CN110758777B - 一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置 - Google Patents
一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110758777B CN110758777B CN201911095630.0A CN201911095630A CN110758777B CN 110758777 B CN110758777 B CN 110758777B CN 201911095630 A CN201911095630 A CN 201911095630A CN 110758777 B CN110758777 B CN 110758777B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- module
- controllable switch
- pulse
- energy storage
- discharge
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000004146 energy storage Methods 0.000 claims abstract description 44
- 230000008859 change Effects 0.000 claims abstract description 10
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 27
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 13
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 claims description 9
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 7
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 7
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 7
- 238000002955 isolation Methods 0.000 claims description 7
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 7
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 6
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 5
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 230000001629 suppression Effects 0.000 claims description 3
- 239000010405 anode material Substances 0.000 claims description 2
- 239000010406 cathode material Substances 0.000 claims description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 abstract description 8
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 4
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 abstract description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 5
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 description 4
- BASFCYQUMIYNBI-UHFFFAOYSA-N platinum Chemical compound [Pt] BASFCYQUMIYNBI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 229910000881 Cu alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001260 Pt alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000000084 colloidal system Substances 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 238000012905 input function Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 229910052697 platinum Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
本发明涉及一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，属于微纳卫星电推进领域。结合可控开关的快速通断，基于电感电流不能突变实现电感储能和升压，使得推力器的阳极和阴极之间放电，电离等离子体，喷出产生推力，通过脉冲控制电路调节输出的PWM矩形波的占空比和频率调节推力。所述装置体积小，供给机构简单；基于电感储能的方式，能够将3～27V的低压瞬间上升到几百到千余伏的等离子体击穿电压，降低了对卫星供配电的电压需求；有效降低了成本；采用模块化设计，功能根据需求可自由组合，接口兼容，结合不同放电功率和频率的电源装置，能够形成不同系列的推力器；采用的数字可调的脉冲控制电路易于调试，可实现推力的精确控制。
Description
技术领域
本发明涉及一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，尤其涉及采用电感储能、脉冲放电频率数字可调的模块化电推进装置，属于微小卫星电推进技术领域。
背景技术
随着微电子机械及微纳技术发展，1公斤以内的皮卫星、10公斤的纳卫星、立方星以及100公斤内的微型卫星呈现快速发展趋势，以满足商业航天中低轨物联网通信卫星、互联网通信卫星、遥感卫星、导航增强星、科学实验星的大规模部署、低成本应用需求。这些卫星的质量、轨道特性对卫星的推力系统提出新的需求，通常要求推力分辨率更高、比冲更高，而相反地电源功率更小、质量更小、成本更低。
为满足微小卫星小推力轨控和编队任务需求，同时具备商业航天大规模应用的能力，需要研制一款小型化、模块化推进装置。现有的小型化推进装置主要有脉冲等离子体推力装置、小型冷气推进装置、胶体推进装置及其他的固体、化学推进装置。但是，目前主流的推进装置的比冲低、体积大、质量高、可调推力范围差。
在比冲方面，小型冷气推进装置、化学推进装置等比冲通常在400s内，而电推进装置的比冲可以达到1000～3000s以上。在总冲方面，受效费比及任务约束，冷气、化学、固体推进装置的燃料总量受限，导致总冲低，而电推进凭借部分能量来源于电能，比冲高，因而总冲也高。
在体积、质量方面，小型冷气推进装置、霍尔推进装置、小型化学推进装置、小型离子推进装置的燃料以液态气体形式存在，储箱、管路等占有体积大，质量大。
在电推进特点方面，目前多数推进装置以电容方式储能，受电容工艺特点，导致推进系统占有体积大，并且通常推力不可调或者调节范围受限，导致了轨道控制精度低。
在商业化低成本方面，目前多数推进装置采用了定制化的设计方案，整个推进装置的各个部分混合在一起，这不便于地面的生产、测试和组装，同时，卫星动力需求变化时，推进装置必须重新设计，不便于系列化。
因此，有必要设计一种电感储能的放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置。利用电感进行能量存储，使得系统体积小、质量轻。采用单片机产生脉冲，实现占空比、放电频率可调。通过模块化设计，使得推进装置的储能模块、脉冲控制模块、IGBT驱动模块、电源模块等可以有效组合，便于形成系列化产品，同时，在脉冲控制模块集成显示、输入功能，在地测阶段可即插即用，拔出后，即可装星。
发明内容
本发明的目的是针对现有卫星电推进装置中存在模块性差、效率低、体积大以及能量利用率低的技术现状，提出了一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的：
一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，包括电源转换模块、储能放电模块、脉冲控制模块、开关驱动模块、推力器模块以及电源模块。
电源转换模块包括储能模块电源转换器、开关驱动模块电源转换器、脉冲控制模块电源转换器；电源转换模块从卫星供配电中的一次母线接入，可提供几种不同电压值的电源；
储能放电模块包括电感、可控开关、电容以及电阻；具体利用电感电流不能突变的原理，获得电压的瞬时提升；电源上电会给电容充电，当可控开关闭合导通时，电感开始从电容和电源转换模块获取电源，继而储能，储能电路中的电流持续增加；当可控开关断开时，由于可控开关会在短时间内呈现高阻状态，导致电感电流变化率瞬间增大，电感两端感应出高压，该高压施加在推力器模块电极上，击穿等离子体，电感储存的能量释放，推力器点火；电阻起到电源测量的作用，从而间接换算成可控开关的瞬时电流；
脉冲控制模块包括单片机最小系统、按键输入面板、数字显示面板、脉冲输出端子以及测量输入端子；其中，单片机最小系统产生PWM矩形波，通过脉冲输出端子输出；数字显示面板以及按键输入面板能够即插即用；
开关驱动模块包括光耦隔离电路、可控开关控制电路以及可控开关调节电阻；PWM矩形波和控制信号经过光耦隔离电路输入到可控开关控制电路上，可控开关控制电路输出与可控开关调节电阻串联后输出给可控开关的控制端；
推力器模块包括阴极、阳极和绝缘环；
其中，阴极和阳极在矩形变化的高压下脉冲放电，在阴极产生等离子体，喷出后产生推力；
电源模块，主要提供电推进装置的电力；
所述模块化卫星电推进装置中各部件的连接关系如下：
电源转换模块与电源模块、开关驱动模块、脉冲控制模块以及储能放电模块相连；储能放电模块与脉冲控制模块、开关驱动模块以及推力器相连；脉冲控制模块与开关驱动模块相连；
所述模块化卫星电推进装置中各部件的安装关系如下：
所述电源转换模块一端与电源模块或者卫星一次母线相连，接收电力；一端与脉冲放电模块相连，一端与开关驱动模块相连，一端与脉冲控制模块相连，共4个端，提供电力；
所述脉冲控制模块一端与卫星综合电子相连，符合RS422、RS485或者CAN总线接口规范；一端与开关驱动模块相连，提供PWM矩形信号。
在上述的一种电感储能的放电脉冲可调的模块化电推进装置中，所述的储能放电模块一端与电源转换模块相连，接收电力，一端与推力器模块相连，提供放电电力，一端与开关驱动模块相连，受PWM矩形脉冲控制，一端与脉冲控制模块相连，将可控开关的瞬时电流反馈给脉冲控制模块；
在上述的一种电感储能的放电脉冲可调的模块化电推进装置中，所述电源转换模块提供的电压范围是3～27V，尤其可提供3V、5V、12V、15V或27V几类标准电压；
所述储能放电模块电感值在10uH～1000uH；
所述储能放电模块可控开关采用绝缘栅双极型晶体管IGBT可控开关，工作频率在1-800Hz；
所述脉冲控制模块可以产生的PWM矩形波频率在1-800Hz，周期调整精度1us；
所述脉冲控制模块的按键输入面板具备4键以上功能，可调节PWM矩形波的频率、占空比以及清零放电次数；
所述脉冲控制模块的数字显示面板三类显示功能，可显示PWM矩形波的频率、占空比以及累计放电次数；
所述开关驱动模块中，可控开关调节电阻范围在0欧姆～500欧姆，接到可控开关栅极后，可以调节可控开关通断时间；
所述阴极材料为导电金属；绝缘环使用表面等离子镀膜的陶瓷材料，绝缘电阻为10-200欧；阳极材料为导电金属。
所述模块化卫星电推进装置中各组成部件的功能如下：
电源转换模块具备限流保护、浪涌抑制的功能；储能放电模块中的电感获得电压的瞬时提升，可控开关用于控制通和断，电容用于充电，电阻的功能是电源测量以及可控开关瞬时电流的间接换算；脉冲控制模块用于产生PWM矩形波并输出；开关驱动模块接收PWM矩形波和控制信号，并输出控制信号；推力器模块在高压下脉冲放电、产生等离子体及产生推力；电源模块提供电推进装置的电力。
有益效果
一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，与现有模块化卫星电推进装置相比，具有如下有益效果：
1、本发明基于电感储能的方式，可以将3～27V的低压瞬间上升到几百到千余伏，达到等离子体击穿放电电压，降低了对卫星供配电的电压需求，降低了电容等储能方式的体积；
2、本发明采用的电推进工作方式，实现了固体金属作为推进剂，一方面相对冷气、化学推进剂，极大缩小了储箱等体积，另一方面，燃料供给机构极大简化，仅需一个自由度的送给；
3、本发明采用的电感、可控开关、单片机等关键部件可以采用货架产品，适合于微小卫星，可维修性高，适应于大规模应用，可有效降低成本；
4、本发明采用模块化设计模式，脉冲控制电路、可供开关驱动电路、电源转换模块可以根据需求自由组合，接口兼容，可以提供不同放电功率和频率的电源装置，继而形成不同系列的推力器；
5、本发明采用数字可调的脉冲控制电路，充分利用单片机灵活编程特点，实现不同频率、占空比的PWM矩形波输出，可控开关从而精确调整推力；
6、本发明采用可控开关，如IGBT等在栅极串联电阻，使得通断时间可调，效率高；
7、本发明装置中人机交互接口丰富，可以在地测阶段接入按键输入面板和数字显示面板，直接调试，简化流程。
附图说明
图1为本发明一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置的结构组成图；
其中，1电源转换模块，11储能模块电源转换器，12开关驱动模块电源转换器，13脉冲控制模块电源转换器；2储能放电模块，21电容，22电感，23可控开关，24电阻；3脉冲控制模块，31单片机最小系统，32放电次数显示面板，33放电频率显示面板，34占空比显示面板，35按键输入面板，测量输入端子36、脉冲输出端子37；4开关驱动模块，41光耦隔离电路，42可控开关控制电路，43可控开关调节电阻；5推力器模块，51阳极，52阴极，53绝缘环；6电源模块。
具体实施方式
下面结合附图说明和具体实施例对本发明一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置进行进一步详细描述。
实施例1
如图1所示，一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，包括电源转换模块1、储能放电模块2、脉冲控制模块3、开关驱动模块4、推力器模块5、电源模块6。
其中，电源转换模块1包括储能模块电源转换器11、开关驱动模块电源转换器12、脉冲控制模块电源转换器13。电源转换模块11具备限流保护、浪涌抑制的功能。
储能放电模块2包括电容21、电感22、可控开关23、电阻24等。利用电感23电流不能突变的原理，获得电压的瞬时提升。电源模块6上电会给电容21充电，当可控开关23闭合导通时，电感22开始从电容21和电源转换模块1获取电源，继而储能，储能电路中的电流持续增加；当可控开关23断开时，由于可控开关23会在短时间内呈现高阻状态，导致电感22电流变化率瞬间增大，电感22两端感应出高压，该高压施加在推力器模块5电极上，击穿等离子体，电感22储存的能量释放，推力器5点火。电阻24起到电源测量的作用，从而间接换算成可控开关23的瞬时电流。
脉冲控制模块3包括单片机最小系统31、按键输入面板35、数字显示面板32、33、34、测量输入端子36、脉冲输出端子37。单片机31可以产生PWM矩形波，通过脉冲输出端子37输出。数字显示面板32、33、34、按键输入面板可以即插即用。
开关驱动模块4，包括光耦隔离电路41、可控开关控制电路42、可控开关调节电阻43。PWM矩形波和控制信号经过光耦隔离电路41输入到可控开关控制电路42上，可控开关控制电路42输出与可控开关调节电阻43串联后输出给可控开关23的控制端。
推力器模块5，包括阳极51、阴极52、绝缘环53。阴阳两极在矩形变化的高压下脉冲放电，在阴极52产生等离子体，喷出后产生推力。
电源模块6，提供电推进装置的电力。
电源转换模块1一端与电源模块6相连，接收电力；一端与储能放电模块2相连，一端与脉冲控制模块3相连，一端与开关驱动模块4相连，提供电力。
脉冲控制模块3一端与卫星综合电子相连，符合RS422、RS485或者CAN总线接口规范；一端与开关驱动模块4相连，提供PWM矩形信号。
储能放电模块2一端与电源转换模块1相连，接收电力，一端与推力器模块5相连，提供放电电力，一端与开关驱动模块4相连，受PWM矩形脉冲控制，一端与脉冲控制模块3相连，将可控开关23的瞬时电流反馈给脉冲控制模块3。
电源转换模块1提供的电压为27V。
储能放电模块2电感值是220uH。
可控开关23采用IGBT，工作频率为800Hz。
脉冲控制模块3产生的PWM矩形波频率为800Hz，周期调整精度1us。
脉冲控制模块3的按键输入面板35具备7键以上功能，可上下调节PWM矩形波的频率、占空比、清零放电次数、切换不同路数的PWM显示。
开关驱动模块4中，可控开关调节电阻43阻值在200欧姆。
阴极52材料为铂或钛；绝缘环53使用表面等离子体镀膜的陶瓷材料，绝缘电阻为200欧；阳极51材料为铂或铜合金。
本发明所依托的工作原理是：
利用电感22电流不能突变的原理，结合可控开关23的快速通断，实现电感22储能，并升压，使得推力器5的阳极51和阴极52之间放电，电离等离子体，喷出产生推力，通过脉冲控制模块3调节输出的PWM矩形波的占空比和频率调节推力。
以上实施例仅为本发明的一个具体实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，其特征在于：由电源转换模块、储能放电模块、脉冲控制模块、开关驱动模块、推力器模块、电源模块组成；
所述电源转换模块包括储能模块电源转换器、开关驱动模块电源转换器、脉冲控制模块电源转换器；电源转换模块具备限流保护、浪涌抑制的功能；电源转换模块从卫星供配电中的一次母线接入，可提供几种不同电压值的电源；
所述储能放电模块包括电感、可控开关、电容以及电阻，利用电感电流不能突变的原理，获得电压的瞬时提升；电源上电会给电容充电，当可控开关闭合导通时，电感开始从电容和电源转换模块获取电源，继而储能，储能电路中的电流持续增加；当可控开关断开时，由于可控开关会在短时间内呈现高阻状态，导致电感电流变化率瞬间增大，电感两端感应出高压，该高压施加在推力器模块电极上，击穿等离子体，电感储存的能量释放，推力器点火；电阻起到电源测量的作用，从而间接换算成可控开关的瞬时电流；
所述脉冲控制模块包括单片机最小系统、按键输入面板、数字显示面板、脉冲输出端子、测量输入端子；单片机可以产生PWM矩形波，通过脉冲输出端子输出；数字显示面板以及按键输入面板能够即插即用；
所述开关驱动模块，包括光耦隔离电路、可控开关控制电路、可控开关调节电阻；PWM矩形波和控制信号经过光耦隔离电路输入到可控开关控制电路上，可控开关控制电路输出与可控开关调节电阻串联后输出给可控开关的控制端；
所述推力器模块，包括阴极、阳极和绝缘环；阴阳两极在矩形变化的高压下脉冲放电，在阴极产生等离子体，喷出后产生推力；
所述电源模块提供推进装置的电力。
2.如权利要求1所述的一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，其特征在于：电源转换模块一端与电源模块或者卫星一次母线相连，接收电力；一端与脉冲放电模块相连，一端与开关驱动模块相连，一端与脉冲控制模块相连，提供电力；
所述电源转换模块提供的电压范围是3～27V。
3.如权利要求1所述的一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，其特征在于：脉冲控制模块一端与卫星综合电子相连，符合RS422、RS485或者CAN总线接口规范；一端与开关驱动模块相连，提供PWM矩形信号。
4.如权利要求1所述的一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，其特征在于：储能放电模块一端与电源转换模块相连，接收电力，一端与推力器模块相连，提供放电电力，一端与开关驱动模块相连，受PWM矩形脉冲控制，一端与脉冲控制模块相连，将可控开关的瞬时电流反馈给脉冲控制模块。
5.如权利要求1所述的一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，其特征在于：储能放电模块可控开关采用绝缘栅双极型晶体管IGBT可控开关，工作频率范围在1-800Hz；
所述储能放电模块电感值在10uH～1000uH。
6.如权利要求1所述的一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置，其特征在于：脉冲控制模块的按键输入面板具备4键以上功能，可调节PWM矩形波的频率、占空比以及清零放电次数；脉冲控制模块的数字显示面板三类显示功能，可显示PWM矩形波的频率、占空比以及累计放电次数；
所述脉冲控制模块能够产生的PWM矩形波频率在1-800Hz，周期调整精度为1us。
7.如权利要求1所述的一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置其特征在于：可控开关驱动模块中，可控开关调节电阻范围在0欧姆～500欧姆，接到可控开关栅极后，能够调节可控开关通断时间。
8.如权利要求1所述的一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置其特征在于：推力器模块中阴极材料为导电金属；绝缘环使用表面等离子镀膜的陶瓷材料，绝缘电阻为10-100欧；阳极材料为导电金属。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911095630.0A CN110758777B (zh) | 2019-11-11 | 2019-11-11 | 一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911095630.0A CN110758777B (zh) | 2019-11-11 | 2019-11-11 | 一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110758777A CN110758777A (zh) | 2020-02-07 |
| CN110758777B true CN110758777B (zh) | 2021-02-09 |
Family
ID=69337427
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201911095630.0A Active CN110758777B (zh) | 2019-11-11 | 2019-11-11 | 一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110758777B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110855146A (zh) * | 2019-11-13 | 2020-02-28 | 北京航空航天大学 | 一种大电流脉冲式电感储能电源处理器 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN2315719Y (zh) * | 1997-11-25 | 1999-04-21 | 浙江大学 | 迭加式高压脉冲电源装置 |
| US6950317B2 (en) * | 2004-01-13 | 2005-09-27 | The Boeing Company | High temperature power supply |
| CN101943148A (zh) * | 2010-07-27 | 2011-01-12 | 北京航空航天大学 | 一种用于脉冲等离子体推力器的电路 |
| US10069662B2 (en) * | 2015-11-10 | 2018-09-04 | Infineon Technologies Ag | Mixed analog-digital pulse-width modulator |
| US20190336112A1 (en) * | 2017-01-17 | 2019-11-07 | Olympus Corporation | Power supply |
-
2019
- 2019-11-11 CN CN201911095630.0A patent/CN110758777B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN2315719Y (zh) * | 1997-11-25 | 1999-04-21 | 浙江大学 | 迭加式高压脉冲电源装置 |
| US6950317B2 (en) * | 2004-01-13 | 2005-09-27 | The Boeing Company | High temperature power supply |
| CN101943148A (zh) * | 2010-07-27 | 2011-01-12 | 北京航空航天大学 | 一种用于脉冲等离子体推力器的电路 |
| US10069662B2 (en) * | 2015-11-10 | 2018-09-04 | Infineon Technologies Ag | Mixed analog-digital pulse-width modulator |
| US20190336112A1 (en) * | 2017-01-17 | 2019-11-07 | Olympus Corporation | Power supply |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN110758777A (zh) | 2020-02-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106574607B (zh) | 航天器推进系统和方法 | |
| US10107271B2 (en) | Bi-modal micro cathode arc thruster | |
| CN201162635Y (zh) | 双电极固体脉冲等离子体推进器 | |
| CN110758777B (zh) | 一种放电脉冲可调的模块化卫星电推进装置 | |
| CN102374146B (zh) | 脉冲激光等离子体电混合微推进装置及方法 | |
| US6154383A (en) | Power supply circuit for an ion engine sequentially operated power inverters | |
| EP2969355A1 (en) | Welding system having an auxiliary charger | |
| JPH11236871A (ja) | 電気推進スラスタの駆動回路 | |
| CN112373728B (zh) | 一种用于空间引力波探测的组合式电推进装置及控制方法 | |
| US6304040B1 (en) | Starter circuit for an ion engine | |
| CN112109924A (zh) | 一种三维矢量方向的阵列式微阴极放电推进系统 | |
| US6173565B1 (en) | Three axis pulsed plasma thruster with angled cathode and anode strip lines | |
| US3204889A (en) | Space vehicle electrical system | |
| Padma et al. | MPPT and SEPIC based controller development for energy utilisation in cubesats | |
| US20170305579A1 (en) | Power architecture for solar electric propulsion applications | |
| Nishiyama et al. | The ion engine system for hayabusa2 | |
| Savvas et al. | Power Processing Unit For Micro Satellite Electric Propulsion System | |
| King et al. | Nano-sat scale electric propulsion for attitude control-performance analysis | |
| CN110798151A (zh) | 一种宽范围单调线性可调频率时钟电路 | |
| Piñero et al. | Performance of a high-fidelity 4kW-class engineering model PPU and integration with HiVHAc system | |
| CN110855146A (zh) | 一种大电流脉冲式电感储能电源处理器 | |
| WO2024121600A1 (en) | Electric propulsion engine by electromagnetic waves | |
| US10753346B1 (en) | Control system for a microwave electrothermal thruster | |
| CN220673617U (zh) | 一种电源的占空比补偿电路 | |
| Ziemer et al. | Scaling laws for pulsed electric propulsion with application to the pluto express mission |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |