JP2023546096A - 宇宙船推進システム及び操作方法 - Google Patents

Abstract

宇宙船推進システムの操作方法は、イオン流を生成する前に宇宙船を取り巻くプラズマに電子を注入すること、及びイオン流の生成開始後に、宇宙船を正電位に維持するのに十分な量の電子の注入を継続することを含む。本方法は単一のスラスタに実装され得る。複数基のスラスタを備えた宇宙船では、同一の方法が、各スラスタに実装され得る。推進システムが複数基のスラスタを備える場合、方法は、少なくとも１基のスラスタを駆動スラスタとして操作し、少なくとも１基のスラスタを予備又は「リザーブ」スラスタとして操作することを含む。少なくとも１基の予備のスラスタの電子源は、イオン流の生成前に、電子を宇宙船を取り巻くプラズマに注入するように操作され得る。
【選択図】図９

Description

本発明は、宇宙船推進に関する。本発明は、通信衛星及びその他の種類の宇宙船に使用され得る。

地球を周回する軌道上にある通信衛星は、例えば、物体の位置追跡、サイトの監視や、気候パターンの変化の観察などの様々な用途でますます使用されるようになっている。衛星及びその他宇宙船は、一般に、１台以上のイオンスラスタからなる電気推進システムを備える。イオンスラスタにおいて、中性ガスは、電子を引き抜くことでイオン化され、正イオンの流れを形成する。これらのイオンは、例えば、連続する複数のグリッド間の電位差により加速され、推力を生成する。そして、引き抜かれた電子は、このイオン流に注入され、ガスが再度中性になり、空間に分散し得るようにする。あるいは、これらのイオンは金属から抽出され、この場合、結果として生じる電子は、金属が負に帯電するのを避けるため放出され得る。引き抜かれた電子の供給源は、当技術分野ではニュートラライザーと参照される。

特に明記しない限り、用語「スラスタ」は、本明細書では、宇宙船を推進するためのイオン流を生成するためのイオン源と、電子を放出するための、例えば、イオン流を中性化又は宇宙船の帯電を平衡化するための、少なくとも１基の電子源とを備える推進機構を指す。

理想的には、軌道を周回する衛星には、最新の電子機器又はその他の設備を有し、これらは、最適状態で、かつ交換の必要なく長期間にわたって機能する必要がある。従って、宇宙船開発に関する多数の課題の１つは、その操作中のコンポーネントへの損傷を最小化することにある。

本発明の複数の実施形態は、当該課題を解決することに限定されず、その他の課題の解決策を含み得る。

本発明の一部の態様は、スラスタを備える宇宙船推進システムの操作方法を提供し、少なくとも１基のスラスタは、宇宙船を推進するためのイオン流を生成するためのイオン源と、電子を放出するための電子源とを備える。１つの方法は、電子源を制御して電子の生成を抑制し、電子源をオフ状態からオン状態に漸進的にランプアップする及び／又はオン状態からオフ状態に漸進的にランプダウンすることでスラスタを操作することを含む。

この制御は、漸進的に増加又は減少する電圧、例えばランプであり得る制御信号を手段として用いるものであってよい。このように電子源を制御することで、電子放出の増加率又は減少率が、電子源のハードウェアコンポーネントの能力により抑制されるよりむしろ、例えば制御信号を介して接触的に抑制される。この能動制御の利点は、本発明の特定の複数の実施形態を参照してさらに説明される。

本明細書でさらに説明される一部の方法は、イオン流の生成前に宇宙船を取り巻くプラズマに電子を注入すること、及びイオン流の生成開始後に電子の注入を継続することを含み得る。連続した注入は、実際には必ずしも測定されていないが、宇宙船を取り巻くプラズマに関して正電位に維持するためである。

本発明の複数の方法は、単一のスラスタに実装され得る。複数基のスラスタを備えた宇宙船では、同一の方法が、２基以上のスラスタに実装され得る。

推進システムが複数基のスラスタを備える場合、本発明の一部の実施形態の方法は、少なくとも１基のスラスタを予備又は「リザーブ」スラスタとして操作することを含み得る。少なくとも１基の予備のスラスタの電子源は、イオン流の生成前に、電子を宇宙船を取り巻くプラズマに注入するように操作され得る。そして、予備の１基又は複数基のスラスタにより生成された電子流が、所定の水準に達した後、１基又は複数基の駆動スラスタのイオン源及び電子源は、宇宙船を駆動するように操作され得て、一方で、予備のスラスタの操作を継続し、宇宙船を正電位に維持するために電子を注入する。この方法では、予備のスラスタのイオン源は操作されない。

複数基のスラスタが運用される場合、以下の内、いずれか1つ以上が実行され、電子源の漸進的なオン又はオフを補足することができる。
- 各駆動スラスタの少なくとも１基の電子源を操作して、宇宙船を推進するためにイオン源を操作してイオン流を生成する前に、宇宙船を取り巻くプラズマに電子を注入する。
- 各駆動スラスタの少なくとも１基の電子源の操作を継続し、同一の駆動スラスタのイオン源の操作が終了後もプラズマへ電子を注入する。
- 複数基の駆動スラスタのそれぞれの電子源の操作を、複数基の駆動スラスタのいずれかのイオン源のいずれかの操作を任意に１つずつ開始する前に開始する。
- 全ての複数基の駆動スラスタの少なくとも１基の電子源の操作を、全てのイオン源の操作が終了後、任意に１つずつ操作が終了した後に、継続する。
- 複数台のイオン源の１つずつの操作を開始する。
- 複数台のイオン源の１つずつの操作を終了する。

宇宙船推進システムは、本明細書に記載された複数の方法を実装するために設計され得、従って、本発明のさらなる態様によれば、少なくとも１基のスラスタであって、宇宙船を推進するためのイオン流を生成するための１台のイオン源と少なくとも１基の電子源とを備える少なくとも１基のスラスタ、及び本明細書に記載される複数の方法のいずれかによって推進システムを操作するように構成されたコントローラを備える宇宙船推進システムが提供される。

本発明の複数の実施形態の複数の方法は、既存の宇宙船推進システムで実行され得る。従って、本発明のさらなる態様によれば、宇宙船推進システムコントローラ内のプロセッサ内に実装された場合、本明細書記載の複数の方法のいずかによりシステムを操作する複数の命令を含むコンピュータ読み取り可能な媒体が提供される。

本概要は、概念の選択を簡素化された形態で導入するために提供されたものであり、これは以下「発明の詳細な説明」項で詳細に説明されることは理解されるであろう。

本概要は、特許請求された主題の主要な機能又は不可欠な機能を特定することを意図されておらず、特許請求された主題の範囲を決定することも意図されていない。

本発明の一部の実施形態は、例として、以下の図面を参照して説明される。

本発明の一部の実施形態の衛星のコンポーネントを表す模式図である。 本発明の一部の実施形態の衛星の様々な透視図を示す。 本発明の一部の実施形態の衛星の様々な透視図を示す。 本発明の一部の実施形態の衛星の様々な透視図を示す。 本発明の一部の実施形態のスラスタの模式図である。 衛星の複数のコンポーネント、複数のコンポーネントの間に生じ得る電圧及び静電容量、並びに本発明の一部の実施形態に従って推進システムを操作することによる周囲のプラズマを示す。 本発明の一部の実施形態に従った衛星のコンポーネント及び周囲のプラズマの電気特性の回路モデルを示す。 本発明の一部の実施形態に従ったパッチと宇宙船フレームとの間の電位差の経時的変化を示すグラフである。 本発明の一部の実施形態に従った電子源及びイオン源の操作のシーケンスを図解するタイミング図を示す。

これらの複数の図面は、必ずしも正確な縮尺で描かれていないことは理解されるべきである。

本発明は、以下の、記述的で限定的でないことを意図している複数の実施形態の詳細の説明により理解されるであろう。簡潔に表現するため、一部の公知の特徴方法並びにシステムの手順の構成要素及び回路は詳細には説明されない。

本発明の複数の実施形態は、複数のシステム及び宇宙船推進システムの複数の操作方法を提供する。これらを詳細に議論する前に、本発明の複数の実施形態が実装され得る宇宙船の複数のコンポーネントが説明される。

図１は、本発明の一部の実施形態の衛星のコンポーネントを表す模式図である。複数のコンポーネント間の一方向性の実線の矢印が、電源接続を示すために使用され、二方向性の実線の矢印が、ＲＦ信号接続を示すために使用され、点線がデータ接続を示すため使用されている。

一部のコンポーネントは、衛星本体に位置し、長方形１２０により示され、一部は、翼に位置し、長方形１３０により示されている。図１に示されている衛星は、電源１０１及び配電システム１０２を備える。電源１０１及び配電システム１０２は、推進システム１９０、推進コントローラ１０９、計算システム１０３及び通信システム１０４に電源を供給する。ここでは推進コントローラ１０９は独立した品目として示されるが、実際には、計算システム１０３の一部を形成し得る。推進コントローラは、推進コントローラ１０９に含まれている１台以上のプロセッサに実装されている制御ソフトウェアの使用を通じて、又は例えば、計算システムからの受信した命令に応えて、本発明の一部の実施形態の複数の方法を実装するように構成され得る。これらの複数の命令が、計算システム１０３から送信される場合、計算システムは、推進コントローラを含むものとみなされ得る。推進コントローラ１０９の複数の機能の１つは、推進システム１９０のスラスタのイオン源及び電子源に制御信号を出力することであってよく、以下詳細に説明される。

電源１０１、配電システム１０２、計算システム１０３及び通信システム１０４は、当技術分野では集合的に衛星「バス」と参照される。通信システム１０４は、例えば衛星本体上に位置する１基以上のアンテナを含み得る。あるいは、通信システム１０４は、翼１３０上の１基以上のアンテナを介して信号を送受信し得る。

また、図1に示された電源１０１及び配電システム１０２は、非図示の、本体１２０に位置され得る１基以上のセンサーにも電源を供給し得る。複数台のセンサーが、当技術分野において衛星「ペイロード」と知られているものの一部を形成する。複数台のセンサーの台数及び種類は、衛星の意図される使用により変わり得る。

地球観測衛星の場合、ペイロードは、１基以上のレーダーアンテナ１０６又はアンテナアレイを含み、それらは、１基以上の翼１３０に位置され得る。各アンテナ１０６又はアンテナアレイは、電源１０１から配電システム１０８を介して、例えば配電システム１０２を介して電源が供給される関連する増幅器１０７を有し得る。複数の配電システム１０２及び１０８の両方は、当技術分野で周知の制御論理を備え得る。

衛星の複数のコンポーネントは、使用中に損傷を受け得て、衛星が軌道に投入されると、損傷の原因を究明することはより困難である。本発明者らは、損傷の特定の原因が、過電圧・過電流ストレス「ＥＯＳ」として知られる、コンポーネントに印加される過電圧又はコンポーネントを流れる過電流又はコンポーネント中で散逸される電力にコンポーネントがさらされていることから生じていると仮定した。これは、即時の損傷又は誤動作を生じさせ得て、あるいは、コンポーネントの耐用期間を短縮する結果となり得る。一部のコンポーネントは、他のものに比べ損傷に対してより影響を受け受けやすい場合があり、特に、一部の種類のアンテナは他のものに比べ損傷に対してより影響を受け受けやすい場合がある。

図解された例では、増幅器１０７は、配電システム１０８を介した計算システム１０３との二方向データ通信リンクを有し、受信したレーダー信号に関連するデータなど、データを計算システム１０３に送信するように構成され得る。データは、通信システム１０３により処理され得て、例えば、地球の等高線データを提供し、このデータは、次いで、前方伝送を目的として通信システム１０４に出力され得る。あるいは、生データが計算システム１０３によって、地上又は別の衛星のリモート計算システムによる処理のために通信システム１０４に出力され得る。計算システム１０３は、当業者に周知であるものとして、操作命令、データリクエストやその他の信号などのデータを、例えば配電システム１０８を介して、増幅器１０７に送信し得る。

通信システム１０４は、無線周波数通信、光、例えばレーザー通信、又は当技術分野で公知であるその他のあらゆる形態の通信を使って、地上局又はその他の衛星と通信し得る。

図２、３及び４は、図１の複数のコンポーネントを含み得る衛星１４０の透視図であり、図３に示すものは宇宙空間の軌道を周回している。図２の衛星は、図１の本体１２０コンポーネントの一部が収容され得る、又はその上に図１のコンポーネントの一部が取付され得る本体１１０を備える。本体１１０は、複数のバスコンポーネントを収納又は支持し得るため、当技術分野では「バス」とも参照されている。本体１１０は、追加的に１台以上の電池を収納し得る。本体１１０は、例えば、複数のコンポーネントを収容し保護するために部分的に囲われてもよい。筐体は、その上に複数のコンポーネントが取付され得る表面を提供し得る。図２の例では、本体１１０の長方形の表面上にソーラーパネル１５０が取り付けられており、追加のソーラーパネル１５５は、ストラット１１５によりパネル１５０上に取り付けられている。

衛星１４０は、２つの対向する方向に本体１１０から延びる一般的に平面な構造を備え、２基の「翼」１６０を提供する。複数の翼１６０を備える構造は、本体１１０の長方形の表面上に取り付けられるか隣接するように示されている。図４により最も明瞭に示されているように、輸送用に折り畳みができ、かつ配備時に広げることができるように構造は組み立て式に形成されている。本体１１０及び複数の翼１６０は、本明細書では集合的に宇宙船フレームと参照され、以下に詳細が説明される電気特性を有する。

上記で説明した１基以上のアンテナは、衛星の「翼」上に取付され得る。１基のアンテナアレイ１８０が、図解を目的として図４の衛星から取り外されて示され、当技術分野で公知であるパッチアンテナを含み得る。その他の複数のコンポーネントは、配電コンポーネント及び増幅器を含めて、当技術分野で公知のように複数の翼上に取付され得て、その例は、以前の特許出願ＧＢ－Ａ２５９８７９３に記載されている。この以前の特許出願に記載された衛星の電力制御スイッチは、特に損傷の影響を受けやすいことが判明している。複数のコンポーネントの様々な配置により、様々なコンポーネントがより損傷の影響を受けやすくなり場合がある。

衛星１４０は、生成された推進力で衛星を操縦するための推進システム１９０を備える。推進システム１９０は、図３において最も明瞭に図示されており、この実施形態では、本体１１０上の、複数のソーラーパネル１５０に対向する表面上に取り付けられている。

図３に示すように、推進システム１９０は必要な場合に衛星１４０を操縦するための推力を生成する複数基のスラスタ２０５、２１０、２１５、２２０を備える。図３に示す複数基のスラスタ２０５、２１０、２１５、２２０は、本体の片側の複数個のコーナーに位置されており、等しい間隙を介し得る。しかし、本発明の一部の実施形態では、推進システムは異なる構成を有し得る。

図３に示す複数基のスラスタのそれぞれは、宇宙船を推進するイオン流を生成するためのイオン源と、イオン流を中性化するためにイオン流に電子を注入するための少なくとも１基の電子源とを備え得る。本発明の複数の実施形態は、この一般的な種類のスラスタを備え得る。一例が図５に示されている。

図５に示すスラスタは、エミッタとも参照されるイオン流５０３を生成するためのイオン源５０１と、この例では、イオン源５０１の反対側に配置されたフィラメント５０７の形状の２台の電子源５０５とを備える。図示のように、１台の電子源が動作し、イオン流５０３を中性化するためにニュートラライザービーム電流５０９として知られる形状の電子を放出している。

イオンは、当技術分野で公知である適切な電圧が印加されたエキストラクター５１１及びエキストラクターグリッド５１３を使用して、イオン源５０１から出て引き付けられる。これは、矢印５１５方向に推力と反力５１７を生成する。

図５に示す当業者の周知で本発明に必須でないその他のコンポーネントは、ヒータ５１９、リザーバ５２１及び印刷回路基板５２５を含む。完全なスラスタアセンブリは、筐体５５０内に保持される。

ニュートラライザー、すなわち電子源５０５の操作は、周囲のプラズマに関して宇宙船の急速な帯電を引き起こす場合がある。多量の負に帯電した電子を放出することで、宇宙船は、より多くの正イオンを有することになるため、全体として正の電荷を有することができる。特に、電子源５０５が単にスイッチオンし、電子源のハードウェアが許可する限り高速にそのオン状態に達することが許可された場合、この帯電は非常に急速に、例えば１ｍｓの期間に起きる場合がある。この急速帯電は、宇宙船に搭載されている損傷を受けやすい電子コンポーネント、特に、しかし排他的ではないが、翼の端部などスラスタ近傍にあるかに関わらず、衛星本体から離れた場所に取り付けられたアンテナアレイ及びその他のコンポーネントに損傷を与える恐れがある。同様の効果は、電子源がスイッチオフされた場合に逆転して起こり得る。

従って、一部の実施形態によれば、電子源がオフからオンに遷移する速度は、電子放出を抑制するために制御され、それにより、宇宙船フレームが帯電する速度も制御される。同様にして、電子源がオンからオフに遷移する速度は、生成の即時終了を避けるために抑制され得る。

本発明の複数の実施形態を詳細に説明する前に、図６を参照して、損傷のあり得る原因が最初に詳細に議論される。

図６は、衛星１４０の複数のコンポーネント、その間に生じ得る電圧及び静電容量、並びに推進システム１９０の操作による取り巻くプラズマを示す模式図である。特に、図６は、推進システム１９０、６０１と示される宇宙船フレーム、６１２と示される電源スイッチングコンポーネントなどの電子コンポーネント、例えば、パッチアンテナ１８０などの衛星上の痕跡又は領域の形態での金属構造６１０及び取り巻くプラズマ６００を示す。

図６によれば、宇宙船フレーム６０１は、１個以上の電子コンポーネント６１２を介して金属痕跡／領域６１０と、及び推進システム１９０と結合される。複数の金属構造６１０と衛星フレーム６０１との間に生じ得る電位差は、関連する静電容量Ｃ１とともにＶ１と参照され、一方で複数の金属構造６１０とプラズマ６００との間に生じ得る電位差は、関連する静電容量Ｃ２とともにＶ２と参照される。Ｖ１とＶ２との総和は、Ｖ３と示される。これら及びその他の電気的効果は、例えば公知のモデリングプログラムであるＳＰＩＣＥを用いて、図７を参照して詳細に説明されるように、個別の離散アナログ要素に関してモデル化され得る。

本発明者らは、コンポーネントの損傷の原因及び起こり得る不具合が、推進システムのコンポーネント、特に電子源だけでなくイオン源の、オン状態からオフ状態、又はその逆方向の急速な変化により生じる高い電圧差であると仮定した。特に、宇宙船フレーム６０１からの電子放出は、周囲のプラズマ６００に関してフレーム６０１の電位が変化することにつながる。同時に、アンテナパッチ及びその他の金属痕跡などの複数の金属構造６１０と周囲のプラズマ６００との間に、自然（寄生）静電容量Ｃ２が存在する。この静電容量Ｃ２は、プラズマに関してそれら複数の金属構造の電位Ｖ２を短期間維持し得る。それは、プラズマ６００に関してフレーム６１０の電位が変わり、すなわちＶ３が増加し、複数の金属構造の電位が変わらず、すなわちＶ２が変化しない状況をもたらし得る。それは、フレーム６１０とパッチとの間に電圧差Ｖ１を引き起こす。このような電圧差は、過電圧・過電流ストレスによりコンポーネントに損傷を与えかねない。

ここで重要なのは、この寄生静電容量Ｃ２が、電位Ｖ２を短期間一定に保持していることである。もしフレームの電位変化の変化率が十分に遅ければ、（静電容量Ｃ２が「維持」し得るより遅く）、複数のコンポーネント６１２への損傷のリスクは緩和されるであろう。

図７は、衛星１４０の複数のコンポーネント及び取り巻くプラズマの電気特性のＳＰＩＣＥ回路モデルをより詳細に示す。特に、図７の回路内でモデル化された複数のコンポーネントは、推進システム１９０、衛星フレーム６０１、複数の電子コンポーネント６１２、金属構造６１０(金属領域及び／又は金属痕跡を表すためにパッチアンテナが使用されている）、取り巻くプラズマ６００、及び例えば当技術分野で公知である多層絶縁ブランケットなどの被膜といった追加的な保護シース６２０を含む。宇宙では、プラズマは、地球上の地面と同等である。フレーム６０１、パッチ６１０及びシース６２０のいずれかが、コンデンサの一「端」を形成することができる。パッチ６１０は、直接、電気コンポーネントに接続され、パッチ上の電圧差が、例えば、損傷を受けやすいことが判明している半導体スイッチなどの複数の電子コンポーネントに影響を及ぼすため、特に興味深い。

図７に示すように、推進システム１９０は、並列に逆向きで配置された一対のダイオードＤ１及びＤ２に接続された電流源Ｉ１として、及び推進システム全体が設置されているものとしてモデル化されている。推進システム１９０の複数のコンポーネント６１２への接続、すなわち、衛星フレーム６０１による電気接続は、１ミリオームの抵抗器Ｒ１としてモデル化される。

図７によれば、フレーム６０１は、推進システム１９０を複数の電子コンポーネント６１２に接続する。モデルによれば、フレームとプラズマとの間の静電容量は、２２ｎＦのコンデンサーＣＦＸとしてモデル化される。複数の電子コンポーネントは、ＲＣ回路としてモデル化され、ここでＲはフレームとパッチとの間の定格３Ｇオームの抵抗ＲＦＰを表し、Ｃは、フレームとパッチとの間の定格３６ｐＦの静電容量ＣＦＰを表す。パッチはシースとプラズマとに接続され、１０８ｎＦのコンデンサＣＰＳとしてモデル化される。

まとめると、図７において、
- ＣＦＸは、フレームとプラズマの間の静電容量を表し、
- ＣＦＰは、フレームとパッチの間の静電容量を表し、図６のＣ１に等価であり、
- ＲＦＰは、フレームとパッチの間の抵抗を表し、
- ＣＰＳは、パッチとシースの間の静電容量を表し、
- ＣＳＸは、シースとプラズマの間の静電容量を表し、
- 図７から（ＣＰＳ＋ＣＳＸ）は図６のＣ２と等価である。

図６を参照して議論されていないシースは、追加の静電容量の原因であり、金属構造６１０と同じ方法で電圧の上昇をもたらし得ることが認められるであろう。従って、図６の説明から認められることとして、複数のコンポーネントの危険な条件は、ＣＳＸ>>ＣＦＰの場合に生じ得る。

図８は、パッチとフレームとの間の電位差の時間変化を示すグラフである。図８において、Ｖ（パッチ）は、図６のＶ１と等価であり、Ｖ（フレーム）は図６のＶ３と等価である。したがって、このグラフはＶ２の変化を示している。電子源が、時間１.０Ｋｓにスイッチオンされると、Ｖ２は非常に急激に、ことによると最大２５０Ｖまで上昇し、その後低下する。この電圧スパイクは、複数のコンポーネントに損傷を生じ得て、又はＰＩＮダイオードなどの複数のコンポーネントの部品が損傷を受けることになる。この損傷は、複数の衛星の操作において観察されている。

しかし、等価なコンデンサがその電荷を消散することで電圧が時間と共に低下し、従って、電子生成率が抑制され、電圧が蓄積しないためピークが生じないことが見て取れる。

従って、本発明の一部の実施形態によれば、電子源は、電子源のオフ状態からオン状態に漸進的にランプアップするように電子生成を抑制するように制御される。

通常、電子源は、オフ状態とオン状態との間にかかる時間が、電球をスイッチオンするのと似たやり方でハードウェアのみで抑制されるようにオン／オフ信号で制御される。本発明の一部の実施形態によれば、ランプアップの期間は、電子源をスイッチオンするのにかかる時間より長く、そのため、電子源のハードウェアの制約を超えて電子生成は抑制される。言い換えると、電子放出の増加率は、電子源の複数のハードウェアコンポーネントを介して受動的に抑制されるよりむしろ、制御信号を介して能動的に制御される。このようにして、オン状態とオフ状態の間の電子流増加は、より漸進的に行われ得る。

図６及び図７を参照して説明したものと同様の効果が、図８の０Ｋｓでの負の電圧スパイクで示されるように、電子源をスイッチオフした際に生じることが考えられる。従って、本発明の一部の実施形態によれば、電子源は、突然電子生成を終了することが許可されているよりむしろ、オン状態からオフ状態に漸進的にランプダウンするよう抑制され得る。

この制御は、漸進的に増加又は減少する電圧、例えばランプであり得る制御信号を手段として用いるものであってよい。制御信号は、デジタル制御信号であってよい。従って、一部の実施形態によれば、方法は、推進システムハードウェアへの変更なしに実装され得る。あるいは、制御信号は、複数のハードウェアコンポーネントの使用を通じて実装され得る。

イオン源及び電子源のいずれか、又は両方のオン状態及びオフ状態は、この技術分野で標準であるものとして、例えば、源の最大動作能力の９０％及び１０％として定義され得る。言い換えると、１０％であるとき源はオフとみなされ、９０％であるときオンとみなされる。

スラスタは、例えば図５に示されるように、１基以上の電子源を備え得る。この場合、各電子源は、同じ方法でオンにされ、任意には１つずつオンにされ、電子流の急速な増加をさらに回避する。

推進システムを制御するための追加の技術が、電圧スパイクにより引き起こされる損傷を緩和するために複数提案されており、それらは、単独又は組み合わせて使用され得る。それらの技術は、一般的に次のようにまとめられ得る。
- イオン供給前の生成開始及び／又はイオン供給の終了後の継続による電子の「過供給」、
- オン状態からオフ状態に漸進的にランプアップする及び／又はオン状態からオフ状態に漸進的にランプダウンする、電子源と同じ方法でのスラスタのイオン源の制御、並びに
- 本明細書では予備電子源として示される、追加の電子源を、例えば非稼働のスラスタから操作する。これは、「過供給」のために使用され得て、稼働中のスラスタの複数のニュートラライザーの１台が緊急停止した場合に備えて、中性化電流の段階的な変化を回避する追加の利点を有する。

従って、本発明の一部の態様によれば、加速された正に帯電したイオン流を生成する前に、宇宙船を取り巻くプラズマに電子が注入される。これは、ニュートラライザーで電流をラップアップし、加速された正に帯電したイオン流を生成する前に電子のプルームを生成することで達成され得る。さらに、電子は、正に帯電したイオン流が生成されている間に継続してプラズマに注入され得る。一部の実施形態によれば、電子量は、イオン源からのイオンを中性化するのに必要な量より多くてもよいことが認められよう。従って、例えば、駆動スラスタ内部のプラズマ中に注入される電子量を制御することで、又は駆動電子源の使用前に予備電子源をスイッチオンすることで、宇宙船は、取り巻くプラズマに関して正電位に維持され得て、宇宙船の敏感なコンポーネントへの損傷が低減され得る。

イオン源の操作の開始前に電子が注入されるか否かにかかわらず、電子源又は源単独でのランプアップとランプダウンは、複数の宇宙船コンポーネントに損傷を与える恐れがある電位の突然の変化率を回避する上で有用である。

図２から図４に示した推進システムを例にとると、一部の実施形態によれば、ランプアップ又はランプダウンは、複数基のスラスタ２０５、２１０、２１５、２２０のいずれかのいずれかのニュートラライザーで行われ得る。複数基のスラスタが存在する場合、スラスタの全体性が、供給される電子量を決定する上で考慮され得る。

電子の「過供給」のために、追加の電子源が使用されない場合、これは、例えば、１基以上のスラスタを、例えば７５％のイオン放出に対して１００％の電子放出である、電子放出より低いイオン放出率で操作することにより達成され得る。実際の比率は、実験的に及び／又はモデリングで決定され得て、限定されるものではないが、例えばプラズマ密度、温度（別名運動エネルギーで、それらの複数の電子がいかに高速で移動するか）及び宇宙船領域などの特定の操作条件に依存する。一部のサイズの宇宙船及び軌道には、おおよそ数ミリアンペアであり得る「過供給」の量が適している（宇宙船が大きくなると、より多くの電子を捕集し、軌道が低くなると、プラズマ密度が濃くなる）。

電子の「過供給」のために追加の電子源が使用される場合、これは非稼働のスラスタからの電子源であってよい。従って、複数基のスラスタの操作において、１基以上を駆動スラスタとして操作することが選択され得て、及び１基以上を予備スラスタとして操作することが選択され得る。複数基の予備スラスタは、電子のみを供給するために選択され得て、従って、その推進能力は使用されない。このオプションは、例えば予備スラスタである追加の電子源は、より簡単な機能を実行するため、予期しない機能的不具合（一部のリセット又はその他の不具合）のリスクが低いという長所を有する。

図９は、本発明の一部の実施形態に従って、操作のシーケンスを達成するために電子源及びイオン源に印加される複数の制御信号を図解するタイミング図である。図９では、予備電子源は、バックアップニュートラライザーとして示され、複数基の駆動スラスタは、モジュール１、２、３と示されている。電子源及びイオン源に印加される複数の制御信号は、ある期間に渡ってランプアップ及びランプダウンし、電子又はイオンの生成を抑制し、オン状態からオフ状態に漸進的にランプアップし、その逆も同じであることが見て取れる。これは、制御下にある物品がオン状態からオフ状態又はその逆方向に遷移し得るより高速にオン状態からオフ状態に遷移するオン／オフスイッチとは対照的であり、流れの変化率は、品目のハードウェアによりのみ制限される。

一般的に、シーケンスは、以下の複数の新機能を有し、これらの機能は単独又は任意の組み合わせで実装され得る。
- 宇宙船を推進するためにイオン源を操作してイオン流を生成する前に、各駆動スラスタの少なくとも１基の電子源を操作して宇宙船を取り巻くプラズマに電子を注入する。各モジュール１、２、３に対してニュートラライザービーム電流が、「推進」又はイオン流の前にスイッチオンされること見て取れる。
- プラズマに電子を注入するための各駆動スラスタの少なくとも１基の電子源の操作を、同一の駆動スラスタのイオン源の操作を終了した後も継続する。各モジュール１、２、３に対してニュートラライザービーム電流が、推力がスイッチオフされた後にスイッチオフされることが見て取れる。
- 全ての駆動スラスタの電子源の操作を、いずれかの駆動スラスタのいずれかのイオン源の操作を開始する前に、任意に１つずつ開始する。全てのモジュール１、２、３のビーム電流が、モジュール１、２、３のスラスタのいずれかがスイッチオンされる前にスイッチオンされ、次に複数基のスラスタがスイッチオンされる前に、複数のビーム電流がスイッチオンされることが見て取れる。
- 全ての駆動スラスタの少なくとも１基の電子源の操作を、全てのイオン源の操作が終了後、任意に１基ずつ操作を終了後も継続する。全てのモジュール１、２、３のスラスタが、モジュール１、２、３のいずれかのニュートラライザービーム電流がスイッチオフされる前にスイッチオフされ、次に、ニュートラライザービーム電流がスイッチオフされる前に複数基のスラスタがスイッチオフされることが見て取れる。
- １つずつイオン源の操作を開始する。モジュール１、２、３のビーム電流は、１つずつ開始する。
- １つずつイオン源の操作を終了する。モジュール１、２、３のビーム電流は１つずつ停止する。
- 少なくとも１基のスラスタを予備スラスタとして選択し、この予備スラスタのイオン源を操作して、いずれかの駆動スラスタのイオン源又は電子源を操作する前に開始する、及び／又は駆動スラスタの全てのイオン源又は電子源の操作の終了後に終了する。バックアップニュートラライザーは、モジュール１、２、３のいずれかのビーム電流又は推力の前にスイッチオンされ、モジュール１、２、３のいずれかのビーム電流又は推力の後にスイッチオフされる。

図９のシーケンスによれば、ビーム電流をスイッチオン及びスイッチオフする、すなわち、操作を開始及び終了するための複数の制御信号のそれぞれは、各モジュール及びバックアップニュートラライザーに対して時間Ｔ_Nの経過とともにそれぞれラップアップされ、ランプダウンされる。ランプアップ又はランプダウンに必要とされるこの時間は、標準電流モデルを使用して計算され得る。図９において、これは、全てのニュートラライザービーム電流のスイッチオン及びスイッチオンに対して同一であることが示されているが、必ずしもそうであるとは限らず、オン状態とオフ状態との間で、及びニュートラライザーごとに異なっていてもよい。推力（イオン源）のスイッチオン及びスイッチオフが時間Ｔ_Iの経過とともにそれぞれランプアップされランプダウンされるのと同様に、これは、各モジュールに対して同一であることが示されているが、必ずしもそうであるとは限らず、オン状態とオフ状態との間で、及び電子源ごとに異なっていてもよい。一部の実施形態によれば、イオン源又は電子源のランプアップ及び／又はランプダウンは、１秒より長い、任意には５秒より長い、又はさらには１０秒より長い期間を有し得る。原則的に、イオン源又は電子源のランプアップ又はランプダウンの期間には、これが遅く達成されるほうがより良い結果が得られるため、上限は存在しない。実用目的では、上限は、１０分であってよく、任意には２分又は１分であってよい。図９に示された実施形態では、イオン源のランプ期間は、電子源のランプ期間より短い。

図９において、それを通じて全てのモジュール、又は駆動スラスタ及びバックアップを含めた全てのニュートラライザーがオンとなる時間期間Ｄが存在することは注意されるであろう。Ｄは、公称推進時間を表し、宇宙船の飛行の所望される期間から決定される。

別の個所で述べられているように、本発明の一部の実施形態は、１基以上のスラスタを予備スラスタとして選択することを含む。この予備スラスタは、電子源としてのみ操作され、イオンを放出しない。必要な場合に、予備スラスタの選択は、例えば、複数基のスラスタ上の摩耗量を均等化するためなど、駆動操作により異なっていてもよい。あるいは、予備スラスタは、高温になることが知られている又は発見されている複数のコンポーネント、例えば宇宙船サブシステムへのその近接性に基づいて選択され得る。予備スラスタとしてのスラスタの操作は、熱の生成量が少なく、そのため、追加の望ましくない熱を生成することはない。

本発明の一実施形態によれば、衛星の軌道又は軌道経路は、限定されるものではなく、例えば、任意の静止軌道（ＧＥＯ）、地球低軌道（ＬＥＯ）地球中軌道（ＭＥＯ）、極軌道及び太陽同期軌道（ＳＳＯ）、遷移軌道及び静止遷移軌道（ＧＴＯ）、ラグランジュ点（Ｌ点）を含み得る。しかし、本発明の一部の実施形態では、当業者は、ラボ内での衛星の試験（例えば、地上の試験ラボ）が、宇宙への打ち上げ前に必要とされ得ることをすぐに理解するであろう。

本発明の複数の実施形態は、上記の特定の複数のコンポーネントだけでなく、衛星の様々な部品への損傷を軽減する上で有用であり得る。また、以下で議論される複数のコンポーネントのいずれかは、衛星の機能を制限する恐れのある損傷を受けやすい場合がある。

図２から４に示されるように、衛星１４０上に搭載された複数のアンテナ又はアンテナアレイ１８０は、複数のＲＦコネクタ（非図示）を経由して、それらに又はそれらから伝達された複数のＲＦ信号を受信又は送信するように構成される。これらは、スナップフィット又はプッシュコネクタなどの標準ＲＦコネクタであってよい。複数のコネクタは、アンテナ又はアンテナアレイを搭載されている１台以上の増幅器（非図示）に接続し、ここで複数のＲＦ信号は増幅される。受信モードでは、増幅された複数の信号は、増幅器により計算システムに出力され得る。センサー信号は送信のため、計算システム又は通信システムのいずれかでエンコードされ得る。

地球観測衛星の場合、複数のセンサーは複数のレーダーアンテナを含み得る。また、複数のセンサーは、当業者には公知であるものとして、画像取得デバイス、温度センサーなどのいずれかを含み得る。電源は、例えば、低日照条件下で衛星が動作できるように設置された、例えば、１台上の電池の形態の、電力貯蔵を含み得る。これは、例えば衛星に搭載されている設備が、常時監視を行うことが求められている場合に有用である。

また、本発明の一部の実施形態の複数の衛星は、これに限定されるものではないが、熱制御システム、衛星が正しい向きを向いていることを保証するための姿勢制御システムなど、本明細書ではさらに説明されない複数のシステムを備え得る。

本明細書で使用されている用語「計算システム」は、処理能力を備え命令を実行し得る任意の装置又は集団を指す。当業者は、そのような処理能力が、多数の様々な装置に組み込まれており、従って、本明細書で使用するとき、用語「計算システム」は、ＰＣ、サーバー、及びその他の多くの装置を含み得ることを理解するであろう。

本明細書で説明された複数のコンポーネントは、特に明記されない場合、必ずしも物理的に互いに離間しておらず、複数の図面で図解された複数のコンポーネントの機能は、異なる又は同一の物理的な装置の間で分散されるか、又は共有され得る。例えば、通信システムの一部の機能は、計算システムにより実行され得て、その逆も真である。

上記記載した利点と長所は、１つの実施形態に関係し得る、又はいくつかの実施形態に関連し得ることは理解されるであろう。複数の実施形態は、言及された問題のいずれか又は全てを解決するもの、又は言及された利点と長所を有するものに限定されるものではない。

「１つの」項目へのあらゆる参照は、それらの項目のうち1つ又はそれ以上を指す。本明細書で使用されている用語「備える」は、方法ステップ乃至は特定された要素を含むことを意味するが、そのようなステップ又は要素は、排他的なリスト及び追加のステップ又は要素を含み得る方法又は装置を備えるものではない。

本明細書で使用されるものとして、用語「コンポーネント」及び「システム」は、プロセッサにより実行された場合に特定の機能を実行させるコンピュータ実行可能な命令で構成されるコンピュータ読み込み可能なデータ記憶装置を包含し得る。コンピュータ実行可能な命令は、ルーチン、関数などを含み得る。また、コンポーネント又はシステムは、単一の装置上に局在化され得るか、又はいくつかの装置に渡って分散され得ることも理解されたい。

さらに、発明の詳細な説明又は特許請求の範囲で用語「含む」が使用されている限り、当該の用語は、「備える」が特許請求の範囲で転換語として採用されている場合に、用語「備える」が解釈されるのと同様の方法で包括的であることが意図される。

複数の図面は例示的な複数の方法を図解する。複数の方法は、特定のシーケンスで実行される一連の行為として示され、説明されているが、複数の方法は、特に明記されない場合、シーケンスの順序により制限されないことは理解され、認識されるべきである。例えば、一部の行為は、本明細書で説明されているのとは異なる順序で生じ得る。加えて、ある行為は、別の行為と同時に生じ得る。さらに、一部の実例では、本明細書に記載された方法を実装するために全ての行為が求められない場合がある。

実施形態に関する上記記述は、例としてのみ与えられたものであり、様々な修正が当業者により行われ得ることが理解されよう。上記で説明されたものは、1つ以上の実施形態の例が含まれる。もちろん、前述の態様を説明する目的で、上記の複数の装置又は方法の想像し得る全ての修正及び改変を説明するのは不可能であるが、当業者は、様々な態様の多数の更なる修正と置換が可能であることを認識し得る。従って、記載された態様は、添付の特許請求の範囲に該当するそのような全ての変更、修正及び変形を包含することが意図されている。

Claims (14)

1. 少なくとも１基のスラスタを備えた宇宙船推進システムの操作方法であって、前記少なくとも１基のスラスタは、前記宇宙船を推進するためのイオン流を生成するためのイオン源と、電子を放出するための電子源とを備え、前記方法は、前記電子源を制御して電子の生成を抑制し、前記電子源をオフ状態からオン状態に漸進的にランプアップする及び／又は前記電子源をオン状態からオフ状態に漸進的にランプダウンすることで前記少なくとも１基のスラスタを操作することを含む、方法。
2. 前記少なくとも１基のスラスタの前記イオン源を制御して、前記電子源がオン状態になった後にイオン生成を開始すること、及び／又は前記電子源を制御して、前記イオン源がオフ状態になった後にランプダウンを開始することを含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記イオン源を制御して、前記イオン源のオフ状態からオン状態に漸進的にランプアップする及び／又は前記イオン源のオン状態からオフ状態に漸進的にランプダウンするために前記イオン生成を抑制することを含む、請求項２に記載の方法。
4. 前記ランプアップ及び／又は前記ランプダウンが、１秒より長い、任意には５秒又は１０秒より長い期間を有する、請求項１から３のいずれかに記載の方法。
5. 前記ランプアップ及び／又は前記ランプダウンが、１０分より短い、任意には２分又は１分より短い期間を有する、請求項１から４のいずれかに記載の方法。
6. 前記推進システムが複数基のスラスタを備え、各々は前記宇宙船を推進するイオンを供給するためのイオン源と、少なくとも１基の電子源を備え、前記方法は、前記請求項のいずれかに記載の方法に従って各スラスタを操作することを含む、請求項１から５のいずれかに記載の方法。
7. 前記イオン源の前記操作を制御して、前記全てのスラスタの前記電子源がオン状態になった後に開始することを含む、請求項６に記載の方法。
8. 前記各スラスタの前記イオン源を制御して、１つずつ、任意に１台がオン状態に達した後に操作を開始することを含む、請求項６又は７に記載の方法。
9. 前記各スラスタの前記電子源を制御して、１つずつ、任意に１台がオン状態に達した後に操作を開始することを含む、請求項６、７又は８に記載の方法。
10. 前記全ての駆動スラスタの前記電子源を制御して、前記全てのイオン源の操作が終了後、任意に１つずつ操作が終了した後に操作を継続することを含む、請求項６から９のいずれかに記載の方法。
11. 前記各スラスタの前記イオン源を制御して、１つずつ、任意に１台がオフ状態に達した後に操作を終了することを含む、請求項６から１０のいずれかに記載の方法。
12. イオンでなく電子を生成するために追加のスラスタを操作し、前記予備スラスタの前記電子源を操作して、前記駆動スラスタのいずれかの前記イオン源又は前記電子源の前記操作前に開始する、及び／又は前記駆動スラスタの前記全てのイオン源又は前記全ての電子源の操作終了後に終了することを含む、請求項６から１１のいずれかに記載の方法。
13. 少なくとも１基のスラスタを備える宇宙船推進システムであって、前記少なくとも１基のスラスタは、前記宇宙船を推進するイオン流を生成するためのイオン源、及び少なくとも１基の電子源、並びに前記請求項のいずれかに記載の方法に従って前記推進システムを操作するように構成されたコントローラを備える、システム。
14. 宇宙船推進システムコントローラ内のプロセッサ内に実装された場合、前記請求項のいずれかに記載の方法に従って前記システムを操作する命令を含むコンピュータ読み取り可能媒体。

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