Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКАЯ ТЯГОВАЯ СИСТЕМА (ВАРИАНТЫ), КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ПРИЛОЖЕНИЯ ВЫБИРАЕМЫХ ТЯГОВЫХ УСИЛИЙ (ВАРИАНТЫ)
ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКАЯ ТЯГОВАЯ СИСТЕМА (ВАРИАНТЫ), КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ПРИЛОЖЕНИЯ ВЫБИРАЕМЫХ ТЯГОВЫХ УСИЛИЙ (ВАРИАНТЫ)

ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКАЯ ТЯГОВАЯ СИСТЕМА (ВАРИАНТЫ), КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ПРИЛОЖЕНИЯ ВЫБИРАЕМЫХ ТЯГОВЫХ УСИЛИЙ (ВАРИАНТЫ)

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к тяговым системам космического аппарата и, главным образом, к электростатическим тяговым системам. Согласно изобретению, злектростатическая тяговая система (220) содержит множество электростатических например, ионных двигателей малой тяги (136,137,176,177), каждый из которых непрерывно питается от системы энергопитания (226) нагревательной и другими формами энергии. Ионизируемый газ по системе трубопровода (146) подается к указанным двигателям так, чтобы выборочно создавать, по управляющим сигналам на газовые клапаны (150-151, 180-181), тяговое усилие выбранного одного из электростатических двигателей. В другом варианте тяговой системы, с целью уменьшения энергопотребления, нагревательные формы энергии подаются только на выбранный двигатель. Изобретение позволяет уменьшить сложность тяговой системы, увеличить ее ресурс (cрок службы катодов двигателей). Система особенно выгодна для космического аппарата с одним работающим в данный момент двигателем малой тяги. 6 с. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2134220
Класс(ы) патента: B64G1/40, B64G1/26
Номер заявки: 98112753/28
Дата подачи заявки: 08.07.1998
Дата публикации: 10.08.1999
Заявитель(и): Хьюз Электроникс Корпорейшн (US)
Автор(ы): Джон Р.Битти (US); Филип Дж.Госвиц (US)
Патентообладатель(и): Хьюз Электроникс Корпорейшн (US)
Описание изобретения: Изобретение относится, в основном, к тяговым системам космического аппарата и, особенно, к электростатическим тяговым системам.
Бортовые тяговые системы используются, чтобы реализовать разнообразие маневров космического аппарата, таких как подъем орбиты (например, подъем с низкой околоземной орбиты на геостационарную орбиту), удержание станции (например, коррекция наклона, дрейфа и эксцентриситета орбиты спутника) и управление ориентацией (например, коррекция ошибок ориентации по отношению к спутниковым осям вращения, колебания и рыскания).
Сила, действующая на космический аппарат от двигателя тяговой системы, выражается уравнением (1)

как произведение расхода массы и скорости истечения двигателя малой тяги. Уравнение (1) также показывает, что скорость расхода массы может быть заменена отношением величины весового расхода к ускорению силы тяжести и что отношение скорости истечения к ускорению силы тяжести может быть представлено как удельный импульс Isp, который представляет собой качество двигателя малой тяги. Уравнение (1) может быть переписано в виде (2)

чтобы показать, что удельный импульс является отношением тягового усилия к величине весового расхода.
При использовании двигателя малой тяги для маневра космического аппарата, приращение скорости Δv космического аппарата приобретается дифференциальным расходом массы имеющегося в запасе топлива, то есть разностью между начальной массы Mi космического аппарата (до маневра) и конечной массой Mf космического аппарата (после маневра). Эта разность масс есть функция удельного импульса двигателя малой тяги Isp, как показывает "уравнение ракеты":

в котором размерность Δv - м/сек, размерность Isp - сек и константа g - ускорение силы тяжести - м/сек2. Из уравнения (3) следует, что расход топлива экспоненциально уменьшает конечную массу Mf космического аппарата с увеличением Δv и что это уменьшение может быть экспоненциальным с увеличением удельного импульса Isp.
Удельный импульс - поэтому важная мера эффективности топлива двигателя малой тяги. Основные типы двигателей малой тяги и их удельные импульсы описаны в различных источниках по космическим аппаратам (например, Morgan, Walter L., et al.. Communications Satellite Handbook, John Wiley and Sons, New York, 1989, pp. 651-653, 656, 657, 849, 850 and 867-869). Обычно удельные импульсы составляют 230 секунд для двигателей с однокомпонентным топливом, 290 секунд для твердотопливных двигателей, 445 секунд для двигателей с двухкомпонентным топливом и 500 секунд для электродуговых реактивных двигателей.
В отличие от этих типов двигателей малой тяги, электростатические двигатели создают тягу путем взаимодействия электростатических полей с заряженными топливными частицами, такими как ионы и заряженные коллоидные частицы. Обычные электростатические двигатели малой тяги (как описано, например, в Sutton, George F., Rocket Propulsion Elements, John Wiley and Sons, New York, 1992, pp. 580-590) представляют собой двигатели на электронной бомбардировке, ионные контактные двигатели малой тяги и двигатели на полевой эмиссии или коллоидные двигатели. В двигателях малой тяги на электронной бомбардировке ионы образуются путем бомбардировки газообразного топлива (например, ксенона) электронами от нагретого катода. В ионных контактных двигателях малой тяги ионы производятся пропусканием топливного пара через горячий, пористый контактный ионизатор (сделанный, например, из вольфрама). В двигателях малой тяги на полевой эмиссии распыленные капельки приобретают электрический заряд, проходя через интенсивные электрические поля. Электростатические двигатели малой тяги способны выдавать очень высокие удельные импульсы (например, были разработаны ионные двигатели с удельными импульсами свыше 2500 секунд).
Высокие удельные импульсы электростатических двигателей малой тяги делают их привлекательными для маневров космического аппарата. Их высокая топливная эффективность может облегчить уменьшение начальной массы спутника, увеличение полезного груза и более длительный срок службы на орбите. Снижение начальной массы позволяет снизить начальную стоимость и увеличить полезную нагрузку, обеспечить более длинный срок службы с увеличением доходности космического аппарата.
Космический аппарат вообще несет множество двигателей малой тяги, чтобы производить маневры. Каждый из этих двигателей малой тяги имеет собственную систему энергопитания (например, космический аппарат с четырьмя двигателями малой тяги имеет четыре системы энергопитания для двигателей). По причине уменьшения веса и объема желательна наиболее простая тяговая система космического аппарата.
Настоящее изобретение относится к электростатическим тяговым системам для космических аппаратов, которые работают с уменьшенным числом систем энергопитания, например, которые уменьшаются вместе с числом двигателей малой тяги.
Эту задачу можно решить с осознанием того, что, при отсутствии ионизируемого газа, электростатические двигатели малой тяги не могут создавать тяговые усилия с помощью присутствующих форм энергии (то есть, комбинаций напряжения и тока). В случае ионного двигателя, например, электрический ток через двигатель малой тяги имеет место, когда появился ионизированный газовый поток.
Таким образом, заданные тяговые усилия могут прикладываться к космическому аппарату от сцепки множества электростатических двигателей малой тяги при непрерывной подаче энергии к электростатическим двигателям малой тяги и подводе ионизированного газа к одному из выбранных электростатических двигателей малой тяги, чтобы таким образом выборочно запустить электростатический двигатель малой тяги.
В другом варианте космического аппарата формы энергии, отличные от нагревательной формы энергии, непрерывно прилагаются к электростатическим двигателям малой тяги, а нагревательные формы энергии прилагаются только к катодам выбранного двигателя малой тяги. Этот вариант еще более уменьшает затраты энергии и продлевает сроки службы катодов.
Конструкция электростатической тяговой системы согласно изобретению имеет множество электростатических двигателей малой тяги, простую систему энергопитания, соединенную с двигателем малой тяги и газовым клапаном, связанным с каждым из двигателей малой тяги. Газовые клапаны, каждый, предусмотрены, чтобы управлять потоком ионизируемого газа к соответствующему ионному двигателю малой тяги, и каждый из них открывается в соответствии с соответствующим управляющим сигналом. Таким образом, каждый из электростатических двигателей малой тяги производит тяговое усилие при подаче соответствующей мощности от системы энергопитания только в соответствии с управляющим сигналом на соответствующий газовый клапан.
В другой конструкции электростатической тяговой системы выбранный двигатель малой тяги может быть выборочно подсоединен к соответствующему источнику нагревательной энергии.
Таким образом, нагреватели катода невыбранных двигателей малой тяги не расходуют энергию, тем самым уменьшая общий расход энергии и продлевая срок службы катодов.
Некоторые принципы изобретения могут быть применены на практике с любыми электростатическими двигателями малой тяги, например, ионными двигателями малой тяги. Изобретение особенно подходит для космического аппарата, в котором только один двигатель малой тяги включается на любое заданное время.
Новые свойства изобретения сформулированы далее в пунктах прилагаемой формулы изобретения. Изобретение будет лучше понято из нижеследующего описания, при его чтении вместе с сопровождающими чертежами.
Фиг. 1 - боковой профильный вид электростатического двигателя малой тяги и связанной с ним системы энергопитания;
Фиг. 2 - перспективный вид космического аппарата на околоземной орбите;
Фиг. 3 - блок-схема электростатической тяговой системы космического аппарата по фиг. 2;
Фиг. 4 - диаграмма, которая иллюстрирует примерное действие электростатической тяговой системы по фиг. 3;
Фиг. 5 - блок-схема другого варианта электростатической тяговой системы;
Фиг. 6 - диаграмма, которая иллюстрирует примерное действие электростатической тяговой системы по фиг. 5; и
Фиг. 7A и 7B - иллюстрируют временные диаграммы процесса по стадиям технологического процесса в соответствии с фиг. 6.
Фиг. 1-4 иллюстрируют тяговую систему космического аппарата в соответствии с настоящим изобретением. Тяговая система дает значительное уменьшение сложности, что отражается в весе, объеме и сбережении стоимости космического аппарата, который использует эту систему.
Ионный двигатель малой тяги 20 на фиг. 1 содержит ионно-оптическую систему 22, расположенную в корпусе 24, которая формирует ионизационную камеру 26, разрядный электронный источник 27 и систему электродов 28, которая размещена в пределах камеры 26, генератор магнитного поля 30, который также помещен в пределах камеры 26, нейтрализатор 32, размещенный в соседней ионно-оптической системе 22. Ионный двигатель малой тяги 20 связан с емкостью 34, которая содержит ионизируемый газ (например, ксенон) и систему электропитания 36.
Основное действие ионного двигателя малой тяги 20 состоит в подаче ионизируемого газа из емкости 34 к камере 26 через клапан 37 и испускании первичных электронов в газ из электронного источника 27. Разрядное напряжение, приложенное к электродной системе 28, ускоряет эти электроны для столкновения с атомами газа, чтобы произвести плазму 40. Генератор магнитного поля 30 обычно содержит кольцевые постоянные магниты 41 и сконфигурирован таким образом, чтобы получить магнитные силовые линии 42 ближе к позиции 24. Эти линии потока направляют электроны по увеличенным траекториям и, таким образом, увеличивают генерацию плазмы 40. Ионно-оптическая система 22 имеет экранную сетку 50, ускоряющий электрод 52 и деселераторную сетку 54. Формы энергии, получаемые от системы электропитания 36, приложены к сеткам, чтобы заставить ионно-оптическую систему 22 извлекать ионный пучок 44 из плазмы 40 и ускорять его дальше из двигателя малой тяги 20. Ионный пучок 44 создает силу реакции на ионный двигатель малой тяги 20 и конструкции (например, космический аппарат), которые связаны с двигателем малой тяги.
Если не компенсировать положительно заряженный пучок ионов 44, он вызовет отрицательную тягу на ионном двигателе. Соответственно, нейтрализатор 32 испускает электронный пучок 46 в область ионного пучка, чтобы компенсировать заряд. Электронный пучок 46 также частично нейтрализует положительный пространственный заряд ионного пучка 44, чтобы предотвратить чрезмерное расхождение луча.
Конструкция ионного двигателя малой тяги 20 включает следующие детали.
Электронный источник разряда 27 имеет катод 61, поддерживающий электрод разряда 62 и нагреватель 63, который получает ток от источника питания 64 разрядного нагревателя системы электропитания 36. Источник питания 66 поддерживающего электрода разряда питается от системы электропитания 36, создавая положительное напряжение на поддерживающем электроде 62, чтобы начать плазменный разряд и обеспечить электронами камеру 26. Электродная система 28 имеет катод 61 и анод 68. Разрядное напряжение прикладывается поперечно электронному источнику 27, а анод 68 питается разрядным источником 76 из системы электропитания, чтобы ускорить первичные электроны через ионизируемый газ.
Нейтрализатор 32 содержит нейтрализаторный катод 80, поддерживающий электрод 82 и нагреватель 84, которые являются существенно теми же самыми, что и катод 61, поддерживающий электрод 62 и нагреватель 63, которые расположены в камере 26. Источник питания нагревательного нейтрализатора 86 из системы электропитания подсоединен через нагреватель 84, чтобы вырабатывать электроны, и для питания нейтрализатора 88 от системы электропитания подает положительное напряжение на поддерживающий электрод 82, чтобы начать производить плазму, которая является источником электронного пучка 46.
Система электропитания 26 имеет низковольтную шину питания 90 и шину повышенного напряжения питания 92. Низковольтная шина питания 90 упоминается на космическом аппарате как "заземленная" 93, и потенциалы шин электропитания 90 и 92 - как электрически обособленные, как разность потенциалов, идущая на питание экрана 94. Низковольтная шина 90 упоминается как источник питания: поддерживающего электрода 88, нагревателя нейтрализатора 86, ускоряющего электрода 96, деселераторной сетки 54 и катода 80 нейтрализатора. Зенеровский диод 101 на низковольтной шине питания 90 позволяет плавать отрицательному потенциалу относительно потенциала космического аппарата, чтобы определить потенциал, который заставляет электронный пучок 46 компенсировать заряд ионного пучка 44. Шина повышенного напряжения 92 упоминается как шина источника питания: разряда 76, поддерживающего электрода разряда 66, разрядного нагревателя 64, сетки экрана 50 и электронного источника разряда 27.
Фиг. 2 показывает космический аппарат 120 относительно Земли 122 на орбите 123, которая определяется орбитальной плоскостью 124. Фиг. 3 показывает детали электростатической тяговой системы 140, которую несет космический аппарат.
Космический аппарат 120 состоит из корпуса 125, набора двигателей малой тяги 126, множества солнечных элементов 127, которые направлены к Солнцу для производства энергии от солнечного излучения, и множества антенн 128, которые обычно направлены к Земле 122 для связи и слежения.
Ориентация космического аппарата обычно определяется относительно системы координат, которая имеет начало в центре масс спутника. Система координат 130 на фиг.1 имеет ось рыскания 132, которая направлена от начала координат по направлению к центру Земли. Ось тангажа 133 направлена от начала координат и перпендикулярна орбитальной плоскости спутника 124. Ось крена 134 перпендикулярна к двум другим осям координат и расположена вдоль вектора скорости спутника. Лицевая сторона корпуса космического аппарата 125, которая перпендикулярна к оси рыскания 132, обычно называется как надир (обращенная к Земле 122) и зенит - противоположная. Точно так же стороны, перпендикулярные к оси тангажа 133, называют как южную и северную стороны, и стороны, перпендикулярные к оси крена 134, называют как восточную и западную стороны.
Положение космического аппарата обычно определяется эксцентриситетом его орбиты 123, наклоном его орбитальной плоскости 124 к экваториальной плоскости Земли и долготой космического аппарата на его орбите. В случае геостационарной орбиты, например, эксцентриситет траектории - существенно ноль, плоскость орбиты космического аппарата - существенно компланарна плоскости экватора Земли, и долгота космического аппарата существенно зафиксирована (то есть орбитальный период соответствует вращательному периоду Земли).
Разнообразные силы (гравитация Солнца и Луны, трехосность сфероида Земли и давление солнечного ветра) действуют на космический аппарат 120 и тем самым могут изменить его положение. Процессы, поддерживающие заданное положение космического аппарата относительно Земли, названы как стабилизация, а также поддержания ориентации космического аппарата относительно системы координат 130 будем называть как управление ориентацией. Стабилизацию удобно осуществлять при помощи двигателей малой тяги, которые лучше разместить так, чтобы создавались и радиальные силовые компоненты (компоненты, расположенные вдоль оси рыскания 132) и тангенциальные силовые компоненты (компоненты, расположенные вдоль оси крена 134) для управления эксцентриситетом и долготой, а также нормальные силовые составляющие (компоненты, лежащие вдоль оси тангажа 133), чтобы управлять наклоном орбиты.
Управление ориентацией обычно облегчается применением реактивных маховиков, чей момент периодически "сбрасывается". В отличие от сил при стабилизации, которые обычно проходят через центр масс космического аппарата, управляемый сброс момента предпочтительно выполнить, направляя двигатели малой тяги космического аппарата от центра масс таким образом, чтобы они сами создавали вращающие моменты на космический аппарат.
Примерный набор двигателей малой тяги 125 на фиг.1 содержит пару двигателей малой тяги 136 и 137. Двигатели малой тяги 136 и 137 ориентированы так, чтобы произвести противоположно-направленные перпендикулярные тяговые составляющие. Двигатели малой тяги предпочтительно монтировать так, чтобы они имели наклон наружу от оси тангажа 133, чтобы создать радиальные тяговые составляющие, и повернуть относительно оси тангажа 133, чтобы создавались тангенциальные тяговые составляющие. Желательно, чтобы двигатели малой тяги были смонтированы таким образом, чтобы линии действия их тяг были удалены от центра масс космического аппарата, чтобы создавать вращающие моменты, которые облегчают сброс момента реактивных маховиков в космическом аппарате 120.
Двигатели малой тяги 136 и 137 формируют одну из концепций набора двигателей малой тяги. Другие концепции набора двигателей малой тяги могут быть получены с различным числом двигателей (например, четыре или шесть), которые помещены в различные точки космического аппарата (например, в надир и зенит, восточные и западные, северные и южные точки аппарата), чтобы создавать каждым из них, по крайней мере один, из радиальных, тангенциальных и нормальных компонентов тяги.
Двигатели малой тяги 136 и 137 - часть электростатической тяговой системы 140, которая детализирована на фиг. 3. Эта система содержит емкости 142 с ионизируемым газом (например, ксеноном). Емкости и первичная двигательная система 144 соединены вместе системой трубопровода 146.
В первичной двигательной системе 144 электростатические двигатели малой тяги 136 и 137 подсоединены непосредственно к системе электропитания (PSS) 148 таким образом, чтобы они являлись непрерывными объектами энергоснабжения. Кроме того, они подсоединены к системам трубопроводов 146 запорными клапанами, которые срабатывают на управляющие сигналы системы электропитания 148. В частности, двигатель малой тяги 136, подсоединенный к системе трубопровода 146 клапанами 150 и 151, а двигатель малой тяги 137 подсоединен к системе трубопровода 146 запорными клапанами 152 и 153.
В конструкции электростатической тяговой системы согласно изобретению имеются электростатические двигатели малой тяги 136 и 137, каждый из которых является ионным двигателем малой тяги 20 на фиг. 1, а также система электропитания 148, которая является системой электропитания 36 на фиг.1.
При работе этой двигательной системы формы энергии от системы электропитания 148 непрерывно подаются на двигатели малой тяги 136 и 137. Пока запорные клапаны 150-153 остаются закрытыми, двигатели малой тяги не рассеивают существенное количество энергии (рассеяние энергии описано более детально в дальнейшем с использованием фиг. 5, 6, 7A и 7B), потому что они не имеют ионизированного газа для своей работы.
В соответствии с управляющим сигналом от системы электропитания 148, запорные клапаны 150 и 151 открываются, чтобы подвести ионизированный газ к ионному двигателю малой тяги 136. По той причине, что этот ионный двигатель малой тяги непрерывно снабжается энергией от системы электропитания 148 и теперь подводимый ионизированный газ через запорные клапаны 150 и 151 вырабатывает ионный пучок (44 на фиг.1), и космический аппарат (120 на фиг.2) приобретает тягу. В этом режиме двигатель 137 не производит никакой тяги и тяговой мощности от системы электропитания 148.
В ответ на управляющий сигнал от системы электропитания 148, запорные клапаны 152 и 153 открываются для подведения ионизированного газа к ионному двигателю малой тяги 137. По той причине, что этот ионный двигатель малой тяги также непрерывно снабжается формами энергии от системы электропитания 148 и теперь получает ионизированный газ через запорные клапаны 152 и 153, генерируя ионный пучок (44 на фиг.1), то им вырабатывается тяга, действующая на космический аппарат (120 на фиг.2). В этом последнем режиме работы запорные клапаны 150 и 151 закрываются так, чтобы двигатель малой тяги 136 не производил никакой тяги и не потреблял много энергии от системы электропитания 148.
Таким образом, выборочное открытие запорных клапанов 150 и 151 или запорных клапанов 152 и 153 выборочно приводит к созданию тяги от ионных двигателей 136 и 137.
Подробно, система трубопровода 146 включает пару пироклапанов 160 и 161, газовый фильтр 162 и набор 164 из регуляторов давления. Пироклапаны - клапаны безопасности, которые предотвращают любое нерасчетное действие двигателей малой тяги в течение запуска космического аппарата (120 на фиг.2). Когда космический аппарат впервые благополучно выводится на орбиту, пироклапаны продуваются приложением сигналов управления. Электростатическая тяговая система 140 тогда готова к действию. Набор 164 из регуляторов давления уменьшает газовое давление в объемах 142 (например, ≈ 77 кг/см2 (≈ 75,5·104 Н/м2)) газовому давлению (например, ≈ 0,7 кг/см2 (≈ 0,67·104 Н/м2)), который является подходящим для двигателей малой тяги 136 и 137. Кроме того, система трубопровода 146 заполняет и осушает клапаны 166 для обслуживания тяговой системы и преобразователей давления 168, которые облегчают управление тяговой системы.
Из-за критического характера их действия важные системы космического аппарата обычно имеют избыточные или дублирующие элементы, которые становятся доступными в случае отказа основного элемента. Соответственно, электростатическая тяговая система 140 имеет дублирующую систему двигателей малой тяги 174, которая подсоединена к газовым емкостям 142 трубопроводной системой 146. Дублирующая система двигателей малой тяги 174 подобна основной системе двигателей 144. В частности, она имеет электростатические двигатели малой тяги 176 и 177, которые подсоединены непосредственно к системе электропитания 178 так, чтобы они непрерывно питались формами энергии этой системы электропитания. Двигатель малой тяги 176 подсоединен к системе трубопровода 146 запорными клапанами 180 и 181, и двигатель малой тяги 177 подсоединен к системе трубопровода 146 запорными клапанами 182 и 183.
В космическом аппарате 120 на фиг.2 каждый из дополнительных двигателей малой тяги дублирующей двигательной системы 174 обычно следует помещать рядом с соответствующим двигателем основной двигательной системы 144 так, чтобы она могла исполнять функции этой основной системы в случае отказа двигателя.
Потребность в избыточности также является побуждением для последовательного соединения наборов запорных клапанов (например, запорные клапаны 150 и 151) в основной и дублирующей двигательных системах 144 и 174. Если один из набора запорных клапанов застрянет в открытом положении, другой запорный клапан может исполнять функции подачи и блокирования ионизированного газа к соответствующему двигателю. Эта избыточность, однако, не дает результата, если один из набора запорных клапанов удерживается в закрытом положении. Примерные управляющие сигналы для запирания клапанов в их открытые и закрытые положения составляют ± 5 вольт. Эти сигналы управления могут быть произведены с помощью обычных выключательных приводов 188, которые могут быть объединены с системой электропитания 148 и 178.
Основное действие электростатической тяговой системы 140 показано на технологической схеме 200 на фиг.4. На первой стадии процесса 202 электростатические двигатели малой тяги подсоединяются к космическому аппарату. На второй стадии процесса 204, формы энергии непрерывно прикладываются к электростатическим двигателям малой тяги для их питания. Наконец, на третьей стадии процесса 206, ионизированный газ подается к выбранному электростатическому двигателю малой тяги, чтобы выборочно создать тягу этим электростатическим двигателем.
В электростатическом двигателе малой тяги 20 на фиг.1 катод разгрузки 61 и нейтрализаторный катод 80 обычно имеют покрытие (например, из барий-кальциевого алюмината), которое преобразуется тепловым накалом в окись (например, в окись бария), которая покрывает диспенсер (например, вольфрам), у которого низкая работа выхода облегчает электронную эмиссию. Эта электронная эмиссия, в свою очередь, облегчает генерацию локальных плазменных областей при приложении форм энергии от источника питания 66, поддерживающих электродов разряда и нейтрализатора 88.
В описании действия электростатической тяговой системы 140 на фиг.3 упоминалось, что формы энергии могут прикладываться к электростатическим двигателям малой тяги, и при этом не будет существенных потерь энергии, пока их соответствующие запорные клапаны (например, 150-153 на фиг.3) остаются закрытыми. Хотя эти потери в большинстве элементов ионного двигателя малой тяги 20 на фиг. 1 - обычно нулевые при отсутствии ионизированного газа, нагреватели катода (например, нагреватели катода 63 и 84 на фиг.1) могут рассеивать существенные количества энергии (например, -30 ватт) всегда, когда на них подано питание (то есть, независимо от состояния газовых запорных клапанов).
Особенно важно ограничивать потребление энергии космического аппарата и уменьшать количество энергии, которая должна быть произведена, и количество тепла, которое должно быть рассеяно. Также следует заметить, что нагреватели и катоды, имеющие ограниченные сроки службы, в работающем режиме в неиспользуемом электростатическом двигателе малой тяги излишне уменьшают срок службы системы.
Кроме того, отказ нагревателя в электростатической тяговой системе 140 на фиг.3 может привести к потере всего двигателя, подсоединенного к системе электропитания этого нагревателя. При отказе нагревателя во включенном состоянии другие нагреватели будут обычно испытывать недостаток питания. Если нагреватель терпит отказ во включенном состоянии, другие нагреватели будут обычно нести чрезмерную нагрузку и могут быть подвергнуты опасно высоким температурам. По этим причинам желательно, чтобы нагреватели невключенного двигателя не питались энергией.
Соответственно, фиг. 5 иллюстрирует другую электростатическую тяговую систему 220, в которой каждый электростатический двигатель малой тяги подсоединен к собственному электропитанию нагревателя 222. Такое питание обеспечивает формы энергии для всех нагревателей в соответствующем электростатическом двигателе малой тяги (например, нагреватель разряда питается от источника 64, а нагреватель нейтрализатора питается от источника 86 на фиг. 1). Обычная PSS 266, которая содержит другие формы энергии для двигателя (например, питание поддерживающего электрода разряда 66, питание разряда 76, питание экрана 94, питание ускорителя 96 и питание поддерживающего электрода нейтрализатора 88 на фиг.1), соединяется с каждым набором двигателей малой тяги. Если бы не эти различия, фиг.5 была бы подобна фиг.3 с подобными элементами, обозначенными теми же номерами ссылок.
В частности, электростатическая тяговая система 220 имеет основную систему двигателей малой тяги 230 и дублирующую двигательную систему 232. В основной системе 230 двигатели малой тяги 136 и 137 подсоединяются к обычной PSS 226. Напротив, каждый двигатель малой тяги 136 и 137 подсоединен к соответствующему электропитанию нагревателя 222. Точно так же двигатели малой тяги 176 и 177 дублирующей двигательной системы 232 подсоединены к обычной PSS 226, и каждый также подсоединен к соответствующему электропитанию нагревателя 222.
Действие электростатической тяговой системы 220 описано технологической схемой 240 на фиг.6 и иллюстрируется при помощи выборочных временных диаграмм 250 и 260 на фиг.7A и 7B. Желательно, чтобы формы энергии нагревателя подавались заранее (при работе системы 220 на фиг.5) таким образом, чтобы электронная эмиссия правильно устанавливалась еще до инициирования тяги, что представлено на временных диаграммах 250 и 260 пунктирной линией 241. После стадии 242 обеспечения космического аппарата электростатическими двигателями, схема 240 предусматривает стадию 243 подачи нагревательных форм энергии к выбранному двигателю. Один двигатель, например, двигатель 136 на фиг.2, выбран для создания тяговых усилий.
Как показано на фиг. 7A, нагревательные формы энергии применяются до момента создания тяги, со временем инициирования 241 и периодом времени, достаточным, чтобы полностью установилась электронная эмиссия (например, ≈ 20 минут). Затем ионизируемый газ поступает на выбранный двигатель, как показано в стадии 244 фиг.6. Газ поступает до инициирования тяги за время 241 (например, ≈ 5 минут) достаточное, чтобы полностью заполнилась система трубопровода (146 на фиг.5).
С горячим катодом разряда (61 на фиг.1) и подачей ионизируемого газа процесс инициирования тяги переходит к заключительным стадиям, которые показаны на детальной временной диаграмме 260 фиг.7B. Сначала прикладываются формы энергии для поддерживающего электрода разряда и нейтрализатора ко всем двигателям, как видно в стадии процесса 245 фиг.6. Лишь в выбранном двигателе эта стадия включает создание потока электронов из источника электронов (27 на фиг.1) и нейтрализатора (32 на фиг.1).
Наконец, последовательность форм энергии ускорителя, энергии экрана и энергии разряда - подается на ионно-оптическую систему (22 на фиг.1) всех двигателей, как показано в стадиях процесса 246, 247 и 248 на фиг.6. Только в выбранном двигателе эта указанная подача форм энергии производит плазму, извлекает ионный пучок (44 на фиг.1) из плазмы и ускоряет его от двигателя (то есть, тяговое усилие создано только в выбранном двигателе).
Как показано на подробной временной диаграмме 269 фиг.7B, подача ускоряющей формы энергии, формы энергии экрана и энергии разряда происходит с временным разделением порядка 10-100 миллисекунд. Если бы приложение формы энергии экрана предшествовало бы приложению ускоряющей формы энергии, то электроны потока от нейтрализатора (46 на фиг.1) были бы вовлечены в двигатель через ионно-оптическую систему (22 на фиг.1). Предварительное приложение ускоряющей формы энергии устанавливает электростатический барьер против этих электронов.
В эксплуатационной последовательности, иллюстрируемой на фиг.6, все формы энергии, за исключением форм энергии нагревателя, также прикладываются к невыбранным электростатическим двигателям. Однако, при отсутствии ионизированного газа, эти двигатели тратят существенно нулевые количества от данных форм энергии. По той причине, что не прикладываются нагревательные формы энергии к невыбранным двигателям, энергия, требуемая от космического аппарата, уменьшается, а срок службы нагревателей продлевается.
В другом варианте электростатическая тяговая система 220 фиг.5 выполнена так, чтобы каждая двигательная система (например, основная двигательная система 230) содержала только отдельный источник электропитания нагревателя 222. В этом варианте, например, электропитание нагревателя, связанного с электростатическим двигателем 136, может осуществляться через выключатель 262 (показанный пунктиром). Один из выходов выключателя подсоединен к двигателю 136, а другой выход выключателя 264 связан с двигателем 137. В ответ на сигнал управления выключателя, нагревательные формы энергии могут быть поданы к выбранному двигателю. Точно так же ионизируемый газ подается к выбранному двигателю в ответ на сигнал управления, приложенный к запорным клапанам (например, клапанам 150 и 151) выбранного двигателя. В этом варианте другие источники питания для нагревателя (например, питание 222 вместе с двигателем 137) могут быть отключены.
Электростатические тяговые системы согласно изобретению уменьшают сложность реализации тяговых систем космического аппарата. В частности, они допускают отдельные системы электропитания для электростатических двигателей, каждый из которых является выбираемым через посредство газового клапана, связанного с этим двигателем. Эти системы особенно подходят для космического аппарата, в котором имеется только один двигатель на данное время.
Кроме нескольких иллюстративных примеров изобретения, показанных и описанных выше, многочисленные разновидности и изменения могут быть сделаны без потери духа и сущности изобретения, как они определены в прилагаемой формуле изобретения.
Формула изобретения: 1. Электростатическая тяговая система, включающая в себя множество электростатических двигателей малой тяги, каждый из которых создает тяговое усилие при подаче в него ионизируемого газа и его питании множеством форм энергии, отличающаяся тем, что содержит систему энергопитания, которая производит данные формы энергии и осуществляет непрерывное снабжение ими указанных двигателей системы, множество газовых клапанов, каждый из которых служит для управления потоком указанного ионизируемого газа к соответствующему, одному из электростатических двигателей малой тяги и каждый из которых открывается в соответствии с управляющим сигналом, при этом каждый из указанных электростатических двигателей малой тяги обеспечивает создание тягового усилия и тяговой мощности от указанной системы энергопитания в ответ на управляющий сигнал на газовый клапан этого двигателя.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что указанные электростатические двигатели малой тяги являются ионными двигателями малой тяги.
3. Система по п.1, отличающаяся тем, что каждый из указанных электростатических двигателей малой тяги является ионным двигателем, содержащим камеру для приема указанного ионизируемого газа, имеющую открытый конец, источник электронов, расположенный с возможностью впуска в указанную камеру первичных электронов, электродную систему, содержащую экранную сетку и ускоряющую сетку, расположенные в указанной камере с возможностью восприятия по крайней мере одной из указанных форм энергии, подаваемой на данную электродную систему с целью ускорения первичных электронов и ионизации указанного газа до состояния плазмы, магнитную систему, выполненную с возможностью создания магнитных силовых линий в указанной камере для увеличения данной ионизации, многосеточную ионно-оптическую систему, расположенную поперек указанного открытого конца и выполненную с возможностью извлечения и испускания ионного пучка из плазмы, а также нейтрализатор, выполненный и установленный с возможностью испускания нейтрализующих электронов в область, близкую к ионному пучку.
4. Система по п.3, отличающаяся тем, что указанные источник электронов и нейтрализатор содержат, каждый, поддерживающий электрод и нагреватель разряда, а указанная система энергопитания содержит источник питания поддерживающего электрода разряда и источник питания нагревателя разряда, связанные с источником электронов, источник питания разряда указанной системы электродов, источник питания экрана указанной экранной сетки, источник ускоряющего напряжения указанной ускоряющей сетки, а также источник питания поддерживающего электрода разряда и источник питания нагревателя разряда нейтрализатора.
5. Электростатическая тяговая система, содержащая множество электростатических двигателей малой тяги, каждый из которых производит тяговое усилие при подаче в него ионизируемого газа, отличающаяся тем, что каждый из указанных электростатических двигателей малой тяги содержит источник электронов и нагреватели, электродную систему для ускорения указанных электронов через указанный газ для формирования источника плазмы и многосеточную ионно-оптическую систему для получения ионного пучка из указанного источника плазмы, а также систему энергопитания нагревателей для подачи энергии в нагревательной форме к любому из указанных электростатических двигателей малой тяги, общую систему энергопитания для всех электростатических двигателей малой тяги, вырабатывающую все, кроме нагревательной, формы энергии, требуемые для этих двигателей, а также множество газовых клапанов, каждый из которых предназначен для управления потоком ионизированного газа к соответствующему, одному из указанных электростатических двигателей малой тяги и открывающийся в ответ на управляющий сигнал, подаваемый на этот клапан, при этом каждый из указанных электростатических двигателей обеспечивает формирование тягового усилия и тяговой мощности от указанной общей системы энергопитания вследствие указанной подачи нагревательной энергии и управляющего сигнала на соответствующий газовый клапан.
6. Система по п.5, отличающаяся тем, что указанная система энергопитания нагревателей включает в себя множество источников питания нагревательной энергией, каждый из которых обеспечивает подачу этой энергии к источнику электронов соответствующего электростатического двигателя малой тяги в ответ на соответствующий сигнал управления его нагревателем.
7. Космический аппарат, содержащий корпус, по крайней мере одну солнечную батарею, установленную на этом корпусе, и электростатическую тяговую систему, отличающийся тем, что указанная система включает множество электростатических двигателей малой тяги, каждый из которых производит тяговое усилие при подаче в него ионизированного газа и возбуждении множеством форм энергии, причем указанные электростатические двигатели установлены на корпусе космического аппарата с обеспечением заданной ориентации их тяги относительно этого корпуса, систему энергопитания для непрерывного снабжения этих двигателей упомянутыми формами энергии, которая связана с указанным корпусом и получает энергию от указанной солнечной батареи, множество газовых клапанов, каждый из которых предназначен для управления потоком ионизированного газа к соответствующему, одному из указанных двигателей и открывающийся по соответствующему управляющему сигналу, при этом каждый из электростатических двигателей обеспечивает формирование тягового усилия и тяговой мощности от указанной системы энергопитания в ответ на управляющий сигнал на соответствующий газовый клапан.
8. Космический аппарат, содержащий корпус, по крайней мере одну солнечную батарею, установленную на этом корпусе, и электростатическую тяговую систему, отличающийся тем, что указанная система включает множество электростатических двигателей малой тяги, каждый из которых производит тяговое усилие при подаче в него ионизируемого газа, причем каждый из указанных электростатических двигателей содержит источник электронов и нагреватели, электродную систему для ускорения этих электронов через упомянутый газ для формирования источника плазмы и многосеточную ионно-оптическую систему для извлечения ионного пучка из данного источника плазмы, а также систему энергопитания нагревателей для избирательной подачи нагревательной энергии к любому из указанных электростатических двигателей, общую систему энергопитания для всех электростатических двигателей малой тяги, вырабатывающую все, кроме нагревательной, формы энергии, требуемые для этих двигателей, а также множество газовых клапанов, каждый из которых предназначен для управления потоком ионизированного газа к соответствующему, одному из указанных электростатических двигателей малой тяги и открывающийся в ответ на управляющий сигнал, подаваемый на этот клапан, при этом каждый из указанных электростатических двигателей обеспечивает формирование тягового усилия и тяговой мощности от указанной общей системы энергопитания вследствие указанной подачи нагревательной энергии и управляющего сигнала на соответствующий газовый клапан.
9. Способ приложения выбираемых тяговых усилий к космическому аппарату, при котором осуществляют связь космического аппарата с множеством электростатических двигателей малой тяги, каждый из которых создает тяговое усилие при подаче в него ионизируемого газа и питании множеством форм энергии, отличающийся тем, что указанные двигатели непрерывно питают этими формами энергии, а указанный ионизируемый газ подают к выбранному, одному из электростатических двигателей для избирательного создания тягового усилия этим двигателем.
10. Способ приложения выбираемых тяговых усилий к космическому аппарату, при котором осуществляют связь космического аппарата с множеством электростатических двигателей малой тяги, каждый из которых создает тяговое усилие при подаче в него ионизируемого газа и питании по крайней мере одной формой нагревательной энергии наряду с множеством других форм энергии, отличающийся тем, что указанные двигатели непрерывно питают этими другими формами энергии, а указанной формой нагревательной энергии питают выбранный одним из электростатических двигателей, подавая на этот же двигатель ионизируемый газ для создания тягового усилия этим двигателем.