CN115735061A - 用于航天器的推进系统 - Google Patents

用于航天器的推进系统 Download PDF

Info

Publication number
CN115735061A
CN115735061A CN202080100416.4A CN202080100416A CN115735061A CN 115735061 A CN115735061 A CN 115735061A CN 202080100416 A CN202080100416 A CN 202080100416A CN 115735061 A CN115735061 A CN 115735061A
Authority
CN
China
Prior art keywords
propellant
thrust
mode
thrust generator
propulsion system
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.)
Pending
Application number
CN202080100416.4A
Other languages
English (en)
Inventor
莱昂·B·金
杰森·M·梅凯莱
杰森·D·萨默维尔
罗伯特·瓦谢莱斯基
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Obion Space Technology Co
Original Assignee
Obion Space Technology Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Obion Space Technology Co filed Critical Obion Space Technology Co
Publication of CN115735061A publication Critical patent/CN115735061A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • 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
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • 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
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • 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
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • B64G1/4026—Propellant tanks; Feeding propellants providing propellant to propulsion systems of differing type
    • 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
    • B64G1/403—Solid propellant rocket engines
    • 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
    • B64G1/405—Ion or plasma engines
    • 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
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0037—Electrostatic ion thrusters
    • F03H1/0062—Electrostatic ion thrusters grid-less with an applied magnetic field
    • F03H1/0075—Electrostatic ion thrusters grid-less with an applied magnetic field with an annular channel; Hall-effect thrusters with closed electron drift
    • 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
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • B64G1/413—Ion or plasma engines
    • 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
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • B64G1/415—Arcjets or resistojets
    • 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
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • B64G1/417—Electromagnetic fields or flux without mass expulsion
    • 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
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/428—Power distribution and management

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

一种用于航天器的推进系统，该推进系统包括推力发生器，该推力发生器用于产生推力以移动航天器。推进剂存储单元与推力发生器流体连通。控制组件与航天器通信。该控制组件包括推进剂管理组件，该推进剂管理组件构造成调节从存储单元向推力发生器的推进剂供应。控制器配置成控制该推进剂管理组件。该控制组件配置成选择性地在第一模式和第二模式下操作该推力发生器，其中在该第一模式中，该推力发生器使用推进剂来以静电方式生成推力，在该第二模式中，该推力发生器使用推进剂来以气动方式生成推力。

Description

用于航天器的推进系统
技术领域
相关申请的交叉引用
本申请要求2020年5月8日提交的美国临时专利申请第63/022,233号的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
背景技术
本发明涉及航天器的推进系统，更特别地涉及多模式推进系统。
发明内容
在一种构造中，本发明提供了一种用于航天器的推进系统。该推进系统包括推力发生器，用于产生移动航天器的推力。推进剂存储单元与推力发生器流体连通。控制组件与航天器通信。该控制组件包括推进剂管理组件，该推进剂管理组件构造成调节从存储单元向推力发生器的推进剂供应。控制器配置成控制该推进剂管理组件。该控制组件配置成选择性地在第一模式和第二模式下操作该推力发生器，其中在该第一模式中，该推力发生器使用推进剂来以静电方式生成推力，在该第二模式中，该推力发生器使用推进剂来以气动方式生成推力。
在另一种构造中，本发明提供了一种用于航天器的推进系统。该推进系统包括推力发生器，用于产生推力以移动航天器。第一推进剂存储单元与推力发生器流体连通。第二推进剂存储单元与推力发生器流体连通。推进剂管理组件构造成控制从第一推进剂存储单元向推力发生器的推进剂供应，并控制从第二推进剂存储单元向推力发生器的推进剂供应。该推进系统能够在第一模式和第二模式下操作，其中在该第一模式中，该推力发生器使用来自第一推进剂存储单元的推进剂来以静电方式生成推力，在该第二模式中，该推力发生器使用来自第二推进剂存储单元的推进剂来以气动方式生成推力。该推进剂管理组件构造成在第一模式和第二模式之间选择性地调节系统操作。
在又一构造中，本发明提供了一种用于航天器的推进系统。该推进系统包括推力发生器，用于产生推力以移动航天器。推进剂存储单元与推力发生器流体连通。该控制组件与航天器通信，并且配置成选择性地在第一模式和第二模式下操作该推力发生器，其中在该第一模式中，该推力发生器使用推进剂来以静电方式生成推力，在该第二模式中，该推力发生器使用推进剂来以气动方式生成推力。
通过考虑详细描述和附图，本发明的其它方面将变得显而易见。
附图说明
图1A是体现本发明的推进系统的框图，包括推力发生器、控制组件以及推进剂存储组件。
图1B是图1A的控制组件的框图。
图2A是图1推进系统的一个实施例的示意图，图示了连接到单个储箱的推力发生器。
图2B是图1推进系统的另一实施例的示意图，图示了连接到单独的推进剂储箱的推力发生器。
图3是图1的推进系统的推力发生器的一个实施例的透视图。
图4是沿着图3中的线4-4截取的图3的推力发生器的截面图。
图5是图1的推进系统的推力发生器的又一实施例的透视图。
图6A到图6C是图1的推进系统的推力发生器的其它实施例的透视图。
图7是沿着图6C中的线7-7截取的图6C的推力发生器的截面图。
在详细解释本发明的任何实施例之前，应当理解，本发明不限于其应用在以下描述中阐述或在附图中示出的部件的形式和布置的细节。本发明能够支持其它实施例并且能够以各种方式来实践或执行。同样，应当理解，本文中所使用的用语和术语是出于描述的目的，而不应当被认为是限制性的。
具体实施方式
图1A示意性地示出了用于航天器的推进系统10。推进系统10包括推力发生器14、控制组件18以及推进剂存储组件22。推力发生器14能够固定到航天器，并且构造成生成推力以移动航天器。控制组件18配置成通过从推进剂存储组件22传输推进剂，从而在多个模式之间选择性地调节推进系统10的操作，并由此调节推力发生器14的操作。
推进系统10构造成经由单个推力发生器来支持两种或更多种类型的推力生成，以使得推进系统10可以表征为单个多模式推进系统或集成式多模式推进系统。例如，推力发生器14可以包括两个或更多个霍尔效应推进器(HET)、离子推进器、电弧喷射器、电阻喷射器、胶体推进器、电喷雾推进器、脉冲等离子推进器、磁等离子动力推进器、脉冲感应推进器、场发射电力推进系统、冷气体推进器、固体电机以及液体推进器(例如，双桨、单桨以及水)等的特征。推进系统10既能实现快速机动的高推力，又能实现燃料效率的高比冲。
由于上述特征，推进系统10构造成支持多种不同类型的推进。例如，在一个实施例中，推进系统10构造成支持电力推进(EP)(以HET的方式)来以静电方式生成推力，以及支持气动(GD)推进(以冷气体推进器的方式)来以气动方式生成推力。然而，推进系统10和推力发生器14不限于EP和GD类型的推进。这里将进一步详细地描述推力发生器14。
继续参照图1A，控制组件18包括功率处理单元(PPU)26和推进剂管理组件(PMA)30。
PPU 26电气地连接到推力发生器14和PMA 30。在所示实施例中，PPU 26配置成向推力发生器14和/或PMA 30供电，并且从推力发生器14和/或PMA 30的传感器(未示出)接收信号或数据。推力发生器14和/或PMA 30上的或与之相关联的每个传感器均配置成检测相应的推力发生器14或PMA 30的状况。例如，一个或多个传感器可以配置成检测推力发生器14是否产生推力、推进剂是否从推进剂存储组件22流向推力发生器14、推进剂的流量、温度等。
参照图1B，PPU 26还包括控制器34。控制器34从推力发生器14和/或PMA 30接收信息，以及向推力发生器14和/或PMA 30发送信息。控制器34还包括处理器36、输入/输出(I/O)38以及存储器40，用于存储信息、解释信息、并将信息传送到推力发生器14和/或PMA 30以及从推力发生器14和/或PMA 30传送信息。
控制组件18的PPU 26能够进一步电气地连接到航天器控制组件46。在所示实施例中，PPU 26配置成接收来自航天器控制组件46的电力和/或数据。因此，推进系统10构造成与航天器控制组件46电气地集成，并最终由航天器控制组件46控制。
PMA 30与推进剂存储组件22和推力发生器14流体连通，用于选择性地控制推进剂向推力发生器14的供应。在所示实施例中，PMA 30通过管线(导管、管等)48A流体地连接到推进剂存储组件22，并且通过第一管线48B和第二管线48C流体地联接到推力发生器14。在其它实施例中，PMA 30可以通过三条或更多管线48A-48C(例如三条、四条等)流体地连接到推进剂存储组件22和/或推力发生器14。在一个示例性实施例中，PMA 30包括一个或多个阀(例如，机械致动、电气致动、磁致动等)，用于选择性地控制推进剂向推力发生器14的供应，但PMA 30不限于推进剂流量的阀操纵。例如，PMA 30可以包括一个或多个可变孔口，其中一些或所有的可变孔口可以同时或独立地控制，以控制推进剂向推力发生器14的供应。
在一些实施例中，推进系统10可以包括一个或多个PMA 30。例如，在一个实施例中，推进系统10可以包括两种或更多种类型的推力生成以及两个或更多个单独的PMA 30，每个PMA 30可以配置用以为推进系统10的多种模式中一种模式(例如EP、GD推进等)来控制推进剂供应。更确切地，第一PMA 30可以配置用以为推力发生器14的第一模式供应推进剂，而第二PMA 30可以配置用以为推力发生器14的第二模式供应推进剂。
该(或每个)PMA 30可以取决于PPU 26进行操作，或者可以具有专用控制器或处理器。在又一些其它实施例中，该(或每个)PMA 30可以是单独的控制组件的一部分，该单独的控制组件并非是控制组件18。
参照图1A，推进剂存储组件22流体地连接到推力发生器14。推进剂存储组件22由航天器支承，并且推进剂存储组件22构造用以接收和容纳(存储)一种或多种类型的推进剂。参照图1A、图2A和图2B，推进剂存储组件22可以包括一个或多个储箱42，用于保存与PMA30直接连通的推进剂。如图2A所示，推进剂存储组件22包括一个储箱42。如图2B所示，推进剂存储组件22包括两个储箱42A、42B。所述一个或多个储箱42可以包括一种或多种类型的推进剂。例如，参照图2B，第一储箱42A构造成存储第一类型的推进剂，而第二储箱42B构造成存储第二类型的推进剂。在其它实施例中，第二储箱42B还构造成存储与第一储箱42A相同类型的推进剂。推进剂的类型可以包括一种或多种气体推进剂、液体推进剂和/或固体推进剂。例如，该推进剂可以是氙气等。
此外，在一些实施例中，推进剂存储组件22的所述一个或多个储箱42可以用于供应推进剂，以用于两种或更多种类型的推力生成。每个储箱42可以用于为推进系统10的多种模式中的一种、一些或所有模式(例如EP、GD推进等)供应推进剂。例如，推进剂存储组件22的储箱42可以为推力发生器14的第一模式和第二模式供应推进剂。替代地，参照图2B，第一储箱42A可以用于为推力发生器14的第一模式供应推进剂，并且第二储箱42B可以用于为推力发生器14的第二模式供应推进剂。在进一步的实施例中，推进系统10包括两个或更多个单独的PMA 30，该两个或更多个单独的PMA 30与推进剂存储组件22流体连通，如本文所描述的那样。每个储箱42可以用于为一个、一些或所有PMA 30供应推进剂。例如，第一储箱42A可以用于向PMA 30中的一个供应推进剂，而第二储箱42B可以用于向另一个PMA 30供应推进剂。因此，推进系统10可以包括与推进系统10的模式数量相同或不同数量的储箱42和/或PMA 30。
控制组件18配置成在多种推进模式之间选择性地调节推进系统10的操作。更确切地，每种模式均代表由推进系统10支持的推进类型中的一个。例如，如所描述的那样，推进系统10能够在第一(例如，EP)模式和第二(例如，GD)模式下操作，其中在该第一模式中，推力发生器14使用推进剂来以静电方式生成推力，并且在该第二模式中，推力发生器14使用推进剂来以气动方式生成推力。在其它实施例中，推进系统10可以在第三模式下操作，在该第三模式中，每种推进类型均同时生成推力。
特别地，控制组件18配置成基于多种模式来选择性地控制向推力发生器14的推进剂供应。例如，当推进系统10处于第一模式时，控制组件18配置成从推进剂存储组件22向推力发生器14供应第一推进剂流，而当推进装置10处于第二模式时，控制组件18配置成从推进剂存储组件22向推力发生器14供应第二推进剂流。此外，推力发生器14的多个不同模式中的每种模式都可以产生具有不同特征的推力。例如，在所示实施例中，第一模式配置为相对高比冲、低推进剂流量模式，以实现相对较低的推力，而第二模式配置为相对低比冲、高推进剂流量模式，以实现相对较高的推力。
在一些实施例中，对于推进系统10的每种模式，向推力发生器14供应的推进剂流量是不同的。例如，在所示的实施例中，控制组件18配置成当推进系统10处于第一模式时，允许流向推力发生器14的第一推进剂流量，并且控制组件18配置成当推进系统10处于第二模式时，允许流向推力发生器14的第二推进剂流量。该第一推进剂流量可以高于或低于第二推进剂流量。
图3和图4示出了体现本发明的推力发生器14的一个实施例。所示出的推力发生器14包括壳体50和安装件54。安装件54定位在壳体50的第一端58处，并且构造成将推力发生器14固定到航天器。
壳体50容纳支持第一种推进类型的元件和支持第二种推进类型的元件。更确切地，推力发生器14包括支持第一种推进类型的电力推进子系统62和支持第二种推进类型的气动推进子系统66。因此，所示的推力发生器14能够在代表第一种推进类型的第一模式和代表第二种推进类型的第二模式下操作。在第一模式和第二模式中，生成推力的气体在壳体50的第二端60附近离开壳体50，第二端60与第一端58相反。在其它实施例中，壳体50构造成容纳支持两种或更多种推进类型的元件。
参照图4，壳体50具有中空、通常为圆柱形的形状，并且与纵向地延伸穿过其中的中心轴线70同心。安装件54构造为板，该板所具有的轮廓与壳体50的轮廓相似，并且类似地与中心轴线70同心。在其它实施例中，壳体50和/或安装件54可以具有不同的形状、例如长方体等，并且壳体50无需与安装件54具有相同的形状。
推力发生器14的电力推进子系统62包括磁场源74A-74C和磁场磁通导向件76A、76B，用于支持第一模式。磁场源74A-74C和磁场磁通导向件76A、76B同心地布置在壳体50内。电力推进子系统62还包括排放室78，该排放室78构造用以接收推进剂(例如，氙气、氪气、氩等)。更确切地，推进剂通过多个管82(图3到图4中仅示出其中一个)引入到排放室78中，该多个管82分别延伸通过安装件54和磁通导向件76B中的开口86。此外，壳体50限定了环形推进出口88，该环形推进出口88与排放室78流体连通。第一模式下的推力气体经由环形推进出口188离开推力发生器14的壳体50。
继续参照图4，推力发生器14的气动推进子系统66包括一个或多个管90和一个或多个喷嘴构件94，以用于支持第二模式。在所示的实施例中，气动推进子系统66包括一个管90，该管从第一端58到第二端60延伸通过壳体50，并且延伸通过电力推进子系统62的中心磁场磁通导向件76A。该管90具有与中心轴线70共线的管轴线96。换言之，管90相对于中心轴线70同心地定位。
喷嘴构件94在壳体50的第二端60附近定位在管90的端部98处。喷嘴构件94从壳体50向外延伸，但也可以定位成与壳体50齐平或凹入。喷嘴构件94流体地连接到管90，以使得推进剂配置成通过管90供应到喷嘴构件94。
第一模式和第二模式中的每种推力气体都相对于中心轴线70远离第二端60而离开推力发生器14的壳体50。此外，第一模式和第二模式的每种模式中的推力气体都施加一个力，以在推力发生器14上产生“合成推力”。在第一模式中生成的合成推力和在第二模式中生成的合成推力都沿着共同矢量起作用。此外，在一个示例性实施例中，在第一模式中生成的合成推力和在第二模式中生成的合成推力均沿着中心轴线70同轴地起作用。
图5示出了推力发生器114的另一实施例，并且将与图3和图4的推力发生器14的实施例相同的附图标记加上100后赋予类似的元件。推力发生器114包括壳体150和中心喷嘴168，该壳体容纳多个元件164，以提供推进剂流来支持推力发生器114的第一模式，并且该中心喷嘴168用于支持推力发生器114的第二模式。所述多个元件164绕壳体150的中心轴线170同心地定位。此外，所述多个元件164定位在壳体150的环形推进出口188处，并且与该环形推进出口188同心。在一些实施例中，元件164可以是电喷雾或场发射电力推进发射器喷嘴。这些元件可以构造成接收金属推进剂(例如，铟、镓或铯)，和/或液体推进剂(例如，离子液体和胶体液体)，和/或构造成生成静电推力的任何其它合适推进剂。
图6A到图6C各自示出了推力发生器214A-214C的又一实施例，并且将与图3和图4的推力发生器14的实施例相同的附图标记加上200后赋予类似的元件。每个推力发生器214A-214C包括壳体250，该壳体250容纳用于支持推力发生器214A-214C的第一模式的电力推进子系统262、以及用于支持推力发生器214A-1214C的第二模式的气动推进子系统266。安装件254定位在壳体250的第一端258处。
此外，图6A到图6C的每个推力发生器214A-214C包括框架310，该框架310联接到安装件254。框架310包括多个框架构件，特别是第一板构件318和第二板构件322、以及多个支腿构件326，该多个支腿构件326在第一板构件318和第二板构件322之间延伸。安装件254连接到第一板构件318，并且第一板构件318构造用以将推力发生器214A-214C固定到航天器。
第二板构件322定位在壳体250的第二端260附近。第二板构件322相对于壳体250的中心轴线270与第一板构件318隔开。第二板构件322限定环形开口330，该环形开口330与壳体250的环形推进出口288对准。
框架310的每个支腿构件326平行于中心轴线270延伸，并且定位成相对于中心轴线270径向地偏移。框架310的每个板构件318、322均具有大体矩形形状，该大体矩形形状具有多个角部334。每个支腿构件326在第一和第二板构件318、322中的各构件的相应的角部334之间延伸。此外，每个支腿构件326支承管290。更确切地，管290延伸通过支腿构件326。此外，管290延伸通过第一板构件318和第二板构件322。管290限定了管轴线296(图7)。
喷嘴构件294定位在每个管290的端部处(例如，在相应推力发生器214A-214C的第二端260附近)。每个喷嘴构件294邻近于第二板构件322定位，并且流体地连接到相应的管290。喷嘴构件294从第二板构件322向外延伸，但也可以定位成与第二板构件322齐平或凹入。
图6A到图6C的推力发生器214A-214C中的每个包括四个管290和四个喷嘴构件294，这四个管290和四个喷嘴构件294相对于中心轴线270径向向外定位，从而使得相应的喷嘴构件294定位在图6A到6C的相应推力发生器214A-214C的第二个板构件322的各角部334处。
类似于图3和图4的推力发生器14的实施例，图6B和图6C的每个的推力发生器214A-214C还包括一个管290，该管290延伸通过电力推进子系统262的中心磁场磁通导向件276A。第五喷嘴构件294与中心轴线270同心地定位在该管290的端部298处。
在一些实施例中，推力发生器214A-214C可以包括一个或多个管290/喷嘴构件294，并且所述一个或多个管290/喷嘴构件294可以定位在相对于框架310的任何位置处(例如，框架310的在角部之间的部分，这些角部定位在推力发生器214A-24C的壳体250的侧部上，等等)。此外，框架310的板构件318、322可以具有任何形状，例如圆形、五边形等，并且板构件318、322本身可以各自具有相同或不同的形状，从而使得所述一个或多个管290/喷嘴构件294可以处于相对于板构件318、322的任何位置处。
每个喷嘴构件294均限定喷射轴线338，该喷射轴线338延伸通过相应的喷嘴构件294。该喷射轴线338可以与相应的喷嘴构件294的管290的管轴线296共线地延伸，或者成倾斜角度地延伸。此外，喷射轴线338可以相对于相应的推力发生器214A-214C的中心轴线270平行地/共线地延伸，或者成倾斜角度地延伸。例如，图6A和图6B的相应喷嘴构件294的每个喷射轴线338与相应的喷嘴构件294的管290的管轴线296共线地延伸，并且与相应的推力发生器214A-214C的中心轴线270平行地/共线地延伸。
如图6C和图7所示，喷嘴构件294(该喷嘴构件相对于中心轴线270径向向外定位，例如定位在推进部件214A-214C的每个角部334处)的每个喷射轴线338相对于相应的喷嘴部件294的管290的管轴线296以非零或倾斜角度A延伸。倾斜角度A可以在10度到80度之间。在其它实施例中，倾斜角度A可以在30度到60度之间。更进一步，在其它实施例中，倾斜角度A是45度。附加地，角部喷嘴部件294的每个喷嘴轴线338均朝向中心轴线270延伸。在其它实施例中，喷嘴构件295中的一个或多个以相同或不同的倾斜角度A延伸。更进一步，在其它实施例中，喷嘴构件294中的一个或多个可移动地联接到推力发生器214A-214C，使得喷射轴线338相对于管轴线296的倾斜角度A是可调节的。
类似于图3和图4所示的推力发生器14的实施例，第一模式和第二模式的每种模式中的推力气体都施加一个力，以在推力发生器214A-214C上产生“合成推力”。在第一模式中生成的合成推力和在第二模式中生成的合成推力都沿着共同矢量起作用。此外，在图6A和图6B的一个示例性实施例中，在第一模式中生成的合成推力和在第二模式中生成的合成推力均沿着中心轴线70有同轴地起作用。
参照图1A，在航天器的操作期间，控制组件18经由航天器控制组件46接收信号，以选择性地控制推力发生器14在第一模式、第二模式、第三模式等的一个模式下的操作。PPU的控制器34向PMA 30发送代表所选模式的信号。相应地，PMA 30根据所接收的信号来调节推进剂从推进剂存储组件22向推力发生器14供应的流量。随后，推力发生器14根据所选模式生成推力。
在一个示例中，操作员向航天器控制组件46输入信号(例如，经由用户界面)，以在第一模式下操作推进系统10。控制组件18在第一模式下控制推力发生器14的操作，以生成具有相对较高比冲、低推进剂流量的推力(即，低推力)。具体参照图3到图4，当选择第一模式时，推进剂经由管82供应到排放室78。电压施加在定位于第二排放端60处或附近的阴极(未示出)与定位于第一端58处或附近的阳极(未示出)之间，以在排放室78内形成相对于中心轴线70轴向地延伸的电场。包括磁场源74A-74C和磁场磁通导向件材料76A的磁路(即，箭头80)在第二端60处创建径向定向的磁场。电子在磁场的作用下使推进剂电离。随后，当推力发生器14处于第一模式时，推进剂离子在第二端60处由电场加速，以生成推力。
操作员可以确定需要不同类型的推力(例如，为了避免碰撞)，并向航天器控制组件46输入信号，以在第二模式下操作推进系统10，在该第二模式下，所生成的推力具有相对较低的比冲但有较高的推进剂流量(即，高推力)。当选择第二模式时，推进剂(在推进剂存储组件22中被压缩；图1)流过管90，然后通过喷嘴构件94膨胀，以在第二模式中在第二端60处生成推力。
在一些实施例中，PMA 30可以包括一个或多个流量控制阀，该一个或多个流量控制阀用于在不同时间和/或同一时间向一个或多个管和/或喷嘴(例如，管82、282、90、290、喷嘴94、164、168、294)输送精确或预定的推进剂流量。在一些实施例中，PMA 30可以包括阀，这些阀将精确或预定的推进剂流量输送到多个管/喷嘴中的一个管/喷嘴，而同时，剩余的管/喷嘴未接收到推进剂流量。在进一步的实施例中，PMA 30可以包括一个或多个开关阀，当打开时，该一个或多个开关阀在推进剂存储单元22和管/喷嘴之间提供直接的未计量流体连接，从而使得推进剂流量由推进剂存储单元22的储箱42中的压力控制，并且推进剂的流量未得以精确地计量。
控制组件18可以在预定的时间段后、或者在从操作员接收信号后手动地将推力发生器14的操作从第二模式调节为第一模式。因此，控制组件18可以通过经由航天器控制组件46和/或PPU 26的控制器34接收的信号来从一种模式调节到另一种模式。
因此，本发明提供了一种推进系统10，该推进系统10能够在多种不同模式下操作，其中，每种模式代表由推进系统10支持的至少一种推进类型。因此，推进系统10构造成选择性地产生具有不同特征的推力(即，低推力、高推力等)。
因此，本文描述了用于推进系统10的推力发生器的各种实施例，该推力发生器使得推进系统10能够根据至少两种推进类型、以多种不同模式操作。更确切地，尽管推力发生器14已描述为支持EP和GD的推进类型，但推力发生器可以支持相同或不同的推进类型之一，和/或可以包括相同或不同的电力推进子系统元件和/或气动推进子系统元件(例如，替代地是电喷雾推进器和固体电机推进器)。尽管已经参照某些优选实施例详细描述了本发明，但在所描述的本发明的一个或多个独立方面的范围和精神内存在各种变型和更改。
在所附权利要求书中阐述本发明的各种特征。

Claims (20)

1.一种用于航天器的推进系统，所述推进系统包括：
推力发生器，所述推力发生器用于产生推力以移动所述航天器；
推进剂存储单元，所述推进剂存储单元与所述推力发生器流体连通；以及
控制组件，所述控制组件与所述航天器通信，并且包括：
推进剂管理组件，所述推进剂管理组件被构造成调节从所述存储单元向所述推力发生器的推进剂供应，以及
控制器，所述控制器被配置成控制所述推进剂管理组件，其中，所述控制组件被配置成选择性地在第一模式和第二模式下操作所述推力发生器，其中在所述第一模式中，所述推力发生器使用推进剂来以静电方式生成推力，在所述第二模式中，所述推力发生器使用推进剂来以气动方式生成推力。
2.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述控制器被配置成向所述推力发生器供电。
3.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述推力发生器限定纵向地延伸穿过其中的中心轴线，并且所述推力发生器能够操作，以使得在所述第一模式中生成的合成推力和在所述第二模式中生成的合成推力均沿着所述中心轴线同轴地起作用。
4.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述推进剂管理组件被构造成在所述第一模式期间或在所述第二模式期间可变地调节流向所述推力发生器的推进剂流量。
5.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述推进剂管理组件是第一推进剂管理组件，并且所述推进系统还包括第二推进剂管理组件，所述第二推进剂管理组件被构造成调节从所述存储单元向所述推力发生器的推进剂供应，其中，所述第一推进剂管理组件被构造成传输推进剂来用于在所述第一模式中操作，并且所述第二推进剂管理组件被构造成传输推进剂来用于在所述第二模式中操作。
6.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述推进剂存储单元是第一推进剂存储单元，所述推进剂管理组件是第一推进剂管理组件，并且所述推进系统还包括第二推进剂存储单元和第二推进剂管理组件，其中所述第二推进剂存储单元与所述推力发生器流体连通，并且所述第二推进剂管理组件被构造成调节从所述存储单元向所述推力发生器的推进剂供应，其中，所述第一推进剂管理组件被构造成传输来自所述第一推进剂存储单元的推进剂来用于在所述第一模式中操作，并且所述第二推进剂管理组件被构造成传输来自所述第二推进剂存储单元的推进剂来用于在所述第二模式中操作。
7.根据权利要求6所述的推进系统，其中，所述推力发生器被构造成在以所述第一模式操作期间使用第一类型的推进剂，并且在以所述第二模式操作期间使用与所述第一类型不同的第二类型的推进剂。
8.根据权利要求1所述的推进系统，其中，与所述第二模式相比，所述第一模式表征为具有较大的比冲和较低的推进剂流量。
9.一种用于航天器的推进系统，所述推进系统包括：
推力发生器，所述推力发生器用于产生推力以移动所述航天器；
第一推进剂存储单元，所述第一推进剂存储单元与所述推力发生器流体连通；
第二推进剂存储单元，所述第二推进剂存储单元与所述推力发生器流体连通；以及
推进剂管理组件，所述推进剂管理组件被构造成控制从所述第一推进剂存储单元向所述推力发生器的推进剂供应，并控制从所述第二推进剂存储单元向所述推力发生器的推进剂供应，
其中，所述推进系统能够在第一模式和第二模式下操作，其中在所述第一模式中，所述推力发生器使用来自所述第一推进剂存储单元的推进剂来以静电方式生成推力，在所述第二模式中，所述推力发生器使用来自所述第二推进剂存储单元的推进剂来以气动方式生成推力，以及
其中，所述推进剂管理组件被构造成在所述第一模式和所述第二模式之间选择性地调节系统操作。
10.根据权利要求9所述的推进系统，其中，所述推力发生器包括第一端和相反的第二端，并且限定纵向地延伸穿过其中的中心轴线，所述推力发生器具有定位在所述第二端附近的至少一个喷嘴，所述至少一个喷嘴与所述中心轴线平行地延伸，并且所述至少一个喷嘴被构造成在所述第二模式期间接收推进剂。
11.根据权利要求9所述的推进系统，其中，所述推力发生器包括第一端和相反的第二端，并且限定纵向地延伸穿过其中的中心轴线，所述推力发生器具有定位在所述第二端附近的至少两个喷嘴，所述至少两个喷嘴各自相对于所述中心轴线以非零角度延伸，并且所述至少两个喷嘴被构造成在所述第二模式期间接收推进剂。
12.根据权利要求9所述的推进系统，其中，所述推力发生器限定纵向地延伸穿过其中的中心轴线，并且能够操作，以使得在所述第一模式中生成的合成推力和在所述第二模式中生成的合成推力均沿着所述中心轴线同轴地起作用。
13.根据权利要求9所述的推进系统，其中，所述推力发生器限定纵向地延伸穿过其中的中心轴线，并且能够操作，以使得在所述第一模式中生成的合成推力和在所述第二模式中生成的合成推力均沿着共同矢量起作用。
14.一种用于航天器的推进系统，所述推进系统包括：
推力发生器，所述推力发生器用于产生推力以移动所述航天器；
推进剂存储单元，所述推进剂存储单元与所述推力发生器流体连通；以及
控制组件，所述控制组件与所述航天器通信，并且被配置成选择性地在第一模式和第二模式下操作所述推力发生器，其中在所述第一模式中，所述推力发生器使用推进剂来以静电方式生成推力，在所述第二模式中，所述推力发生器使用推进剂来以气动方式生成推力。
15.根据权利要求14所述的推进系统，其中，所述推力发生器包括第一端和相反的第二端，所述第二端限定环形推进出口，所述环形推进出口被构造用以在所述第一模式中操作。
16.根据权利要求15所述的推进系统，还包括定位在所述第二端附近的至少一个喷嘴，并且所述至少一个喷嘴被构造成在所述第二模式期间接收推进剂。
17.根据权利要求16所述的推进系统，其中，所述推力发生器限定纵向地延伸穿过所述第一端和所述第二端的中心轴线，并且其中，所述至少一个喷嘴相对于所述中心轴线关于所述环形推进出口径向向外定位。
18.根据权利要求15所述的推进系统，其中，所述推力发生器限定纵向地延伸穿过所述第一端和所述第二端的中心轴线，并且其中，所述至少一个喷嘴相对于所述中心轴线关于所述环形推进出口径向向内定位。
19.根据权利要求15所述的推进系统，还包括定位在所述第二端附近的多个喷嘴，所述多个喷嘴被构造成在所述第二模式期间接收推进剂，其中，所述多个喷嘴中的至少一些喷嘴能够以独立于所述多个喷嘴中的其它喷嘴的方式进行推进剂流量控制。
20.根据权利要求15所述的推进系统，其中，所述推力发生器限定纵向地延伸穿过所述第一端和所述第二端的中心轴线，并且还包括定位在所述第二端附近的多个喷嘴，所述多个喷嘴被构造成在所述第二模式期间接收推进剂，其中，所述多个喷嘴中的至少一些喷嘴能够以独立于所述多个喷嘴中的其它喷嘴的方式并且相对于所述中心轴线进行方向控制。
CN202080100416.4A 2020-05-08 2020-10-09 用于航天器的推进系统 Pending CN115735061A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US202063022233P 2020-05-08 2020-05-08
US63/022,233 2020-05-08
PCT/US2020/055063 WO2021225620A1 (en) 2020-05-08 2020-10-09 Propulsion system for spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115735061A true CN115735061A (zh) 2023-03-03

Family

ID=78468735

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080100417.9A Pending CN115734918A (zh) 2020-05-08 2020-10-09 用于航天器的推进系统
CN202080100411.1A Pending CN115720560A (zh) 2020-05-08 2020-10-09 用于航天器的推进系统
CN202080100416.4A Pending CN115735061A (zh) 2020-05-08 2020-10-09 用于航天器的推进系统

Family Applications Before (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080100417.9A Pending CN115734918A (zh) 2020-05-08 2020-10-09 用于航天器的推进系统
CN202080100411.1A Pending CN115720560A (zh) 2020-05-08 2020-10-09 用于航天器的推进系统

Country Status (4)

Country Link
US (3) US20230150697A1 (zh)
EP (3) EP4115082A4 (zh)
CN (3) CN115734918A (zh)
WO (3) WO2021225620A1 (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115734918A (zh) * 2020-05-08 2023-03-03 奥比恩空间技术公司 用于航天器的推进系统
US20240076062A1 (en) * 2020-12-21 2024-03-07 Massachusetts Institute Of Technology Bi-modal chemical-electric space propulsion
WO2023037138A1 (en) * 2021-09-07 2023-03-16 Khalifa University of Science and Technology Electrodeless plasma thruster with close ring-shaped gas discharge chamber
CN118107807A (zh) * 2024-04-11 2024-05-31 上海大学 一种集成式推力系统及卫星
CN118641211A (zh) * 2024-08-16 2024-09-13 兰州空间技术物理研究所 一种离子推力器关键部组件工作寿命试验方法及装置

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0771361A (ja) * 1993-09-02 1995-03-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙航行機用推進装置
US5973447A (en) * 1997-07-25 1999-10-26 Monsanto Company Gridless ion source for the vacuum processing of materials
US20060168936A1 (en) * 2005-01-31 2006-08-03 The Boeing Company Dual mode hybrid electric thruster
US20070018034A1 (en) * 2005-07-12 2007-01-25 Dickau John E Thrust vectoring
US9194379B1 (en) * 2010-02-10 2015-11-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Field-ionization based electrical space ion thruster using a permeable substrate
CN107187618A (zh) * 2017-05-27 2017-09-22 上海航天控制技术研究所 液化气推进剂控制系统及控制方法
US11148833B1 (en) * 2018-05-21 2021-10-19 Space Systems/Loral, Llc Spacecraft propellant management system

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3112612A (en) * 1958-07-21 1963-12-03 Gen Electric Rocket motor
US3597923A (en) * 1969-10-02 1971-08-10 Michael Simon Rocket propulsion system
US3807657A (en) * 1972-01-31 1974-04-30 Rca Corp Dual thrust level monopropellant spacecraft propulsion system
US6032904A (en) * 1998-02-23 2000-03-07 Space Systems/Loral, Inc. Multiple usage thruster mounting configuration
US6619031B1 (en) * 2000-04-27 2003-09-16 Vladimir V. Balepin Multi-mode multi-propellant liquid rocket engine
US6412275B1 (en) * 2000-09-08 2002-07-02 United Technologies Corporation Solid propellant gas generator impulse management scheme for high mass flow turn-down ratio
WO2010036291A2 (en) * 2008-06-20 2010-04-01 Aerojet-General Corporation Ionic liquid multi-mode propulsion system
FR2986213B1 (fr) * 2012-02-01 2014-10-10 Snecma Engin spatial a propulsion electrique et chimique a propergol solide
FR3002594B1 (fr) * 2013-02-26 2016-09-30 Snecma Module de propulsion spatiale a propulsion electrique et chimique a propergol solide
US20150151855A1 (en) * 2013-08-28 2015-06-04 Moon Express, Inc. System and method for multi-role planetary lander and ascent spacecraft
US9115964B2 (en) * 2013-12-27 2015-08-25 Raytheon Company Integral injection thrust vector control with booster attitude control system
FR3021301B1 (fr) * 2014-05-21 2017-12-29 Snecma Moteur pour engin spatial, et engin spatial comprenant un tel moteur
FR3024436B1 (fr) * 2014-07-30 2018-01-05 Safran Aircraft Engines Systeme et procede de propulsion spatiale
ITUB20152728A1 (it) * 2015-07-31 2017-01-31 D Orbit S R L Sistema di propulsione per satelliti artificiali di piccole dimensioni, satellite incorporante detto sistema di propulsione e metodo di gestione di detto sistema di propulsione
US10180118B2 (en) * 2015-12-31 2019-01-15 The Curators Of The University Of Missouri Electrical/chemical thruster using the same monopropellant and method
CN106828982B (zh) * 2017-03-09 2018-11-13 上海航天控制技术研究所 一种冷气和离子复合推进系统
CN107352051B (zh) * 2017-07-13 2019-11-01 上海航天控制技术研究所 多向推力集成式微推力器及其控制方法
EP3620394A1 (en) * 2018-09-06 2020-03-11 Airbus Defence and Space Limited A propulsion system
CN110104222A (zh) * 2019-04-25 2019-08-09 北京控制工程研究所 一种基于混合模式推进的模块化推进服务系统
CN110271693B (zh) * 2019-05-24 2020-04-07 深圳市魔方卫星科技有限公司 一种一体化的冷气推进系统
RU2738136C1 (ru) * 2019-12-23 2020-12-08 Николай Борисович Болотин Ионный ракетный двигатель и способ его работы
CN115734918A (zh) * 2020-05-08 2023-03-03 奥比恩空间技术公司 用于航天器的推进系统

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0771361A (ja) * 1993-09-02 1995-03-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙航行機用推進装置
US5973447A (en) * 1997-07-25 1999-10-26 Monsanto Company Gridless ion source for the vacuum processing of materials
US20060168936A1 (en) * 2005-01-31 2006-08-03 The Boeing Company Dual mode hybrid electric thruster
US20070018034A1 (en) * 2005-07-12 2007-01-25 Dickau John E Thrust vectoring
US9194379B1 (en) * 2010-02-10 2015-11-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Field-ionization based electrical space ion thruster using a permeable substrate
CN107187618A (zh) * 2017-05-27 2017-09-22 上海航天控制技术研究所 液化气推进剂控制系统及控制方法
US11148833B1 (en) * 2018-05-21 2021-10-19 Space Systems/Loral, Llc Spacecraft propellant management system

Also Published As

Publication number Publication date
WO2021225620A1 (en) 2021-11-11
US20230150698A1 (en) 2023-05-18
EP4115082A1 (en) 2023-01-11
EP4114739A4 (en) 2024-04-10
WO2021225622A1 (en) 2021-11-11
CN115734918A (zh) 2023-03-03
US20230150697A1 (en) 2023-05-18
EP4114739A1 (en) 2023-01-11
EP4115082A4 (en) 2024-03-06
WO2021225621A1 (en) 2021-11-11
EP4114741A1 (en) 2023-01-11
US20230192322A1 (en) 2023-06-22
CN115720560A (zh) 2023-02-28
EP4114741A4 (en) 2024-03-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN115735061A (zh) 用于航天器的推进系统
CN106574607B (zh) 航天器推进系统和方法
JP3682706B2 (ja) 宇宙飛翔体用推進システム
US9234510B2 (en) Hall effect thruster
JP5809699B2 (ja) 電気スラスタ及びかかるスラスタ内の電気エンジンの停止方法並びにかかるスラスタを有する人工衛星
JP5391490B2 (ja) スペースクラフトにおける駆動装置
US20140208713A1 (en) Electric propulsion system with stationary plasma thrusters
US20200294772A1 (en) Spacecraft Propulsion Devices and Systems with Microwave Excitation
US20140090357A1 (en) Hall-effect thruster
US20020116915A1 (en) Pulsed hall thruster system
WO2010036291A2 (en) Ionic liquid multi-mode propulsion system
JP6583684B2 (ja) プラズマ加速装置およびプラズマ加速方法
Koizumi et al. Performance of the miniature and low power microwave discharge ion engine mu-1
Koizumi et al. Performance evaluation of a miniature ion thruster μ1 with a unipolar and bipolar operation
JP2009162178A (ja) イオン噴射装置、推進装置及び人工衛星
Lascombes et al. Lessons learnt from operating the first cubesat mission equipped with a hall thruster
US3508086A (en) Magnetohydrodynamic electric generators
JPH0874731A (ja) 宇宙機用推進装置
Hurley et al. Linear actuated micro-cathode arc thruster system
KR102599029B1 (ko) 교체형 음극을 포함하는 전기추력기, 이를 포함하는 위성, 그리고 전기추력기의 음극을 교체하는 방법
RU2796728C1 (ru) Многоканальный плазменный двигатель с полусферической газоразрядной камерой
JP2765498B2 (ja) マイクロ波プラズマ推進器
JP2024120569A (ja) マルチモードスラスタ
Smith UK-10 electric drive hardware
De Clercq et al. Power Processing Unit for Stationary Plasma Thruster

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
REG Reference to a national code

Ref country code: HK

Ref legal event code: DE

Ref document number: 40081762

Country of ref document: HK