JP2016217136A - Artificial satellite - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、人工衛星のホールスラスタ（電気推進スラスタともいう）に関する。 The present invention relates to a hall thruster (also referred to as an electric propulsion thruster) of an artificial satellite.
従来のオール電化衛星では、非特許文献１に示すとおり、静止軌道に到達するためのオービットレイジングと静止軌道到達後の制御（南北・東西軌道制御、リアクションホイールのアンローディング）の全てを同じ電気推進スラスタで実施するために、推力（電力）を可変できる電気推進スラスタ（２〜５ｋＷ級）を搭載していた。 In the conventional all-electric satellite, as shown in Non-Patent Document 1, all of the Orbit Raging to reach the geostationary orbit and the control after reaching the geostationary orbit (north / east / west orbit control, reaction wheel unloading) are all electric propulsion. In order to implement with a thruster, the electric propulsion thruster (2-5 kW class) which can change thrust (electric power) was carried.
１種類のホールスラスタでは推力（電力）の可変範囲が限られているため、（１）オービットレイジング時のスラスタ推力が小さくなって、静止軌道到達の時間が長くなる、もしくは、（２）静止軌道到達後に多くのスラスタ電力が必要になる、という課題がある。
つまり、従来の全電化衛星では、（１）静止軌道到達後に使用する電力に合わせたホールスラスタをオービットレイジングに用いると、推力が小さく、静止軌道への到達時間が長くなる。
一方、（２）静止軌道到達時間を短くするために、ホールスラスタを大型化（大電力化）すると、静止軌道到達後の南北軌道制御、東西軌道制御、アンローディング時に使用する電力が多くなってしまう課題がある。
また、１種類のホールスラスタでオービットレイジング時と静止軌道での軌道制御時の双方で最大効率を満足することは困難であるという課題がある。
つまり、１種類のホールスラスタで広い電力範囲をカバーする必要があり、オービットレイジング時もしくは静止軌道での軌道制御時いずれかでしか最大効率を得られないという課題がある。
Since the variable range of thrust (electric power) is limited in one kind of hall thruster, (1) the thruster thrust during orbit lasing is reduced, and the time to reach the stationary orbit becomes longer, or (2) the stationary orbit There is a problem that a lot of thruster power is required after reaching.
In other words, in a conventional all-electric satellite, (1) when a hall thruster matched to the power used after reaching a geostationary orbit is used for orbit lasing, the thrust is small and the time to reach the geostationary orbit is long.
On the other hand, (2) If the Hall thruster is enlarged (high power) to shorten the geostationary orbit arrival time, the power used for the north-south orbit control, east-west orbit control, and unloading after reaching the geostationary orbit increases. There is a problem.
In addition, there is a problem that it is difficult to satisfy the maximum efficiency with one kind of hall thruster both during orbit lasing and during orbit control in a stationary orbit.
That is, it is necessary to cover a wide power range with one kind of hall thruster, and there is a problem that maximum efficiency can be obtained only at the time of orbit lasing or at the time of trajectory control in a stationary orbit.
この発明は、上記のような課題を解決することを主な目的の一つとしており、短時間で人工衛星を静止軌道に到達させるとともに、静止軌道到達後の人工衛星の軌道制御を少ない電力で行うことを可能とし、更に、オービットレイジング時と静止軌道での軌道制御時の双方で最大効率を満足することを主な目的とする。 One of the main objects of the present invention is to solve the above-described problems. The satellite can reach the geostationary orbit in a short time, and the orbit control of the artificial satellite after reaching the geostationary orbit can be achieved with low power. In addition, the main purpose is to satisfy the maximum efficiency both during orbit lasing and during orbit control in a stationary orbit.
本発明に係る人工衛星は、
静止軌道への軌道遷移時に使用するオービットレイジング用ホールスラスタと、前記静止軌道到達後に使用する静止軌道用ホールスラスタとを個別に備える。
The artificial satellite according to the present invention is
An orbit lasing hall thruster used at the time of orbit transition to a geostationary orbit and a geostationary orbit hall thruster used after reaching the geostationary orbit are individually provided.
本発明によれば、静止軌道への軌道遷移時に使用するオービットレイジング用ホールスラスタと、静止軌道到達後に使用する静止軌道用ホールスラスタとを個別に備えるため、オービットレイジング時に高い推進効率で大推力を発生させることができ、短い時間で人工衛星を静止軌道に到達させることができ、また、静止軌道到達後に少ない電力で軌道制御ができる。
更に、オービットレイジング時と静止軌道での軌道制御時の双方で最大効率を満足することができる。
According to the present invention, since the orbit lasing hall thruster used at the time of orbit transition to the geostationary orbit and the geostationary orbit hall thruster used after reaching the geostationary orbit are individually provided, a large thrust can be obtained with high propulsion efficiency during orbit lasing. The satellite can reach the geostationary orbit in a short time, and the orbit can be controlled with a small amount of power after reaching the geostationary orbit.
Furthermore, the maximum efficiency can be satisfied both during orbit lasing and during orbit control in a stationary orbit.
実施の形態１．
図１は、実施の形態１に係る人工衛星１の構成例を示す。
Embodiment 1 FIG.
FIG. 1 shows a configuration example of an artificial satellite 1 according to the first embodiment.
人工衛星１は、反地球面である−Ｚ軸面に、オービットレイジング時（静止軌道への軌道遷移時）に用いられるオービットレイジング用ホールスラスタ２を一台もしくは複数台備える。
反地球面は、人工衛星１の面のうち、地球と対向する地球面の反対の面である。
オービットレイジング用ホールスラスタ２は、電源装置から４〜２０ｋＷの電力供給と、推進剤の供給を受けて、０．２〜１．６Ｎの推力を発生する。
オービットレイジング時には、人工衛星１は、オービットレイジング用ホールスラスタ２を一台もしくは複数台同時に噴射することで、＋Ｚ軸方向に大きな推力を発生させる。
また、衛星デオービット時にも同様にオービットレイジング用ホールスラスタ２を用いて軌道離脱を行う。
The artificial satellite 1 is provided with one or a plurality of orbit raising
The anti-earth surface is the surface of the artificial satellite 1 opposite to the earth surface facing the earth.
The orbit lasing
At the time of orbit lasing, the artificial satellite 1 generates a large thrust in the + Z-axis direction by ejecting one or a plurality of orbit lasing
Similarly, when the satellite is de-orbited, the orbit lasing
また、人工衛星１は、静止軌道に到達した後の軌道制御時に用いられる静止軌道用ホールスラスタ３を複数台備える。
人工衛星１は、静止軌道に到達した後は、複数台の静止軌道用ホールスラスタ３を用いて、南北軌道制御、東西軌道制御、および、リアクションホイールのアンローディングを行う。
この静止軌道用ホールスラスタ３は、電源装置から１〜３ｋＷの電力供給と、推進剤の供給を受けて、０．０５〜０．１５Ｎの推力を発生する。
南北軌道制御および東西軌道制御時は、静止軌道用ホールスラスタ３の推力軸が人工衛星１の重心を通るように推力軸調整用ジンバル４を用いて噴射方向を調整する。
また、アンローディング時には、推力軸調整用ジンバル４を用いて静止軌道用ホールスラスタ３の推力軸を人工衛星１の重心から外すように調整して静止軌道用ホールスラスタ３を噴射する。
The artificial satellite 1 also includes a plurality of geostationary
After reaching the geostationary orbit, the artificial satellite 1 performs the north-south orbit control, the east-west orbit control, and the unloading of the reaction wheel using a plurality of geostationary
The geostationary
During north-south orbit control and east-west orbit control, the injection direction is adjusted using the thrust axis adjusting gimbal 4 so that the thrust axis of the geostationary
Further, at the time of unloading, the thrust axis adjusting gimbal 4 is used to adjust the thrust axis of the geostationary
従来のオービットレイジングを電気推進スラスタで行う全電化衛星では、静止軌道用ホールスラスタ３に相当するホールスラスタをオービットレイジング時にも使用していた。
このため、静止軌道到達時間を短くするために、ホールスラスタを大型化（大電力化）すると、静止軌道到達後の南北軌道制御、東西軌道制御、アンローディング時に使用する電力が多くなってしまう課題があった。
もしくは、静止軌道到達後に使用する電力に合わせたホールスラスタを採用した場合、推力が小さく、静止軌道への到達時間が長くなる課題があった。
また、１種類のホールスラスタで広い電力範囲をカバーする必要があり、オービットレイジング時もしくは静止軌道到達時いずれかでしか最大効率を得られなかった。
本実施の形態では、オービットレイジングに最適な電力に対応したオービットレイジング用ホールスラスタ２と、静止軌道での軌道制御に最適な電力に対応した静止軌道用ホールスラスタ３とを個別に備えることで、従来の課題を解決できる。
In all electrified satellites that perform conventional orbit lasing with an electric propulsion thruster, a hall thruster corresponding to the geostationary
For this reason, if the Hall thruster is enlarged (high power) to shorten the geostationary orbit arrival time, the power used for the north-south orbit control, east-west orbit control, and unloading after reaching the geostationary orbit will increase. was there.
Or when the hall thruster according to the electric power used after reaching the geostationary orbit is employed, there is a problem that the thrust is small and the arrival time to the geostationary orbit is long.
In addition, it is necessary to cover a wide power range with one type of hall thruster, and maximum efficiency can be obtained only when orbit lasing or when reaching a geostationary orbit.
In the present embodiment, the orbit lasing
図２は、一般的なホールスラスタと流量調整器および電源装置の関係を示した図である。
ホールスラスタ用の電源装置は、一般的に、アノード電源２１、電磁石（コイル）電源２２、カソード用ヒータ電源２３、キーパ電源２４、流量調整器用電源２５からなる。
アノード電源２１は、アノード１１とカソード１６間で、流量調整器１５を通ってガス配管１８から供給されるキセノンガスをプラズマ放電するための電源であり、ホールスラスタ１０が必要とする電力のほとんどを消費する。
電磁石（コイル）電源２２は、ホールスラスタ１０の半径方向の磁場を発生させる電磁石（コイル）１２に電力を供給させるための電源である。
ホールスラスタの種類によっては、電磁石（コイル）１２はアノード１１もしくはカソード１６と直列に電気接続されており、電磁石（コイル）電源２２が必要のないものもある。
ヒータ電源２３は、カソード１６が電子放出を開始できるようにヒータ１３を加熱するための電源であり、キーパ電源２４は電子放出開始後にキーパ１４とカソード１６間に放電を発生させるための電源である。
流量調整器用電源２５は、ホールスラスタ１０に必要な推進剤キセノンガスの供給開始／停止のために流量調整器１５の弁を開閉したり、弁の開度を調整することで推進剤流量を変更するための電源である。
図１の構成の場合、オービットレイジング用ホールスラスタ２と静止軌道用ホールスラスタ３で電力範囲が異なるが、電力が大きく異なるのは電源装置内のアノード電源２１だけであり、他の電源の電力はほとんど変わらない。
このため、アノード電源２１を除き、他の電源はオービットレイジング用ホールスラスタ２と静止軌道用ホールスラスタ３で共通のものが使用できる。
FIG. 2 is a diagram showing the relationship between a general Hall thruster, a flow rate regulator, and a power supply device.
A power supply device for a Hall thruster generally includes an anode power source 21, an electromagnet (coil) power source 22, a cathode heater power source 23, a keeper power source 24, and a flow rate regulator power source 25.
The anode power source 21 is a power source for plasma discharge of the xenon gas supplied from the gas pipe 18 through the flow rate regulator 15 between the anode 11 and the cathode 16, and most of the power required by the
The electromagnet (coil) power source 22 is a power source for supplying electric power to the electromagnet (coil) 12 that generates a radial magnetic field of the
Depending on the type of the Hall thruster, the electromagnet (coil) 12 is electrically connected in series with the anode 11 or the cathode 16, and the electromagnet (coil) power source 22 is not necessary.
The heater power source 23 is a power source for heating the
The flow regulator power supply 25 changes the propellant flow rate by opening and closing the valve of the flow regulator 15 and adjusting the opening of the valve to start / stop the supply of propellant xenon gas necessary for the
In the case of the configuration of FIG. 1, the power range is different between the orbit lasing
For this reason, except for the anode power source 21, the other power sources can be used in common for the orbit lasing
図３は、本実施の形態に係る人工衛星１において、１台の電源装置３０から静止軌道用ホールスラスタ及び静止軌道用流量調整器と、オービットレイジング用ホールスラスタ及びオービットレイジング用流量調整器に、電力供給するための構成を示す図である。
図３では、静止軌道用ホールスラスタと静止軌道用流量調整器を、まとめて静止軌道用ホールスラスタ／流量調整器３７と表記している。
また、オービットレイジング用ホールスラスタ及びオービットレイジング用流量調整器を、まとめてオービットレイジング用ホールスラスタ／流量調整器３８と表記している。
静止軌道用流量調整器は、静止軌道用ホールスラスタへのキセノンガスの流量を調整する。
オービットレイジング用流量調整器は、オービットレイジング用ホールスラスタへのキセノンガスの流量を調整する。
電源装置３０は、複数のアノード電源３１、電磁石（コイル）電源３２、カソード用ヒータ電源３３、キーパ電源３４、流量調整器用電源３５、切替スイッチ３６を持つ。
複数のアノード電源３１をアノード電源モジュールという。
切替スイッチ３６は、複数の静止軌道用ホールスラスタ／流量調整器３７と１式のオービットレイジング用ホールスラスタ／流量調整器３８の中から、いずれか１式を選択する。
より具体的には、切替スイッチ３６は、アノード電源モジュールの接続先を静止軌道用ホールスラスタ／流量調整器３７とオービットレイジング用ホールスラスタ／流量調整器３８との間で切り替える。
切替スイッチ３６は、電源装置３０の内部に搭載せずに、外部に搭載してもよい。
アノード電源モジュール内の最小単位のアノード電源である個々のアノード電源３１は、静止軌道用ホールスラスタ３に必要な電力を供給できるものとする。
切替スイッチ３６は、静止軌道用ホールスラスタ３が使用される場合は、アノード電源モジュールに含まれる複数個のアノード電源３１のうちの一部のアノード電源３１（最小単位のアノード電源３１）と、静止軌道用ホールスラスタ／流量調整器３７とを接続する。
切替スイッチ３６は、オービットレイジング用ホールスラスタ２が使用される場合は、アノード電源モジュールに含まれる複数個のアノード電源３１と、オービットレイジング用ホールスラスタ／流量調整器３８とを接続し、複数個のアノード電源３１を並列運転させる。
その他の電磁石（コイル）電源３２、ヒータ電源３３、キーパ電源３４、流量調整器用電源３５は、オービットレイジング用と静止軌道用で共通の電源とし、切替スイッチ３６が、各電源と静止軌道用ホールスラスタ／流量調整器３７との接続又は各電源とオービットレイジング用ホールスラスタ／流量調整器３８との接続を切り替える。
FIG. 3 shows, in the artificial satellite 1 according to the present embodiment, from one
In FIG. 3, the geostationary orbit hall thruster and the geostationary orbit flow rate regulator are collectively referred to as a geostationary orbit hall thruster /
Further, the orbit raising hall thruster and the orbit raising flow regulator are collectively referred to as an orbit raising hall thruster /
The geostationary orbit flow controller adjusts the flow rate of the xenon gas to the geostationary orbit hall thruster.
The orbit lasing flow rate regulator regulates the flow rate of xenon gas to the orbit lasing hall thruster.
The
The plurality of anode power supplies 31 are referred to as anode power supply modules.
The
More specifically, the
The
It is assumed that each anode power supply 31 which is the minimum unit anode power supply in the anode power supply module can supply electric power required for the geostationary
When the stationary
When the orbit
The other electromagnet (coil)
このような構成により、２種類のホールスラスタに対して、１台の電源装置から電力供給が可能となり、電源装置３０の衛星搭載台数を削減できる。
このため、人工衛星１全体で重量削減、搭載面積縮小、ホールスラスタと電源装置間の電源ケーブル数削減、コスト削減効果が得られる。
また、アノード電源を１台で広い電力範囲をカバーする場合、最大効率を得られる動作点を、オービットレイジング時か静止軌道時のいずれかにする必要があるが、アノード電源をモジュール化した場合、アノード電源の最小電源単位で見ると、オービットレイジング時と静止軌道時で同じ動作点であり、両方で最大効率が得られる。
With such a configuration, power can be supplied from one power supply device to the two types of hall thrusters, and the number of
For this reason, weight reduction, mounting area reduction, the number of power cables between the Hall thruster and the power supply device, and cost reduction effects can be obtained for the entire artificial satellite 1.
Also, when covering a wide power range with a single anode power supply, it is necessary to set the operating point for maximum efficiency to either orbit lasing or geostationary orbit, but when the anode power supply is modularized, Looking at the minimum power supply unit of the anode power supply, the operating point is the same for orbit lasing and stationary orbit, and maximum efficiency is obtained in both cases.
図４は、オービットレイジング用ホールスラスタ２及びオービットレイジング用流量調整器４３と、静止軌道用ホールスラスタ３及び静止軌道用流量調整器４２に、推進剤であるキセノンガスを供給するための構成を示す。
簡単のために、ガスを供給／停止するための弁などは図４から省略している。
一台もしくは複数台のキセノンタンク４０に高圧で貯蔵されたキセノンガスは、圧力調整器４１で減圧され、静止軌道用流量調整器４２やオービットレイジング用流量調整器４３に供給される。
静止軌道用ホールスラスタ３とオービットレイジング用ホールスラスタ２では、必要とするキセノンガス流量が異なるが、図２のオリフィス１７の面積をそれぞれのスラスタで最適化することで、オービットレイジング時と静止軌道時で流量調整器１５に必要な電流／電圧範囲を共通化することができる。
つまり、オービットレイジング用ホールスラスタ２のオリフィス１７の面積を、静止軌道用ホールスラスタ３のオリフィス１７よりも大きくする。
これにより、２種類の流量調整器に対して、１種類の電源装置から電力供給が可能となる。
FIG. 4 shows a configuration for supplying the xenon gas as the propellant to the orbit
For simplicity, a valve for supplying / stopping the gas is omitted from FIG.
The xenon gas stored at a high pressure in one or a plurality of
The required xenon gas flow rate differs between the geostationary
That is, the area of the orifice 17 of the orbit
Thereby, electric power can be supplied from one type of power supply device to two types of flow rate regulators.
以上のように、本実施の形態では、軌道遷移（オービットレイジング）用に大推力（大電力、例えば４〜２０ｋＷ級）の電気推進スラスタ（ホールスラスタ）を、衛星反地球面に１台もしくは複数台搭載し、静止軌道到達後に使用するホールスラスタはオービットレイジング用よりも小型で小電力（例えば１〜３ｋＷ級）のものを搭載している。
このため、それぞれの用途で最適なホールスラスタを採用することができるようになり、以下の効果を得ることができる。
（１）オービットレイジング時に高い推進効率で大推力を発生させることができるようになり、少ない推進剤消費量で、かつ、短い期間で人工衛星を静止軌道に到達させることができる。
（２）静止軌道到達後に少ない電力で軌道制御ができるようになり、衛星ペイロードの使用可能電力を増やすことができる、もしくは、人工衛星の発生電力が少なくて済むため太陽電池パネルやバッテリを小さくすることができ、人工衛星の打上質量を軽くできる。
As described above, in the present embodiment, one or a plurality of electric propulsion thrusters (hole thrusters) of large thrust (high power, for example, 4 to 20 kW class) for orbit transition (orbit lasing) are provided on the satellite anti-earth surface. The hall thruster that is mounted on the platform and used after reaching the geostationary orbit is smaller than orbit lasing and has a smaller electric power (for example, 1 to 3 kW class).
For this reason, the optimum hole thruster can be employed for each application, and the following effects can be obtained.
(1) A large thrust can be generated with high propulsive efficiency during orbit lasing, and the artificial satellite can reach a geosynchronous orbit with a small amount of propellant consumption and in a short period of time.
(2) The orbit control can be performed with a small amount of power after reaching the geostationary orbit, and the usable power of the satellite payload can be increased, or the solar panel and battery can be made smaller because the power generated by the artificial satellite can be reduced. The launch mass of the satellite can be reduced.
また、本実施の形態では、ホールスラスタ用電源装置は切替スイッチを具備し、２種類のホールスラスタ／流量調整器に１台の電源装置から電力を供給できるようにしている。
このとき、オービットレイジング用ホールスラスタには、複数のアノード電源モジュールを並列で動作させることで大電力に対応し、静止軌道用ホールスラスタにはその内の１つのアノード電源モジュールで動作させている。
その他の電源モジュールは２種類のスラスタで共通化している。
このため、２種類のスラスタに対して、１種類の電源装置で電力供給可能となることで電源装置の数を減らすことができ、以下の効果を得ることができる。
（１）人工衛星の打上質量を軽くできる。
（２）人工衛星への搭載面積を小さくできる。
（３）電源ケーブルの数を減らすことができる。
（４）全体コストを下げることができる。
（５）オービットレイジング時、静止軌道時いずれも最大効率で運転可能となる。
In the present embodiment, the Hall thruster power supply device includes a changeover switch so that power can be supplied from one power supply device to two types of Hall thruster / flow rate regulators.
At this time, a plurality of anode power supply modules are operated in parallel for the orbit lasing hall thruster, and the stationary orbit hall thruster is operated by one of the anode power supply modules.
Other power supply modules are shared by two types of thrusters.
For this reason, the number of power supply devices can be reduced by supplying power to two types of thrusters with one type of power supply device, and the following effects can be obtained.
(1) The launch mass of the artificial satellite can be reduced.
(2) The mounting area on the artificial satellite can be reduced.
(3) The number of power cables can be reduced.
(4) The overall cost can be reduced.
(5) Both orbit lasing and stationary orbit can be operated with maximum efficiency.
また、本実施の形態では、推進系は、上流側のタンク、圧力調整器までを２種類のホールスラスタに対して共有化し、圧力調整器の下流から分岐して、それぞれのスラスタに推進剤を供給している。
更に、圧力調整器の下流で、それぞれのスラスタの上流側に位置する流量調整器は、使用するオリフィスの面積を２種類のスラスタでそれぞれ最適化することで、流量調整器に必要な電流／電圧範囲を共通化している。
これにより、２種類の流量調整器に対して、１種類の電源装置から電力供給が可能となる。
Further, in the present embodiment, the propulsion system shares the upstream tank and pressure regulator for the two types of hall thrusters, branches from the downstream of the pressure regulator, and supplies the propellant to each thruster. Supply.
Furthermore, the flow regulator located downstream of the pressure regulator and upstream of each thruster optimizes the area of the orifice to be used by each of the two types of thrusters, so that the current / voltage required for the flow regulator is obtained. The range is standardized.
Thereby, electric power can be supplied from one type of power supply device to two types of flow rate regulators.
１ 人工衛星、２ オービットレイジング用ホールスラスタ、３ 静止軌道用ホールスラスタ、４ 推力軸調整用ジンバル、６ 太陽電池パドル、１０ ホールスラスタ、１１ アノード、１２ 電磁石、１３ ヒータ、１４ キーパ、１５ 流量調整器、１６ カソード、１７ オリフィス、１８ ガス配管、２１ アノード電源、２２ 電磁石電源、２３ ヒータ電源、２４ キーパ電源、２５ 流量調整器用電源、３０ 電源装置、３１ アノード電源、３２ 電磁石電源、３３ ヒータ電源、３４ キーパ電源、３５ 流量調整器用電源、３６ 切替スイッチ、３７ 静止軌道用ホールスラスタ／流量調整器、３８ オービットレイジング用ホールスラスタ／流量調整器、４０ キセノンタンク、４１ 圧力調整器、４２ 静止軌道用流量調整器、４３ オービットレイジング用流量調整器。 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Artificial satellite, 2 Orbit lasing Hall thruster, 3 Geostationary orbit Hall thruster, 4 Thrust axis adjustment gimbal, 6 Solar battery paddle, 10 Hole thruster, 11 Anode, 12 Electromagnet, 13 Heater, 14 Keeper, 15 Flow rate adjuster , 16 Cathode, 17 Orifice, 18 Gas piping, 21 Anode power supply, 22 Electromagnet power supply, 23 Heater power supply, 24 Keeper power supply, 25 Power supply for flow regulator, 30 Power supply device, 31 Anode power supply, 32 Electromagnet power supply, 33 Heater power supply, 34 Keeper power supply, 35 Flow regulator power supply, 36 selector switch, 37 Hall thruster / flow regulator for stationary orbit, 38 Hall thruster / flow regulator for orbit raising, 40 Xenon tank, 41 Pressure regulator, 42 Flow adjustment for stationary orbit Vessel, 43 o -Flow regulator for bit lasing.
Claims (6)
０．２ニュートンから１．６ニュートンの範囲のいずれかの推力を発生するオービットレイジング用ホールスラスタと、０．０５ニュートンから０．１５ニュートンの範囲のいずれかの推力を発生する静止軌道用ホールスラスタとを個別に備える請求項１に記載の人工衛星。 The artificial satellite is
An orbit lasing Hall thruster that generates any thrust in the range of 0.2 Newtons to 1.6 Newton, and a Hall thruster for stationary orbits that generates any thrust in the range of 0.05 Newtons to 0.15 Newtons And the artificial satellite according to claim 1.
地球と対向する地球面の反対の面である反地球面に前記オービットレイジング用ホールスラスタを備える請求項１に記載の人工衛星。 The artificial satellite is
The artificial satellite according to claim 1, wherein the orbit lasing Hall thruster is provided on an anti-earth surface opposite to the earth surface facing the earth.
前記オービットレイジング用ホールスラスタへのキセノンガスの流量を調整するオービットレイジング用流量調整器と、
前記静止軌道用ホールスラスタへのキセノンガスの流量を調整する静止軌道用流量調整器と、
複数個のアノード電源が含まれるアノード電源モジュールと、
前記アノード電源モジュールの接続先を前記オービットレイジング用流量調整器と前記静止軌道用流量調整器との間で切り替える切替スイッチであって、
前記オービットレイジング用ホールスラスタが使用される場合は、前記アノード電源モジュールに含まれる前記複数個のアノード電源と、前記オービットレイジング用流量調整器とを接続し、
前記静止軌道用ホールスラスタが使用される場合は、前記アノード電源モジュールに含まれる前記複数個のアノード電源のうちの一部のアノード電源と、前記静止軌道用流量調整器とを接続する切替スイッチとを備える請求項１に記載の人工衛星。 The artificial satellite further includes:
An orbit raising flow regulator for adjusting the flow rate of xenon gas to the orbit raising hall thruster;
A flow controller for stationary orbit that adjusts the flow rate of xenon gas to the hall thruster for stationary orbit,
An anode power supply module including a plurality of anode power supplies;
A changeover switch for switching the connection destination of the anode power supply module between the orbit lasing flow regulator and the stationary orbit flow regulator,
When the orbit lasing hall thruster is used, the plurality of anode power sources included in the anode power module and the orbit lasing flow rate regulator are connected,
When the geostationary orbit hall thruster is used, a changeover switch that connects a part of the anode power supplies of the plurality of anode power supplies included in the anode power supply module and the geostationary orbit flow regulator. The artificial satellite according to claim 1.
電磁石電源と、カソード用ヒータ電源と、キーパ電源と、流量調整器用電源とを備え、
前記電磁石電源と、前記カソード用ヒータ電源と、前記キーパ電源と、前記流量調整器用電源とが、前記オービットレイジング用ホールスラスタと前記静止軌道用ホールスラスタとにより共用される請求項４に記載の人工衛星。 The artificial satellite further includes:
An electromagnet power source, a cathode heater power source, a keeper power source, and a flow regulator power source
The artificial magnet power source according to claim 4, wherein the electromagnet power source, the cathode heater power source, the keeper power source, and the flow rate regulator power source are shared by the orbit lasing hall thruster and the stationary orbit hall thruster. satellite.
キセノンガスを貯蔵するキセノンタンクと、キセノンガスの減圧を行う圧力調整器とを備え、
前記キセノンタンクと前記圧力調整器とが、前記オービットレイジング用ホールスラスタと前記静止軌道用ホールスラスタとにより共用され、
前記オービットレイジング用流量調整器のオリフィスの面積が、前記オービットレイジング用ホールスラスタへのキセノンガスの流量に対応させた面積であり、
前記静止軌道用流量調整器のオリフィスの面積が、前記静止軌道用ホールスラスタへのキセノンガスの流量に対応させた面積である請求項４に記載の人工衛星。 The artificial satellite further includes:
A xenon tank for storing xenon gas, and a pressure regulator for depressurizing xenon gas,
The xenon tank and the pressure regulator are shared by the orbit lasing hall thruster and the stationary orbit hall thruster;
The area of the orifice of the orbit lasing flow regulator is an area corresponding to the flow rate of xenon gas to the orbit lasing hall thruster,
The artificial satellite according to claim 4, wherein an area of an orifice of the flow controller for geostationary orbit is an area corresponding to a flow rate of xenon gas to the hall thruster for geostationary orbit.
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