JPH05248347A - 宇宙飛翔体用推進システム - Google Patents
宇宙飛翔体用推進システムInfo
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- JPH05248347A JPH05248347A JP4340295A JP34029592A JPH05248347A JP H05248347 A JPH05248347 A JP H05248347A JP 4340295 A JP4340295 A JP 4340295A JP 34029592 A JP34029592 A JP 34029592A JP H05248347 A JPH05248347 A JP H05248347A
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Classifications
-
- 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
- F03H1/0006—Details applicable to different types of plasma thrusters
- F03H1/0018—Arrangements or adaptations of power supply systems
-
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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-
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Abstract
(57)【要約】
宇宙飛翔体は、冗長な推進装置Ｔ３、Ｔ４に加えて、バ
ルブＶ１及びＶ２を介して推進剤１が供給され、一時に
一つだけ作動する様に構成された主推進装置Ｔ１又はＴ
２を有している。この推進装置は、推進剤ガスを通過し
て電流路を形成する電極を採用することにより、エネル
ギーが推進剤に伝達される形態を有している。単一の電
源ＰＳＵ１は、電力を種々の電気的に付勢される推進装
置に与える。この電源は、それが接続される全ての推進
装置が、放電を開始し始める時に活動する様にされてい
る。しかしながら、推進剤が電流伝達回路の部分を形成
しするので、推進剤を受け入れる推進装置のみが、電流
を伝達することができ、この装置が電力を引き出す。こ
の技術は、複数の推進装置に対して単一の電源を使用す
ることを可能とし、或る推進装置から他の推進装置へ電
力を切り換える必要を除去或いは最小にする。
ルブＶ１及びＶ２を介して推進剤１が供給され、一時に
一つだけ作動する様に構成された主推進装置Ｔ１又はＴ
２を有している。この推進装置は、推進剤ガスを通過し
て電流路を形成する電極を採用することにより、エネル
ギーが推進剤に伝達される形態を有している。単一の電
源ＰＳＵ１は、電力を種々の電気的に付勢される推進装
置に与える。この電源は、それが接続される全ての推進
装置が、放電を開始し始める時に活動する様にされてい
る。しかしながら、推進剤が電流伝達回路の部分を形成
しするので、推進剤を受け入れる推進装置のみが、電流
を伝達することができ、この装置が電力を引き出す。こ
の技術は、複数の推進装置に対して単一の電源を使用す
ることを可能とし、或る推進装置から他の推進装置へ電
力を切り換える必要を除去或いは最小にする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙飛翔体用推進シス
テムに関する。
テムに関する。
【０００２】
【従来の技術】本発明は、宇宙飛翔体を打ち上げるのに
は不都合な、重量に対して比較的低い推進力を発生する
形態の推進システム、換言すると、軌道周回宇宙船の位
置及び／又は姿勢、及び／又は軌道修正に適する形態の
推進システムに特に適用可能である。この目的のために
は、低い絶対推進力を発生する比較的高い比推力（この
値は、所定の質量の推進剤から発生することのできる推
進力の指標を与える）の推進システムの特徴を利用する
ことができる。この様な推進システムには、エネルギー
を推進剤に伝達して推進剤の比推力を増大するために、
電力を使用する形態のものも含まれる。この様な推進装
置として典型的なものは、イオンエンジン、アークジェ
ット及びプラズマエンジンである。イオン推進装置おい
ては、適当な電位を有する整列したグリッド間の静電的
引力によって、イオンが推進装置から加速される。アー
クジェットにおいては、噴出速度は、推進剤を通過して
アークを発生することにより推進剤を加熱することによ
り増大される。プラズマエンジンにおいては、電磁プラ
ズマ推進体及び静的プラズマ推進体を含んでおり、イオ
ン化された推進剤は、強力な磁場によって加速される。
は不都合な、重量に対して比較的低い推進力を発生する
形態の推進システム、換言すると、軌道周回宇宙船の位
置及び／又は姿勢、及び／又は軌道修正に適する形態の
推進システムに特に適用可能である。この目的のために
は、低い絶対推進力を発生する比較的高い比推力（この
値は、所定の質量の推進剤から発生することのできる推
進力の指標を与える）の推進システムの特徴を利用する
ことができる。この様な推進システムには、エネルギー
を推進剤に伝達して推進剤の比推力を増大するために、
電力を使用する形態のものも含まれる。この様な推進装
置として典型的なものは、イオンエンジン、アークジェ
ット及びプラズマエンジンである。イオン推進装置おい
ては、適当な電位を有する整列したグリッド間の静電的
引力によって、イオンが推進装置から加速される。アー
クジェットにおいては、噴出速度は、推進剤を通過して
アークを発生することにより推進剤を加熱することによ
り増大される。プラズマエンジンにおいては、電磁プラ
ズマ推進体及び静的プラズマ推進体を含んでおり、イオ
ン化された推進剤は、強力な磁場によって加速される。
【０００３】軌道周回宇宙飛翔体の位置に対してなされ
るべき調節の一例は、地球静止軌道衛星、即ち、地球
（図１）から約２２，３００マイルの半径の赤道軌道内
の衛星に関係する。軌道Ｓの面は、楕円Ｅの面、即ち、
太陽の回りの地球の軌道に対して傾いている（地球の軸
はその軌道の面に対して傾いている。）。軌道は、太
陽、月及び惑星の重力によって摂動を受け、地球から見
て宇宙飛翔体を必要とされる固定立体角内に維持するた
めに、周期的に東−西、及びより頻繁に北−南補正を宇
宙飛翔体に与えることが必要であることがわかる。この
様ないわゆる北−南位置保持に対しては、一対の推進装
置を、両方北面、両方南面、又は一つを北面一つを南面
に設けることが好都合である。推進装置が宇宙飛翔体の
重心を横切ってアークを生じない構成において、宇宙飛
翔体にスピンを生じることになる宇宙飛翔体の重心の回
りにモーメントが生じることを避けるために、両方の推
進装置が同時に発火する必要がある。推進装置が宇宙飛
翔体の重心を通してアークを生じる他の構成（図３）に
おいては、スピンは発生しないが、推進装置は宇宙飛翔
体の軌道上の間隔をおいた点で作動して、宇宙飛翔体に
不所望の東−西成分を相殺する。図１から北−南修正が
矢印の方向に付与される必要があるのが分かる。この北
−南方向は、図２内に示される宇宙飛翔体上に示されて
いる。推進力Ｔは宇宙飛翔体の重心ＣＧを通過して推進
力を発生する。推進装置の一つにバーストが発生する
と、北成分が発生されるが、半径成分も発生される。後
者の成分の形成は、宇宙飛翔体の軌道内の反対の位置
で、南方向の推進力Ｔを作動することにより補償するこ
とができる。
るべき調節の一例は、地球静止軌道衛星、即ち、地球
（図１）から約２２，３００マイルの半径の赤道軌道内
の衛星に関係する。軌道Ｓの面は、楕円Ｅの面、即ち、
太陽の回りの地球の軌道に対して傾いている（地球の軸
はその軌道の面に対して傾いている。）。軌道は、太
陽、月及び惑星の重力によって摂動を受け、地球から見
て宇宙飛翔体を必要とされる固定立体角内に維持するた
めに、周期的に東−西、及びより頻繁に北−南補正を宇
宙飛翔体に与えることが必要であることがわかる。この
様ないわゆる北−南位置保持に対しては、一対の推進装
置を、両方北面、両方南面、又は一つを北面一つを南面
に設けることが好都合である。推進装置が宇宙飛翔体の
重心を横切ってアークを生じない構成において、宇宙飛
翔体にスピンを生じることになる宇宙飛翔体の重心の回
りにモーメントが生じることを避けるために、両方の推
進装置が同時に発火する必要がある。推進装置が宇宙飛
翔体の重心を通してアークを生じる他の構成（図３）に
おいては、スピンは発生しないが、推進装置は宇宙飛翔
体の軌道上の間隔をおいた点で作動して、宇宙飛翔体に
不所望の東−西成分を相殺する。図１から北−南修正が
矢印の方向に付与される必要があるのが分かる。この北
−南方向は、図２内に示される宇宙飛翔体上に示されて
いる。推進力Ｔは宇宙飛翔体の重心ＣＧを通過して推進
力を発生する。推進装置の一つにバーストが発生する
と、北成分が発生されるが、半径成分も発生される。後
者の成分の形成は、宇宙飛翔体の軌道内の反対の位置
で、南方向の推進力Ｔを作動することにより補償するこ
とができる。
【０００４】全ての場合において、各推進力は、推進剤
ガス又は蒸気を電流伝達回路の部分として使用すること
により、推進剤へ電気的エキルギーを伝送するためのそ
れ自身の電源を組み入れている。本発明は、推進剤への
エネルギーの伝送が電極間の推進剤を通過する電流路の
発生を必要とする形態の２又はそれ以上の推進装置、こ
れら推進装置の電極を同時に付勢することのできる一つ
の電源、及び一時に一つの推進装置のみが推進剤の供給
を受け、従って推進剤を通して電流を引き出して、推進
力が発生されることを可能とする様に構成されたスイッ
チ手段からなる宇宙飛翔体用推進システムを提供する。
ガス又は蒸気を電流伝達回路の部分として使用すること
により、推進剤へ電気的エキルギーを伝送するためのそ
れ自身の電源を組み入れている。本発明は、推進剤への
エネルギーの伝送が電極間の推進剤を通過する電流路の
発生を必要とする形態の２又はそれ以上の推進装置、こ
れら推進装置の電極を同時に付勢することのできる一つ
の電源、及び一時に一つの推進装置のみが推進剤の供給
を受け、従って推進剤を通して電流を引き出して、推進
力が発生されることを可能とする様に構成されたスイッ
チ手段からなる宇宙飛翔体用推進システムを提供する。
【０００５】推進剤が供給されない推進装置では推進剤
を介して電流を引き出すことは出来ない。従って、推進
剤の流れを止めるのに加えて、推進装置のその間を電流
が流れる電極を切り換える必要がない。これらの電極は
高電圧とすることができ、従って、切り換えた場合にス
イッチ接点が破損する危険が存在する。これは、単一の
電源で両方又は全ての推進装置に電力を与え、宇宙飛翔
体の重量を著しく減少することを可能にする。推進装置
は連続作動を可能とする構成とすることが可能である。
を介して電流を引き出すことは出来ない。従って、推進
剤の流れを止めるのに加えて、推進装置のその間を電流
が流れる電極を切り換える必要がない。これらの電極は
高電圧とすることができ、従って、切り換えた場合にス
イッチ接点が破損する危険が存在する。これは、単一の
電源で両方又は全ての推進装置に電力を与え、宇宙飛翔
体の重量を著しく減少することを可能にする。推進装置
は連続作動を可能とする構成とすることが可能である。
【０００６】スイッチ手段は、推進装置への推進剤供給
ラインにおけるバルブ手段を作動する様に構成すること
ができる。本発明に従って構成される宇宙飛翔体の推進
システムは、添付図面を参照して実施例により記述され
る。図３に示される宇宙飛翔体は図２に示される宇宙飛
翔体と同様に構成された推進装置Ｔ１、Ｔ２を有してお
り、推進力が宇宙飛翔体の重心を通して作用する。宇宙
飛翔体においては、単一箇所の故障が宇宙飛翔体全体の
故障をもたらす危険を最小限にするために、システムを
二重にすることは、常套手段であり、この為に、宇宙飛
翔体の重心を通して作用する冗長推進装置Ｔ３及びＴ４
が設けられている。後者の推進体は、メインの推進装置
Ｔ１、Ｔ２の一方又は両方が故障しない場合は、作動し
ない。
ラインにおけるバルブ手段を作動する様に構成すること
ができる。本発明に従って構成される宇宙飛翔体の推進
システムは、添付図面を参照して実施例により記述され
る。図３に示される宇宙飛翔体は図２に示される宇宙飛
翔体と同様に構成された推進装置Ｔ１、Ｔ２を有してお
り、推進力が宇宙飛翔体の重心を通して作用する。宇宙
飛翔体においては、単一箇所の故障が宇宙飛翔体全体の
故障をもたらす危険を最小限にするために、システムを
二重にすることは、常套手段であり、この為に、宇宙飛
翔体の重心を通して作用する冗長推進装置Ｔ３及びＴ４
が設けられている。後者の推進体は、メインの推進装置
Ｔ１、Ｔ２の一方又は両方が故障しない場合は、作動し
ない。
【０００７】推進装置Ｔ１乃至Ｔ４には、各バルブＶ
１、Ｖ２、Ｖ３及びＶ４を介して推進剤のタンク１から
推進剤が供給される。バルブＶ１及びＶ２は、電源ユニ
ットＰＳＵ１によって制御されるスイッチＳ１によって
作動される。この電源ユニットは、推進装置Ｔ１及びＴ
２、なかでも推進装置の電極に電源を与えるためのもの
である。冗長の推進装置Ｔ３及びＴ４は冗長電源ユニッ
ト２によって電力供給され、この電源は冗長推進装置の
バルブＶ３、Ｖ４を制御するために制御スイッチＳ３を
制御する。作動中、スイッチＳ１の切り換えにより、推
進装置Ｔ１又はＴ２に電力を与えるために、或る時刻に
バルブＶ１又はＶ２の何れかのみを開放する。同じこと
が冗長推進装置Ｔ３及びＴ４が作動する場合にも当ては
まる。従来の宇宙船は４つの推進装置の各々に対して専
用電源を有しており、宇宙飛翔体の重量が大幅に増大
し、ペイロードが減少していた。
１、Ｖ２、Ｖ３及びＶ４を介して推進剤のタンク１から
推進剤が供給される。バルブＶ１及びＶ２は、電源ユニ
ットＰＳＵ１によって制御されるスイッチＳ１によって
作動される。この電源ユニットは、推進装置Ｔ１及びＴ
２、なかでも推進装置の電極に電源を与えるためのもの
である。冗長の推進装置Ｔ３及びＴ４は冗長電源ユニッ
ト２によって電力供給され、この電源は冗長推進装置の
バルブＶ３、Ｖ４を制御するために制御スイッチＳ３を
制御する。作動中、スイッチＳ１の切り換えにより、推
進装置Ｔ１又はＴ２に電力を与えるために、或る時刻に
バルブＶ１又はＶ２の何れかのみを開放する。同じこと
が冗長推進装置Ｔ３及びＴ４が作動する場合にも当ては
まる。従来の宇宙船は４つの推進装置の各々に対して専
用電源を有しており、宇宙飛翔体の重量が大幅に増大
し、ペイロードが減少していた。
【０００８】推進装置Ｔ１乃至Ｔ４は、図５により詳細
に記述されている様に、推進力を発生するための加速さ
れた推進剤イオンの噴出に基づくイオン推進装置であ
り、一つの分離電源ユニットによるアークジェット推進
装置、又は他の電気的付勢推進装置とすることができ
る。アークジェットは図４を参照してより詳細に記述さ
れる。この場合、推進剤噴出速度は、２つの電極間のア
ークによる推進剤ガスの加熱によって増大される（イオ
ン化の促進が推進力の増大を意味するイオン推進装置と
異なり、アークジェットのイオン化は、推進剤の加熱を
引き起こす電流の流れを必要とし、イオン化の促進はよ
り電力を必要とし、損失であり、推進力に比例した増大
をもたらさないので、最小に留められるべきであ
る。）。全ての場合、推進装置は推進剤を通して電流が
流れない場合、作動しない。電極をオンオフに切り換え
るのは不都合であり、電極間に大きな電位差が存在し、
スイッチングする接点の損傷が生じることがあるので、
関係する推進装置への推進剤の流れを停止することのみ
が必要である。これは、電流はイオン化推進剤を介して
流れており、電極が推進剤の存在無しに通常の電位で付
勢される時は、（漏れ通路を介して流れる無視し得る電
流を除いて）電流が電極から流れないためである。従っ
て、一つの推進装置が作動状態になる時、全ての推進体
の電極は付勢され、即ち帯電される。電力を得、推進力
を発生する推進体は推進剤を受け入れるものである。し
かしながら、陰極ヒータ及び電磁石の様な純抵抗性負荷
への電源をオンオフ切り換えすることが望ましいことが
理解できる。低電圧源の場合、接触破壊の危険は最小に
なる。
に記述されている様に、推進力を発生するための加速さ
れた推進剤イオンの噴出に基づくイオン推進装置であ
り、一つの分離電源ユニットによるアークジェット推進
装置、又は他の電気的付勢推進装置とすることができ
る。アークジェットは図４を参照してより詳細に記述さ
れる。この場合、推進剤噴出速度は、２つの電極間のア
ークによる推進剤ガスの加熱によって増大される（イオ
ン化の促進が推進力の増大を意味するイオン推進装置と
異なり、アークジェットのイオン化は、推進剤の加熱を
引き起こす電流の流れを必要とし、イオン化の促進はよ
り電力を必要とし、損失であり、推進力に比例した増大
をもたらさないので、最小に留められるべきであ
る。）。全ての場合、推進装置は推進剤を通して電流が
流れない場合、作動しない。電極をオンオフに切り換え
るのは不都合であり、電極間に大きな電位差が存在し、
スイッチングする接点の損傷が生じることがあるので、
関係する推進装置への推進剤の流れを停止することのみ
が必要である。これは、電流はイオン化推進剤を介して
流れており、電極が推進剤の存在無しに通常の電位で付
勢される時は、（漏れ通路を介して流れる無視し得る電
流を除いて）電流が電極から流れないためである。従っ
て、一つの推進装置が作動状態になる時、全ての推進体
の電極は付勢され、即ち帯電される。電力を得、推進力
を発生する推進体は推進剤を受け入れるものである。し
かしながら、陰極ヒータ及び電磁石の様な純抵抗性負荷
への電源をオンオフ切り換えすることが望ましいことが
理解できる。低電圧源の場合、接触破壊の危険は最小に
なる。
【０００９】推進剤としては、液体の形態で保存するこ
とができるキセノン、アルゴン又はクリプトンとするこ
とができ、加熱すると蒸発するセシウム又は水銀の様な
固体とすることができる。図４は、図３の構成で使用す
るのに好適なアークジェット推進装置とすることができ
る。
とができるキセノン、アルゴン又はクリプトンとするこ
とができ、加熱すると蒸発するセシウム又は水銀の様な
固体とすることができる。図４は、図３の構成で使用す
るのに好適なアークジェット推進装置とすることができ
る。
【００１０】アークジェットには、パイプ５からバルブ
２へヒドラジン(N2H4)が供給され、これは、インジェク
ター６を介して触媒ベット３に供給される。ヒドラジン
は触媒ベットと接触してアンモニア、窒素及び水素に分
解し、このガスはノズル４を介して噴出する。噴出ガス
の速度を増大し、推進装置の比推力を増大するために、
ヒトラジンが、電極７とインジェクター６の本体との間
でアークを発生する程度の電位が供給される電極７によ
ってヒトラジンがインジェクタ６内で加熱される。アー
クジェットをオン−オフに切り換えるためには、バルブ
２をオン−オフに切り換えることのみが必要であり、電
極６、７への電力供給を切り換える必要はない。これ
は、電流は、電極間にガス流がない場合は、電流が電極
から引き出すことが出来ないためである。ヒトラジンと
は別の推進剤を使用することができる。
２へヒドラジン(N2H4)が供給され、これは、インジェク
ター６を介して触媒ベット３に供給される。ヒドラジン
は触媒ベットと接触してアンモニア、窒素及び水素に分
解し、このガスはノズル４を介して噴出する。噴出ガス
の速度を増大し、推進装置の比推力を増大するために、
ヒトラジンが、電極７とインジェクター６の本体との間
でアークを発生する程度の電位が供給される電極７によ
ってヒトラジンがインジェクタ６内で加熱される。アー
クジェットをオン−オフに切り換えるためには、バルブ
２をオン−オフに切り換えることのみが必要であり、電
極６、７への電力供給を切り換える必要はない。これ
は、電流は、電極間にガス流がない場合は、電流が電極
から引き出すことが出来ないためである。ヒトラジンと
は別の推進剤を使用することができる。
【００１１】図５は、イオン推進装置の場合に対する図
３に示される構成の例を詳細に示している。イオン推進
装置の一般的な構成は、既知であり、例えば英国特許出
願No. 2,248,727 に記述されているので詳細には記述さ
れない。簡単に述べると、イオン推進装置Ｔ１は、放電
室８を備えており、この放電室には推進剤が、バルブ１
０を介し、更にバルブ１１、１２及び１３を介して供給
され、メイン推進剤の流れ、陰極推進剤の流れ、及び中
和推進剤の流れが形成される。アークは、ホロー陰極１
３及び陰極キーパー１４の間に電位差を与えることによ
りイオン推進装置内で始めに発生され、電子が電磁石１
６、１７によって発生された磁場を介して環状陽極１５
へ流れる。この電磁石は、電子がラセン経路を形成し、
開口１８を通過するメインの推進剤の流れと衝突して、
メインのイオンビームを与える確率を増大する。このイ
オンビームは放電室８ａの多孔端を通過し、そして多孔
加速グリット１９を通過する。このグリッドは、イオン
ビームを加速して、推進装置に推進力を与えるために、
放電室に対して強く負に維持されている。加速グリッド
１９はイオンビームが広がらないことを保証し、したが
って、電子が推進装置で加速されていないことを防止し
ている。推進装置から出現する結果として得られる正イ
オンビームは、バルブ１３及びホロー陰極２０を介する
別の推進剤の流れによって中和される。アークは中空陰
極２０及び陰極キーパー２１との間ので生じ、電子流が
発生される。
３に示される構成の例を詳細に示している。イオン推進
装置の一般的な構成は、既知であり、例えば英国特許出
願No. 2,248,727 に記述されているので詳細には記述さ
れない。簡単に述べると、イオン推進装置Ｔ１は、放電
室８を備えており、この放電室には推進剤が、バルブ１
０を介し、更にバルブ１１、１２及び１３を介して供給
され、メイン推進剤の流れ、陰極推進剤の流れ、及び中
和推進剤の流れが形成される。アークは、ホロー陰極１
３及び陰極キーパー１４の間に電位差を与えることによ
りイオン推進装置内で始めに発生され、電子が電磁石１
６、１７によって発生された磁場を介して環状陽極１５
へ流れる。この電磁石は、電子がラセン経路を形成し、
開口１８を通過するメインの推進剤の流れと衝突して、
メインのイオンビームを与える確率を増大する。このイ
オンビームは放電室８ａの多孔端を通過し、そして多孔
加速グリット１９を通過する。このグリッドは、イオン
ビームを加速して、推進装置に推進力を与えるために、
放電室に対して強く負に維持されている。加速グリッド
１９はイオンビームが広がらないことを保証し、したが
って、電子が推進装置で加速されていないことを防止し
ている。推進装置から出現する結果として得られる正イ
オンビームは、バルブ１３及びホロー陰極２０を介する
別の推進剤の流れによって中和される。アークは中空陰
極２０及び陰極キーパー２１との間ので生じ、電子流が
発生される。
【００１２】電源ユニットＰＳＵ１は、負の加速グリッ
ド２２、ビーム電源ユニット２３、陰極ヒータ２４、陰
極キーパーユニット電源ユニット２５、陽極電源ユニッ
ト２６、ソレノイド電源ユニット２７、中和器陰極ヒー
タ２８、及び中和器キーパー電源ユニット２９の様な、
多数の電極用電源ユニットを有している。３つの推進剤
の全てが、制御バルブ１１乃至１３にそれぞれ作用する
制御手段３０乃至３２によって制御される。
ド２２、ビーム電源ユニット２３、陰極ヒータ２４、陰
極キーパーユニット電源ユニット２５、陽極電源ユニッ
ト２６、ソレノイド電源ユニット２７、中和器陰極ヒー
タ２８、及び中和器キーパー電源ユニット２９の様な、
多数の電極用電源ユニットを有している。３つの推進剤
の全てが、制御バルブ１１乃至１３にそれぞれ作用する
制御手段３０乃至３２によって制御される。
【００１３】電源ユニット１は推進体Ｔ２にも同様に電
力を供給し、電源ユニットＰＳＵ１の左にも同じ制御回
路が設けられているが、加速グリッド電源ユニット２２
ａ及びビーム電源ユニット２３ａのみが示されている。
推進装置Ｔ１作動中に、それを停止することか望まれる
時、接点Ｓ５を開放し、バルブ１０を閉じることのみが
単に必要となる。イオン化されるべき推進剤が推進体内
に存在しなく、環状陽極１５への電子流が存在しないの
で、推進体Ｔ１は、大きなビーム電流を引き出すことを
停止する。それにもかかわらず、小さな電流が、陰極ヒ
ータ電源ユニット２４、中和器陰極ヒータ電源ユニット
２８、及び電磁石１７及び１８を介して電源ユニット２
７から引き出され、このために、別のスイッチＳ４、Ｓ
６及びＳ７が、電源を同様にオフに切り換えるために与
えられる。スイッチＳ４乃至Ｓ７は、同時に操作される
様に一体化するのが都合がよい。加速器グリッド電源ユ
ニット、ビーム電源ユニット、アノード電源ユニット及
び陰極キーパー電源は、電流がそれらから流れ出さない
ので、接続されたままであることが理解される。同じＰ
ＳＵ１が電力を推進体Ｔ２にも供給する。しかしなが
ら、ヒータ、電磁石及び推進剤バルブ１０ａは、スイッ
チＳ４乃至Ｓ７と同等のスイッチを介してオフに切り換
えることができる。この推進体はスイッチが閉じること
により作動する。電力ユニットＰＳＵ１は、宇宙船の太
陽電池パネルによって、又は太陽電池パネルによって充
電された搭載電池によって供給することができる。ＰＳ
Ｕ１内に与えられる種々の電圧が、スイッチモード電力
変換器によって、好都合に与えられる。
力を供給し、電源ユニットＰＳＵ１の左にも同じ制御回
路が設けられているが、加速グリッド電源ユニット２２
ａ及びビーム電源ユニット２３ａのみが示されている。
推進装置Ｔ１作動中に、それを停止することか望まれる
時、接点Ｓ５を開放し、バルブ１０を閉じることのみが
単に必要となる。イオン化されるべき推進剤が推進体内
に存在しなく、環状陽極１５への電子流が存在しないの
で、推進体Ｔ１は、大きなビーム電流を引き出すことを
停止する。それにもかかわらず、小さな電流が、陰極ヒ
ータ電源ユニット２４、中和器陰極ヒータ電源ユニット
２８、及び電磁石１７及び１８を介して電源ユニット２
７から引き出され、このために、別のスイッチＳ４、Ｓ
６及びＳ７が、電源を同様にオフに切り換えるために与
えられる。スイッチＳ４乃至Ｓ７は、同時に操作される
様に一体化するのが都合がよい。加速器グリッド電源ユ
ニット、ビーム電源ユニット、アノード電源ユニット及
び陰極キーパー電源は、電流がそれらから流れ出さない
ので、接続されたままであることが理解される。同じＰ
ＳＵ１が電力を推進体Ｔ２にも供給する。しかしなが
ら、ヒータ、電磁石及び推進剤バルブ１０ａは、スイッ
チＳ４乃至Ｓ７と同等のスイッチを介してオフに切り換
えることができる。この推進体はスイッチが閉じること
により作動する。電力ユニットＰＳＵ１は、宇宙船の太
陽電池パネルによって、又は太陽電池パネルによって充
電された搭載電池によって供給することができる。ＰＳ
Ｕ１内に与えられる種々の電圧が、スイッチモード電力
変換器によって、好都合に与えられる。
【００１４】もちろん、イオン推進装置は一般に専用電
源を有している。２つの推進装置に単一電源を使用する
ことは、非理想的な電位を与えることになる。電源は、
従って説明された３つの推進剤の流れ、電磁石電流調
整、及び陽極電流調整に対応する制御ループ手段によっ
て、推進装置の能動的な制御を含んでいる。一定の推進
力を得るためには、ビーム電力ユニット２３から一定の
ビーム電流が達成されるべである。これは、制御手段３
０により引例の抵抗器を流れる電流を監視し、制御バル
ブ１１によって推進剤の流れを変化し、及び／又は電源
ユニット２７を調整することにより電磁石電流を変換す
ることにより達成される。陽極電源ユニット２６（一定
電流）及び陰極キーパー電力供給ユニット２５（一定電
流）間の電位差は、最適に推進剤を使用するために、制
御手段３１及び制御バルブ１２を介して陰極推進剤の流
れを調節することにより、固定した状態に維持される。
中和器キーパー２１及び中和器陰極２０との間の電位差
は、一定の電流モードにある中和器キーパー電源ユニッ
ト２９によって引き起こされ、一定に保持され、固定さ
れた中和器プラズマ状態を維持する。この際、中和剤の
消費を最小にし、制御手段３２及び制御バルブ１３を介
して中和陰極推進剤の流速を制御することにより中和剤
の寿命を最適にする。能動的な制御ループの使用の代わ
りに、使用されている推進装置に従って２つ（又はこれ
以上）の目標値間で切り替わる様に、電力源出力を設定
することにより２つの推進装置を作動することが可能と
なる。
源を有している。２つの推進装置に単一電源を使用する
ことは、非理想的な電位を与えることになる。電源は、
従って説明された３つの推進剤の流れ、電磁石電流調
整、及び陽極電流調整に対応する制御ループ手段によっ
て、推進装置の能動的な制御を含んでいる。一定の推進
力を得るためには、ビーム電力ユニット２３から一定の
ビーム電流が達成されるべである。これは、制御手段３
０により引例の抵抗器を流れる電流を監視し、制御バル
ブ１１によって推進剤の流れを変化し、及び／又は電源
ユニット２７を調整することにより電磁石電流を変換す
ることにより達成される。陽極電源ユニット２６（一定
電流）及び陰極キーパー電力供給ユニット２５（一定電
流）間の電位差は、最適に推進剤を使用するために、制
御手段３１及び制御バルブ１２を介して陰極推進剤の流
れを調節することにより、固定した状態に維持される。
中和器キーパー２１及び中和器陰極２０との間の電位差
は、一定の電流モードにある中和器キーパー電源ユニッ
ト２９によって引き起こされ、一定に保持され、固定さ
れた中和器プラズマ状態を維持する。この際、中和剤の
消費を最小にし、制御手段３２及び制御バルブ１３を介
して中和陰極推進剤の流速を制御することにより中和剤
の寿命を最適にする。能動的な制御ループの使用の代わ
りに、使用されている推進装置に従って２つ（又はこれ
以上）の目標値間で切り替わる様に、電力源出力を設定
することにより２つの推進装置を作動することが可能と
なる。
【００１５】東−西位置を保持するための推進装置、例
えばＴ５、Ｔ６は電力供給ＰＡＵ１から供給することが
できる。推進装置Ｔ１、Ｔ２、Ｔ５、Ｔ６の一つだけに
ある時刻に電力が加えられるべきであることが必要であ
る。所望の場合、しかしながら、スイッチＳ４、Ｓ６及
びＳ７は除去することができ、これらの電源ユニットへ
の接続は、恒久的にされている。これは、これらの電源
からの流れ出る電流は、実際には小さいからである。
えばＴ５、Ｔ６は電力供給ＰＡＵ１から供給することが
できる。推進装置Ｔ１、Ｔ２、Ｔ５、Ｔ６の一つだけに
ある時刻に電力が加えられるべきであることが必要であ
る。所望の場合、しかしながら、スイッチＳ４、Ｓ６及
びＳ７は除去することができ、これらの電源ユニットへ
の接続は、恒久的にされている。これは、これらの電源
からの流れ出る電流は、実際には小さいからである。
【００１６】上述した様に、本発明は、イオン化された
推進剤が強力な磁場によって加速され、且つ上述された
推進装置の能動的な制御が使用されるか、又は２以上の
推進装置の目標値動作が一つの電源から可能となる構成
に対しても使用可能である。
推進剤が強力な磁場によって加速され、且つ上述された
推進装置の能動的な制御が使用されるか、又は２以上の
推進装置の目標値動作が一つの電源から可能となる構成
に対しても使用可能である。
【図１】図１は、宇宙船の軌道を、正しい縮尺ではなく
示す概略図、
示す概略図、
【図２】推進体の一般的な構成を示す宇宙船の概略図、
【図３】本発明に従う推進システムを組み込む宇宙船の
一つの形態を示す図、
一つの形態を示す図、
【図４】アークジェット推進体の概略図、
【図５】２つのイオン推進体の電極に電力を与えるため
の回路の概略図。
の回路の概略図。
Ｔ１、Ｔ２、Ｔ３、Ｔ４ 推進装置 Ｖ１、Ｖ２、Ｖ３、Ｖ４ バルブ Ｓ１、Ｓ３ スイッチ １ タンク ＰＳＵ１、ＰＳＵ２ 電源ユニット
Claims (6)
- 【請求項１】エネルギーの推進剤への伝達が電極間の推
進剤を通過する電流路の形成を必要とする形態の２つ又
はそれ以上の推進装置、前記推進装置の電極を同時に付
勢することのできる一つの電源、及び一時に一つのみの
推進装置に推進剤が供給され、推進力が発生することを
可能とする様に前記推進剤を通して電流を引き出す様に
構成されたスイッチ手段を備える推進システム。 - 【請求項２】推進剤ガスの前記推進装置への供給を開放
及び閉鎖するためのスイッチ手段によって制御されるバ
ルブ手段を含む請求項１記載の推進システム。 - 【請求項３】前記推進装置がイオン推進装置である請求
項１又は２記載の推進システム。 - 【請求項４】前記推進装置がアークジェットである請求
項１又は２記載の推進システム。 - 【請求項５】前記推進装置がプラズマエンジンである請
求項１又は２記載の推進システム。 - 【請求項６】前記添付された図面を参照して記述された
システム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB919127433A GB9127433D0 (en) | 1991-12-27 | 1991-12-27 | Propulsion system for spacecraft |
| GB9127433:2 | 1991-12-27 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05248347A true JPH05248347A (ja) | 1993-09-24 |
| JP3682706B2 JP3682706B2 (ja) | 2005-08-10 |
Family
ID=10706857
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP34029592A Expired - Lifetime JP3682706B2 (ja) | 1991-12-27 | 1992-12-21 | 宇宙飛翔体用推進システム |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5339623A (ja) |
| EP (1) | EP0550250B1 (ja) |
| JP (1) | JP3682706B2 (ja) |
| DE (1) | DE69203437T2 (ja) |
| GB (2) | GB9127433D0 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010539374A (ja) * | 2007-09-14 | 2010-12-16 | ターレス エレクトロン デバイス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | スペースクラフトにおける駆動装置 |
| KR101135651B1 (ko) * | 2009-12-11 | 2012-04-13 | 한국항공우주연구원 | 추력기 밸브 안전 구동용 밸브 제어장치 |
| JP2013536356A (ja) * | 2010-08-12 | 2013-09-19 | スネクマ | 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 |
| JP2016500787A (ja) * | 2012-10-30 | 2016-01-14 | スネクマ | イオン推進ユニット用推進剤ガス供給 |
| JP2016513042A (ja) * | 2013-02-26 | 2016-05-12 | スネクマ | 電気推進力と固体燃料化学推進力の両方を有する宇宙推進モジュール |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5400252A (en) * | 1992-12-22 | 1995-03-21 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft East/West orbit control during a North or South stationkeeping maneuver |
| US5443231A (en) * | 1993-11-17 | 1995-08-22 | Hughes Aircraft Company | Method and apparatus for a satellite station keeping |
| US6053455A (en) * | 1997-01-27 | 2000-04-25 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters |
| US5947421A (en) * | 1997-07-09 | 1999-09-07 | Beattie; John R. | Electrostatic propulsion systems and methods |
| US6173565B1 (en) * | 1998-04-09 | 2001-01-16 | Primex Technologies, Inc. | Three axis pulsed plasma thruster with angled cathode and anode strip lines |
| US6031334A (en) * | 1998-06-17 | 2000-02-29 | Primex Technologies, Inc. | Method and apparatus for selectively distributing power in a thruster system |
| EP1021073A1 (en) * | 1999-01-18 | 2000-07-19 | Matra Marconi Space France S.A. | An ion accelerator |
| US6835062B2 (en) * | 2001-12-14 | 2004-12-28 | Suntec Industries Incorporated | Fuel oil supply circuit for an oil burner having a solenoid valve in parallel circuit with diaphragm valve for controlling oil flow at start up |
| US6948305B2 (en) * | 2003-07-09 | 2005-09-27 | The Boeing Company | Method and apparatus for balancing the emission current of neutralizers in ion thruster arrays |
| US7808353B1 (en) | 2006-08-23 | 2010-10-05 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Coil system for plasmoid thruster |
| US8453426B2 (en) * | 2009-04-06 | 2013-06-04 | Raytheon Company | Current controlled field emission thruster |
| FR2979956B1 (fr) * | 2011-09-09 | 2013-09-27 | Snecma | Systeme de propulsion electrique a propulseurs a plasma stationnaire |
| US20130327015A1 (en) * | 2012-06-12 | 2013-12-12 | Pamela Pollet | Dual use hydrazine propulsion thruster system |
| US9181934B2 (en) * | 2012-11-21 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Rotary switch assembly for ion propulsion system |
| AU2014312403A1 (en) | 2013-08-27 | 2016-03-10 | The Regents Of The University Of Michigan | Converging/diverging magnetic nozzle |
| RU2016111181A (ru) * | 2013-08-27 | 2017-10-03 | Те Риджентс Оф Те Юниверсити Оф Мичиган | Безэлектродный плазменный реактивный двигатель |
| ES2498716B1 (es) * | 2014-08-19 | 2015-07-09 | Antonio SÁNCHEZ TORRES | Sistema de propulsión espacial por modificación electrostática |
| FR3032427B1 (fr) * | 2015-02-10 | 2017-03-10 | Airbus Defence & Space Sas | Satellite a moyens de propulsion electriques, procede de mise a poste d'un tel satellite et procede de maintien a poste dudit satellite |
| FR3037928B1 (fr) | 2015-06-26 | 2017-07-14 | Thales Sa | Systeme de commande de plusieurs propulseurs electriques pour satellite et dispositif de propulsion electrique comportant un tel systeme de commande |
| US11117685B2 (en) * | 2016-06-28 | 2021-09-14 | Mitsubishi Electric Corporation | Artificial satellite and thrust balance adjustment method |
| WO2018118223A1 (en) | 2016-12-21 | 2018-06-28 | Phase Four, Inc. | Plasma production and control device |
| US20190107103A1 (en) | 2017-10-09 | 2019-04-11 | Phase Four, Inc. | Electrothermal radio frequency thruster and components |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1366930A (fr) * | 1963-06-06 | 1964-07-17 | Snecma | Source d'ions à bombardement électronique à grande surface d'extraction de forme annulaire utilisable pour la propulsion ionique |
| DE1248374C2 (de) * | 1964-06-10 | 1968-03-07 | Hughes Aircraft Co | Antriebsvorrichtung mit einem Strahltriebwerk |
| US3465522A (en) * | 1965-03-09 | 1969-09-09 | Hughes Aircraft Co | Ion rocket |
| US3591967A (en) * | 1968-09-05 | 1971-07-13 | Nasa | Feed system for an ion thruster |
| US4397147A (en) * | 1980-09-22 | 1983-08-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Power circuit utilizing self excited Hall effect switch means |
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-
1991
- 1991-12-27 GB GB919127433A patent/GB9127433D0/en active Pending
-
1992
- 1992-11-27 GB GB9224846A patent/GB2262777B/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-12-21 JP JP34029592A patent/JP3682706B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1992-12-22 US US07/993,769 patent/US5339623A/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-12-23 EP EP92311731A patent/EP0550250B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-12-23 DE DE69203437T patent/DE69203437T2/de not_active Expired - Lifetime
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| JP2016513042A (ja) * | 2013-02-26 | 2016-05-12 | スネクマ | 電気推進力と固体燃料化学推進力の両方を有する宇宙推進モジュール |
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|---|---|
| DE69203437T2 (de) | 1995-12-14 |
| DE69203437D1 (de) | 1995-08-17 |
| JP3682706B2 (ja) | 2005-08-10 |
| GB2262777B (en) | 1994-11-09 |
| US5339623A (en) | 1994-08-23 |
| EP0550250B1 (en) | 1995-07-12 |
| GB9127433D0 (en) | 1992-02-19 |
| EP0550250A1 (en) | 1993-07-07 |
| GB9224846D0 (en) | 1993-01-13 |
| GB2262777A (en) | 1993-06-30 |
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