| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 1 | 一种液态金属宇航服 | CN201610143017.1 | 2016-03-14 | CN105799957A | 2016-07-27 | 王磊; 刘静 |
| 本发明涉及航天器材技术领域，尤其涉及一种液态金属宇航服，包括基础服装，还包括液态金属管路、控制装置、温度监控装置和对液态金属进行加热或冷却的调温装置；液态金属管路内装有液态金属，且固定于基础服装表面遍布全身；温度监控装置一端与液态金属管路连接，另一端与控制装置的第四端口连接，以将对液态金属管路检测的温度信息传送至控制装置；液态金属管路的管道出口与控制装置的第一端口连接，以供控制装置将流出液态金属管路的液态金属根据接收到的温度信息进行再次分配；控制装置的第二端口和第三端口分别与液态金属管路的管道入口和调温装置的一端连接，以使流出控制装置的液态金属形成温度不同的两通路送回液态金属管路。 | ||||||
| 2 | 零（微）重力条件下的仿重力穿戴设备及相关配套设施 | CN201611225251.5 | 2016-12-27 | CN107042893A | 2017-08-15 | 康子纯 |
| 零(微)重力条件下的仿重力穿戴设备及相关配套设施，包括：仿重力宇航服，仿重力电磁靴、仿重力卧床，及相关配套设施。仿重力穿戴设备依据人体不同活动状态(站立、行走、坐姿、卧姿)，通过计算机自动控制系统或纯人工手动，操控弹性材料张紧装置，电磁力控制装置，气压、液压机械控制装置，在零(微)重力条件下，将相当地面自然重力大小的仿重力，加予人体各部，创建适于人体活动的仿重力条件和宜居仿重力环境，克服零(微)重力条件下长期的空间站、飞船(火箭)太空旅行对人体(宇航员)生理、心理造成的严重负面影响，为人类征服太空的长期飞行，提供最大可能的安全健康保障和宜居仿重力环境。逐步终结人类早期太空飞行的人体(宇航员)飘浮时代，开启太空飞行的仿重力时代。 | ||||||
| 3 | 宇航服面窗紧固结构及其紧固方法 | CN201310207119.1 | 2013-05-16 | CN104161329B | 2016-02-03 | 谢晓斌; 邹彤; 李震; 谢隽永 |
| 本发明公开了一种宇航服面窗紧固结构，包括宇航服头盔和安装于所述宇航服头盔的面窗；所述面窗周边结合有一边框，所述边框上形成有配合所述宇航服头盔的安装结构，所述边框包括压迫组件和紧固组件，通过所述压迫组件和面窗的配合压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述面窗。在本发明的宇航服面窗紧固结构中，面窗上无需开设螺栓孔，不会破坏面窗自身的内应力平衡，保持了面窗原有的强度、无应力薄弱点；通过在面窗周边生成一圈预应力边框，形成一种面窗与宇航服头盔的整体受力结构，有效地将面窗承受的压力差等荷载通过预应力结构边框传递至宇航服头盔，保证了面窗结构的完整性与稳定性。 | ||||||
| 4 | 个人热调节系统 | CN201310128617.7 | 2013-03-06 | CN103303502A | 2013-09-18 | E·W·霍奇森 |
| 一种个人热调节系统包括：个人液体冷却服装，其中，个人液体冷却服装构造成使工作流体在其中循环；膜蒸发器，膜蒸发器构造成从个人液体冷却服装接收循环的工作流体，其中，膜蒸发器还构造成蒸发接收到的循环工作流体的一部分；以及与膜蒸发器流体连通的化学吸收器，其中，化学吸收器构造成接收来自膜蒸发器的接收到的循环工作流体的蒸发部分的受控流量。 | ||||||
| 5 | 火箭发射系统和支撑装置 | CN201180018304.5 | 2011-02-10 | CN102933932B | 2016-03-09 | 霍华德.M.钦; 金伯利.A.卡拉哈 |
| 一种火箭发射系统(1)，包括具有电动缆道牵引驱动装置(26)的管状火箭发射器托架(2)，所述电动缆道牵引驱动装置(26)在锚定到地面的两轴枢轴(63)之下输送，升高到通向三个重量被轻于空气的气球(164)抵消的一级系绳电缆(27)的同轴传送管(124,143)内。托架此后被输送到在地面之上进入平流层的由一对二级电缆(184)支撑的对接站(166)，所述二级电缆(184)悬挂在用于拉紧气球的连接框架(162)之下。托架由两个二级电缆和两个三级电缆(186)所引导的托架端夹具(196)啮合，并由二级电缆所引导的下升举器(198)提升。该下升举器由从拉紧气球连接框架悬挂的上升举器(168)支撑。啮合由两个二级电缆引导的提升环(183)的托架被进一步升高，在方位角和高度上旋转，且火箭弹出在托架向下沿着该组电缆自由下落期间从发射管发生，引擎点火发生在安全距离处。 | ||||||
| 6 | 太空套服 | CN201410437765.1 | 2011-02-10 | CN104236390A | 2014-12-24 | 霍华德.M.钦; 金伯利.A.卡拉哈 |
| 一种由在高的高度处或在太空中乘在火箭中的乘客穿的太空套服，所述太空套服包括：在穿所述太空套服的乘客的至少一些关节处的一组关节，所述组关节相对于用于发射的火箭可锁定在最佳空气动力位置上，其中所述乘客穿所述太空套服并被装载，脚先到所述火箭的顶部上，用于抵抗在发射期间所述火箭的重力效应。 | ||||||
| 7 | 宇航服面窗紧固结构及其紧固方法 | CN201310207119.1 | 2013-05-16 | CN104161329A | 2014-11-26 | 谢晓斌; 邹彤; 李震; 谢隽永 |
| 本发明公开了一种宇航服面窗紧固结构，包括宇航服头盔和安装于所述宇航服头盔的面窗；所述面窗周边结合有一边框，所述边框上形成有配合所述宇航服头盔的安装结构，所述边框包括压迫组件和紧固组件，通过所述压迫组件和面窗的配合压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述面窗。在本发明的宇航服面窗紧固结构中，面窗上无需开设螺栓孔，不会破坏面窗自身的内应力平衡，保持了面窗原有的强度、无应力薄弱点；通过在面窗周边生成一圈预应力边框，形成一种面窗与宇航服头盔的整体受力结构，有效地将面窗承受的压力差等荷载通过预应力结构边框传递至宇航服头盔，保证了面窗结构的完整性与稳定性。 | ||||||
| 8 | 火箭发射系统和支撑装置 | CN201180018304.5 | 2011-02-10 | CN102933932A | 2013-02-13 | 霍华德.M.钦; 金伯利.A.卡拉哈 |
| 一种火箭发射系统(1)，包括具有电动缆道牵引驱动装置(26)的管状火箭发射器托架(2)，所述电动缆道牵引驱动装置(26)在锚定到地面的两轴枢轴(63)之下输送，升高到通向三个重量被轻于空气的气球(164)抵消的一级系绳电缆(27)的同轴传送管(124,143)内。托架此后被输送到在地面之上进入平流层的由一对二级电缆(184)支撑的对接站(166)，所述二级电缆(184)悬挂在用于拉紧气球的连接框架(162)之下。托架由两个二级电缆和两个三级电缆(186)所引导的托架端夹具(196)啮合，并由二级电缆所引导的下升举器(198)提升。该下升举器由从拉紧气球连接框架悬挂的上升举器(168)支撑。啮合由两个二级电缆引导的提升环(183)的托架被进一步升高，在方位角和高度上旋转，且火箭弹出在托架向下沿着该组电缆自由下落期间从发射管发生，引擎点火发生在安全距离处。 | ||||||
| 9 | 用于穿上防护服的装置 | CN03178435.6 | 2003-07-16 | CN100334982C | 2007-09-05 | 约尔格·伯特歇尔; 斯蒂芬·兰塞姆; 弗朗克·施泰因西克 |
| 用于穿上防护服、尤其是执行太空任务的防护服的装置，该防护服可通过设在背面、可由可翻转的背囊闭合的防护服孔口进入，该装置设有两级密封及闭锁系统，它由以下部分组成：一个外密封及闭锁系统，它与载人的居住区的结构可形状及力锁合地连接；一个内密封及闭锁系统，它与可向侧面翻转的背囊可形状及力锁合地连接；及至少一个设在居住区内部的净化箱，它也通过两级密封及闭锁系统既对宇航服也对居住区形成隔离。 | ||||||
| 10 | 用于穿上防护服的装置 | CN03178435.6 | 2003-07-16 | CN1476791A | 2004-02-25 | 约尔格·伯特歇尔; 斯蒂芬·兰塞姆; 弗朗克·施泰因西克 |
| 用于穿上防护服、尤其是执行太空任务的防护服的装置，该防护服可通过设在背面、可由可翻转的背囊闭合的防护服孔口进入，该装置设有两级密封及闭锁系统，它由以下部分组成：一个外部密封及闭锁系统，它与载人居住区的结构可形状及力锁合地连接；一个内部密封及闭锁系统，它与可向侧面翻转的背囊可形状及力锁合地连接；及至少一个设在居住区内部的净化箱，它也通过两级密封及闭锁系统既对宇航服也对居住区形成隔离。 | ||||||
| 11 | 宇宙用冷却器 | JP2012080055 | 2012-03-30 | JP6130998B2 | 2017-05-17 | 佐藤 龍也; 金澤 良一 |
| 12 | ロケット発射システムに用いられるロケット輸送デバイス | JP2016122218 | 2016-06-21 | JP2016222241A | 2016-12-28 | チン,ハワード,エム.; キャッラハ,キンベリー,エー. |
| 【課題】ロケット発射システムにおいて用いられるロケット輸送装置を提供する。 【解決手段】ロケット発射システムは、1組の電力および輸送ケーブルを有し、ロケット輸送装置は、発射予定のロケットを輸送および発射するため、電力を前記1組の電力および輸送ケーブルへと提供するように構成され、前記ロケット輸送装置は、地上に配置された電気エネルギー提供器を備え、前記電気エネルギー提供器は、前記1組の電力および輸送ケーブルを含み、前記ロケット輸送装置は、牽引駆動装置を備え、前記牽引駆動装置は、電動通電装置を含み、前記電動通電装置は、前記1組の電力および輸送ケーブルから電力を受け取り、前記ロケット輸送装置を前記1組の電力および輸送ケーブルに沿って輸送する。 【選択図】図1 |
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| 13 | Face tissue of textile fabric | JP33932392 | 1992-12-18 | JPH05321070A | 1993-12-07 | IERUKU HARUTOMANSU; BUORUFUGANKU FUITSUSHIYAA; HANSUUGIYUNTAA RAIMERUDESU; RUTSUTSU KANPUMAN; DETOREFU MIYUURAA BUIISUNAA |
| PURPOSE: To provide the face tissue of a textile fabric useful in making protective space suits, protective space shielding and other protective garments or shields by attaching a protecting cover to the outside of a three-dimensionally bonded textile fabric prepared by mutually bonding metal-coated synthetic fibers as base materials to each other through metal fibers. CONSTITUTION: This multi-ply three-dimensionally bonded textile fabric is obtained by using metal coated synthetic fibers 1, 2, 3 as base materials, extending the fibers 1 from left to right or from right to left, extending the polyethylene fibers 2 and the aramid fibers 3 in the vertical and thickness direction, mutually bonding the fibers with metal fibers 4 to form a three- dimensionally bonded textile fabric, and further forming a foil-like cover 5, for example, comprising a silicone containing a metal oxide in a certain rate or a copolymer comprising 50% of ethylene units and 50% of tetrafluoroethylene units, to the outer side of the woven fabric for protecting the textile fabric from heat, electromagnetic waves or the like. The three-dimensionally bonded textile fabric includes three-dimensionally woven, twisted knitted and netted fabrics. COPYRIGHT: (C)1993,JPO | ||||||
| 14 | JPS4925741B1 - | JP9912070 | 1970-11-12 | JPS4925741B1 | 1974-07-03 | |
| 15 | ロケット発射システムに用いられるドッキングステーション、およびリフトリングアセンブリ | JP2015039368 | 2015-02-27 | JP6074821B2 | 2017-02-08 | チン,ハワード,エム.; キャッラハ,キンベリー,エー. |
| 16 | ロケット発射システムおよび支持装置 | JP2012552873 | 2011-02-10 | JP5817739B2 | 2015-11-18 | チン,ハワード,エム.; キャッラハ,キンベリー,エー. |
| 17 | ロケット発射システムに用いられるドッキングステーション、リフトリングアセンブリ、ロケット輸送システム、ロケット輸送デバイス、キャリッジ、多レットアセンブリ、および、宇宙服 | JP2015039368 | 2015-02-27 | JP2015145234A | 2015-08-13 | チン,ハワード,エム.; キャッラハ,キンベリー,エー. |
| 【課題】有用な材料および作製物を上層大気またはその上側へと送達するためのロケットを空中発射するシステム及び方法を提供する。 【解決手段】ロケット発射システム内において用いられるドッキングステーション166であって、前記ロケット発射システムは、1組の一次電力および輸送ケーブル27と、1組の二次電力および輸送ケーブルと、ロケット輸送デバイスとを含み、前記ドッキングステーションは、前記ロケット輸送デバイスによって搬送されたロケット18の発射準備において、前記ロケット輸送デバイスのうち1つを受容する構造と、前記ドッキングステーションが高高度で配置された際の前記複数組の一次および二次ケーブルのねじれを回避するために、前記ドッキングステーションの回転を制御する回転装置と、を含む。 【選択図】図1B |
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| 18 | Cooling device for use in space | JP2012080055 | 2012-03-30 | JP2013208985A | 2013-10-10 | SATO TATSUYA; KANAZAWA RYOICHI |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a cooling device for use in space, which does not require high-purity water for cooling.SOLUTION: A cooling device for use in space includes a first flow path (13) to which coolant to be cooled is fed, a second flow path (14) which is thermally joined to the first flow path (13) and to which feed water is fed, and a water absorbing body (15) which is exposed to outer space when the cooling device for use in space is used in the outer space. The feed water is supplied through the second flow path (14) to the water absorbing body (15). The water absorbing body (15) includes a water absorbing member (15a) made of a water-absorbing material. | ||||||
| 19 | Space suit cooling apparatus | JP7172290 | 1990-03-20 | JPH0314800A | 1991-01-23 | SUTEFUAN EI BEIZU; JIYOOJI JIEI ROOBEREN JIYUNIA |
| PURPOSE: To provide a cooling device excellent in economical efficiency by providing a heat sink structure having a material absorbing heat energy in changing from a solid phase to a liquid phase, and controlling the transfer of heat energy from a fluid to the heat sink structure by a heat transfer means. CONSTITUTION: A cooling device 18 comprises a coolant loop 20, a heat exchanger 22, a heat pump 24 and a heat sink structure 26, wherein the coolant loop 20 carries a cooling medium from a liquid cooling garment(LCG) through a line 30 to the cooling device 18, and a cooling medium after cooling is returned through a line 32 to the LCG. In the midway of the line 30, a by-pass line 34 by-passing the heat exchanger 22 branches through a valve 36. The heat exchanger 22 is formed by plural pipes 38 superposed one on another in a heat distributing plate 40, the heat pump 24, is formed by an array of thermoelectric modules 46 electrically connected to each other, and the heat sink structure 26 is formed by a distribution panel 50, a matrix 52, a phase change material 54 and a radiator panel 56. COPYRIGHT: (C)1991,JPO | ||||||
| 20 | 로켓 발사 시스템 및 지지 장치 | KR1020127023805 | 2011-02-10 | KR101805134B1 | 2017-12-06 | 친,호워드,엠.; 카라하,킴벌리,에이. |
| 로켓발사시스템(1)은그 케이블무게가공기보다-가벼운풍선(164)에의해오프셋된 3개의주 구속케이블(27)에이어진동축이송관(124, 143)으로상승되는, 지면에고정된 2축피벗(63) 아래에서수송되는전자기가선견인구동장치(26)을갖는관형로켓운반대(2)를포함한다. 운반대는케이블장력풍선을위한부착프레임(162) 아래에현가된한 쌍의 2차케이블(184)에의해성층권에지지된도킹스테이션(166)으로수송된다. 이운반대는 2개의 2차및 2개의 3차케이블(186)에의해안내되고 2차케이블에의해안내된하부호이스트(198)에의해들어올려지는운반대단부파지기(196)에의해결합된다. 이하부호이스트는장력풍선들부착프레임으로부터현가된상부호이스트(168)에의해지지된다. 2개의 2차케이블에의해안내되는리프트링(183)과결합하는운반대는추가로상승되고, 운반대의자유낙하중에로켓석방및 거의로켓사출과함께원하는만큼회전하고, 안전거리에서엔진점화가시작된다. | ||||||
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