie (3, 4) à des chambres de blocage (21, 22) fermées par des vannes (17, 18), les chambres de blocage (21, 22) étant séparées des chambres d'alimentation (7, 8) chacune par une cloison mobile (23, 24) solidaire du barreau mobile (2).

    摘要翻译： 根据本发明的开关装置提供至少两个喷嘴。 它包括连接到喷嘴的出口室（3,4），连接到气体（G）入口管的进料腔（7,8）和可移动杆（2），其位置使得可以选择性地关闭任一个 或分隔出出口室（3,4）与进料室（7,8）的其它隔板（9,10）。 可移动杆（2）包括将出口腔（3,4）连接到由阀（17,18）封闭的阻塞腔（21,22）的旁通管（25,26），分隔室（21,22）被分离 从馈送室（7,8）分别通过与可动杆（2）成一体的活动隔板（23,24）。