WO2014115752A1 - イオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステム - Google Patents

イオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステム Download PDF

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宏之 小泉
順一 青山
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    • 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
    • F03H1/0012—Means for supplying the propellant

Definitions

  • the present invention relates to a gas supply method and system for plasma ignition of an ion engine, and more particularly, to a gas supply method and system for plasma ignition of an ion engine that enables a propellant to be reliably converted into plasma at the start of discharge.
  • An ion engine is an electric propulsion system that obtains thrust by converting a propellant, for example, xenon gas into plasma by direct current discharge or microwave discharge, and applying a voltage to the plasmaized cations (xenon ions) to release the thrust. It is used for orbit control and attitude control of satellites.
  • a schematic configuration of a conventional ion engine is shown in FIG.
  • a propellant such as xenon gas is stored in the propellant storage tank 11 at a high pressure, and the propellant is once sent to the low pressure tank 13 via the pipe 17 and further from the low pressure tank 13 via the thruster valve 19 to the ion source.
  • 3 plasma generation chamber 3 a and neutralization unit 5 plasma generation chamber 5 a is an electric propulsion system that obtains thrust by converting a propellant, for example, xenon gas into plasma by direct current discharge or microwave discharge, and applying a voltage to the plasmaized cations (xenon ions) to release the thrust. It is used for orbit control and attitude control of satellites.
  • a pressure regulating valve 15 for adjusting the pressure is disposed in the pipe 17 between the high pressure tank 11 and the low pressure tank 13, and a flow restrictor 18 for controlling the flow rate of the propellant is disposed upstream of the thruster valve 19.
  • the pipe 17 communicates with the ion source 3 and the neutralizer 5.
  • the plasma generation chamber 3a of the ion source 3 and the plasma generation chamber 5a of the neutralizer 5 are respectively connected to the microwave power source 30 by a coaxial cable 40, and the microwave generated by the microwave power source 30 is connected to the coaxial cable.
  • the propellant is converted into plasma by being supplied to the plasma generation chambers 3a and 5a through 40, respectively.
  • the electrons generated in the plasma generation chamber 3a of the ion source 3 are transported to the plasma generation chamber 5a of the neutralizer 5 by wiring not shown.
  • the ion source 3 is provided with an ion acceleration unit 4 for accelerating ions generated in the plasma generation chamber 3a, and the ion acceleration unit 4 includes a screen grid 4a and an accelerator grid 4b.
  • a screen grid 4a is arranged facing the plasma generation chamber 3a, and the screen grid 4a is a mesh-like member having a large number of openings (holes) having a diameter of about 0.5 to 5.0 mm.
  • the outer accelerator grid 4b disposed adjacent to the screen grid 4a is a mesh-like member having a large number of hole diameters (opening (hole) having a diameter of about 1 mm) that is about half the hole diameter of the screen grid 4a. It is.
  • the screen grid 4a and the accelerator grid 4b are positioned so as to be aligned with each other so that the hole centers coincide.
  • the hole size of the screen grid 4a is formed larger than the hole size of the accelerator grid 4b. This is because the aperture area ratio is increased to extract a large number of ions and accelerate / discharge them to the outside.
  • another grid may be provided behind the accelerator grid 4b.
  • a positive voltage is applied from the power supply unit 7 to the screen grid 4a, and a negative voltage is applied from the power supply unit 7 to the accelerator grid 4b. It is attracted by and accelerated to be emitted as an ion beam.
  • a neutralizer 5 is provided to neutralize the ion beam with the same amount of electrons and prevent the ion engine from being charged. Therefore, a propellant is also supplied to the neutralizer 5 and a negative voltage is applied by the power supply unit 7. Although some of the positive ions generated in the plasma generation chamber 5a of the neutralizer 5 are emitted together with the electrons, the remaining positive ions are combined with the electrons carried from the plasma generation chamber 3a of the ion source 3. Then, it returns to neutral xenon, and is converted into plasma again by the microwave supplied from the microwave power source 30 and recycled.
  • Patent Document 1 discloses a method for adjusting the flow rate of a propellant of an ion engine.
  • Patent Document 1 discloses a technique for appropriately controlling the flow rate of a propellant by correcting a calibration coefficient for propellant flow rate control on a trajectory when a deviation occurs between the flow rate signal of the propellant and an actual flow rate. It is about.
  • the discharge chamber size is large, a sufficient volume area ratio is ensured, and a sufficiently large microwave power can be supplied.
  • the plasma ignition chambers 3a and 5a are reduced in volume area ratio (relative increase in loss area) and the usable microwave power is reduced, so that the plasma ignition non-ignition is reduced. It was a big problem. That is, plasma ignition becomes difficult by reducing the plasma generation chambers 3a, 5a size, microwave power, and gas flow rate.
  • microwave power DC discharge power
  • gas flow rate is not preferable because it leads to an increase in power consumption and a decrease in specific thrust, that is, a decrease in performance.
  • the present invention has been made in view of such problems, and it is possible to control the flow rate of the propellant to ensure the initial reliable ion ignition while realizing the optimization of the flow rate of the propellant in steady operation. And providing a gas supply method and system for plasma ignition of an ion engine capable of reliably igniting a propellant and turning it into a plasma without greatly changing the system even in a small ion engine. Objective.
  • the invention according to claim 1 is characterized in that plasma ignition is performed by supplying a propellant having a flow rate higher than a steady state temporarily at the start of discharge.
  • a gas supply method is provided.
  • the present invention according to claim 2 is the gas supply method for plasma ignition of the ion engine according to claim 1, wherein the propellant once stored in the gas reservoir is higher than the steady state.
  • Plasma ignition is performed by irradiating a plasma generation chamber irradiated with microwaves in advance at a flow rate.
  • the present invention is configured to control the flow rate of the propellant supplied from the accumulator that temporarily stores the propellant stored in the propellant storage tank to the ion source and the neutralizer.
  • Plasma ignition of an ion engine characterized in that a gas reservoir for storing propellant is provided between a flow restrictor to be controlled and a thruster valve for controlling supply or stop of propellant to the ion source and neutralizer.
  • a gas supply system is provided.
  • a gas reservoir is provided between the flow restrictor and the thruster valve, and the propellant stored in the gas reservoir is released at a stroke only at the time of initial ignition.
  • an optimal acceleration operation can be performed by the propellant flow restrictor.
  • Temporary increase in gas flow reduces specific thrust, but the time is about 0.1 to 1.0 seconds, which is very short compared to the operation time of the ion engine in normal mode. There is almost no influence.
  • FIG. 1 is a block diagram showing one embodiment of a gas supply system for plasma ignition of an ion engine according to the present invention. It is sectional drawing which shows one Embodiment of a gas reservoir. It is a schematic block diagram of the conventional ion engine.
  • FIG. 1 is a block diagram showing an embodiment of a gas supply system for plasma ignition of an ion engine according to the present invention.
  • FIG. 3 is attached
  • subjected and description is abbreviate
  • the plasma ignition gas supply system 10 constituting the ion engine 1 includes a propellant storage tank 11 that stores a propellant such as xenon gas at a high pressure, for example, about 7 Mpa, a low pressure propellant,
  • a propellant storage tank 11 that stores a propellant such as xenon gas at a high pressure, for example, about 7 Mpa
  • a low pressure propellant for example, a low-pressure tank (accumulator) 13 for storing at 0.03 Mpa is provided, and a pressure regulating valve 15 for adjusting pressure is disposed in a pipe 17 between the propellant storage tank 11 and the low-pressure tank 13.
  • the propellant is sent from the low-pressure tank 13 through the thruster valve 19 to the plasma generation chamber 3a of the ion source 3 and the plasma generation chamber 5a of the neutralizer 5, and on the upstream side of the thruster valve 19, A flow restrictor 18 for controlling the flow rate of the propellant is disposed.
  • the propellant flows at a flow rate corresponding to the pressure of the low-pressure tank 13. Then, the relationship between the pressure and the flow rate is determined by the flow rate restrictor 18, and the propellant supply ON / OFF control is executed by opening and closing the thruster valve 19.
  • the gas reservoir 20 is provided between the downstream side of the flow restrictor 18 and the upstream side of the thruster valve 19.
  • the gas reservoir 20 includes a storage chamber 21 in which a predetermined amount of propellant is temporarily stored.
  • the gas reservoir 20 is in a state where the thruster valve 19 is closed.
  • the propellant having the same pressure as the low-pressure tank 13 is accumulated. Since the propellant stored in the gas reservoir 20 is downstream of the flow restrictor 18, the plasma generation chamber 3a and the ion source 3 of the ion source 3 are not affected by the flow restrictor 18 the next time the thruster valve 19 is opened. It is discharged toward the plasma generation chamber 5a of the neutralizer 5.
  • the diameter of the pipe 17a on the side communicating with the flow restrictor 18 is the same as the diameter of the pipe 17b on the side communicating with the thruster valve 19, but the diameter of the pipe 17b is the same.
  • the control of the power supply unit 7, the pressure regulating valve 15, the flow restrictor 18, the thruster valve 19, and the microwave power supply 30 is performed by the control device 50.
  • the control device 50 is a so-called computer, and includes a central processing unit, a storage device, an input / output interface, a communication device, and the like (not shown), but since the specific contents thereof are publicly known, detailed description thereof is omitted.
  • This gas flow is determined by the gas conductance from the thruster valve 19 to the ion source 3 and the neutralizer 5 and can discharge a propellant having a flow rate much higher than that through the flow restrictor 18.
  • the duration and maximum value of this temporarily large gas flow can be adjusted by the size of the gas reservoir 20 and the gas conductance from the thruster valve 19 to the ion source 3 and to the neutralizer 5.
  • the required time is about 0.1 to 1.0 seconds.
  • the time required for plasma ignition is very short compared to the typical ion engine operating time (several hours to one year), and therefore there is almost no influence on the reduction of the specific thrust.
  • a small ion engine directly related to orbit control necessary for reliable mission execution in an ultra-small artificial satellite or the like that is required to be extremely strict and lightweight it is temporarily in a steady state when the engine is started.
  • Plasma ignition can be reliably performed by flowing a higher gas flow rate.
  • the propellant is converted into plasma, not limited to microwave discharge, but may be discharge electrode type.

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Abstract

【課題】小型のイオンエンジンであっても推進剤を確実に着火してプラズマ化することが可能なイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステムを提供する。 【解決手段】　放電開始時に一時的に定常状態よりも高い流量の推進剤を供給することによってプラズマ着火を行うことを特徴とする方法であり、そのシステムは推進剤貯蔵タンク１１に貯蔵された推進剤を一旦減圧して貯えるアキュムレータ１３からイオン源３及び中和器５へ供給する推進剤の流量を制御する流量制限器１８と、イオン源３及び中和器５への推進剤の供給又は停止を制御するスラスタバルブ１９との間に推進剤を溜めるガス溜め２０を設けたことを特徴とする。

Description

イオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステム
　本発明は、イオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステムに関し、さらに詳しくは、放電開始時に推進剤を確実にプラズマ化することを可能とするイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステムに関する。
　イオンエンジンは、推進剤、例えば、キセノンガスを直流放電やマイクロ波放電によってプラズマ化し、プラズマ化した陽イオン（キセノンイオン）に電圧をかけて放出することにより推力を得る電気推進システムであり、人工衛星等の軌道制御や姿勢制御に利用されている。従来のイオンエンジンの概略構成を図３に示す。進剤貯蔵タンク１１にはキセノンガス等の推進剤が高圧で貯蔵されており、推進剤は配管１７を介して一旦低圧タンク１３に送られ、さらに低圧タンク１３からスラスタバルブ１９を介してイオン源３のプラズマ生成室３ａ及び中和器５のプラズマ生成室５ａへ送られるようになっている。高圧タンク１１と低圧タンク１３との間の配管１７には圧力調整用の調圧バルブ１５が配置され、また、スラスタバルブ１９の上流側には推進剤の流量を制御する流量制限器１８が配置されている。そして、配管１７はイオン源３及び中和器５にそれぞれ連通されている。
　一方、イオン源３のプラズマ生成室３ａ及び中和器５のプラズマ生成室５ａには同軸ケーブル４０によってそれぞれマイクロ波電源３０と接続されており、マイクロ波電源３０で発生させたマイクロ波が同軸ケーブル４０を介してプラズマ生成室３ａ，５ａへそれぞれ供給されて推進剤がプラズマ化される。また、イオン源３のプラズマ生成室３ａで生成された電子は図示しない配線により中和器５のプラズマ生成室５ａへ運ばれるようになっている。
　イオン源３には、プラズマ生成室３ａで生成されたイオンを加速するイオン加速部４が設けられており、このイオン加速部４はスクリーングリッド４ａと、アクセルグリッド４ｂを備えている。プラズマ生成室３ａ側に面してスクリーングリッド４ａが配置されており、スクリーングリッド４ａは直径０．５～５．０ｍｍ程の開口（ホール）が多数穿設されたメッシュ状の部材である。また、スクリーングリッド４ａと隣接して配置された外側のアクセルグリッド４ｂは、スクリーングリッド４ａのホール径の半分程の孔径（直径１ｍｍ程の開口（ホール））が多数穿設されたメッシュ状の部材である。そして、このスクリーングリッド４ａとアクセルグリッド４ｂのホール中心が合致するように相互に位置決めされて配置されている。スクリーングリッド４ａのホールサイズはアクセルグリッド４ｂのホールサイズよりも大きく形成されているが、これは開口面積比率を高めて多数のイオンを抽出し外部に加速・放出するためである。尚、アクセルグリッド４ｂの後方にもう１枚のグリッド（ディセルグリッド）を設ける場合もある。
　そして、スクリーングリッド４ａには電源ユニット７からプラスの電圧を印加し、アクセルグリッド４ｂには電源ユニット７からマイナスの電圧を印加することにより、プラズマ化されたプラスのイオンがアクセルグリッド４ｂの静電力によって引き寄せられて加速され、イオンビームとして放出される。
　一方、プラスのイオンだけを放出していると人工衛星側がマイナスに帯電し、せっかく放出したプラスのイオンが人工衛星側に戻ってきてしまって推力にならなくなってしまうことから放出されるイオンビームと同量の電子によってイオンビームを中和し、イオンエンジンの帯電を防止するために中和器５が設けられている。そのため、中和器５にも推進剤を供給して電源ユニット７によってマイナスの電圧が印加されるようになっている。中和器５のプラズマ生成室５ａで生成されたプラスのイオンの一部は電子と一緒に放出されるが、残ったプラスのイオンはイオン源３のプラズマ生成室３ａから運ばれた電子と結合して再び中性のキセノンに戻り、さらにマイクロ波電源３０から供給されるマイクロ波によって再びプラズマ化されてリサイクルされる。
　イオンエンジンの推進剤の流量調整に関しては、例えば、特許文献１に示すものがある。特許文献１は、推進剤の流量信号と実際の流量との間にずれが生じた場合の推進剤流量制御のための校正係数を軌道上で補正し、推進剤の流量を適切に制御する技術に関するものである。
特開平９－２８７５５０号公報
　従来の大型サイズのマイクロ波放電式イオンエンジンにおいては、放電室サイズが大きく、十分な体積面積比が確保され、かつ十分大きなマイクロ波電力の供給が可能であったため、プラズマ着火に大きな技術的課題はなかった。しかしながら、小型のイオンエンジンにおいては、プラズマ生成室３ａ，５ａの小型化による体積面積比の縮小（損失面積の相対的増加）、および使用可能マイクロ波電力の低下に伴い、プラズマ着火の不着火が大きな問題となっていた。すなわち、プラズマ生成室３ａ，５ａサイズ、マイクロ波電力、そしてガス流量が縮小化されることによりプラズマ着火が困難となるのである。
　プラズマ着火確率を増加させるための基本的な方法としては、例えば、（１）体積面積比の増加、（２）マイクロ波電力の増加、（３）ガス流量の増加、が考えられる。この点、小型イオンエンジンにおいては本質的にサイズ拡大を伴う変更は実施不可能である。また、イオンエンジンの運用において、初期運用の開始時には推進剤（キセノンガス）を確実に着火（プラズマ化）させ、一方、定常的な加速フェーズでは、最適な動作点で推力を継続的に維持する必要がある。しかしながら、流量制限器は、定常的な加速における最適な動作を実現する為に流量が最適値となるように推進剤の流量を制御するような設計となっている。さらに、マイクロ波電力や直流放電電力及びガス流量の増加はそれぞれ消費電力の増加および比推力の低下、すなわち性能の低下を招くので好ましくない。しかしながら、これらの増加を定常的なものではなく、一時的な増加に留めることができれば、性能の低下を抑えた上で、プラズマ着火の確率を大幅に上昇させ得るものと考えられる。
　そこで、本発明は、かかる問題点に鑑みなされたもので、定常運用における推進剤の流量の最適化を実現しつつ、且つ初期の確実なイオン着火を確保するための推進剤の流量制御を可能とし、小型のイオンエンジンであってもシステムに大きな変更を与えることなく、推進剤を確実に着火してプラズマ化することが可能なイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステムを提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために請求項１に記載の発明は、放電開始時に一時的に定常状態よりも高い流量の推進剤を供給することによってプラズマ着火を行うことを特徴とするイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法を提供する。
　上記課題を解決するために請求項２に記載の本発明は、請求項１に記載のイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法において、一旦ガス溜めに貯めておいた推進剤を定常状態よりも高い流量で予めマイクロ波を照射したプラズマ生成室に放射することによりプラズマ着火を行うことを特徴とする。
　上記課題を解決するために請求項３に記載の本発明は、推進剤貯蔵タンクに貯蔵された推進剤を一旦減圧して貯えるアキュムレータからイオン源及び中和器へ供給する前記推進剤の流量を制御する流量制限器と、前記イオン源及び中和器への推進剤の供給又は停止を制御するスラスタバルブとの間に推進剤を溜めるガス溜めを設けたことを特徴とするイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給システムを提供する。
　本発明に係るイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステムによれば、流量制限器とスラスタバルブの間にガス溜めを設け、初期着火時のみガス溜めに貯蔵された推進剤を一気に放出することにより確実な着火を確保すると共に、定常的な加速運用時には推進剤の流量制限器により最適な加速運用をすることができるという効果がある。これにより、小型のイオンエンジンであっても確実にプラズマ着火させることができるという効果がある。一時的なガス流量の増加は比推力を低下させるが、その時間は０．１～１．０秒程度であり、通常モードにおけるイオンエンジンの作動時間に比べて極めて短いことから比推力の低下に対する影響も殆どない。
本発明に係るイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給システムの一実施形態を示すブロック図である。 ガス溜めの一実施形態を示す断面図である。 従来のイオンエンジンの概略構成図である。
　以下、本発明に係るイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステムの好ましい一実施形態について図面を参照しつつ説明する。図１は本発明に係るイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給システムの一実施形態を示すブロック図である。尚、従来のイオンエンジンと同様の構造部分については図３と同じ符号を付し説明を省略する。
　図１に示すように、イオンエンジン１を構成するプラズマ着火用ガス供給システム１０は、キセノンガス等の推進剤を高圧、例えば、約７Ｍｐａで貯蔵する推進剤貯蔵タンク１１と、推進剤を低圧、例えば０．０３Ｍｐａで貯蔵する低圧タンク（アキュムレータ）１３を備えており、推進剤貯蔵タンク１１と低圧タンク１３との間の配管１７には圧力調整用の調圧バルブ１５が配置されている。そして、推進剤は低圧タンク１３からスラスタバルブ１９を介してイオン源３のプラズマ生成室３ａ及び中和器５のプラズマ生成室５ａへ送られるようになっており、スラスタバルブ１９の上流側には推進剤の流量を制御する流量制限器１８が配置されている。
　イオン源３のプラズマ生成室３ａ及び中和器５のプラズマ生成室５ａは真空と直結しているため、低圧タンク１３の圧力に応じた流量で推進剤が流入する。そして、流量制限器１８によって圧力と流量の関係が決定され、スラスタバルブ１９の開閉によって推進剤の供給のＯＮ／ＯＦＦ制御が実行される。
　本発明では、流量制限器１８の下流側であってスラスタバルブ１９の上流側の間にガス溜め２０が設けられている。ガス溜め２０は、例えば、図２に示すように、所定量の推進剤が一時的に貯えられる貯留室２１を備えており、かかる構成において、スラスタバルブ１９を閉じた状態ではガス溜め２０には低圧タンク１３と同圧力の推進剤が溜まる。ガス溜め２０に貯えられた推進剤は流量制限器１８の下流にあるため、次にスラスタバルブ１９を開放した瞬間には流量制限器１８の影響を受けることなくイオン源３のプラズマ生成室３ａ及び中和器５のプラズマ生成室５ａへ向かって放出される。また、図２に示すガス溜め２０においては流量制限器１８と連通する側の配管１７ａの径サイズとスラスタバルブ１９と連通する側の配管１７ｂの径サイズを同じにしているが、配管１７ｂの径サイズを配管１７ａの径サイズよりも大きくすることで高い流量の推進剤を短時間でイオン源３のプラズマ生成室３ａ及び中和器５のプラズマ生成室５ａへ放出させるように構成することもできる。尚、電源ユニット７、調圧バルブ１５、流量制限器１８、スラスタバルブ１９、マイクロ波電源３０の制御は制御装置５０によって行われるようになっている。制御装置５０は、いわゆるコンピュータであり、図示しない中央処理装置、記憶装置、入出力インターフェース、通信装置等を備えて構成されているが、その具体的内容は公知であるため詳しい説明は省略する。
　このガス流は、スラスタバルブ１９からイオン源３及び中和器５までのガスコンダクタンスによって定まり、流量制限器１８を介するよりもはるかに高い流量の推進剤を放出することができる。この一時的に大きなガス流の継続時間および最大値は、ガス溜め２０の大きさ及びスラスタバルブ１９からイオン源３の及び中和器５までのガスコンダクタンスによって調整が可能であるが、プラズマ着火に必要な時間は０．１～１．０秒程度である。そして、ガス溜め２０に一時的に貯えられた推進剤の放出が終わった後は、流量制限器１８による設定流量が流れ、通常動作モードに移行する。このように、プラズマ着火に必要な時間は典型的なイオンエンジン作動時間（数時間から１年）に比べて極めて短い時間であることから比推力の低下に対する影響も殆どない。
　本発明によれば、極めて厳しい小型・軽量化が求められる超小型の人工衛星等において確実なミッション遂行のために必要な軌道制御等に直接関わる小型イオンエンジンにおいて、エンジン始動時に一時的に定常状態よりも高いガス流量を流すことによりプラズマ着火を確実に行わせることができる。
　以上のように、本発明の好ましい実施形態について詳述したが、本発明は係る特定の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲に記載された本発明の要旨の範囲内において、種々の変形・変更が可能であることはいうまでもない。例えば、推進剤のプラズマ化はマイクロ波放電によるものに限られず放電電極方式によるものであってもかまわない。
　１　　　イオンエンジン
　３　　　イオン源
　　３ａ　　　プラズマ生成室
　４　　　イオン加速部
　　４ａ　　　スクリーングリッド
　　４ｂ　　　アクセルグリッド
　５　　　中和器
　　５ａ　　　プラズマ生成室
　７　　　電源ユニット
１０　　　プラズマ着火用ガス供給システム
１１　　　進剤貯蔵タンク
１３　　　低圧タンク
１７　　　配管
１８　　　流量制限器
１９　　　スラスタバルブ
２０　　　ガス溜め
２１　　　貯留室
３０　　　マイクロ波電源
４０　　　同軸ケーブル
５０　　　制御装置

Claims (3)

  1. 　放電開始時に一時的に定常状態よりも高い流量の推進剤を供給することによってプラズマ着火を行うことを特徴とするイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法。
  2. 　請求項１に記載のイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法において、
    　一旦ガス溜めに貯めておいた推進剤を定常状態よりも高い流量で予めマイクロ波を照射したプラズマ生成室に放射することによりプラズマ着火を行うことを特徴とするイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法。
  3. 　推進剤貯蔵タンクに貯蔵された推進剤を一旦減圧して貯えるアキュムレータからイオン源及び中和器へ供給する前記推進剤の流量を制御する流量制限器と、前記イオン源及び中和器への推進剤の供給又は停止を制御するスラスタバルブとの間に推進剤を溜めるガス溜めを設けたことを特徴とするイオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給システム。
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