DE10318925A1 - Antriebsvorrichtung eines Raumflugkörpers und Verfahren zur Lagesteuerung eines Raumflugkörpers mit einer solchen Antriebsvorrichtung - Google Patents

Abstract

Für eine Antriebsvorrichtung eines Raumflugkörpers mit wenigstens einer Ionenbeschleuniger-Anordnung wird ein Aufbau und ein Verfahren vorgeschlagen, bei welcher bewusst auf eine Neutralisierer-Ionenquelle verzichtet wird und ein Ionenstrom mit positivem Ladungsüberschuss ausgestoßen wird. Ein Ausgleich der Ladungsbilanz erfolgt durch Einfang von langsamen positiv geladenen Teilchen, die aus der Umgebung durch eine sich einstellende geringe Potentialdifferenz angezogen werden, wofür metallische Außenflächen des Satelliten galvanisch direkt oder indirekt mit der Kathode oder dem Generator der Ionenbeschleuniger-Anordnung verbunden sind.

Description

• Die Erfindung betrifft eine Antriebsvorrichtung eines Raumflugkörpers mit einer Ionenbeschleuniger-Anordnung sowie ein Verfahren zur Lagesteuerung eines Raumflugkörpers mit einer solchen Antriebsvorrichtung.
• Bei Raumflugkörpern wie insbesondere Satelliten sind zur Einhaltung, Ausrichtung, Position oder Bahn Korrekturen erforderlich. Hierzu enthalten die Raumflugkörper typischerweise Ionenbeschleuniger-Anordnungen, welche in einer Ionisationskammer ein neutrales Arbeitsgas ionisieren und die positiv geladenen Gasionen in Richtung eines Strahlausgangs der Ionisationskammer beschleunigen und ausstoßen.
• Ionenbeschleuniger-Anordnungen sind insbesondere in Hall-Konfiguration oder als Gitter-Beschleuniger bekannt. Aus der DE 198 28 704 A1 und der DE 101 30 464 A1 ist eine Beschleuniger-Anordnung mit einer besonderen Magnetfeldverteilung in der Ionisationskammer bekannt. Bei derartigen Antriebsvorrichtungen in Raumflugkörpern besteht, im Unterschied zu z.B. in Labors wissenschaftlich genutzten Ionenbeschleunigern das Problem, dass den Ionen am Strahlausgang Elektronen zur Ladungsneutralisierung des ausgestoßenen Teilchenstroms zuzufügen sind, um eine Verminderung der Ionisation des Arbeitsgases und/oder einem Abfall des Rückstoßimpulses vorzubeugen, welche insbesondere durch Raumladungseffekte erklärbar sind. Die hierfür eingesetzten Primärelektronenquellen dienen, soweit keine Hochfrequenz-Gasionisation vorgesehen ist, typischerweise auch noch als Primärelektronenquellen für die Ionisation des Arbeitsgases in der Ionisationskammer.
• Als Quellen für Elektronen zur Ionisation des Arbeitsgases und/oder Neutralisierung des ausgestoßenen Ionenstrahls sind unterschiedliche Realisierungsformen bekannt. Aus der US 3 956 666 ist eine Gitter-Ionenbeschleuniger-Anordnung bekannt, bei welcher außerhalb der Ionisationskammer in Strahlrichtung des Ionenstrahls eine geheizte Kathode als Neutralisator angeordnet ist. Eine weitere Kathode zur Emission von Primärelektronen für die Ionisation des Arbeitsgases ist in der Ionisationskammer angeordnet.
• Bei einer aus der US 3 735 591 bekannten Anordnung ist eine Kathode in Strahlrichtung auf der Längsachse der Ionisationskammer von dieser beabstandet angeordnet. Zum Start der Anordnung ist der Kathode ein Gas zur Erzeugung von Primärelektronen durch eine Gasentladung zugeführt. Im laufenden Betrieb werden aus der Kathode durch Ionenbombardement Elektronen gelöst.
• Besonders gebräuchlich sind Anordnungen in Hall-Konfiguration mit einer ringförmigen Ionisationskammer und einer seitlich des Ausgangs angeordneten Neutralisator-Kathode, in welcher typischerweise auch eine Gasentladung erfolgt. Eine derartige Anordnung ist beispielsweise aus der US 5 359 258 bekannt.
• Die DE-AS 12 22 589 beschreibt eine Anordnung, bei welcher ein extern erzeugter Strahl hoch beschleunigter Elektronen in eine Ionisationskammer eingeleitet und dort in einem im wesentlichen homogenen zur Längsachse parallelen Magnetfeld geführt ist. Ein Teil der Elektronen tritt mit den Ionen auf der Ausgangsseite der Ionisationskammer durch eine Elektrodenblende aus, so dass ein elektrisch neutraler Plasmastrahl abgegeben wird.
• Eine Anordnung mit einem extern erzeugten und in eine Ionisationskammer eingeleiteten und zur Neutralisierung des Ionenstrahls dienenden Elektronenstrahl ist auch aus der DE 198 28 704 A1 bekannt, bei welcher ein permanentperiodisches Magnetfeld in der Ionisationskammer in Verbindung mit einem die Ionisationskammer durchsetzenden elektrostatischen, positiv geladene Ionen zum Ausgang hin beschleunigenden Feld eine mehrstufige Anordnung bildet. Eine ähnliche Feldkonfiguration liegt auch bei einer aus der DE 101 30 464 A1 bekannten Anordnung vor, bei welcher als Elektronenquelle eine Elektrode am ausgangsseitigen Ende der Ionisationskammer vorgesehen ist, welche im Randbereich des Ionenstrahls durch aufprallende Ionen Elektronen für die Gasionisation und die Neutralisierung des Ionenstrahls freisetzt.
• Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine weiter vereinfachte und effektive Antriebsvorrichtung für einen Raumflugkörper mit einer Ionenbeschleuniger-Anordnung sowie ein Verfahren zur Steuerung eines Raumflugkörpers mittels einer solchen Antriebsvorrichtung anzugeben.
• Erfindungsgemäße Lösungen sind in den unabhängigen Ansprüchen beschrieben. Die abhängigen Ansprüche enthalten vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung.
• Die Erfindung macht Gebrauch von der an sich aus der DE 101 30 464 A1 oder aus der DE 198 28 704 A1 bekannten Feldkonfiguration mit einem innerhalb der Ionisationskammer in Längsrichtung Ionen beschleunigenden elektrostatischen Feld einer Elektrodenanordnung und eine Magnetanordnung nach Art der permanent-periodischen Magnetanordnungen aus Lauffeldröhren.
• Die Elektrodenanordnung erzeugt zwischen einer am oder beim Strahlausgang der Ionisationskammer liegenden Kathodenelektrode und einer dieser in Längs richtung abgewandten, vorzugsweise in der Ionisationskammer, insbesondere am dem Strahlausgang entgegengesetzten Ende der Iionisationskammer befindlichen Anodenelektrode ein im wesentlichen in Längsrichtung der Ionisationskammer gerichtetes elektrostatisches Feld. Als Längsrichtung sei die zwischen den seitlichen Begrenzungen zum Ausgang der Iionisationskammer weisende und im wesentlichen zu der mittleren Strahlrichtung des abgegebenen Ionenstrahls parallele Richtung bezeichnet. Die Kathodenelektrode ist vorzugsweise den Ausgang der Ionisationskammer seitlich umgebend und außerhalb der Ionisationskammer liegend ausgebildet. Die Elektrodenanordnung kann im Längsverlauf der Ionisationskammer zusätzliche Zwischenelektroden in an sich aus dem genannten Stand der Technik bekannter Art aufweisen.
• Wesentlich ist die in Längsrichtung mehrstufige Ausbildung des Magnetfelds innerhalb der Ionisationskammer mit alternierend in Längsrichtung entgegen gesetzt gerichteten Magnetfeldabschnitten, wobei sich Magnetfeldabschnitte erster Art mit überwiegend zur Längsrichtung senkrechtem Feldverlauf und Magnetfeldabschnitte zweiter Art mit überwiegend zur Längsrichtung senkrechtem Feldverlauf abwechseln und durch einen Magnetfeldabschnitt zweier Art getrennt benachbarte Magnetfeldabschnitte erster Art in Längsrichtung entgegengesetzt gerichtete Feldkomponenten aufweisen. Das derartige Magnetfeld wird aufgrund des Feldverlaufs in einer die Mittellängsachse enthaltenden Schnittebene als mehrstufige Cusp-Struktur bezeichnet. Die Ionisationskammer weist vorzugsweise im Querschnitt senkrecht zur Längsachse eine einfach zusammenhängende Querschnittsfläche, insbesondere eine Kreisfläche auf, kann aber auch einen ringförmigen Querschnitt besitzen. Die typischerweise außerhalb der seitlichen Begrenzung der Ionisationskammer liegende Magnetanordnung weist in Längsrichtung im Bereich der Magnetfeldabschnitte zweiter Art Magnetpole mit in Längsrichtung alternierender Polarität auf. Die Magnetpole halten vorzugsweise die Ionisationskammer umschlossen. Die Magnetanord nung kann durch Spulen oder vorzugsweise durch Permanentmagnete gebildet sein.
• Es zeigt sich überraschenderweise, dass mit der Kombination der vorstehend geschilderten Konfigurationen von elektrostatischen und magnetischen Feld in der Plasmakammer eine Antriebsvorrichtung in einem freifliegenden Raumflugkörper ohne separate Elektronenquelle zur Erzeugung von Primärelektronen für die Ionisation des Arbeitsgases und/oder die Neutralisation des abgegebenen Ionenstrahls arbeitet, was insbesondere auf die raumladungsausgleichende Felderkonfiguration innerhalb der Ionisationskammer rückführbar ist. Durch den Wegfall der separaten Elektrodenquelle kann die Antriebsvorrichtung wesentlich vereinfacht werden.
• Der von der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung abgegebene Ionenstrom ist daher typischerweise nicht neutralisiert und weist vorzugsweise einen positiven Strom im Umfang von wenigstens 50%, insbesondere wenigstens 75%, vorzugsweise wenigstens 90% nicht durch mit ausgestoßene Elektronen neutralisierter bzw. ladungskompensierter positiver Ionen bezogen auf die Gesamtheit der Atome in dem abgegebenen Strom auf.
• Zum Ladungsausgleich des Raumflugkörpers enthält dieser vorteilhafterweise eine oder mehrere der Umgebung zuweisende leitende Flächen, welche mit der Elektrodenanordnung direkt oder unter Zwischenschaltung weiterer Komponenten elektrisch verbunden sind. Über diese leitenden Flächen können vorteilhafterweise positiv geladene Partikel aus der Umgebung des Raumflugkörpers angezogen und zum Ladungsausgleich verwandt werden, wobei sich günstigerweise die Bilanz der Partikelströme aus der Umgebung und des Ionenstrahls der Antriebsvorrichtung automatisch ausgleichen. Die leitenden Flächen können insbesondere auch auf dem Potential der Kathode der Antriebsvorrichtung liegen.
• Die leitenden Flächen können insbesondere Teile der Außenwand des Raumflugkörpers sein und können auch eine zusammenhängende Fläche bilden. Die leitenden Flächen sind vorteilhafterweise wenigstens in Teilflächenabschnitten mit ihren der Umgebung zuweisenden Flächennormalen um wenigstens 90° gegen die mittlere Strahlrichtung des von der Antriebsvorrichtung ausgestoßenen Strahls versetzt ausgerichtet. Bei statistisch im wesentlichen gleichmäßig über die Außenfäche des Raumflugkörpers verteilten leitenden Flächen mitteln sich die Einzelimpulse der aus der Umgebung elektrostatisch angezogenen und auf die leitenden Flächen auftreffenden geladenen Partikel in der Richtung aus.
• Die Erfindung ist insbesondere vorteilhaft verwendbar für in geringer (Low Earth Orbit, LEO) oder mittlerer Höhe (Medium Earth Orbit, MEO) fliegende Satelliten.
• In der Abbildung ist schematisch mit SA allgemein ein Satellit als Raumflugkörper bezeichnet, der eine nach außen weisende, im Regelfall komplex geformte Fläche OS besitzt. An dem Satelliten können zusätzlich außen liegende Vorrichtungen wie z. B. Antennen oder Solarzellenträger angeordnet sein. Der rechteckige Umriss in der Abbildung ist daher nur als alle Formen schematisch repräsentierend anzusehen.
• In bzw. an dem Satelliten sind, insbesondere für Lagekorrekturen typischerweise mehrere Antriebsvorrichtungen AV in Form von Ionenbeschleunigeranordnungen mit unterschiedlichen Ausrichtungen vorgesehen, von denen eine in der Abbildung eingezeichnet ist.
• Die Ionenbeschleunigeranordnung enthält in an sich gebräuchlicher Weise eine Ionisationskammer IK, in welcher ein statisches Magnetfeld und ein statisches elektrisches Feld vorliegen. Das statische elektrische Feld ist durch eine Elektrodenanordnung mit einer in der Ionisationskammer, insbesondere bei deren dem Strahlausgang AU abgewandten Ende angeordneten Anode AN und einer beim Strahlausgang AU, insbesondere außerhalb der Ionisationskammer liegenden und vorteilhafterweise den Strahlausgang ringförmig umgebenden Kathode erzeugt und verläuft innerhalb der Ionisationskammer im wesentlichen von der Anode zum Strahlausgang gerichtet. Das elektrostatische Feld EF ist in der Abbildung vereinfacht durch mehrere zur Längsrichtung der Ionisationskammer parallele Feldlinien angedeutet. Ein Hochspannungsgenerator GE erzeugt eine Spannung zwischen Kathode KA und Anode AN, welche typischerweise zwischen 300 V und 2000 V liegt. Aus einem Vorratsbehälter wird dosiert ein Arbeitsgas AG in die Ionisationskammer geleitet, welches dort durch Stoßionisation mit Elektronen ionisiert wird. Das elektrostatische Feld EF ist so gerichtet, dass die positiv geladenen Gasionen elektrostatisch in Richtung des Strahlausgangs AU der Ionisationskammer beschleunigt und als gerichteter divergierender Ionenstrahl IS ausgestoßen werden. Ein statisches Magnetfeld in der Ionisationskammer zwingt die Elektronen auf Driftbahnen und erhöht deren Aufenthaltsdauer und damit auch die Ioniationswahrscheinlichkeit. Die Elektrodenanordnung kann zusätzlich zu Anode AN und Kathode KA weitere Elektroden auf Zwischenpotentialen enthalten.
• Typische derartige Antriebsvorrichtungen in Raumflugkörpern sehen beim Ausgang der Ionisationskammer als wesentliches Element eine Elektronenquelle als Neutralisierer vor, aus welcher dem Ionenstrahl IS nach unterschiedlichen Mechanismen Elektronen zugesetzt werden. Auf einen solchen Neutralisierer wird bei der der vorliegenden Erfindung bewußt verzichtet und der ausgestoßene Ionenstrahl wird mit einem starken positiven Ladungsüberschuss abgege ben, wobei der Ladungsüberschuss vorteilhafterweise wenigstens 50%, insbesondere wenigstens 75%, vorzugsweise wenigstens 90% der ausgestoßenen Atome als nicht durch mit ausgestoßene Elektronen ladungskompensierte Ionen beträgt. Auch andere Maßnahmen zur Generierung von Neutralisierungselektronen wie z.B. Einleitung eines Elektronenstrahles von der Anode her oder Ionenbombardement einer metallischen Oberfläche sind bewusst nicht vorgesehen. Von wesentlicher Bedeutung für die Funktion erweist sich die Form des Magnetfelds MF in der Plasmakammer, welches in Längsrichtung LR mehrstufig in der Art ausgebildet ist, dass eine die Ionisationskammer umgebende Magnetanordnung in Längsrichtung beabstandet alternierende Magnetpole N, S aufweist, wobei sich senkrecht zur Längsrichtung jeweils gleiche Pole gegenüberstehen bzw. einheitliche Pole die Ionisationskammer ringförmig umgeben. Das Magnetfeld in der Ionisationskammer zeigt in einem Längsschnitt durch die Ionisationskammer wie in der Abbildung skizziert, eine periodische Struktur mit überwiegend parallel zur Längsrichtung LR verlaufenden Magnetfeld zwischen beabstandeten Polen N, S und einem überwiegend radialen Verlauf im Bereich der Pole. Der charakteristische Feldverlauf der einzelnen Stufen im Längsschnittbild wird auch als cusp-Struktur bezeichnet. Die Magnetfeldstruktur ist an sich bekannt, z.B. aus der DE 198 28 704 A1 oder der DE 101 30 644 A1 , wobei aber bei beiden bekannten Anordnungen Mittel zur gezielten Zufügung von neutralisierenden Elektronen zu dem ausgestoßenen Ionenstrahl vorgesehen sind. Bei der Anordnung aus der DE 198 28 074 A1 wird ein beschleunigter gebündelter Elektronenstrahl auf der Anodenseite in die Ionisationskammer eingeleitet und in dem Magnetfeld zumindest in Teilen bis zum Strahlausgang der Ionisationskammer geführt. Bei der DE 101 30 464 A1 erfolgt eine Neutralisierung des abgegebenen Ionenstrahls mittels einer seitlich des Strahlausgangs angeordneten Elektronenquelle und/oder mittels einer von einem Randbereich des Ionenstrahls beim Strahlausgang angeordneten Emis sionsfläche, aus welcher durch auftreffende Ionen Elektronen ausgelöst werden.
• Da einerseits die Kathode KA keine Elektroden zur Neutralisierung des gerichtet ausgestoßenen Ionenstrahls IB emittiert, andererseits aber Elektronen in der Ionisationskammer auf die Anode AN auftreffen ergibt sich ein Ungleichgewicht in der Strombilanz des Generators zwischen Anodenstrom und Kathodenstrom, welche bei der vorliegenden Erfindung vorteilhafterweise dadurch ausgeglichen wird, dass über leitende Außenflächen des Satelliten positiv geladene Partikel PP, insbesondere Gasionen oder Protonen aus der Umgebung des Satelliten angezogen und neutralisiert werden. In der Abbildung sind solche leitende Flächen FA, FB von der Kathode KA beabstandet an der Außenfäche OS des Satelliten vorgesehen. Die zum Stromausgleich erforderliche Potentialdifferenz zwischen der Umgebung des Satelliten und den leitenden Flächen FA, FB, OS stellt sich selbsttätig als Funktion insbesondere der leitenden Flächen, der Dichte und Temperatur der umgebenden geladenen Partikel, der Geschwindigkeit des Satelliten sowie der Größe des den Satelliten verlassenden Ionenstroms ein. Für eine effiziente Nutzung des erfindungsgemäßen Konzepts der Ionenantriebsvorrichtung ohne Neutralisierkathode ist vorteilhafterweise diese Potentialdifferenz < 20% der Potentialdifferenz zwischen Anode und Kathode der Beschleunigeranordnung. Vorteilhafterweise ist die Aufprallgeschwindigkeit von Umgebungspartikeln auf die leitenden Flächen gering. Die Antriebsvorrichtung findet insbesondere vorteilhaft Verwendung in Satelliten in niedrigen (Low Earth Orbit) oder mittleren (Medium Earth Orbit) Umlaufbahnen.
• Da ein Satellit typischerweise eine in weiten Teilen metallische Außenhaut aufweist, können als leitende Flächen vorteilhaft vorhandene Flächen verwandt werden, welche elektrisch mit dem Generator verbunden werden wie z. B. die Fläche FB über die Verbindung LB oder vorzugsweise unmittelbar auf Katho denpotential gelegt sind wie z.B. die Fläche FA über die Verbindung LA. Insbesondere die letztgenannte Variante ist von besonderem Vorteil, da ohnehin leitend verbundene Teile der Außenfläche OS ohne Zusatzaufwand verwandt werden können und für alle der mehreren Ionenbeschleunigeranordnungen des Satelliten gemeinsam zur Verfügung stehen. Die leitenden Flächen sind vorteilhafterweise über den Außenumfang des Satelliten verteilt angeordnet und insbesondere vorzugsweise in unterschiedliche Richtungen ausgerichtet.
• Auf die leitenden Flächen auftreffende positiv geladene Partikel PP nehmen Elektronen auf und gleichen so die Strombilanz des Generators GE aus. Schwankungen und temporäre Ungleichgewichte bleiben ohne nennenswerten Einfluss auf die Ionisation und die Ionenbeschleunigung in der Ionisationskammer.
• Die vorstehend und die in den Ansprüchen angegebenen sowie die den Abbildungen entnehmbaren Merkmale sind sowohl einzeln als auch in verschiedener Kombination vorteilhaft realisierbar. Die Erfindung ist nicht auf die beschriebenen Ausführungsbeispiele beschränkt, sondern im Rahmen fachmännischen Könnens in mancherlei Weise abwandelbar.

Claims (10)

1. Antriebsvorrichtung eines Raumflugkörpers mit wenigstens einer Ionenbeschleuniger-Anordnung, welche a) eine Ionisationskammer mit einem in einer Längsrichtung liegenden Ausgang für einen Strahl beschleunigter Ionen, b) eine Elektrodenanordnung mit einer innerhalb der Ionisationskammer liegenden Anode und einer am Strahlausgang oder seitlich davon beabstandet außerhalb der Ionisationskammer liegenden Kathode zur Erzeugung eines elektrostatischen Beschleunigungsfelds innerhalb der Ionisationskammer, c) eine Magnetanordnung mit mehreren in Längsrichtung beabstandeten alternierenden Magnetpolen, welche innerhalb der Ionisationskammer ein Magnetfeld mit ersten Abschnitten überwiegend zur Längsrichtung parallelem Feldverlauf zwischen den Magnetpolen und zweiten Abschnitten überwiegend zur Längsrichtung senkrechten Feldverlaufs im Bereich der Magnetpole erzeugt, umfasst und keine beim Ausgang oder außerhalb der Ionisationskammer liegende Elektronenquelle zur Abgabe von Elektronen an den Ionenstrahl aufweist.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Querschnitt der Ionisationskammer senkrecht zur Längsrichtung eine einfach zusammenhängende Fläche, insbesondere eine Kreisfläche bildet.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens zwei Magnetpole alternierend beabstandet im Längsverlauf der Ionisationskammer vorliegen.
4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Elektrodenanordnung elektrisch mit wenigstens einer von dem Ausgang der Ionisationskammer beabstandeten und der Umgebung des Raumflugkörpers zuweisenden leitenden Fläche verbunden ist.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die leitende Fläche einen Teil der Außenwand des Raumflugkörpers bildet.
6. Vorrichtung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die leitende Fläche auf dem Potential der Kathode liegt.
7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere leitende Flächen oder Teilflächen mit unterschiedlich ausgerichteten Flächennormalen vorhanden sind.
8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass in dem den Raumflugkörper gerichtet verlassenden Ionenstrom wenigstens 50%, insbesondere wenigstens 75%, vorzugsweise wenigstens 90 der Atome nicht ladungskompensiert sind.
9. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Raumflugkörper ein LEO- oder MEO-Satellit ist.
10. Verfahren zur Steuerung eines Raumflugkörpers mittels einer Antriebsvorrichtung mit einer Ionenbeschleuniger-Anordnung, welche einen gerichteten Strahl beschleunigter positiv geladener Ionen erzeugt, dadurch gekennzeichnet, dass der Ionenstrahl ohne Ladungsneutralisation abgegeben und über vom Strahlausgang beabstandete leitende Flächen ein Ladungsausgleich durch positive Ladungen aus der Umgebung des Raumflugkörpers vorgenommen wird.