(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙推進システム（１００）であって、
少なくとも１つの第１の電気負荷を含む静電スラスタ（１０１）と、
レジストジェット（１０２）と、
推進剤流体供給回路（１０４）と、
少なくとも１つの第１の給電線（１３１）、および前記第１の給電線（１３１）をレジストジェット（１０２）に接続することと前記第１の給電線（１３１）を静電スラスタ（１０１）の前記第１の電気負荷に接続することとの間で選択するための第１のスイッチ（１１４−１、１１４’−１、１１４”−１）、を含む電源回路（１０３）と、
を少なくとも備え、
前記第１の電気負荷が、前記静電スラスタ（１０１）の放出カソード（１５２）の加熱素子（１５３）を備え、
前記第１のスイッチが、電流または電圧の変換または変圧をまったく伴わずに、レジストジェット（１０２）の加熱素子（１６１）を形成する抵抗器に、前記第１の給電線（１３１）を接続することと、電流または電圧の変換または変圧をまったく伴わずに、前記静電スラスタ（１０１）の放出カソード（１５２）の加熱素子（１５３）を形成する抵抗器に、前記第１の給電線（１３１）を接続することと、の間で選択するように機能する、宇宙推進システム（１００）。
【請求項２】
前記推進剤流体供給回路（１０４）が、静電スラスタ（１０１）に供給するための少なくとも１つの弁（１１０、１１０’）と、レジストジェット（１０２）に供給するための少なくとも１つの弁（１１２）とを含む、請求項１に記載の宇宙推進システム（１００）。
【請求項３】
少なくとも１つの弁開口制御線（１３５）と、静電スラスタ（１０１）に供給するための弁（１１０、１１０’）に前記弁開口制御線（１３５）を接続することと、レジストジェット（１０２）の少なくとも１つの供給弁（１１２）に前記弁開口制御線（１３５）を接続することと、の間で選択するための第２のスイッチ（１１４−５、１１４’−５、１１４−５”）と、
をさらに備える、請求項２に記載の宇宙推進システム（１００）。
【請求項４】
前記電源回路（１０３）が、少なくとも前記第１のスイッチ（１１４−１、１１４’−１、１１４”−１）が一体化された、少なくとも１つのスラスタ選択装置（１１４、１１４’、１１４”）を含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の宇宙推進システム（１００）。
【請求項５】
前記電源回路（１０３）が、第１の電気負荷よりかなり高い電圧で、静電スラスタ（１０１）の少なくとも１つの他の電気負荷に給電することに適した少なくとも１つの電力処理装置（１１３）をさらに含む、請求項１から４のいずれか一項に記載の宇宙推進システム（１００）。
【請求項６】
前記静電スラスタ（１０１）が、ホール効果スラスタである、請求項１から５のいずれか一項に記載の宇宙推進システム（１００）。
【請求項７】
複数の静電スラスタ（１０１）を含む、請求項１から６のいずれか一項に記載の宇宙推進システム（１００）。
【請求項８】
前記推進剤流体供給回路（１０４）が、複数の前記静電スラスタ（１０１）に共通の少なくとも１つの調圧器（１０７）を含む、請求項７に記載の宇宙推進システム（１００）。
【請求項９】
前記推進剤流体供給回路（１０４）が、少なくとも１つの前記静電スラスタ（１０１）のための個別の調圧器（１０７）を含む、請求項７または請求項８に記載の宇宙推進システム（１００）。
【請求項１０】
請求項１から９のいずれか一項に記載の宇宙推進システム（１００）を含む、姿勢および／または軌道制御システム。
【請求項１１】
請求項１から９のいずれか一項に記載の宇宙推進システムを含む、宇宙船（１０）。
【請求項１２】
宇宙推進方法であって、
静電スラスタ（１０１）とレジストジェット（１０２）との間でスイッチングするステップを含み、
レジストジェット（１０２）がアクティブ化される第１の推進モード、または、静電スラスタ（１０１）がアクティブ化される第２の推進モードを選択するために、第１の給電線（１３１）をレジストジェット（１０２）に、または静電スラスタ（１０１）の第１の電気負荷に接続するための第１のスイッチ（１１４−１、１１４’−１、１１４”−１）が使用され、
前記第１の電気負荷が、前記静電スラスタ（１０１）の放出カソード（１５２）の加熱素子（１５３）を備え、
前記第１のスイッチが、電流または電圧の変換または変圧をまったく伴わずに、レジストジェット（１０２）の加熱素子（１６１）を形成する抵抗器に、前記第１の給電線（１３１）を接続することと、電流または電圧の変換または変圧をまったく伴わずに、前記静電スラスタ（１０１）の放出カソード（１５２）の加熱素子（１５３）を形成する抵抗器に、前記第１の給電線（１３１）を接続することと、の間で選択するように機能する、宇宙推進方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙推進分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
この分野では、特に、宇宙船の姿勢と軌道とを制御するため、電気スラスタが、ますます一般的になってきている。具体的には、利用可能な様々な種類の電気スラスタが、従来の化学または低温ガススラスタの比推力より一般的に大きな比推力を提供し、その結果、同じ動作に対する推進剤流体の消費を低減し、それにより宇宙船の寿命および／または有効搭載量を増やすことを可能にする。
【０００３】
様々な種類の電気スラスタの中で、推進ノズル内で膨張する前に推進剤流体が電気的に加熱されるいわゆる熱電スラスタと、推進剤流体が電離されて電界により直接加速されるいわゆる静電スラスタとの２つのカテゴリが特によく知られている。熱電スラスタの中で、特に、ジュール効果により加熱された少なくとも１つの抵抗器により熱が推進剤流体に伝達される「レジストジェット」と呼ばれるものがある。さらに、静電スラスタの中で、特に、いわゆる「ホール効果」スラスタがある。閉電子ドリフトプラズマエンジンまたは静電プラズマエンジンとも呼ばれるこれらのスラスタにおいて、放出カソードにより放出された電子は、放電チャンネルの環状部の周囲と中心とに配置されたコイルにより生成された磁場により捕捉されることにより、放電チャンネルの終端に疑似カソードグリッドを形成する。放電チャンネルの終端内に推進剤流体（典型的には、気体状態のキセノン）が注入され、放電チャンネルの終端に配置されたアノードに向けて疑似カソードグリッドから脱出した電子は、推進剤流体の分子に衝突することにより、推進剤流体を電離させ、その結果、推進剤流体が、放出カソードにより放出された他の電子により中和される前に、グリッドとカソードとの間に存在する電界により疑似カソードグリッドに向けて加速される。典型的には、電子がカソードから放出されることを確実なものとするため、カソードが、電気的に加熱される。
【０００４】
さらに、ホール効果スラスタは、同様の放出カソードを含む唯一のスラスタというわけではない。類似のカソードを含む他の例示的な静電スラスタは、例えば、Ｈ．−Ｐ．Ｈａｒｍａｎｎ、Ｎ．Ｋｏｃｈ、およびＧ．Ｋｏｒｎｆｅｌｄ、「Ｌｏｗ  ｃｏｍｐｌｅｘｉｔｙ  ａｎｄ  ｌｏｗ  ｃｏｓｔ  ｅｌｅｃｔｒｉｃ  ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  ｓｙｓｔｅｍ  ｆｏｒ  ｔｅｌｅｃｏｍ  ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ  ｂａｓｅｄ  ｏｎ  ＨＥＭＰ  ｔｈｒｕｓｔｅｒ  ａｓｓｅｍｂｌｙ」、ＩＥＰＣ−２００７−１１４、３０ｔｈ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ、Ｆｌｏｒｅｎｃｅ、Ｉｔａｌｙ、２００７年９月１７日から２０日により説明される高効率多段プラズマスラスタ（ＨＥＭＰ：ｈｉｇｈ  ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ  ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ  ｐｌａｓｍａ）である。このＨＥＭＰスラスタにおいて、電離された推進剤流体は、アノードと複数の永久磁石の磁場に捕獲された電子により形成された複数の疑似カソードグリッドとの間に形成された電界により加速される。全体的に、すべての静電スラスタが、スラスタより下流の推進剤流体を少なくとも中和するための放出カソードを含む。
【０００５】
静電スラスタは、熱電スラスタを含む他の種類のスラスタと比べて特に大きな比推力を得ることを可能にする。対照的に、それらの推力は、非常に小さい。したがって、宇宙推進システムは、例えば、軌道を維持すること、またはリアクションホイールを不飽和化することなどの遅い動作のための静電スラスタと、より大きな推力を必要とする動作のための他の種類のスラスタとを組み合わせることが提案されてきた。したがって、Ｍ．Ｄｅ  Ｔａｔａ、Ｐ．−Ｅ．Ｆｒｉｇｏｔ、Ｓ．Ｂｅｅｋｍａｎｓ、Ｈ．Ｌｕｂｂｅｒｓｔｅｄｔ、Ｄ．Ｂｉｒｒｅｃｋ、Ａ．Ｄｅｍａｉｒｅ、およびＰ．Ｒａｔｈｓｍａｎ、「ＳＧＥＯ  ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ  ｓｔａｔｕｓ  ａｎｄ  ｏｐｐｏｒｔｕｎｉｔｉｅｓ  ｆｏｒ  ｔｈｅ  ＥＰ−ｂａｓｅｄ  ｓｍａｌｌ  Ｅｕｒｏｐｅａｎ  ｔｅｌｅｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ  ｐｌａｔｆｏｒｍ」、ＩＥＰＣ−２０１１−２０３、３２ｎｄ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ、Ｗｉｅｓｂａｄｅｎ、Ｇｅｒｍａｎｙ、２０１１年９月１１日から１５日と、Ｓ．Ｎａｃｌｅｒｉｏ、Ｊ．Ｓｏｔｏ  Ｓａｌｖａｄｏｒ、Ｅ．Ｓｕｃｈ、Ｒ．Ａｖｅｎｚｕｅｌａ、およびＲ．Ｐｅｒｅｚ  Ｖａｒａ、「Ｓｍａｌｌ  ＧＥＯ  ｘｅｎｏｎ  ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ  ｓｕｐｐｌｙ  ａｓｓｅｍｂｌｙ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｒｅｇｕｌａｔｏｒ  ｐａｎｅｌ：ｔｅｓｔ  ｒｅｓｕｌｔｓ  ａｎｄ  ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ  ｗｉｔｈ  ＥＣＯＳＩＭＰＲＯ  ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓ」、ＳＰ２０１２−２３５５２５５、３ｒｄ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ  ｏｎ  Ｓｐａｃｅ  Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ、Ｂｏｒｄｅａｕｘ、２０１２年５月７日から１０日とは、静電スラスタと、共通の推進剤流体供給回路により供給される低温ガススラスタとの両方を含む小さな静止衛星用の宇宙推進システムを説明する。しかし、低温ガススラスタの比推力は非常に限定されるので、低温ガススラスタは、高推力動作に多量の推進剤流体を消費し、加えて、このシステムでは、様々な種類のスラスタの間で資源の共有がほとんどないので、システムがいくぶん複雑である。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００６】
【非特許文献１】Ｈ．−Ｐ．Ｈａｒｍａｎｎ、Ｎ．Ｋｏｃｈ、およびＧ．Ｋｏｒｎｆｅｌｄ、「Ｌｏｗ  ｃｏｍｐｌｅｘｉｔｙ  ａｎｄ  ｌｏｗ  ｃｏｓｔ  ｅｌｅｃｔｒｉｃ  ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  ｓｙｓｔｅｍ  ｆｏｒ  ｔｅｌｅｃｏｍ  ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ  ｂａｓｅｄ  ｏｎ  ＨＥＭＰ  ｔｈｒｕｓｔｅｒ  ａｓｓｅｍｂｌｙ」、ＩＥＰＣ−２００７−１１４、３０ｔｈ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ、Ｆｌｏｒｅｎｃｅ、Ｉｔａｌｙ、２００７年９月１７日から２０日
【非特許文献２】Ｍ．Ｄｅ  Ｔａｔａ、Ｐ．−Ｅ．Ｆｒｉｇｏｔ、Ｓ．Ｂｅｅｋｍａｎｓ、Ｈ．Ｌｕｂｂｅｒｓｔｅｄｔ、Ｄ．Ｂｉｒｒｅｃｋ、Ａ．Ｄｅｍａｉｒｅ、およびＰ．Ｒａｔｈｓｍａｎ、「ＳＧＥＯ  ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ  ｓｔａｔｕｓ  ａｎｄ  ｏｐｐｏｒｔｕｎｉｔｉｅｓ  ｆｏｒ  ｔｈｅ  ＥＰ−ｂａｓｅｄ  ｓｍａｌｌ  Ｅｕｒｏｐｅａｎ  ｔｅｌｅｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ  ｐｌａｔｆｏｒｍ」、ＩＥＰＣ−２０１１−２０３、３２ｎｄ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ、Ｗｉｅｓｂａｄｅｎ、Ｇｅｒｍａｎｙ、２０１１年９月１１日から１５日
【非特許文献３】Ｓ．Ｎａｃｌｅｒｉｏ、Ｊ．Ｓｏｔｏ  Ｓａｌｖａｄｏｒ、Ｅ．Ｓｕｃｈ、Ｒ．Ａｖｅｎｚｕｅｌａ、およびＲ．Ｐｅｒｅｚ  Ｖａｒａ、「Ｓｍａｌｌ  ＧＥＯ  ｘｅｎｏｎ  ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ  ｓｕｐｐｌｙ  ａｓｓｅｍｂｌｙ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｒｅｇｕｌａｔｏｒ  ｐａｎｅｌ：ｔｅｓｔ  ｒｅｓｕｌｔｓ  ａｎｄ  ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ  ｗｉｔｈ  ＥＣＯＳＩＭＰＲＯ  ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓ」、ＳＰ２０１２−２３５５２５５、３ｒｄ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ  ｏｎ  Ｓｐａｃｅ  Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ、Ｂｏｒｄｅａｕｘ、２０１２年５月７日から１０日
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明は、上記の欠点を改善することを目的とする。特に、本開示は、少なくとも大きな比推力と小さな推力とを伴う第１の推進モードと、第１の推進モードより大きな推力を伴うがより小さな比推力を伴い、それにもかかわらず、低温ガススラスタにより供給され得る比推力より大きな比推力を伴う第２の推進モードとを提供することを可能にし、そうするために、比較的単純な電源回路を含む宇宙推進システムを提案することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
少なくとも１つの実施形態において、この目的は、推進システムが、少なくとも１つの第１の電気負荷を含む静電スラスタと、レジストジェットと、推進剤流体供給回路と、少なくとも１つの第１の給電線、および前記第１の給電線をレジストジェットに接続することと前記第１の給電線を静電スラスタの前記第１の電気負荷に接続することとの間で選択するための第１のスイッチ、を含む電源回路と、を備えることにより達成される。レジストジェットの使用は、低温ガススラスタの比推力より大きな比推力を得ることを可能にしながら、静電スラスタとレジストジェットとの両方に推進剤流体を供給するための少なくともいくつかの推進剤流体供給回路を共有することを継続する。同時に、第１のスイッチは、静電スラスタの第１の電気負荷に給電するために代替的に使用され得る同じ給電線から電気的にレジストジェットに給電することを可能にし、それにより電源回路を簡略化する。
【０００９】
特に、静電スラスタの前記第１の電気負荷は、前記静電スラスタの放出カソードを加熱するための加熱素子を備え得る。この放出カソードの加熱素子とレジストジェットの加熱素子とは、抵抗器により構成され得、前記第１のスイッチは、電流または電圧の変換または変圧をまったく伴わずに、レジストジェットの加熱素子を形成する抵抗器に、前記第１の給電線を接続することと、電流または電圧の変換または変圧をまったく伴わずに、静電スラスタの放出カソードの加熱素子を形成する抵抗器に、前記第１の給電線を接続することと、の間で選択するように機能し得る。
【００１０】
静電スラスタとレジストジェットとに供給される推進剤流体を制御するため、前記推進剤流体供給回路は、静電スラスタに供給するための少なくとも１つの弁と、レジストジェットに供給するための少なくとも１つの弁とを含む。特に、推進システムは、少なくとも１つの弁開口制御線と、静電スラスタに供給するための弁に前記弁開口制御線を接続すること、レジストジェットの少なくとも１つの供給弁に前記弁開口制御線を接続することと、の間で選択するための第２のスイッチとをさらに備え得る。したがって、選択された推進モードに応じて、静電スラスタとレジストジェットとのいずれかに対する推進剤流体の供給を制御するため、単一の弁開口制御線が交互に使用され得、それにより弁制御を簡略化する。
【００１１】
典型的には、静電スラスタにおいて、電離された推進剤流体を加速するための電界を生成するため、カソードとアノードとの間に特に高い電圧が印加されることが必要である。この電圧は、通常、放出カソードを加熱するための電源電圧より、あるいは、太陽電池パネル、電池、燃料セル、または熱電発電機などの、宇宙船に搭載された電源により供給される電圧より著しく大きい。同様にこの高電圧を提供するため、前記電源回路は、第１の電気負荷よりかなり高い電圧で、静電スラスタの少なくとも１つの他の電気負荷に給電することに適した少なくとも１つの電力処理装置をさらに含み得る。第１の給電線は、少なくとも部分的に電力処理装置に一体化され得るが、代替的に、電力処理装置をバイパスし得、宇宙船の配電網の配電母線に、または内蔵（ｏｎ−ｂｏａｒｄ）電源に直接接続され得る。
【００１２】
電源回路は、少なくとも前記第１のスイッチが一体化された、少なくとも１つのスラスタ選択装置を備え得る。したがって、１つのスラスタまたは他のスラスタを選択するために複数の接続が同時にスイッチングされることが必要な場合、対応するすべてのスイッチが、このスラスタ選択装置に任意選択的に組み込まれ得、同じ制御信号により制御され得る。
【００１３】
前記静電スラスタは、特に、ホール効果スラスタであり得る。特に、ホール効果スラスタは、宇宙推進におけるそれらの信頼性について既に十分に実証されている。とはいえ、他の種類の静電スラスタと、特にＨＥＭＰスラスタとがさらに想定され得る。
【００１４】
特に、複数の異なる軸に沿った推力を提供するため、宇宙推進システムは、複数の静電スラスタを含み得る。この状況において、推進剤ガスを組立体に供給することを簡略化するため、推進剤流体供給回路は、複数の前記静電スラスタに共通の少なくとも１つの調圧器装置を含み得る。とはいえ、前記複数の静電スラスタに共通の少なくとも１つの調圧器装置に加えて、または代替的に、前記推進剤流体供給回路は、少なくとも１つの前記静電スラスタのための個別の調圧器装置を含み得る。
【００１５】
本開示は、さらに、この宇宙推進システムを含む姿勢および／または軌道制御システムと、この宇宙推進システムを含む、例えば、衛星または探査機などの宇宙船と、さらに、静電スラスタとレジストジェットとの間でスイッチングするステップを含む宇宙推進方法とに関し、レジストジェットがアクティブ化される第１の推進モード、または、静電スラスタがアクティブ化される第２の推進モードを選択するために、第１のスイッチが、レジストジェットに、または静電スラスタの低電圧の第１の電気負荷に、第１の給電線を接続するために使用される。
【００１６】
非限定的な例として提示される実施形態に関する以下の詳細な説明を読むことで、本発明がよく理解され得、その利点がより明確にわかる。説明は、次の添付図面を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】いずれかの実施形態による宇宙推進システムを含む姿勢および軌道制御システムを取り付けられた宇宙船の概略図である。
【図２Ａ】静電スラスタを選択する位置にスイッチがある、第１の実施形態における宇宙推進システムを示す詳細図である。
【図２Ｂ】同じスイッチがレジストジェットを選択する位置にある、図２Ｂシステムを示す詳細図である。
【図３】第２の実施形態における宇宙推進システムを示す詳細図である。
【図４】第３の実施形態における宇宙推進システムを示す詳細図である。
【図５】第４の実施形態における宇宙推進システムを示す詳細図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図１は、宇宙船１０、より具体的には、その宇宙船が軌道に乗っている天体に対する宇宙船の軌道と姿勢とを維持するための姿勢および軌道制御システムが取り付けられた衛星を示す。この目的において、姿勢および軌道制御システムは、宇宙船の実際の姿勢と軌道とを検出するための少なくとも１つのセンサ１１と、センサ１１に接続されて、所望の姿勢と軌道とに加えて、少なくとも１つのセンサ１１により検出された実際の姿勢と軌道とから所望の姿勢と軌道とに達するため実行される必要がある動作を決定するように機能する制御装置１２だけでなく、さらに前記制御装置１２に接続されて、動作を実行するため宇宙船１０に力とトルクとを加えることができる動作手段を含む。示される例において、動作手段は、特に、宇宙推進システム１００を含むが、この宇宙推進システム１００に加えて、慣性装置などの他の動作手段、例えば、リアクションホイール、または太陽放射の圧力を使用した装置が想定され得る。
【００１９】
さらに、宇宙船１０は、示される例における太陽電池パネルの形態の電源１３をさらに含むが、これらの太陽電池パネルに加えて、またはこれらの太陽電池パネルの代わりに、電池、燃料セル、または熱電発電機などの他の電源が、同様に十分想定され得る。この電源１３は、主電源バス１４により宇宙船内の様々な電気負荷に接続される。
【００２０】
加えて、宇宙船１０は、例えば、キセノンなどの推進剤流体の少なくとも１つのタンク１５をさらに含む。
【００２１】
図２Ａと図２Ｂとは、第１の実施形態における宇宙推進システム１００を示す。宇宙推進システム１００は、静電スラスタ１０１とレジストジェット１０２とを含む。加えて、宇宙推進システム１００は、電力と推進剤流体とをそれぞれ、両方のスラスタに供給するため、共に両方のスラスタに接続された電源回路１０３と推進剤流体供給回路１０４とをさらに含む。電源回路１０３は、バス１４を介して宇宙船１０の電源１３に接続される。推進剤流体供給回路１０４は、タンク１５に接続される。
【００２２】
静電スラスタ１０１、より具体的にはホール効果スラスタは、環状部のチャンネル１５０であって、チャンネル１５０の上流端部において閉じており、チャンネル１５０の下流端部において開いているチャンネル１５０と、チャンネル１５０の上流端部に配置されたアノード１５１と、チャンネル１５０の下流端部より下流に配置されて、少なくとも１つの加熱素子１５３が取り付けられた放出カソード１５２と、チャンネル１５０の半径方向内側と外側とに配置された電磁石１５４とチャンネル１５０の上流端部に配置された推進剤流体噴射装置１５５とを含む。
【００２３】
レジストジェット１０２は、より単純であり、主に、少なくとも１つの推進剤流体噴射装置１６０と加熱素子１６１とノズル１６２とを含む。
【００２４】
図２Ａと図２Ｂとからさらにわかるように、推進剤流体供給回路１０４は、推進剤流体を静電スラスタ１０１に供給するためのライン１０５であって、静電スラスタ１０１の噴射装置１５５に接続された、ライン１０５と、推進剤流体をレジストジェット１０２に供給するためのライン１０６であって、レジストジェット１０２の噴射装置１６２に接続された、ライン１０６とを備える。ライン１０５は、圧力を調節するためライン１０５に設置された調節器１０７であって、調節器１０７において静電スラスタ１０１が推進剤ガスを供給される、調節器１０７を含み、ライン１０６は、レジストジェット１０２への供給圧を調節するためライン１０６に設置された調節器１０８を含む。したがって、これらの調圧器１０７と１０８とは、タンク１５内の圧力が大幅に変化する場合でも、両方のスラスタに対して実質的に一定の供給圧を確実にするように機能する。示される実施形態は、異なる供給圧を得るため２つの異なる調圧器を含むが、両方のスラスタに同じ圧力を供給するため１つの共通した調圧器を使用することを想定することも可能であり得る。
【００２５】
調圧器１０７より下流だが、静電スラスタ１０１内に推進剤流体を注入するための噴射装置１５５より上流において、推進剤ガスを静電スラスタ１０１に供給するため、ライン１０５に流量調節器１０９も設置される。流量調節器１０９は、それぞれ、静電スラスタ１０１への推進剤ガスの供給を制御するため、および、推進剤ガスの流量を調節するため、直列接続された開閉弁１１０と熱スロットル１１１とを含む。さらに、推進剤流体供給回路１０４は、さらに、カソード１５２から電子を放出することを促進することと、さらには、カソード１５２を冷却することとを目的として、非常に小流量のガスを中空カソードであるカソード１５２に搬送するため、流量調節器１０９より下流でライン１０５をカソード１５２に接続する分岐接続１７１を含む。この分岐接続１７１における狭さく部１７２は、噴射装置１５５を通して注入される流量と比べて、カソードに供給される推進剤ガスの流量を制限する。
【００２６】
推進剤流体供給回路１０４は、推進剤ガスをレジストジェット１０２に供給するための弁１１２をさらに含み、示される実施形態では、この弁１１２は、噴射装置１６０より上流においてレジストジェット１０２内に直接組み込まれるが、調圧器１０８とレジストジェット１０２との間においてライン１０６に設置されることも同様に十分に得る。
【００２７】
電源回路１０３は、スラスタ選択装置（ＴＳＵ：ｔｈｒｕｓｔｅｒ  ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ  ｕｎｉｔ）１１４を含む電力処理装置（ＰＰＵ：ｐｏｗｅｒ  ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ  ｕｎｉｔ）１１３を備える。示される実施形態における選択装置１１４は、処理装置１１３内に一体化されるが、処理装置１１３の外に配置することを想定することもできる。この状況において、これは、外部スラスタ選択装置（ＥＴＳＵ：ｅｘｔｅｒｎａｌ  ｔｈｒｕｓｔｅｒ  ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ  ｕｎｉｔ）と呼ばれ得る。
【００２８】
電力処理装置１１３は、リミッタ１１５と、インバーター１１６と、制御インターフェース１１７と、シーケンサー１１８と、直流電圧変換器１１９とをさらに含む。
【００２９】
さらに、電力処理装置１１３は、加熱素子に供給される電流ＩＨを調節するための調節器１２０と、電圧ＶＤ＋とＶＤ−と、アノード１５１とカソード１５２とに供給される電流ＩＤとを調節するための調節器１２１と、電磁石に供給される電流ＩＭを調節するための調節器１２２と、電気的な点火パルスを調節するための調節器１２３と、弁制御のための調節器１２４と、熱スロットルの制御電流ＩＴＴを制御するための調節器１２５とをさらに含む。それらの電源に関して、これらの調節器１２０から１２５は、すべて、インバーター１１６を介して処理装置１１３の第１の電源入力１２６に接続される。制御インターフェース１１７とシーケンサー１１８とは、それら自身の電源のため変換器１１９を介して処理装置１１３の第２の電源入力１２７に接続され、制御入力１２８を介して姿勢および軌道制御システムの制御装置１２に接続される。それらは、それらの動作を制御するため調節器１２０から１２５にも接続される。
【００３０】
選択装置１１４は、各々が対応する電源または制御線を介して調節器１２０から１２５からの出力の１つに接続された、一組のスイッチを含む。したがって、調節器１２０は、第１の給電線１３１によりスイッチ１１４−１に接続され、調節器１２１は、第２の給電線１３２＋と第３の給電線１３２−とにより二極スイッチ１１４−２に接続され、調節器１２２は、第４の給電線１３３によりスイッチ１１４−３に接続され、調節器１２３は、第５の給電線１３４によりスイッチ１１４−４に接続され、調節器１２４は、弁の開口を制御するため配線１３５によりスイッチ１１４−５に接続され、調節器１２５は、熱スロットル制御線１３６によりスイッチ１１４−６に接続される。各スイッチは、少なくとも１つの第１の接点Ａと少なくとも１つの第２の接点Ｂとの間でスイッチングし得、選択装置１１４は、すべてのスイッチを同時にスイッチングさせることができるように制御装置１２に接続される。
【００３１】
示される実施形態では、第１のグループにおけるスイッチ１１４−１から１１４−４の各接点Ａは、静電スラスタ１０１の電気負荷に接続される。したがって、スイッチ１１４−１の接点Ａは、放出電極１５２の加熱素子１５３に接続され、スイッチ１１４−３から１１４−４の接点Ａは、それぞれ、静電スラスタ１０１の電磁石１５４と点火手段（図示せず）とに接続される。示される実施形態では、これらの電気負荷の各々がグランドに接続されるので、１つのスイッチと１つの行き給電線とが、それらの各々に給電するように機能する。とはいえ、これらの電気スイッチの各々を絶縁することを想定することと、戻り線と、それらをオンまたはオフにスイッチングするため行き線だけでなく戻り線にも接続された二極スイッチを使用することにより接地することを避けることとができる。したがって、示される実施形態では、二極スイッチ１１４−２の接点Ａの１つは、フィルタ装置１７０を介してカソード１５２に接続され、スイッチ１１４−２により負極性の給電線１３２−に接続され得、二極スイッチ１１４−２の他方の接点Ａは、同じフィルタ装置１７０を介してアノード１５１に接続され、スイッチ１１４−２により正極性の給電線１３２＋に接続され得る。加えて、第２のグループのスイッチ１１４−５と１１４−６との各接点Ａは、推進剤流体を静電スラスタ１０１に供給するためのライン１０５の流量調節器１０９に接続される。特に、スイッチ１１４−５の接点Ａは、弁１１０に接続され、スイッチ１１４−６の接点Ａは、熱スロットル１１１に接続される。
【００３２】
さらに、示される実施形態では、スイッチ１１４−１の接点Ｂとスイッチ１１４−５の接点Ｂとは、それぞれ、レジストジェット１０２の加熱素子１６１と弁１１２とに接続される。
【００３３】
したがって、動作時、電力処理装置１１３は、給電し得、スラスタ選択装置１１４を介して実行された選択に応じて、静電スラスタ１０１とレジストジェット１０２とのいずれかに推進剤流体が供給されるようにし得る。この方法で、図２Ａに示すように、スイッチ１１４−１から１１４−６が、給電線１３１と１３２＋と１３２−と１３３と１３４とを静電スラスタ１０１に接続し、制御線１３５と１３６とを流量調節器１０９に接続すると、静電スラスタ１０１がアクティブ化されて、電力処理装置１１３を介して宇宙船１０の制御装置１２により制御され得る。特に、制御装置１２から来る信号は、制御インターフェース１１７とシーケンサー１１８とを介して調節器１２０から１２５に伝達され、この状況において、まず、調節器１２０から１２３を介して静電スラスタ１０１の様々な電気負荷に給電するように機能し、次に、調節器１２４と１２５とを介して、流量調節器１０９を介して推進剤流体を静電スラスタ１０１に供給するように機能する。
【００３４】
対照的に、図２Ｂに示すように、スイッチ１１４−１から１１４−６がそれらの接点Ｂにスイッチングすると、第１の給電線１３１が、レジストジェット１０２の加熱素子１６１に接続され、弁の開口を制御するための配線１３５が、レジストジェット１０２の弁１１２に接続される。この方法で、制御装置１２から来て、制御インターフェース１１７とシーケンサー１１８とを介して調節器１２０と１２４とに伝達される信号は、その後、まず、調節器１２０を介してレジストジェット１０２の加熱素子１６１に対する電源を制御するように機能し、次に、調節器１２４を介して、弁１１２を介してレジストジェット１０２に対する推進剤流体の供給を制御するように機能する。
【００３５】
したがって、この第１の実施形態における宇宙推進システム１００は、選択装置１１４を介して静電スラスタ１０１を選択することにより、大きな比推力を伴うが小さな推力を伴う第１の推進モードで動作し得るか、そうでなければ、選択装置１１４を介してレジストジェット１０２を選択することにより、より小さな比推力を伴う第２の推進モードで動作し得る。
【００３６】
この第１の実施形態における静電スラスタ１０１への流体供給は、調圧器と、弁と熱スロットルとを含む流量調節器とを介して行われるが、他の実施形態において、流体は、直列に配置された２つの開閉弁を含む、一体化された圧力と流量との調節のための装置を介して静電スラスタに供給され得る。推進剤流体供給回路、特に、２つの開閉弁の間のインピーダンスが理由となり、２つの開閉弁へのパルスの印加を制御することにより静電スラスタに供給される推進剤流体の圧力と流量との両方を調節することが可能である。レジストジェットに供給される推進剤流体の圧力は、同じ方法で、同様に制御される。
【００３７】
したがって、図３に示すように、第２の実施形態において、第１の実施形態における推進システムの第１のガス状流体供給ラインにおける圧力および流量調節器は、推進剤ガスを静電スラスタ１０１に供給するためのライン１０５上で直列接続された２つの開閉弁１１０’と１１１’とを含む単一の圧力および流量調節器１０９’により置換され得る。この第２の実施形態において、レジストジェットの弁と対応する調圧器とは、推進剤流体をレジストジェット１０２に供給するためのライン１０６上で直列接続された２つの開閉弁１１２’ａと１１２’ｂとをやはり含む単一の圧力および流量調節器１１２’により同様に置換される。電力処理装置１１３において、第１の実施形態の熱スロットルの制御電流ＩＴＴを調節する調節器は、弁の開口を制御するための第２の調節器１２５’により置換される。この第２の実施形態におけるシステムの他の素子は、第１の実施形態の素子に類似するので、図３において図２Ａと図２Ｂと同じ参照符号が振られる。
【００３８】
したがって、この第２の実施形態における宇宙推進システム１００の動作中、スラスタ選択装置１１４とそのスイッチ１１４−１から１１４−６とにより静電スラスタ１０１が選択されたとき、制御装置１２から来て、制御インターフェース１１７とシーケンサー１１８とを介して調節器１２４と１２５とに伝達される信号は、静電スラスタ１０１への推進剤流体の供給を調節するため、調節器１０９’の弁１１０’と１１１’とを制御する。さらに、スラスタ選択装置１１４とそのスイッチ１１４−１から１１４−６とによりレジストジェット１０２が選択されたとき、同じ信号が、レジストジェット１０２への推進剤流体の供給を調節するため、調節器１１２’の弁１１２’ａと１１２’ｂとを制御し得る。または、この第２の実施形態における宇宙推進システム１００の動作は、特に、静電スラスタ１０１とレジストジェット１０２とに対する電源の調節と、２つの異なる推進モードの選択とに関して、第１の実施形態の動作に類似する。
【００３９】
２つの上記実施形態において、レジストジェットの加熱素子の電源と静電スラスタの放出カソードの電源とは、それぞれ、電力処理装置を通り、特に、インバーターの１つを通るが、これらの素子に給電するときに電力処理装置をバイパスすることを想定することも考えられ得る。これらの２つのスラスタの加熱素子における動作電圧は、主電源バスの動作電圧に近いか、または等しい値であり得るので、加熱素子がバスから直接給電されることを可能にする。したがって、図４に示される第３の実施形態において、第１の給電線１３１は、主電源バス１４と宇宙船１０の制御装置１２とに直接接続されたスイッチ１２０”から来る。示される実施形態におけるスイッチ１２０”は、電力処理装置１１３とは離れて独立しているが、スイッチ１２０”を電力処理装置１１３内に一体化することを想定することもできる。さらに、示される実施形態では、スラスタ選択装置１１４も電力処理装置１１３の外部にあるが、それらを一体化することを想定することも可能である。それにもかかわらず、この第３の実施形態におけるシステムの他の素子は、第１の実施形態の素子に類似するので、図４において図２Ａと図２Ｂと同じ参照符号が振られる。
【００４０】
この方法で、この第３の実施形態における宇宙推進システム１００の動作中、スラスタ選択装置１１４とそのスイッチ１１４−１から１１４−６とにより静電スラスタ１０１が選択されるとき、制御装置１２によりスイッチ１２０”に送信された信号は、静電スラスタ１０１の放出カソード１５２の加熱素子１５３の動作を調節するため第１の給電線１３１における電流パルスを制御し得る。さらに、スラスタ選択装置１１４とそのスイッチ１１４−１から１１４−６とによりレジストジェット１０２が選択されるとき、同じパルスが、レジストジェット１０２の加熱素子１６１の動作を調節し得る。そうでない場合、この第３の実施形態における宇宙推進システム１００の動作は、特に、静電スラスタ１０１とレジストジェット１０２とに対する宇宙推進システム流体の供給を調節することと、２つの異なる推進モードを選択することとに関して、第１の実施形態の動作に類似する。
【００４１】
しかし３つの上記の実施形態における宇宙推進システムは、１つのみの静電スラスタと１つのみのレジストジェットとを含むが、同じ原理が、複数の静電スラスタとレジストジェットとを含むシステムに同様に適用可能である。したがって、図５に示す第４の実施形態において、宇宙推進システム１００は、例えば、スラスタペアとして構成された、２つの静電スラスタ１０１と２つのレジストジェット１０２とを含み、各ペアは、１つの静電スラスタ１０１と１つのレジストジェット１０２により形成され、ペアの１つにおけるスラスタが、他のペアにおけるスラスタとは逆方向を向く。２つの静電スラスタ１０１が、圧力を調節するための１つの調節器１０７に接続され、調節器１０７において、対応する推進剤流体供給ライン１０５により静電スラスタ１０１に推進剤ガスが供給される一方で、２つのレジストジェット１０２が、同様に、圧力を調節するための１つの調節器１０８に接続され、調節器１０８において、他の推進剤流体供給ライン１０６によりレジストジェット１０２に推進剤ガスが供給される。対照的に、独立した流量調節器１０９が、静電スラスタ１０１の各々への推進剤流体の低流量での供給を別々に調節するため、静電スラスタ１０１の推進剤流体供給ライン１０５の各々に設置される。推進剤流体供給回路１０４は、各レジストジェット１０２用の推進剤ガス供給弁１１２をさらに含む。
【００４２】
さらに、この宇宙推進システム１００は、電力処理装置１１３に一体化されたスラスタ選択装置１１４に加えて２つの外部スラスタ選択装置１１４’と１１４”とをさらに含む。３つのスラスタ選択装置１１４と１１４’と１１４”とは、それらのそれぞれのスイッチ１１４−１から１１４−６と、１１４’−１から１１４’−６と、１１４”−１から１１４”−６とを制御するため、宇宙船１０の制御装置１２に接続される。スラスタ選択装置１１４の接点Ａは、第１の外部選択装置１１４’を介して、スラスタのペアのうちの第１のペアの静電スラスタ１０１またはレジストジェット１０２に接続される一方で、スラスタ選択装置１１４の接点Ｂは、第２の外部選択装置１１４’を介して、スラスタのペアのうちの第２のペアの静電スラスタ１０１またはレジストジェット１０２に接続される。この第４の実施形態におけるシステムの他の素子は、第１の実施形態の素子に類似するので、それらは、図５において図２Ａと図２Ｂと同じ参照符号が振られる。
【００４３】
したがって、動作時、電力処理装置１１３は、給電し得、推進選択装置１１４により実行された選択に応じて、第１のペアのスラスタと第２のペアのスラスタとのいずれかに対する推進剤流体の供給を制御し得る。選択装置１１４により第１のペアのスラスタが選択される場合、この第１のペアの静電スラスタ１０１とレジストジェット１０２との間の選択は、上記の実施形態においてスラスタを選択することと類似した方法で、第１の外部選択装置１１４’により実行され得る。同様に、選択装置１１４により第２のペアのスラスタが選択された場合、この第２のペアの静電スラスタ１０１とレジストジェット１０２との間で選択することは、上記の実施形態においてスラスタを選択することと類似した方法で、第２の外部選択装置１１４”により実行され得る。したがって、３つの選択装置１１４と１１４’と１１４”におけるスイッチにより、２つの推進方向の間と、各方向における２つの推進モードの間で選択することが可能である。または、この第４の実施形態における宇宙推進システム１００の動作は、特に、スラスタへの推進剤流体と電力との供給を調節することについて第１の実施形態のものに類似する。
【００４４】
特定の実施形態を参照しながら本発明が説明されているが、請求項により定義される本発明の全体的な範囲を越えずに、これらの実施形態に様々な変形と変更とが行われ得ることが明らかである。加えて、言及された様々な実施形態の個々の特徴は、別の実施形態に組み合わされ得る。特に、第２および／または第３の実施形態に特有な特徴は、第４の実施形態の場合と同様に、複数のスラスタ選択装置と各種類のスラスタとを含むシステムにも同様に十分に構成され得る。さらに、第４の実施形態のシステムは、２ペアのみの、異なる種類のスラスタを含むが、その中に、より多数のペアを組み込むことを想定することもできる。したがって、説明と図面とは、限定するものではなく例示として考慮されなければならない。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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