(57)【要約】  推進システムである。本発明は宇宙機用の推進システムに関し、本推進システムは、少なくとも１つの中和器を有する少なくとも１つの電気推進エンジンと、加圧ガスを有する加圧ガスシステムとを備え、加圧ガスは少なくとも１つの中和器に直接的に供給される。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの中和器を有する少なくとも１つの電気推進エンジンと、
加圧ガスを有する加圧ガスシステムと
を備える、宇宙機用の推進システムであって、
前記加圧ガスは前記少なくとも１つの中和器に直接的に供給される、推進システム。
【請求項２】
前記加圧ガスシステムは再加圧システムである、請求項１に記載の推進システム。
【請求項３】
前記少なくとも１つの中和器はホローカソードである、請求項１又は請求項２に記載の推進システム。
【請求項４】
前記加圧ガスは不活性ガスを含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項５】
前記不活性ガスはヘリウム、ネオン、アルゴン、クリプトン、キセノン、又は窒素である、請求項４に記載の推進システム。
【請求項６】
前記推進システムはさらに、少なくとも１つのタンクに貯蔵される推進剤を備える、請求項１に記載の推進システム。
【請求項７】
前記少なくとも１つの電気推進エンジンはさらに、エバポレータを有する、請求項１から６のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項８】
前記推進システムはさらに、前記少なくとも１つの電気推進エンジンを用いて前記推進システムの高Ｉｓｐモードを制御するように構成されたプロセッサを備える、請求項１から７のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項９】
前記推進剤は、固体、液体単元推進剤、又は液体二元推進剤の対の物質からなる群から選択される、請求項６に記載の推進システム。
【請求項１０】
前記推進剤は、トリメチルアミン及びトリプロピルアミンなどのトリアミン、過酸化水素又は高濃度過酸化水素を含む、請求項９に記載の推進システム。
【請求項１１】
前記推進剤は前記電気推進エンジンに直接的に供給される、請求項６に記載の推進システム。
【請求項１２】
前記推進システムはさらに、前記タンクと前記電気推進エンジンとの間に配置されるエバポレータを備える、請求項６に記載の推進システム。
【請求項１３】
前記推進システムはさらに、コールドガススラスタ、レジストジェット、又はアークジェットからなるリストから選択される少なくとも１つの高推力推進エンジンを備える、請求項１から１２のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１４】
前記加圧ガスは前記少なくとも１つの高推力推進エンジンに直接的に供給される、請求項１３に記載の推進システム。
【請求項１５】
前記推進剤は、イオン化エネルギーが２０ｅＶ未満であり、周囲条件での密度が６００ｋｇ／ｍ３より大きい、請求項６に記載の推進システム。
【請求項１６】
前記推進剤は０〜７５℃の使用温度で液体である、請求項１５に記載の推進システム。
【請求項１７】
前記推進剤は２×１０５〜２５×１０５Ｐａ（２〜２５ｂａｒ）の使用圧力で液体である、請求項１５又は請求項１６に記載の推進システム。
【請求項１８】
前記推進剤は、ヨウ素などのハロゲン、又はハロゲン間化合物である、請求項１５から１７のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１９】
前記ハロゲン間化合物は一臭化ヨウ素又は一塩化ヨウ素である、請求項１８に記載の推進システム。
【請求項２０】
宇宙機の電気推進システム用の推進剤としてのハロゲン間化合物の使用。
【請求項２１】
宇宙機の電気推進エンジンに推進剤を供給する方法であって、前記推進剤はハロゲン間化合物である、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して、電気宇宙機推進システム用の推進剤及び宇宙機の推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
推進剤が、宇宙機に作用する推力を発生させるのに用いられる物質として説明されてよく、固体、液体、又は気体のいずれかとして宇宙機に貯蔵され得る。
【０００３】
電気推進システムがよく知られており、これは、加速にクーロン力を利用するイオンスラスタなどの静電エンジン、及びローレンツ力、すなわち電磁場の効果を利用してイオンを加速する電磁エンジンを含む。
【０００４】
一般に、キセノンなどの貴ガスが、電気推進システムの推進剤として用いられる。
【０００５】
一般に、化学推進システムが、非電気軌道上昇（ＥＯＲ）宇宙機での高速軌道上昇、デタンブリング及びセーフモード獲得を含む短時間姿勢制御マヌーバ、及び化学軌道上昇などの高推力マヌーバに用いられる。化学推進システムは通常、０．１５Ｎ以上の推力を発生させ、通常は５００秒より低い比推力（Ｉｓｐ）で数百ニュートンまでの推力を発生させることができる。化学推進システムは、二元推進剤系又は単元推進剤系であってよく、化学反応によって発生したガスをノズルから噴出することで推力を発生させることができる。化学推進力システム及び推進剤のコストは一般に低いが、極低温システムのコストは著しく高くなり得る。
【０００６】
電気推進システムが、例えばＥＯＲ宇宙機での、大きなデルタＶ軌道上昇要件を有するマヌーバなどの、推力が制約条件にならない効果的な高Ｉｓｐマヌーバに用いられる。ホールスラスタなどの電気推進エンジンは、通常、キセノン又は他の貴ガスを推進剤として用いる。これらのエンジンは、通常、７００秒から数千秒までの比推力で非常に低い推力を発生させる。これらのシステム及び推進剤のコストは一般に高い。
【０００７】
電気推進システムに用いる安価で安定な容易に入手できる推進剤の必要性が、依然として存在する。
【発明の概要】
【０００８】
本発明の第１態様によれば、宇宙機の推進システムが提供され、本システムは、少なくとも１つの中和器を有する少なくとも１つの電気推進エンジンと、加圧ガスを有する加圧ガスシステムとを備え、加圧ガスは少なくとも１つの中和器に直接的に供給される。
【０００９】
いくつかの実施形態において、第１態様による加圧ガスシステムは再加圧システムである。
【００１０】
いくつかの実施形態において、第１態様による少なくとも１つの中和器はホローカソードである。
【００１１】
いくつかの実施形態において、第１態様による加圧ガスは不活性ガスを含む。
【００１２】
いくつかの実施形態において、第１態様による不活性ガスは、ヘリウム、ネオン、アルゴン、クリプトン、キセノン、又は窒素である。
【００１３】
いくつかの実施形態において、第１態様による推進システムはさらに、少なくとも１つのタンクに貯蔵された推進剤を備える。
【００１４】
いくつかの実施形態において、少なくとも１つの電気推進エンジンはさらにエバポレータを備える。
【００１５】
いくつかの実施形態において、推進システムはさらに、少なくとも１つの電気推進エンジンを用いて推進システムの高Ｉｓｐモードを制御するように構成されたプロセッサを備える。
【００１６】
いくつかの実施形態において、推進剤は、固体、液体単元推進剤、又は液体二元推進剤の対の物質からなる群から選択される。
【００１７】
いくつかの実施形態において、推進剤は、トリメチルアミン及びトリプロピルアミンなどのトリアミン、過酸化水素又は高濃度過酸化水素を含む。
【００１８】
いくつかの実施形態において、推進剤は電気推進エンジンに直接的に供給される。
【００１９】
いくつかの実施形態において、推進システムはさらに、コールドガススラスタ、レジストジェット、又はアークジェットからなるリストから選択される少なくとも１つの高推力推進エンジンを備える。
【００２０】
いくつかの実施形態において、加圧ガスは少なくとも１つの高推力推進エンジンに直接的に供給される。
【００２１】
いくつかの実施形態において、第１態様による推進システムはさらに、少なくとも１つの化学推進エンジンを用いて推進システムの高推力モードを制御するように構成されたプロセッサを備える。
【００２２】
いくつかの実施形態において、第２態様による推進剤は、イオン化エネルギーが２０ｅＶ未満であり、周囲条件での密度が６００ｋｇ／ｍ３より大きい。
【００２３】
いくつかの実施形態において、推進剤は０〜７５℃の使用温度で液体である。
【００２４】
いくつかの実施形態において、推進剤は２×１０５〜２５×１０５Ｐａ（２〜２５ｂａｒ）の使用圧力で液体である。
【００２５】
いくつかの実施形態において、推進剤は、ヨウ素などのハロゲン、又はハロゲン間化合物である。
【００２６】
いくつかの実施形態において、ハロゲン間化合物は一臭化ヨウ素又は一塩化ヨウ素である。
【００２７】
本発明の第３態様によれば、宇宙機の電気推進システム用の推進剤としてハロゲン間化合物を用いることが提供される。
【００２８】
本発明の第４態様によれば、宇宙機の電気推進エンジンに推進剤を提供する方法が提供され、この推進剤はハロゲン間化合物である。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
本発明の実施形態がここで、以下に挙げる添付図面を参照しながら、例として説明される。
【００３０】
【図１】第１の実施形態による推進システムの図である。
【００３１】
【図２】第２の実施形態による推進システムの図である。
【００３２】
【図３Ａ】第２の実施形態による推進システムを示す。
【図３Ｂ】第２の実施形態による推進システムを示す。
【図３Ｃ】第２の実施形態による推進システムを示す。
【発明を実施するための形態】
【００３３】
図１に示すように、推進システム１が、電気推進エンジン６と、液体供給システム４と、推進剤貯蔵装置２とを含む。
【００３４】
電気推進エンジンは、電気エネルギーを運動エネルギーに変換することで、高Ｉｓｐの推力を発生させるように構成される。電気推進エンジンは、電場、磁場、又は電磁場を用いてイオン又はプラズマを加速するように構成された少なくとも１つの電気スラスタを備える。このように、電気推進エンジンは宇宙機に作用する推力を発生させる。電気推進エンジンは一般に、１つ又は複数の中和器も含む。例えば、電気推進エンジンは、ホローカソードなどのカソード中和器を有してよい。
【００３５】
いくつかの実施形態において、電気推進エンジンは静電推進エンジンを有してよい。イオンスラスタなどの静電推進エンジンは、加速するのにクーロン力を利用する。他の実施形態において、電気推進エンジンは電磁推進エンジンを有してよい。電磁推進エンジンは、ローレンツ力、すなわち電磁場の効果を利用して、イオンを加速する。あるいは、電気推進エンジンは、イオンを加速するのでイオン化を必要とするエンジンとして説明されてもよい。
【００３６】
好適な静電エンジン及び電磁エンジンは、ホールスラスタ、格子付きイオンエンジン、イオンエンジン、無線周波数イオンエンジン、磁気プラズマダイナミックスラスタ、コロイドスラスタ、電界放出型電気推進（ＦＥＥＰ）、ヘリコンダブルレイヤスラスタ、高効率多段プラズマスラスタ（ＨＥＭＰＴ）などのカスプ磁場型スラスタ、比推力可変型磁気プラズマロケット（ＶＡＳＭＩＲ）、真空アークスラスタ、ＲＦスラスタ、カウフマン型スラスタ、及びマイクロ波スラスタを含む。静電スラスタ及び電磁スラスタを用いると、達成可能なＩｓｐに関して、したがってシステム性能に関して大きな利点が可能になる。
【００３７】
アークジェット及びレジストジェットなどの電熱エンジンが、本明細書で説明される加圧ガスと共に用いるのに好適である。
【００３８】
いくつかの実施形態において、電気エンジンの最小Ｉｓｐは約５００秒であり、最大推力は約１Ｎである。
【００３９】
図１に図示するように、推進システムは液体供給システムを備える。液体供給システムは、代替的に、液状化学薬品供給システムとして説明されてもよい。液体供給システムは、液体推進剤を推進剤貯蔵装置から電気推進エンジンに供給するように構成される。
【００４０】
一般に、化学推進エンジンは液体供給システムを利用するので、電気推進エンジンと共に使用される供給システムは、化学推進エンジンと共に従来から用いられている既知の液体供給システムを改造したものであってよい。液体供給システムは、液体推進剤を推進剤貯蔵装置から電気推進エンジンに供給するために配置された配管、コネクタ、及びバルブを含んでよい。推進剤貯蔵装置は、例えば、液体推進剤を貯蔵するように構成された推進剤タンクであってよい。
【００４１】
化学推進エンジンは、推進剤の化学的内部エネルギーを燃焼反応によって運動エネルギーに変換することにより、高推力を発生させるように構成される。高推力の化学推進エンジンは通常、化学的に活性な様々な固体、液体、又は気体状の推進剤を用いて、ガスをノズルから熱力学的に噴出することで推力を発生させる。これらのシステムは、通常は５００秒より低い比推力で高推力（通常、０．１５Ｎ以上、数百ニュートンまで）を発生させる。
【００４２】
好適な化学推進エンジンは、単元推進剤エンジン及び二元推進剤エンジンを含む。
【００４３】
いくつかの実施形態において、ハイブリッド推進システムは第２の自燃性推進剤供給源を備える。ハイブリッド推進システムが第２の自燃性推進剤を含む場合、化学推進エンジンは二元推進剤と定義されてよい。好適な第２の自燃性推進剤には、限定されるわけではないが、四酸化二窒素、窒素酸化物の混合物、硝酸、亜酸化窒素、赤色発煙硝酸、及び過塩素酸アンモニウムなどの窒素ベースの化合物、並びに過酸化水素及び酸素が含まれる。
【００４４】
いくつかの実施形態において、液体供給システムは、エバポレータとマスフローコントローラとを備える。エバポレータは、液体推進剤を気体に気化させるように構成され、マスフローコントローラは、気体状の推進剤の安定した流れを電気推進エンジンに供給するように構成される。
【００４５】
いくつかの実施形態において、推進剤は、イオン化エネルギーが２０ｅＶ未満であり、周囲条件での密度が６００ｋｇ／ｍ３より大きい。そのような推進剤は、低コストで高Ｉｓｐのシステムが必要とされる電気推進エンジンに用いるための、高性能な、低温高密度で安価な推進剤を表している。
【００４６】
いくつかの実施形態において、イオン化エネルギーは１８ｅＶ未満、１５ｅＶ未満、１２ｅＶ未満、又は１０ｅＶ未満である。いくつかの実施形態において、一般的な推進剤は、８〜１０ｅＶのイオン化エネルギーを有する。
【００４７】
いくつかの実施形態において、密度は６５０ｋｇ／ｍ３より大きい、７００ｋｇ／ｍ３より大きい、又は７５０ｋｇ／ｍ３より大きい。
【００４８】
周囲温度は、標準的な使用条件での宇宙機の周囲温度であってよい。いくつかの実施形態において、周囲温度は約０℃から約７５℃である。
【００４９】
いくつかの実施形態において、推進剤は０〜７５℃の使用温度で液体であり、例えば、２５〜７５℃の温度で液体である。
【００５０】
いくつかの実施形態において、推進剤は、約２×１０５〜約３１０×１０５Ｐａ（約２〜約３１０ｂａｒ）の使用圧力で、例えば２×１０５〜１００×１０５Ｐａ（２〜１００ｂａｒ）、２×１０５〜５０×１０５Ｐａ（２〜５０ｂａｒ）、又は２×１０５〜２５×１０５Ｐａ（２〜２５ｂａｒ）の使用圧力で液体である。
【００５１】
使用温度及び使用圧力で液体である推進剤は、推進剤を液状に保つために特別な温度制御を必要としないので有利である。これにより、推進システムのコスト及び複雑さが減少する。
【００５２】
いくつかの実施形態において、推進剤は、約０〜約３５℃且つ約２×１０５〜約２５×１０５Ｐａ（約２〜約２５ｂａｒ）の使用条件で固体である。推進剤が使用条件で固体の場合、推進システムはさらに、推進剤を融解し、液体供給システムを介して電気推進エンジンに供給する液体推進剤を生成するためにヒータを備えてよい。使用条件で固体である推進剤は、画質に悪影響を与え得る推進剤のスロッシングが最小限に抑えられるので、宇宙機の撮像には有益になり得る。
【００５３】
いくつかの実施形態において、推進剤は打ち上げ条件で固体である。例えば、推進剤は、約１０℃から約３０℃の温度且つ約４×１０５Ｐａ（約４ｂａｒ）から約２０×１０５Ｐａ（約２０ｂａｒ）の圧力で固体であってよい。打ち上げ温度で固体の推進剤は、離陸時に推進剤がスロッシングを起こす可能性を最小限に抑えて、より安定した打ち上げをもたらすので有利である。さらに、固体推進剤は最低限の圧力で貯蔵することができ、これにより、推進剤を搭載したまま宇宙機を打ち上げ場まで輸送することができ、コストを最小限に抑えることができる。
【００５４】
いくつかの実施形態において、推進剤はハロゲン間化合物である。ハロゲン間化合物は通常、キセノンなどの現行の推進剤より密度が高いので、宇宙機は小型のタンクを利用することができ、質量が減少するので打ち上げコストが減少する。
【００５５】
いくつかの実施形態において、推進剤はヨウ素（Ｉ２）などの純粋なハロゲン、又は一臭化ヨウ素（ＩＢｒ）若しくは一塩化ヨウ素（ＩＣｌ）などのハロゲン間化合物である。ＩＢｒ及びＩＣｌは両方とも、キセノンより容易に入手でき、キセノンに比べてわずかなコストで購入できる。さらに、これらの推進剤は、多数の業界で製造することができるので、価格がキセノンと同じように変動することはない。
【００５６】
いくつかの実施形態において、推進剤は電気推進エンジンに直接的に供給される。推進剤は、アノード又はガスディストリビュータに接触すると気化するように、電気エンジンに直接的に供給されてよい。推進剤が電気推進エンジンに直接的に供給される場合、エバポレータ及びマスフローコントローラを必要としないので、システムの複雑さが減少する。これにより、推進システムのコスト及び質量も減少する。
【００５７】
宇宙機の推進システム１０が図２に示されている。推進システム１０は、電気推進エンジン１２と、推進剤を含む推進剤タンク１４と、推進剤をタンク１４から電気推進エンジン１２に供給するように構成された液体供給システム１６とを含む。電気推進エンジン１２はさらに、中和器２４を備える。推進システム１０はさらに、エバポレータ及びマスフローコントローラ２０と、加圧ガスシステム２２と、高推力推進エンジン１８とを備える。
【００５８】
電気推進エンジン１２、推進剤タンク１４、及び液体供給システム１６は、実質的に図１に関して説明したように動作する。
【００５９】
エバポレータ及びマスフローコントローラ２０は、推進剤タンク１４と電気推進エンジン１２との間に配置される。あるいは、液体推進剤は、上述したようにアノード又はガスディストリビュータに接触すると気化するように電気エンジンに直接的に供給されてよいので、エバポレータ及びマスフローコントローラは必要とされなくてもよい。
【００６０】
加圧ガスシステム２２は、推進剤タンク１４を加圧するように構成され、その結果、液体推進剤は液体供給システム１６を介して推進剤タンクの外へ押し出される。
【００６１】
加圧ガスシステム２２は、加圧剤を含む。例えば、加圧剤は不活性ガスであってよい。不活性ガスは、一般に、他の物質と反応しないガスである。言い換えれば、不活性ガスは非反応性ガスである。不活性ガスは、貴ガスなどの元素ガス、及び分子ガスの両方を含んでよい。不活性ガスの例には、ヘリウム、ネオン、アルゴン、クリプトン、キセノン、及び窒素が含まれる。不活性ガスはヘリウム又はアルゴンであることが好ましい。
【００６２】
加圧ガスは、加圧された状態で推進剤タンク１４に供給される。このように、加圧ガスシステムは、推進剤タンク１４の圧力を制御してよい。不活性ガスを加圧ガスとして用いることで、加圧ガスは液体推進剤と反応しない。
【００６３】
いくつかの実施形態において、加圧ガスシステム２２を含む推進システムは、圧力調整システム、再加圧システム、又はブローダウンシステムである。
【００６４】
推進システムは圧力を調整できることが好ましい。
【００６５】
いくつかの実施形態において、推進剤は自己加圧されてよい。自己加圧システムが使用される場合、推進剤タンクの内部圧力は、液体供給システムを介して推進剤を送出するのに十分である。自己加圧システムは、加圧システムを必要とせず、コスト及び質量を減らすことができるので有利である。
【００６６】
いくつかの実施形態において、加圧ガスシステムは、電気推進エンジン１２内に配置された中和器２４にも直接的に加圧ガスを供給してよい。そのような構成によって、既存の電気推進エンジンに必要な改造が最小限に抑えられ、さらに、中和器のあらゆる可能性のある互換性の問題が最小限に抑えられる。
【００６７】
通常、電気推進エンジンの最も繊細な構成要素はカソードである。カソードが劣化すると、電気推進エンジンの効率が低下することがあり、エンジンが全く動作しなくなることさえある。カソード内に配置される放射器に使用される一般的な材料は、キセノンなどのある特定の化学薬品とだけ適合性があり、非適合性の化学薬品が用いられた場合には容易に劣化する。
【００６８】
ヘリウム又はアルゴンなどの加圧ガスを電気推進エンジンの中和器に直接的に供給することで、アノード及びカソードの劣化の可能性が排除される。これにより、比較的安価で容易に入手でき、「グリーンな」（すなわち環境に配慮した）推進剤の使用が可能になる。さらに、より多くの種類のカソード及びアノードの材料を使用できる。従来、カソード又はアノードとしては非適合であるとみなされた材料が、本発明による推進システムに組み込まれてよい。
【００６９】
いくつかの実施形態において、宇宙機推進システムはさらに、高推力推進エンジン１８を備える。具体的には、宇宙機推進システムは、コールドガススラスタを備えてよく、これを介して加圧ガスは送出され、高推力を発生させてよい。高推力推進エンジン１８は、加圧ガスシステム２２に直接的に接続されてよく、その結果、加圧ガスは、加圧ガスシステム２２から高推力推進エンジン１８に直接的に送出されてよい。
【００７０】
あるいは、高推力エンジン１８は、いかなる化学燃焼も起こさずに高推力を発生させるエンジンとして説明されてもよい。
【００７１】
本発明の第２態様の詳細な概略図が、図３Ａ及び図３Ｂに示されている。図３Ａ及び図３Ｂで開示される宇宙機推進システムは、一般的な推進剤（この場合には燃料）を含むタンクと、燃料をタンクから化学推進エンジン（例えばＲＣＴ）及び電気推進エンジン（具体的には電気推進エンジンのアノード）に直接的に輸送するように構成された輸送供給ラインとを備える。好適な電気推進エンジンには、ＨＥＴ及び当技術分野で知られている他のエンジンが含まれる。いくつかの実施形態において、例えば、図３Ａに示す実施形態において、化学推進エンジンは、推進剤及び酸化剤の使用を必要としてよい。図３Ｂに示す実施形態などの他の実施形態において、化学推進エンジンは、推進剤だけを用いて動作する。図３Ａ及び図３Ｂに示すように、加圧剤は、電気推進エンジンのカソードに直接的に供給される。
【００７２】
図３Ｃに示す推進システムは、加圧ガスから直接的に供給されるコールドガススラスタ、レジストジェットスラスタ、又はアークジェットスラスタなどのスラスタと、ＨＥＴなどの電気推進エンジンのアノードに燃料を直接的に供給するように構成された輸送供給ラインとを備える。図３Ｃの実施形態は、単元推進剤系でも、二元推進剤系でもない。
【００７３】
カウフマン型スラスタなどの他の既知の電気推進エンジンも、使用することができる。よく知られているように、カウフマン型スラスタは、排出チャンバの後部に配置されたイオン化カソードから電子を排出することで動作する。いくつかの実施形態において、カウフマン型スラスタが使用される場合、中和カソードに（すなわち中和器に）加圧剤を供給することに加えて、イオン化カソードは加圧剤を供給されてよい。
【００７４】
アノードフローがＨＥＴなどの電気推進エンジンのアノードを通る流れを説明するのに用いられてよく、メインフローが、カウフマン型スラスタなどの他のタイプの電気スラスタを介した、中和フローでもイオン化カソードフローでもない流れを説明するのに用いられてよい。
【００７５】
いくつかの実施形態において、加圧ガスシステムは、寿命末期でも必要な推力をコールドガススラスタから供給するために、耐用期間全体を通じて高圧力に保たれてよい。
【００７６】
いくつかの実施形態において、高推力エンジンの最大Ｉｓｐは約２００秒であり、最小推力は約０．１５Ｎである。
【００７７】
このように、推進システムは、例えば別個の化学推進システム及び化学推進システムと関連したさらなる推進剤貯蔵装置を必要とすることなく、高推力能力を備えることができる。化学推進エンジン１８により、推進システムは高推力マヌーバを実行することが可能になり、そのような短時間姿勢制御マヌーバはデタンブリング及びセーフモード獲得を含む。
［条項］
【００７８】
以下の条項は、本発明の実施形態を説明する。これらの条項は請求項ではない。
（条項１）
電気宇宙機推進システム用の推進剤であって、上記推進剤は、イオン化エネルギーが２０ｅＶ未満であり、周囲条件での密度が６００ｋｇ／ｍ３より大きい、推進剤。
（条項２）
上記推進剤は０〜７５℃の使用温度で液体である、条項１に記載の推進剤。
（条項３）
上記推進剤は２×１０５〜２５×１０５Ｐａ（２〜２５ｂａｒ）の使用圧力で液体である、条項１又は条項２に記載の推進剤。
（条項４）
上記推進剤は、ヨウ素などのハロゲン、又はハロゲン間化合物である、条項１から３のいずれか一項に記載の推進剤。
（条項５）
上記ハロゲン間化合物は一臭化ヨウ素又は一塩化ヨウ素である、条項４に記載の推進剤。
（条項６）
宇宙機用の推進システムであって、
少なくとも１つの電気推進エンジンと、
推進剤を貯蔵する少なくとも１つのタンクと、
上記推進剤を上記タンクから上記少なくとも１つの電気推進エンジンに供給するように構成された液体供給システムと
を備える推進システム。
（条項７）
上記推進剤が上記タンクに液体として貯蔵される、条項６に記載の推進システム。
（条項８）
上記推進剤は上記タンクに固体として貯蔵される、条項６に記載の推進システム。
（条項９）
上記推進システムはさらに、加圧ガスを有する加圧システムを備える、条項６から８のいずれか一項に記載の推進システム。
（条項１０）
上記加圧ガスは不活性ガスである、条項９に記載の推進システム。
（条項１１）
上記不活性ガスは、上記少なくとも１つの電気推進エンジンの中和器に直接的に供給される、条項１０に記載の推進システム。
（条項１２）
上記中和器はホローカソードである、条項１１に記載の推進システム。
（条項１３）
上記推進剤は上記電気推進エンジンに直接的に供給される、条項６から１０のいずれか一項に記載の推進システム。
（条項１４）
上記推進システムはさらに、上記タンクと上記電気推進エンジンとの間に配置されるエバポレータを備える、条項６から１２のいずれか一項に記載の推進システム。
（条項１５）
上記推進システムはさらに、コールドガススラスタ、レジストジェット、又はアークジェットからなるリストから選択される少なくとも１つの高推力推進エンジンを備える、条項６から１４のいずれか一項に記載の推進システム。
（条項１６）
上記加圧ガスは上記少なくとも１つの高推力推進エンジンに直接的に供給される、条項１５に記載の推進システム。
（条項１７）
上記推進剤は、イオン化エネルギーが２０ｅＶ未満であり、周囲条件での密度が６００ｋｇ／ｍ３より大きい、条項６から１６のいずれか一項に記載の推進システム。
（条項１８）
上記推進剤は０〜７５℃の使用温度で液体である、条項１７に記載の推進システム。
（条項１９）
上記推進剤は２×１０５〜２５×１０５Ｐａ（２〜２５ｂａｒ）の使用圧力で液体である、条項１７又は条項１８に記載の推進システム。
（条項２０）
上記推進剤は、ヨウ素などのハロゲン、又はハロゲン間化合物である、条項１７から１９のいずれか一項に記載の推進システム。
（条項２１）
上記ハロゲン間化合物は一臭化ヨウ素又は一塩化ヨウ素である、条項２０に記載の推進システム。
（条項２２）
宇宙機の電気推進システム用の推進剤としてのハロゲン間化合物の使用。
（条項２３）
宇宙機の電気推進エンジンに推進剤を供給する方法であって、上記推進剤はハロゲン間化合物である、方法。
【００７９】
本発明の実施形態が示され且つ説明されたが、本発明から逸脱することなく、これらの実施形態に改変が施されてよいことが当業者によって理解されるであろう。本発明の範囲は添付の特許請求の範囲で定められる。各実施形態の基礎となる原則が相互に両立する場合、異なる実施形態の様々な構成要素が組み合わされてよい。
【図１】
2021535023.tif 000003
【図２】
2021535023.tif 000004
【図３Ａ】
2021535023.tif 000005
【図３Ｂ】
2021535023.tif 000006
【図３Ｃ】
2021535023.tif 000007
【国際調査報告】
2021535023.tif 000008
2021535023.tif 000009
2021535023.tif 000010