公开(公告)号：EP3089912B1

公开(公告)日：2018-10-24

申请号：EP14816343.9

申请日：2014-12-24

申请人： Airbus Defence and Space SAS ,  THALES ,  Centre National d'Etudes Spatiales (CNES)

发明人： HACHE, Raphaël ,  TRANCART, Bruno ,  WALKER, Andrew

IPC分类号： B64G1/10 ,  B64G1/50 ,  B64G1/22 ,  B64G1/66

CPC分类号： B64G1/503 ,  B64G1/1007 ,  B64G1/222 ,  B64G1/506 ,  B64G1/66

公开(公告)号：EP3212503A1

公开(公告)日：2017-09-06

申请号：EP16705226.5

申请日：2016-01-22

申请人： Airbus Defence and Space SAS

发明人： WALKER, Andrew, Nicholas

IPC分类号： B64G1/40 ,  B64G1/50 ,  B64G1/64

CPC分类号： B64G1/506 ,  B64G1/402 ,  B64G1/503 ,  B64G1/641 ,  B64G1/645

摘要： The invention relates to an artificial satellite which includes: a mounting structure supporting equipment-bearing walls; a launcher-adapter rigidly connected to the mounting structure; a first radiator (26); and at least one first system (42) for transporting heat by a fluid, including at least one duct (44) having a first heat-exchange section (50) and a second heat-exchange section (52), said second heat-exchange section (52) being capable of being in thermal contact with said first radiator (26), characterised in that said first heat-exchange section (50) is in thermal contact with at least one portion of the launcher-adapter (16). The invention also relates to a method for filling a tank of propellent gas of said artificial satellite.

摘要翻译： 本发明涉及一种人造卫星，其包括：支撑设备承载壁的安装结构; 刚性地连接到安装结构的发射器适配器; 第一散热器（26）; 和至少一个用于通过流体输送热量的第一系统（42），所述第一系统包括具有第一热交换部分（50）和第二热交换部分（52）的至少一个管道（44），所述第二热交换器 （52）能够与所述第一散热器（26）热接触，其特征在于，所述第一热交换部分（50）与发射器适配器（16）的至少一部分热接触。 本发明还涉及一种用于填充所述人造卫星的推进气体罐的方法。

公开(公告)号：EP3096593B1

公开(公告)日：2017-08-23

申请号：EP15001500.6

申请日：2015-05-19

申请人： Airbus DS GmbH

发明人： Bose, Guido ,  Grasl, Andreas

IPC分类号： H05K7/20 ,  B64G1/50 ,  B64G1/10

CPC分类号： H05K7/20636 ,  B64G1/10 ,  B64G1/506 ,  B64G2001/1092

公开(公告)号：EP3095714A1

公开(公告)日：2016-11-23

申请号：EP15001501.4

申请日：2015-05-19

申请人： Airbus DS GmbH

发明人： Bose, Guido ,  Grasl, Andreas

IPC分类号： B64G1/50 ,  B64G1/10 ,  H05K7/20

CPC分类号： B64G1/506 ,  B64G1/10 ,  B64G1/44 ,  B64G2001/1092 ,  H05K7/20 ,  H05K7/20254

摘要： Ein modularer Satellit mit einer Mehrzahl von elektrische und/oder elektronische Baugruppen aufnehmenden Elektronikkästen (3; 122, 123, 124, 125, 126, 127, 128, 129 130, 131), wobei die Elektronikkästen untereinander elektrisch verbunden oder verbindbar sind, ist versehen mit einer Basis-Strukturtafel (108; 208), einer auf der Basis-Strukturtafel (108; 208) angeordneten Dockingstruktur (2; 220), einer Mehrzahl von mit der Dockingstruktur (2; 220) verbundenen oder verbindbaren Geräteträgertafeln (111, 112, 113, 114, 115, 116, 117, 118), wobei die Dockingstruktur (2; 220) erste elektrische Verbindungsmittel (5) zur elektrischen Verbindung mit den Elektronikkästen (3; 122, 123, 124, 125, 126, 127, 128, 129 130, 131) aufweist, wobei die Geräteträgertafeln (111, 112, 113, 114, 115, 116, 117, 118) mechanische Verbindungsmittel (4) zur Halterung der Elektronikkästen (3; 122, 123, 124, 125, 126, 127, 128, 129 130, 131) aufweisen und wobei die jeweilige Geräteträgertafel (111, 112, 113, 114, 115, 116, 117, 118) zumindest bereichsweise mittels integrierter Wärmequellen und/oder Wärmesenken temperierbar ausgebildet ist.

摘要翻译： 模块化卫星具有容纳电和/或电子模块的多个电子盒。 电子盒是彼此电连接的或可以彼此电连接。 卫星设置有基础结构面板，设置在基础结构面板上的对接结构以及与对接结构连接或可与其连接的多个装置承载面板。 对接结构具有用于与电子箱的电连接的第一电连接元件。 装置承载板具有用于固定电子箱的机械连接元件。 至少在某些区域中，相应的装置载体面板被构造成能够通过集成的热源和/或散热器进行回火。

公开(公告)号：EP3044094A1

公开(公告)日：2016-07-20

申请号：EP14842429.4

申请日：2014-09-08

申请人： Lockheed Martin Corporation

发明人： MCKINNON, Douglas V. ,  HENTOSH, David J. ,  MOSSO, Russell J.

IPC分类号： B64G1/50

CPC分类号： B64G1/50 ,  B64G1/503 ,  B64G1/506 ,  B64G1/66

摘要： An instrument mounting system for a geosynchronous host satellite provides independent heat rejection capability for a hosted instrument. The system may include an instrument mounting structure that is thermally coupled to a radiator component via heat pipes that may include one or both of rigid and flexible elements. In some embodiments, the system is mounted on the hosting satellite so as to provide satellite components and the hosted instrument with a clear field of view while rejecting heat in one or both of the north and south directions. The system may also provide structural support for components of one or both of the hosted instrument or the hosting satellite.

公开(公告)号：EP2631183B1

公开(公告)日：2015-01-21

申请号：EP10795404.2

申请日：2010-10-21

申请人： Ibérica del Espacio, S.A.

发明人： MISHKINIS, Donatas ,  TORRES SEPÚLVEDA, Alejandro

IPC分类号： B64G1/50 ,  F28D15/02 ,  F28D15/06 ,  F28F27/02

CPC分类号： B64G1/50 ,  B64G1/506 ,  F28D15/0266 ,  F28D15/06 ,  F28F27/02

公开(公告)号：EP2500275A3

公开(公告)日：2014-03-12

申请号：EP12157928.8

申请日：2012-03-02

申请人： Thales

发明人： Hugon, Julien ,  Dargent, Thierry

IPC分类号： B64G1/50 ,  F28D15/02 ,  F28D21/00

CPC分类号： B64G1/503 ,  B64G1/1007 ,  B64G1/506 ,  F28D15/0233 ,  F28D15/0266 ,  F28D15/0275 ,  F28D2021/0021

摘要： Panneau structural (PS) pour satellite, comprenant une peau externe (PE) destinée à être à l'extérieur du satellite, une âme (AM) comprenant au moins un caloduc intégré (CAL) monté fixement en contact avec ladite peau externe (PE), et une peau interne (PI) destinée à être à l'intérieur du satellite, ledit panneau structural (PS) muni d'échangeurs de chaleur génériques adaptés pour être associés à un circuit de régulation thermique par circulation de fluide caloporteur, extérieur au panneau.

公开(公告)号：EP2653389A1

公开(公告)日：2013-10-23

申请号：EP13157661.3

申请日：2013-03-04

申请人： The Boeing Company

发明人： Aston, Richard William ,  Langmack, Michael J

IPC分类号： B64G1/50 ,  F28D15/02

CPC分类号： B64G1/503 ,  B64G1/506 ,  F28D15/02 ,  F28D15/0275 ,  F28F2240/00 ,  F28F2275/08

摘要： Spacecraft (30, 32), radiator panels (35) for spacecraft, kits for radiator panels, inserts (48) associated with radiator panels, heat pipes (40) associated with radiator panels, external structural reinforcement members (200) associated with radiator panels, and methods of assembling radiator panels are disclosed herein. Some radiator panels (35) include at least one insert (48) that is positioned adjacent to a heat pipe (40) between two spaced-apart face-sheets (42, 44), with the insert being configured to secure a package (52) to the inside face-sheet (42) opposite of the heat pipe (40). Some radiator panels include at least one external structural reinforcement (200) member that extends across an external side of the radiator panel.

摘要翻译： 航天器（30,32），用于航天器的散热器面板（35），用于散热器面板的套件，与散热器面板相关联的插入件（48），与散热器面板相关联的热管（40），与散热器面板相关联的外部结构加强构件 ，散热板组装方法。 一些散热器面板（35）包括至少一个插入件（48），该插入件位于两个间隔开的面板（42,44）之间的与热管（40）相邻的位置，插入件配置成固定一个包装 ）到与热管（40）相对的内侧面板（42）。 一些散热器板包括延伸穿过散热器板的外侧的至少一个外部结构加强件（200）。

公开(公告)号：EP2589537A1

公开(公告)日：2013-05-08

申请号：EP12186025.8

申请日：2012-09-26

申请人： The Boeing Company

发明人： Murray, Thomas M. ,  Zielinski, Edward

IPC分类号： B64D33/12 ,  B64G1/50

CPC分类号： B64D33/12 ,  B64G1/506

摘要： Heat transfer devices (322) are described. In one example, a heat transfer device for installation in a system having a heat generating element within the system away from which heat is to be transferred is described. The heat transfer device (322) includes a heat pipe (330) having a first portion, a second portion, and a working fluid contained within the heat pipe for transferring heat from the first portion to the second portion. The first portion is disposed in proximity with the heat generating element. The second portion is coupled to the first portion. At least part of the second portion is disposed outside the system to dissipate heat from the heat generating element and the second portion may be variably extended outside the system. ( Fig. 3 )

摘要翻译： 描述了传热装置（322）。 在一个示例中，描述了一种用于安装在系统内的热传递装置，其中系统内的发热元件将远离热量被传送。 传热装置（322）包括热管（330），其具有包含在热管内的第一部分，第二部分和工作流体，用于将热量从第一部分传递到第二部分。 第一部分设置在发热元件附近。 第二部分耦合到第一部分。 第二部分的至少一部分设置在系统外部以散发来自发热元件的热​​量，并且第二部分可以可变地延伸到系统外部。 （图3）

公开(公告)号：EP2332839A1

公开(公告)日：2011-06-15

申请号：EP08875584.8

申请日：2008-10-02

申请人： Ibérica Del Espacio, S.A.

发明人： TORRES SEPÚLVEDA, Alejandro ,  MISHKINIS, Donatas ,  PASTOR FERNÁNDEZ, José Luis

IPC分类号： B64G1/50 ,  B64G1/58 ,  F28D15/02

CPC分类号： B64G1/506 ,  B64G1/50 ,  B64G1/503 ,  F28D15/0266 ,  F28D15/043 ,  F28D15/06 ,  F28F2250/06

摘要： Thermal module (1) for use on a spacecraft to control thermal loads coming from a heat source (3) comprising a two-phase loop system (5) and a heat rejection system (13), the two-phase loop system (5) comprising a thermal collector (7), a heat flow regulator (10), a by-pass line (6) and a condenser (11), the condenser (11) and the heat rejection system (13) being thermally coupled, such that the heat flow regulator (10) of the two-phase loop system (5) redirects part of the thermal loads from the heat source (3) to the condenser (11), from which the heat rejection system (13) directs said thermal loads to a heat sink (14), the temperature of the heat source (3) being regulated by bypassing another part of the thermal loads back to the thermal collector (7) through the by-pass line (6) in a proportional manner, to avoid the heat source (3) overcooling, being the heat rejection system (13) designed based on the hottest possible conditions for the spacecraft mission.

摘要翻译： 用于航天器的热模块（1）用于控制来自包括两相环路系统（5）和散热系统（13）的热源（3）的热负荷，所述两相环路系统（5） 包括热收集器（7），热流调节器（10），旁路管线（6）和冷凝器（11），冷凝器（11）和排热系统（13）被热耦合，使得 两相回路系统（5）的热流调节器（10）将来自热源（3）的部分热负荷重定向到冷凝器（11），散热系统（13）从该热负荷系统（13）引导所述热负荷 通过旁路线（6）以比例的方式将另一部分热负载旁路回到热收集器（7），从而调节热源（3）的温度，从而将热源（3）的温度调节到 避免热源（3）过冷，是基于飞船任务最热的可能条件设计的排热系统（13）。