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21.发明申请
公开(公告)号：WO2009095929A8
公开(公告)日：2010-01-14
申请号：PCT/IN2008000233
申请日：2008-04-08
CPC分类号： B64G1/405 , B64G1/002 , B64G1/007 , B64G1/242 , B64G1/401 , B64G1/403 , B64G1/44 , B64G2001/1064 , F03H1/00
摘要： The Device To Shift The Scientific Activities From One Planet To Another relates to the field of aerospace and aeronautics, more particular to the device to shift the scietific activities from one planet to another with the help of an Unnamed Space Vehicle (USV) using solar-ion propulsion system. The device consists with solar powered unmanned space vehicle (USV), solar electromagnetic propulsion system and xenon cyliders wherein the solar electromagnetic propulsion system of the single USV with the view to achieving greater energy by the use of perennial source of energy; wherein xenon cylinders are attached to the discharged chamber of USV in the power unit (4) for providing ion propulsion.
摘要翻译： 将科学活动从一个行星转移到另一个行星的手段涉及到航空航天领域，更特别的是在非空间飞行器（USV）的帮助下，通过使用太阳能发电机将飞行器从一个行星转移到另一个行星， 离子推进系统。 该装置包括太阳能无人空中飞行器（USV），太阳能电磁推进系统和氙气舱，其中单个USV的太阳能电磁推进系统旨在通过使用常年能源来实现更大的能量; 其中氙气筒在动力单元（4）中连接到USV的排放室以提供离子推进。
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公开(公告)号：WO2009149713A1
公开(公告)日：2009-12-17
申请号：PCT/DK2009/050123
申请日：2009-06-09
申请人： GOMspace ApS , ALMINDE, Lars , LAURSEN, Karl Kaas
发明人： ALMINDE, Lars , LAURSEN, Karl Kaas
摘要： The invention relates to controlling the shape of a flexible element (11). The invention is especially advantageous under conditions wherein the gravitational force is small and the atmospheric pressure is low, such as onboard a spacecraft or satellite (20) in orbit. The invention relates to a device with a flexible element, wherein the flexible, element comprises a plurality of magnetic elements (21), including at least one electromagnet, wherein each electromagnet comprises an electrical input for receiving electrical current, whereby the electrical energy to each electromagnet amongst said at least one electromagnet is individually controllable so that the shape of said flexible element is controllable by means of magnetic forces generated at said plurality of magnetic elements. The method moreover relates to a method of controlling the shape of a flexible element, an apparatus for returning a small spacecraft from orbit as well as use of the inventive device as a drogue parachute attached to a satellite in order to deorbit the satellite.
摘要翻译： 本发明涉及控制柔性元件（11）的形状。 本发明在重力小且大气压低的条件下，例如在轨道上的航天器或卫星（20）的条件下是特别有利的。 本发明涉及一种具有柔性元件的装置，其中柔性元件包括多个包含至少一个电磁体的磁性元件（21），其中每个电磁体包括用于接收电流的电输入端， 所述至少一个电磁体之间的电磁体是独立可控的，使得所述柔性元件的形状可通过在所述多个磁性元件处产生的磁力来控制。 此外，该方法涉及一种控制柔性元件的形状的方法，用于从轨道返回小型航天器的装置以及将本发明的装置用作附接到卫星的锥形降落伞以使卫星脱轨。
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公开(公告)号：WO2007096289A1
公开(公告)日：2007-08-30
申请号：PCT/EP2007/051453
申请日：2007-02-14
摘要： L'objet de l'invention est une voilure déployable (2, 3) d'aérofreinage de satellite (1) qui, une fois déployée comprend au moins un élément de voilure formant une structure tridimensionnelle et comportant au moins deux panneaux (2a, 2b, 3a, 3b) s'étendant selon des plans sécants et formant un dièdre.
摘要翻译： 本发明的主题是用于空气制动卫星（1）的可展开翼结构（2,3），并且一旦展开，其包括至少一个形成三维结构并且包括至少两个面板的翼结构元件 （2a，2b，3a，3b），并形成二面体。
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24.发明申请PROPULSION UNIT FOR SPACECRAFT, SERVICING SYSTEM FOR PROVIDING IN-SPACE SERVICE OPERATIONS, AND MODULAR SPACECRAFT 审中-公开用于提供空间服务运营的服务提供系统和模块化服务
公开(公告)号：WO2005118394A1
公开(公告)日：2005-12-15
申请号：PCT/EP2005/006069
申请日：2005-06-06
发明人： KOSMAS, Charalampos
IPC分类号： B64G1/10
CPC分类号： B64G1/007 , B64G1/1078 , B64G1/646
摘要： A propulsion unit (10) for attachment to a selected target spacecraft is provided, comprising a number of thrusters (12), a number of propellant storage tanks (20), and a docking facilitation system (14), said docking facilitation system (14) being set up to be removeably connectable to corresponding docking means of a further spacecraft. The docking facilitation system (14) provided for the propulsion unit (10) allows for in-space connection with another component, in particular an active component having control means and the like, rendering the formerly detached propulsion unit (10) controllable and maneuverable.
摘要翻译： 提供了用于附接到所选择的目标航天器的推进单元（10），其包括多个推进器（12），多个推进剂储罐（20）和对接便利系统（14），所述对接促进系统（14） ）被设置为可移除地连接到另一个航天器的对应装置。 为推进单元（10）提供的对接促进系统（14）允许与另一部件，特别是具有控制装置等的有源部件进行空间内连接，使得先前拆卸的推进单元（10）可控制和可操纵。
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公开(公告)号：WO9833704A3
公开(公告)日：1998-09-17
申请号：PCT/US9801924
申请日：1998-02-04
申请人： BELBRUNO EDWARD A
发明人： BELBRUNO EDWARD A
CPC分类号： B64G1/007 , B64G1/242 , B64G2001/1064
摘要： A method generates an operational ballistic capture transfer for an object emanating substantially at earth or earth orbit to arrive at the moon or moon orbit using a computer implemented process. The method includes the steps of entering parameters including velocity magnitude VE, flight path angle ηE, and implementing a forward targeting process by varying the velocity magnitude VE, and the flight path angle ηE for convergence of target variables at the moon. The target variables include radial distance, rM, and inclination iM. The method also includes the step of iterating the forward targeting process until sufficient convergence to obtain the operational ballistic capture transfer from the earth or the earth orbit to the moon or the moon orbit.
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26.发明申请NEW PROCEDURE FOR GENERATING OPERATIONAL BALLISTIC CAPTURE TRANSFER USING A COMPUTER IMPLEMENTED PROCESS 审中-公开使用计算机实现过程生成操作弹性捕获传输的新步骤
公开(公告)号：WO98033704A2
公开(公告)日：1998-08-06
申请号：PCT/US1998/001924
申请日：1998-02-04
CPC分类号： B64G1/007 , B64G1/242 , B64G2001/1064
摘要： A method generates an operational ballistic capture transfer for an object emanating substantially at earth or earth orbit to arrive at the moon or moon orbit using a computer implemented process. The method includes the steps of entering parameters including velocity magnitude VE, flight path angle gamma E, and implementing a forward targeting process by varying the velocity magnitude VE, and the flight path angle gamma E for convergence of target variables at the moon. The target variables include radial distance, rM, and inclination iM. The method also includes the step of iterating the forward targeting process until sufficient convergence to obtain the operational ballistic capture transfer from the earth or the earth orbit to the moon or the moon orbit.
摘要翻译： 一种方法为基本上在地球或地球轨道发射的物体产生操作弹道捕获传输，以使用计算机实现的过程来到达月球或月球轨道。 该方法包括输入参数的步骤，包括速度幅度VE，飞行路径角度γE，并通过改变速度幅值VE以及用于月球目标变量收敛的飞行路径角度γE来实现向前瞄准过程。 目标变量包括径向距离，rM和倾斜度iM。 该方法还包括迭代向前瞄准过程直到足够的收敛以获得从地球或地球轨道到月球或月球轨道的操作弹道捕获转移的步骤。
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27.发明申请SPACE LAUNCH VEHICLES CONFIGURED AS GLIDERS AND TOWED TO LAUNCH ALTITUDE BY CONVENTIONAL AIRCRAFT 审中-公开配置为玻璃的空间启动车辆，并通过常规飞机推出高空作业
公开(公告)号：WO1996015941A1
公开(公告)日：1996-05-30
申请号：PCT/US1995014547
申请日：1995-11-13
IPC分类号： B64D05/00
摘要： Orbital launch vehicles (1) with aerodynamic lifting surfaces (2) enabling them to be towed as gliders behind conventional aircraft (19), and the method of towing these launch vehicles using a flexible cable (18) to connect them with a conventional aircraft (19), for placing spacercraft (15) into low earth orbit at greatly reduced cost compared to current orbital launch systems. The lift from the aerodynamic surfaces (2) enables the launch vehicles (1) to be towed by means of a flexible cable (18) from a conventional runway using existing aircraft (19). As with "conventional air-lauch", this permits spacercraft launch into orbit to originate from any conventional runway consistent with constraints of public safety, thus eliminating the need to build dedicated launch pads at geographic locations from which a full range of orbital inclinations can be reached.
摘要翻译： 轨道运载火箭（1）具有空气动力提升表面（2），使其能够作为常规飞机（19）后面的滑翔机被拖曳，以及使用柔性电缆（18）拖动这些运载火箭将传统飞机（18）连接起来的方法 19），与目前的轨道发射系统相比，将太空轨道（15）放置在低地球轨道上的成本大大降低。 来自空气动力学表面（2）的电梯使得运载火箭（1）能够借助于使用现有飞行器（19）的常规跑道的柔性电缆（18）来拖曳。 与“传统的空气”一样，这允许沿着公共安全限制的任何常规跑道发射轨道，从而消除了在地理位置建立专用发射台的需要，在这些地点可以有全方位的轨道倾角 到达。
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28.发明申请A METHOD AND APPARATUS FOR LAUNCHING A SPACECRAFT BY USE OF A RECOVERABLE UPPER ROCKET STAGE 审中-公开一种通过使用可恢复的上位机阶段来启动空间的方法和装置
公开(公告)号：WO1988002332A1
公开(公告)日：1988-04-07
申请号：PCT/US1987002112
申请日：1987-08-28
IPC分类号： B64G01/14
摘要： An apparatus and method for launching a spacecraft (200) including a payload (202) and a delivery stage (204) having a rocket engine (37) powered by fluid bipropellant (114) from the earth into a high energy orbit and for recovering the delivery stage (204). By reducing the delivery stage mass, it becomes feasible and cost effective to recover the delivery stage (204) for reuse. Delivery stage mass is reduced by several techniques including transporting the spacecraft (200) and the fluid bipropellant (114) to a parking orbit with the fluid bipropellant in tanks (20-26) external to the spacecraft (200); transferring the fluid bipropellant (114) to light weight tanks (30-36) integral to the spacecraft (200); controlling the relative flow rates of the fluid bipropellant constituents to the rocket engine (31) during firing of the rocket engine (37) to ensure complete use of both bipropellant constituents; and controlling ascent and descent maneuvers from remote tracking stations. A space shuttle (42) can be used to transport the spacecraft (200) and fluid bipropellant (114) in its cargo bay (40) to the parking orbit and recover the delivery stage (204) at the end of a mission. The invention is particularly useful for delivery of payloads to geosynchronous orbits.
摘要翻译： 一种用于发射包括有效载荷（202）和输送台（204）的航天器（200）的装置和方法，所述载体（202）和输送台（204）具有由流体双组分推进剂（114）由地球供电至高能量轨道的火箭发动机（37） 递送阶段（204）。 通过减少传送阶段质量，恢复传送阶段（204）以便再利用变得可行且成本有效。 通过若干技术减少输送阶段质量，包括将航天器（200）和流体双组元推动剂（114）运送到与液体双组分推进剂在位于航天器（200）外部的舱（20-26）中的停车轨道上; 将所述流体双组元推进剂（114）转移到与所述航天器（200）成一体的轻量级储罐（30-36）; 在火箭发动机（37）的燃烧期间控制流体双组元推进剂组分对火箭发动机（31）的相对流速，以确保双组元推进剂组分的完全使用; 并控制远程跟踪站的上升和下降机动。 可以使用航天飞机（42）将其货舱（40）中的航天器（200）和流体双组分推进剂（114）运送到停车轨道，并在任务结束时恢复输送台（204）。 本发明对于将有效载荷递送到地球同步轨道特别有用。
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公开(公告)号：WO2018133640A1
公开(公告)日：2018-07-26
申请号：PCT/CN2017/119375
申请日：2017-12-28
申请人： 秦赵修
发明人： 秦赵修
IPC分类号： B64F1/10
摘要： 一种低风阻管道式轨道、内置轨道的模拟平流层低风阻管道、运载火箭航天器发射系统及降低管道式轨道阻力的方法，涉及运载火箭航天器发射技术领域，该低风阻管道式轨道包括路基（1）和固设在路基（1）上的多个管道本体（2），多个管道本体（2）依次连续固接，所述路基（1）上铺设有轨道（3），各所述管道本体（2）沿所述轨道（3）的铺设方向跨设在所述轨道（3）的上方，管道本体（2）包括设置在其两端的第一固定件（21）、第二固定件（22）、多个风管（23）和多个加热单元（24），且相邻两管道本体（2）的多个风管（23）分别对应相通，多个风管（23）上分别对应连通有多个鼓风件（4），且多个风管（23）上沿轴向等间距分别设有多个出风口（231），多个出风口（231）处的气流能够彼此交汇。低风阻管道式轨道具有能够使得火箭运输装置在低海拔地区向高海拔地区高速运行的特点。
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公开(公告)号：WO2016066837A1
公开(公告)日：2016-05-06
申请号：PCT/EP2015/075335
申请日：2015-10-30
摘要： A vehicle for intercepting a target object orbiting in space is provided, comprising a launching portion for driving the vehicle into an orbit, and an interception portion for intercepting a target object when the vehicle is in orbit, wherein the interception portion comprises means for engaging with the target object and wherein the launching portion is arranged to drive the vehicle into a first elliptical orbit and the vehicle is arranged to adopt a second elliptical orbit when engaged with the target object in which the first elliptical orbit is arranged so as to intersect the orbit of the target object at an interception point, and the second elliptical orbit is such that the vehicle is arranged to move from the interception point towards the Earth's atmosphere when engaged with the target object. A method of controlling a vehicle for intercepting a target object orbiting in space is also provided, comprising controlling the vehicle to be driven into a first elliptical orbit to intersect the orbit of the target object at an interception point and controlling the vehicle to engage with the target object at the interception point and to adopt a second elliptical orbit when engaged with the target object in which the second elliptical orbit is such that the vehicle is arranged to move from the interception point towards the Earth's atmosphere when engaged with the target object.
摘要翻译： 提供一种用于拦截在空间中行驶的目标物体的车辆，包括用于将车辆行驶到轨道中的发射部分和用于在车辆进入轨道时拦截目标物体的拦截部分，其中拦截部分包括与 所述目标物体并且其中所述发射部分被布置成将所述车辆驱动到第一椭圆轨道中，并且所述车辆被布置为当与所述目标物体接合时采用第二椭圆轨道，在所述目标物体中布置所述第一椭圆轨道以与所述轨道相交 所述第二椭圆轨道使得所述车辆布置成当与所述目标物体接合时从所述拦截点向地球大气移动。 还提供了一种控制用于拦截在空间中行驶的目标物体的车辆的方法，包括控制车辆被驱动到第一椭圆轨道中，以在拦截点处与目标物体的轨道相交，并控制车辆与 目标对象在截取点处并且当与目标对象接合时采用第二椭圆轨道，其中第二椭圆轨道使得车辆被布置成当与目标对象接合时从拦截点朝向地球大气移动。
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