航天器推进系统及其操作方法与流程

1.本发明涉及航天器推进。本发明可用于通信卫星和任何其他类型的航天器。


背景技术：

2.围绕地球运行的通信卫星正被越来越多地用于各种用途，例如跟踪物体的位置、勘测地点和观察变化的天气模式。卫星和其他航天器通常配备一个电力推进系统，包括一个或多个离子推进器。在离子推进器中，从中提取电子以产生正离子蒸汽，使中性气体电离。离子被加速，例如通过连续栅格之间的电位差来产生推力。随后，将提取的电子注入到离子流中，再次中和气体，并在空间中分散。或者，可从金属中提取离子，在这种情况下，可喷射产生的电子，以避免金属带负电荷。在本领域中，所提取电子的源被称为中和剂。
3.此处所用术语“推进器”指的是一种推进机制，包含一个离子源，用于产生离子流以推进航天器，以及至少一个电子源，用于发射电子，例如中和离子流或平衡航天器电荷。
4.理想情况下，轨道卫星拥有最先进的电子和其他设备，需要在最佳状态下工作，并在不需要更换的情况下延长一段时间。因此，航天器发展的问题之一是在其运行过程中尽量减少对部件的损坏。
5.本发明的实施例不限于解决此类问题，且可以包括其他问题的解决方案。


技术实现要素：

6.在某些方面，本发明提供了操作包括推进器的航天器推进系统的方法，其中至少一个推进器包括用于产生离子流以推动航天器的离子源和用于发射电子的电子源。方法：通过控制电子源来操作推力器，以限制电子的产生，从电子源的关闭状态逐渐上升到开启状态和/或从电子源的开启状态逐渐下降到关闭状态。
7.该控制可通过控制信号实现，该控制信号可以是逐渐增加或减少的电压，例如斜坡。通过这种方式控制电子源，主动约束电子发射的增减率，如通过控制信号，而非被动地受到电子源硬件组件能力的约束。参考本发明的具体实施例，进一步解释该主动控制的优势。
8.此处进一步描述的方法可能包括在产生离子流之前向航天器周围的等离子体中注入电子，并在开始产生离子流之后继续注入电子。持续注入以使航天器相对于周围的等离子体保持正电位，尽管这在实践中不一定能测到。
9.本发明的方法可在单个推进器中实施。在带多个推进器的航天器中，同样的方法可在多个推进器中实施。
10.如推进系统包括多个推进器，根据本发明某些实施例的方法可包括操作至少一个推进器作为辅助或“备用”推进器。至少一个辅助推进器的电子源可在离子流产生前操作，以将电子注入航天器周围的等离子体中。随后，在辅助推进器产生的电子流达到预制电平后，可操作驱动推进器的离子源和电子源来驱动航天器，同时继续操作辅助推进器注入电子以保持航天器处于正电位。在此方法中，辅助推进器的离子源不运行。
11.操作多个推进器时下，可以进行以下任何一个或多个操作，以补充电子源的逐渐打开或关闭:
[0012]-操作每个驱动推进器至少一个电子源，在操作离子源以产生离子流来推动航天器操作离子源以产生离子流来推动航天器前，将电子注入航天器周围的等离子体；
[0013]-继续操作每个驱动推进器至少一个电子《/2》源，在同一驱动推进器的离子源已停止运行后，将电子注入等离子体；
[0014]-开始运行任何驱动推进器的任何离子源(或相继运行)前，开始运行每个驱动推进器的一个电子源；
[0015]-所有离子源停止运行后《/7》(或相继停止)，继续操作所有《/6》驱动推进器的至少一个电子源；
[0016]-离子源相继开始运行；
[0017]-离子源相继停止运行。
[0018]
可设计航天器推进系统来实施此处所述的方法，因此本发明另一方面提供了包括至少一个推进器的航天器推进系统，该推进器包括用于创建离子流以推动航天器和至少一个电子源的离子源，以及配置为根据此处所述的任何方法操作推进系统的控制器。
[0019]
根据本发明实施例的方法可在现有的航天器推进系统中实施。因此，本发明另一方面提供了一种包含指令的计算机可读介质，当在航天器推进系统控制器的处理器中实现该指令时，会导致系统按照此处所述的任何方法操作。
[0020]
可以理解的是，提供本摘要是为了简要介绍一些概念，这些概念将在下面的“详细描述”一节中进一步描述。
[0021]
本摘要不用于确定所声明主题的关键特征或基本特征或确定所声明主题的范围。
附图说明
[0022]
本发明的一些实施例将通过示例，参考下列图进行描述，其中：
[0023]
图1是根据本发明的一些实施例的卫星部件的示意图表示。
[0024]
根据本发明的某些实施例，图2、3和4显示了卫星的不同透视视图。
[0025]
图5是根据本发明某些实施例的推力器示意图。
[0026]
图6为卫星组件，以及由于按照本发明某些实施例的推进系统的操作而可能在它们与周围等离子体之间产生的电压和电容。
[0027]
图7为根据本发明某些实施例的卫星组件和周围等离子体的电学性质的电路模型。
[0028]
图8是根据本发明某实施例显示补丁和航天器框架之间的电位差随时间变化的图形。
[0029]
图9为根据本发明某些实施例的电子源和离子源的操作序列的时序图。
[0030]
可以理解的是，图纸不一定是按比例绘制的。
具体实施方式
[0031]
本发明将从以下实施例的详细描述来理解，旨在描述而非限制。为简洁起见，本文未详细介绍一些常用的特性、方法和系统程序、元器件和电路。
[0032]
本发明的实施例提供了操作航天器推进系统的系统和方法。在详细讨论这些之前，描述了可在其中实施本发明实施例的航天器组件。
[0033]
图1是根据本发明的一些实施例的卫星部件的示意图表示。组件间单向实心箭头表示电源连接，双向实心箭头表示射频信号连接，虚线表示数据连接。
[0034]
部分组件位于卫星机体上，由矩形120表示，部分位于机翼上，由矩形130表示。图1所示的卫星包括电源101和配电系统102。电源101和配电系统102向推进系统190、推进控制器109、计算系统103和通信系统104供电。推进控制器109在此处显示为一个单独项目，但实际上它可以构成计算系统103的一部分。使用在推进控制器109中组成的一个或多个处理器中实施的控制软件，或响应于接收到的指令，例如来自计算系统的指令，推进控制器可根据本发明某些实施例进行配置以实施方法。从计算系统103传输指令时，可认为计算系统包括推进控制器。推进控制器109的功能之一可以是向推进系统190中的推进器的离子源和电子源输出控制信号，将在下面进一步描述。
[0035]
电源101、配电系统102、计算系统103和通信系统104在本技术中统称为卫星“总线”。通信系统104可包括(例如位于卫星机体上的)一个或多个天线。或者，通信系统104可通过机翼130上的一个或多个天线发送和接收信号。
[0036]
图1所示的电源101和配电系统102还可向一个或多个传感器供电，该传感器未示出，可位于机体120。这些传感器构成了本领域所称的卫星“有效载荷”的一部分。传感器的数量和种类可根据卫星的预期用途而有所不同。
[0037]
在地球观测卫星时，有效载荷可以包括一个或多个雷达天线106或天线阵列，可位于一个或多个机翼130。每个天线106或天线阵列可具有相关联的放大器107，通过功率分配系统108从电源101(例如通过功率分配系统102)获得电源。配电系统102和108均可包括本领域已知的控制逻辑。
[0038]
卫星的部件在使用过程中可能会受到损坏，一旦卫星进入轨道，则更难确定任何损坏的来源。本发明者已经假设，一个特定的损坏来源是一个组件受到过大电压或电流或功率耗散，被称为电气过度应力“eos”。这可能导致立即损坏或故障，或可能缩短组件寿命。某些组件可能比其他组件更容易损坏，特别是某些天线类型。
[0039]
放大器107具有与计算系统103(在所示示例中通过配电系统108)的双向数据通信链路，且可以配置为向计算系统103发送数据，例如与所接收的雷达信号有关的数据。数据可由通信系统103处理，例如，以提供地球轮廓数据，然后可将该数据输出到通信系统104以向前传输。或者，原始数据可由计算系统103输出到通信系统104以供在地球上或在另一颗卫星上进行远程计算系统处理。计算系统103可通过电源分配系统108向放大器107发送数据，例如操作指令、数据请求和本领域技术人员熟悉的其他信号。
[0040]
通信系统104可使用射频通信、光(例如激光通信)或本领域已知的任何其他形式的通信与地面站或其他卫星通信。
[0041]
图2、图3和图4是在空间轨道上运行的卫星140的透视视图，该卫星140可包括图1的组成部分，如图3所示。图2的卫星包括机体110，图1的机体120的某些部件可安装在其中，或图1的某些部件可安装在其上。主体110在本领域中也被称为“总线”，因为它可容纳或支持总线组件。机体110还可安装一个或多个电池。机体110可部分封闭，如用于容纳和保护组件。外壳可用于安装组件。在图2的示例中，太阳能电池板150安装在机体110的一个矩形表
面上，其他太阳能电池板155通过支柱115连接到电池板150。
[0042]
卫星140包括从机体110向两个相反方向延伸的一般平面结构，以提供两个“机翼”160。所示含机翼160的结构安装在机体110的矩形表面上或旁边。如图4所示，它是分段形成的，以便在运输时折叠，在使用时展开。机体110和机翼160在此统称为航天器框架，并具有下文进一步描述的电气特性。
[0043]
如上所述的一个或多个天线可安装在卫星“机翼”上。图4显示从卫星上移除天线阵列180，以说明并可包括本领域已知的贴片天线。如本领域所知，其他组件可安装在机翼上，包括功率分配组件和放大器，其示例已在先前的专利申请gb-a-2598793中描述。已经发现，该早期专利申请中描述的卫星的电源控制开关特别容易损坏。由于组件排列方式不同，不同的组件可能更容易损坏。
[0044]
卫星140具有用于产生推力操纵卫星的推进系统190。推进系统190在图3中最为清晰可见，且在本实施例中安装在与太阳能电池板150相对的表面上的机体110上。
[0045]
如图3所示，推进系统190包括多个推进器205、210、215、220，这些推进器在需要时产生用于操纵卫星140的推力。图3所示的多个推进器205、210、215、220位于机体110一侧的角上，并且可以等距分开。然而，在本发明的某些实施例中，推进系统可以具有不同的结构。
[0046]
图3所示的每个推进器可包括一个离子源，用于产生离子流以推动航天器，以及至少一个电子源，用于向离子流中注入电子以中和离子流。本发明的实施例可包括此种通用类型的任何推进器。图5显示了一个例子。
[0047]
图5所示的推力器包括离子源501，也称为发射器，用于创建离子流503，在本例中，两个电子源505以灯丝507的形式布置在离子源501的相对两侧。如图所示，一个电子源正在工作，以发射电子，即所谓的中和剂束电流509，以中和离子流503。
[0048]
使用本领域已知的适用于合适电压的萃取器511和萃取器栅格513将离子吸引出离子源501。这将在箭头515的方向产生一个推力和一个反作用力517。
[0049]
本领域技术人员所知道的图5所示的其他部件不是本发明的材料，包括加热器519、储液器521和印刷电路板525。整个推进器总成保存在外壳550中。
[0050]
已经发现，中和剂的操作，即电子源505，可能导致航天器相对于环境等离子体的快速充电。通过抛出许多带负电荷的电子，航天器可能会有一个整体的正电荷，因为它现在有更多的正离子。特别是这种充电可能发生得非常快，例如在1毫秒的空间内，如果电子源505被简单地打开并允许以电子源硬件允许的速度达到其on状态。这种快速充电可能会损坏航天器上的敏感电子元件，特别是但不限于天线阵列和安装在远离卫星本体的偏远位置的其他元件，无论是否靠近推进器，例如机翼的末端。当电源关闭时，同样的效果也会反过来发生。
[0051]
因此，根据一些实施例，控制电子源从off跃迁到on的速率以约束电子的发射，从而控制航天器框架电荷的速率。类似地，电子源从on到off跃迁的速率可以被限制以避免立即停止生产。
[0052]
在进一步详细描述本发明的实施例之前，首先参照图6更详细地讨论损害的可能原因。
[0053]
图6是一个示意图，显示了卫星140的组件，以及由于推进系统190的运行，它们与周围等离子体之间可能产生的电压和电容。具体图6所示为推进系统190，航天器框架记为
601，电子元件如电源开关元件记为612，金属结构610例如在卫星上的痕迹或区域如贴片天线180，以及周围的等离子体600。
[0054]
根据图6，航天器框架601耦合到金属痕迹/区域610，通过一个或多个电子组件612和推进系统190。金属结构610和卫星框架601之间可能产生的电位差被称为v1，其相关电容为c1，而金属结构610和等离子体600之间可能产生的电位差为v2，其相关电容为c2。v1与v2的和记为v3。这些和其他电效应可以根据单独的离散模拟元件进行建模，例如使用著名的建模程序spice，如图7所示。
[0055]
目前的发明者已经假设，组件损坏和可能失效的原因是由于推进系统组件的状态从on到off的快速变化而产生的高电压差，特别是电子源，但也包括离子源。特别是，宇宙飞船框架601的电子抛射导致框架601相对于环境等离子体600的电位发生变化。同时，在天线贴片和其他金属痕迹等金属结构610和环境等离子体600之间存在自然(寄生)电容c2。这个电容c2可以在短时间内保持这些金属结构相对于等离子体的电位v2。这可能会导致框架610的电位变化，即v3增加，而金属结构保持电位，即v2相对于等离子体600没有变化。这会导致框架610和补丁之间的电压差v1。这样的电压差会因电应力过大而损坏部件。
[0056]
这里的关键是寄生电容c2在短时间内保持势v2恒定。如果框架电位变化的速率足够慢(慢于电容c2可以“容纳它”)，组件612损坏的风险将会降低。
[0057]
图7更详细地显示了卫星140组件和周围等离子体的电学特性spice电路模型。具体地说，图7所示电路中建模的组件包括推进系统190、卫星框架601、电子组件612、金属结构610(贴片天线用于表示金属区域和/或金属痕迹)、周围等离子体600和另外的保护护套620，例如，如本领域所知的覆盖多层绝缘毯的薄膜。在太空中，等离子体相当于地球上的地面。框架601，贴片610和护套620中的任何一个都可以形成电容器的一个“侧面”。610贴片特别令人感兴趣，因为它直接连接到电气元件，因此贴片上的任何电压差都会影响电子元件，包括例如已发现易损坏的半导体开关。
[0058]
如图7所示，推进系统190被建模为电流源i1连接到一对二极管，d1和d2，在相反的方向上以平行配置排列，并且整个推进系统接地。推进系统190到部件612的连接，即由于卫星框架601的电气连接被建模为1米欧姆电阻r1。
[0059]
根据图7，框架601将推进系统190连接到电子元件612。根据该模型，框架和等离子体之间的电容被建模为22nf电容，cfx。电子元件被建模为rc电路，其中r表示框架和补丁之间的电阻，rfp，额定值为3gohm，c表示框架和补丁之间的电容，cfp，额定值为36pf。该贴片连接到护套和等离子体，并被建模为108nf电容器，cps。
[0060]
综上所述，在图7中：
[0061]-cfx表示等离子体的电容框架
[0062]-cfp表示电容框架到补丁，相当于图6中的c1
[0063]-rfp表示对补丁的电阻框架
[0064]-cps代表电容贴片到护套
[0065]-csx代表电容鞘到等离子体
[0066]-图7中的(cps+csx)等价于图6中的c2。
[0067]
应该理解的是，参照图6未讨论的护套是一个额外的电容源，可能导致电压以与金属结构610相同的方式增加。因此，从图6的描述中可以看出，如果csx》》cfp。
[0068]
图8显示了补丁和框架之间的电位差随时间的变化。在图8中，v(补丁)相当于图6中的v1，v(框)相当于图6中的v3。因此，该图显示了v2的变化。当电子源在1.0ks打开时，v2急剧上升，可能达到250v，然后衰减。这种电压尖峰可能会造成元器件损坏或元器件的部分如pin二极管会损坏。这种损害在卫星运行中已被观察到。
[0069]
然而，可以看到，由于等效电容耗散其电荷，电压随时间而衰减，因此，如果电子的生产速率可以受到约束，就不会出现峰值，因为电压不会增加。
[0070]
因此，根据本发明的一些实施例，控制电子源以约束电子的产生逐渐从电子源的关闭状态上升到开启状态。
[0071]
通常电子源是由开/关信号控制的，因此在关闭和开启状态之间所花费的时间只受硬件的限制，类似于打开灯泡。根据本发明的一些实施例，加速的持续时间长于电子源打开所需的时间，由此电子的产生受到限制，超出了电子源硬件的限制。换句话说，电子发射的增加率是通过控制信号主动控制的，而不是通过电子源的硬件组件被动约束的。通过这种方式，电子流在开启和关闭之间的增加可以更渐进地发生。
[0072]
参考图6和图7所描述的类似效应被认为发生在电子源关闭时，如图8中ok处的负电压尖峰所示。因此，根据本发明的一些实施例，电子源可以被限制从开启状态逐渐下降到关闭状态，而不是被允许突然停止产生电子。
[0073]
该控制可通过控制信号实现，该控制信号可以是逐渐增加或减少的电压，例如斜坡。所述控制信号可以是数字控制信号。因此，根据一些实施例，可以在不修改推进系统硬件的情况下实现该方法。或者，控制信号可以通过使用硬件组件来实现。
[0074]
例如，离子源和电子源的一个或两个的开启和关闭状态可以定义为源的最大工作容量的90％和10％，这是本领域的标准。换句话说，在10％时，电源被认为是关的，在90％时，电源被认为是开的。
[0075]
推力器可以包括多个电子源，例如如图5所示，在这种情况下，每个电子源可以以相同的方式打开，可选地一个接一个，以进一步避免电子流的快速增加。
[0076]
为减轻电压尖峰造成的损害，这里还提出了一些控制推进系统的附加技术，这些技术可以单独使用，也可以联合使用。它们可概括为:
[0077]-通过在离子供应之前开始产生和/或在离子供应停止后继续产生“过度供应”电子，
[0078]-以类似于电子源的方式控制推力器的离子源，使其从on状态逐渐上升到off状态和/或从on状态逐渐下降到off状态，并且
[0079]-操作一个额外的电子源，这里表示为辅助电子源，例如从一个非运行的推进器-这可能用于“供过于求”，并有额外的好处，避免在紧急关闭的情况下，一个运行的推进器中的中和器的中和电流的台阶变化。
[0080]
因此，根据本发明的某些方面，电子被注入等离子体，围绕着航天器，在创造加速带正电荷的离子流之前。这可以通过增加中和电流来实现，从而在开始产生带正电的加速离子流之前产生电子羽流。此外，电子可以继续被注入等离子体，同时产生带正电的离子流。应该理解的是，根据一些实施例，电子的数量可能超过从离子源中和离子所需的数量。因此，通过控制喷射到等离子体中的电子数量，例如在驱动推进器内，或在使用驱动电子源之前打开辅助电子源，可以使航天器相对于周围的等离子体保持正电位，并可能减少对航
天器敏感部件的损坏。
[0081]
不管电子是否在离子源开始工作之前注入，电子源的上升或下降本身就有助于避免电位的突然变化率，这可能会损坏航天器组件。
[0082]
以图2-4所示的推进系统为例，根据一些实施例，可以在任何推进器205、210、215、220的任何中和器中进行上升或下降。当存在多个推进器时，在确定要提供的电子数量时，可以考虑推进器的总数。
[0083]
如果没有额外的电子源用于电子的“过剩供应”，这可以通过操作一个或多个推进器以低于电子发射的离子发射率来实现，例如75％的离子发射和100％的电子发射。实践中的比例可能由实验和/或建模确定，并将取决于特定的操作条件，如但不限于等离子体密度、温度(即动能，即电子移动的速度)和航天器面积。“过量供应”的数量可能是几毫安将适合某些尺寸的航天器和轨道(较大的航天器收集更多的电子，较低的轨道有更密集的等离子体)。
[0084]
当一个额外的电子源被用于电子的“过剩供应”时，这可能来自一个非工作的推进器。因此，在多个推进器的运行中，可以选择一个或多个作为驱动推进器，也可以选择一个或多个作为辅助推进器。辅助推进器可以选择仅提供电子，因此不使用它们的推力能力。这种选择的优点是，由于额外的电子源，例如辅助推进器，执行更简单的功能，意外功能故障(复位或其他故障)的风险更小。
[0085]
图9示出了时序图，说明了应用于电子和离子源以实现根据本发明的一些实施例的操作序列的控制信号。在图9中，辅助电子源表示为备份中和器，驱动推进器表示为模块1，2，3。可以看到，应用于电子源和离子源的控制信号在一段时间内上升和下降，以限制电子或离子的产生逐渐从开启状态上升到关闭状态，反之亦然。这与开启/关闭开关相反，开启/关闭开关从开启转换到关闭状态的速度比被控制的项目从开启转换到关闭或反之亦然，因此流量的变化率仅受项目硬件的限制。
[0086]
一般来说，序列具有以下新特征，这些特征可以单独实现，也可以任意组合实现：
[0087]-操作每个《/8》驱动推进器的至少一个电子源，在操作电子源以产生离子流来推动航天器前《/9》，向航天器周围的等离子体中注入电子——可以看到，对于各模块1，2，3，中和束电流在“推力”或离子流之前被打开；
[0088]-继续操作每个《/10》驱动推进器的至少一个电子源，在同一驱动推进器的离子源的操作停止后《/11》，向等离子体中注入电子——可以看到，对于各模块1，2，3，中和束电流在推力被关闭后被关闭；
[0089]-开始运行任何驱动推进器的离子源前《/13》，开始运行所有《/12》驱动推进器的一个电子源(可相继运行)——可以看到，在任何模块1，2，3推进器被打开之前，所有模块1，2，3束流都被打开，束流电流在推进器依次打开之前依次打开；
[0090]-继续运行至少一个电子源&lt；14&gt；驱动推进器&lt；15&gt；后&lt；/15&gt；所有离子源的操作已经停止，可选地一个接一个地停止操作——可以看到，所有模块1，2，3的推进器在模块1，2，3的中和剂束流关闭之前都被关闭，并且在中和剂束流依次关闭之前，推进器依次关闭；
[0091]-开始依次运行离子《/16》源——模块1，2，3束电流依次开始；
[0092]-依次停止运行离子《/17》源——模块1，2，3束电流依次停止；
[0093]-选择至少一个推进器作为辅助推进器，并操作辅助推进器的离子源；在任何驱动推进器的离子或电子源运行之前开始和/或在驱动推进器的所有离子或电子源停止运行之后停止——备用中和器在任何模块1，2，3束电流或推力之前打开，并在任何模块1，2，3束电流或推力之后关闭。
[0094]
根据图9的顺序，分别开关束流电流的控制信号，即操作的开始和停止，在tn时间段上升或下降每个模块和备份中和器.这个时间所需的斜坡上升或斜坡下降可以计算使用标准电流模型。在图9中，这显示为所有中和剂束电流的开关是相同的，但可能并不总是如此，它可能在开和关之间以及从一个中和剂到另一个中和剂之间有所不同。类似地，推力(离子源)的开关在一段时间ti开/关，对于每个模块来说都是一样的，但可能在开和关之间以及从一个电子源到另一个电子源之间有所不同。根据一些实施例，离子源或电子源的上升和/或下降的持续时间可以大于1秒，可选地大于5秒或甚至大于10秒。原则上，离子源或电子源的上升或下降周期没有上限，因为达到这个速度越慢越好。出于实际目的，上限可以是10分钟，也可以是2分钟或1分钟。在图9所示的实施例中，离子源的斜坡周期比电子源的斜坡周期短。
[0095]
在图9中可以看到，在一个时间段d中，所有模块或驱动器推进器以及包括备份在内的所有中和器都处于开启状态。d表示标称推力时间，由航天器所需的飞行时间决定。
[0096]
如其他地方所指出的，本发明的一些实施例涉及选择一个或多个推进器作为辅助推进器。它只作为电子源工作，不发射离子。在需要时，辅助推进器的选择可能因驱动操作的不同而不同，例如，为了均匀推进器的磨损量。另外，辅助推进器可以根据其与已知或发现会变热的部件(例如航天器子系统)的接近程度来选择。作为辅助推进器运行的推进器产生的热量较少，因此不会产生额外的不良热量。
[0097]
在本发明的实施例中，卫星的轨道或轨道路径不受限制，并且例如可以包括任何地球静止轨道(geo)、低地球轨道(leo)、中地球轨道(meo)、极轨道和太阳同步轨道(sso)、转移轨道和地球静止转移轨道(gto)以及拉格朗日点(l点)。然而，在本发明的一些实施例中，该领域的技术人员将容易理解在发射到空间之前可能需要在实验室(例如，在地面上的测试实验室)中测试卫星。
[0098]
本发明的实施例可用于减轻对卫星的各个部分的损害，而不仅仅是对上述特定组件的损害。下面讨论的任何组件也可能容易受到损坏，从而限制卫星的功能。
[0099]
如图2-4所示，卫星140上的天线或天线阵列180被配置为通过射频连接器(未显示)接收或发射发送给或来自它们的射频信号。这些可能是标准的射频连接器，如扣装或推连接器。连接器将天线或天线阵列连接到电路板上的一个或多个放大器(未显示)，其中射频信号被放大。在接收模式下，放大后的信号可由放大器输出到计算系统。传感器信号可以在计算系统或通信系统中进行编码以进行传输。
[0100]
在地球观测卫星，传感器可包括雷达天线。如本领域技术人员所知，传感器还可以包括任何图像捕获设备、温度传感器等。所述电源可包括动力储存，例如以一个或多个电池的形式，其目的是使卫星能够在低日照条件下运行。这是有用的，例如，如果需要卫星携带的设备随时进行监测。
[0101]
根据本发明的一些实施例的卫星还可以包括本文未进一步描述的系统，例如但不限于热控制系统、姿态控制系统，以确保卫星指向正确的方向。
[0102]
术语“计算系统”在此用于指具有处理能力的任何设备或设备组，使其能够执行指令。本领域技术人员将认识到这种处理能力被合并到许多不同的设备中，因此本文中使用的术语“计算系统”可以包括个人电脑、服务器和许多其他设备。
[0103]
除非另有说明，这里描述的组件不一定在物理上彼此分离，并且图中所示的组件的功能可以在不同或相同的物理设备之间分布或共享。例如，通信系统的某些功能可以由计算系统执行，反之亦然。
[0104]
可以理解，上面描述的好处和优点可以涉及到一个实施例，也可以涉及到几个实施例。实施例不限于解决所述任何或所有问题或具有所述任何或所有好处和优点的实施例。
[0105]
任何对“一”项的引用都是指这些项中的一个或多个。术语“包含”在此用于指包括所识别的方法步骤或要素，但这些步骤或要素不包含排他性列表，并且方法或装置可以包含额外的步骤或要素。
[0106]
如本文所使用的，术语“组件”和“系统”可以包括计算机可读数据存储器，其配置有计算机可执行指令，这些指令导致在由处理器执行时执行某些功能。所述计算机可执行指令可以包括例程、函数等。还应理解，组件或系统可以本地化在单个设备上，也可以分布在多个设备上。
[0107]
此外，就术语“包括”在详细描述或权利要求中使用的程度而言，该术语旨在以类似于术语“包括”的方式具有包容性，因为“包括”在权利要求中作为过渡词使用时被解释。
[0108]
图中说明了示例方法。虽然所述方法被显示和描述为按特定顺序执行的一系列行为，但除非另有说明，否则所述方法不受序列顺序的限制，这是要理解和理解的。例如，某些行为可以以与本文所述不同的顺序发生。此外，一个行为可以与另一个行为同时发生。此外，在某些情况下，并非所有行为都需要实现本文所述的方法。
[0109]
可以理解的是，上述实施例的描述仅作为示例给出，并且本领域技术人员可以做出各种修改。上面所描述的包括一个或多个实施例的示例。当然，不可能为了描述上述方面的目的而描述上述装置或方法的每一种可以想象的修改和改变，但本领域的普通技术人员可以认识到，各种方面的许多进一步修改和排列是可能的。因此，所描述的方面旨在包括所有这样的变更，修改，和变化，落在所附权利要求的范围内。

技术特征：
1.一种操作航天器推进系统的方法，该航天器推进系统包括至少一个推进器，此推进器包括用于产生离子流以推动航天器的离子源和用于发射电子的电子源，所述方法包括通过控制所述电子源来操作所述至少一个推力器，以限制电子的产生从所述电子源的关闭状态逐渐上升到开启状态和/或从所述电子源的开启状态逐渐下降到关闭状态。2.如权利要求1所述的方法包括:控制所述至少一个推力器的离子源在所述电子源处于on状态后开始产生离子，和/或控制电子源在离子源处于关闭状态后开始下降。3.如权利要求2所述的方法包括控制离子源以限制离子的产生从离子源的关闭状态逐渐上升到开启状态和/或从离子源的开启状态逐渐下降到关闭状态。4.如上述任何权利要求所述的方法，其中向上倾斜和/或向下倾斜的持续时间大于1秒，可选地大于5秒或大于10秒。5.如上述任何权利要求所述的方法，其中向上倾斜和/或向下倾斜的持续时间小于10分钟，可选地小于2分钟或小于1分钟。6.如上述任何权利要求所述的方法，其中推进系统包括多个推进器，每个推进器包括用于供应离子以推动航天器的离子源和至少一个电子源，并且该方法包括:根据上述任何声明的方法操作每个推进器。7.如权利要求6所述的方法包括控制离子源的操作，使其在所有推进器的电子源处于on状态后开始。8.如权利要求6或权利要求7所述的方法包括控制各自推进器的离子源，使其一个接一个地开始操作，可选地在其中一个已达到on状态之后。9.如权利要求6、7或8所述的方法包括控制各自推进器的电子源，使其一个接一个地开始操作，可选地在一个推进器达到on状态后开始操作。10.如权利要求6至9中的任何一项所述的方法，包括控制电子源，使所有驱动推进器在所有离子源停止运行后继续运行，可选地一个接一个地停止运行。11.如权利要求6至10中的任何一项所述的方法，包括控制各自推进器的离子源一个接一个地停止操作，可选地在一个推进器达到off状态后停止操作。12.如权利要求6至11中的任一项所述的方法包括操作一个附加推进器以产生电子而不产生离子，以及操作辅助推进器的电子源在任何驱动推进器的离子或电子源运行之前开始和/或在驱动推进器的所有离子或电子源停止运行之后停止。13.一种航天器推进系统，包括至少一个推进器，至少一个推进器，包括用于产生离子流以推动航天器和至少一个电子源的离子源，以及配置为根据任何前述权利要求的方法操作推进系统的控制器。14.一种由指令组成的计算机可读介质，当在航天器推进系统控制器的处理器中实现时，该指令使系统按照任何前述权利要求的方法操作。

技术总结
一种操作航天器推进系统的方法，包括在产生离子流前向航天器周围的等离子体中注入电子，并在开始产生离子流后继续注入足量的电子以保持航天器处于正电位。此方法可在单个推进器中实施。在带多个推进器的航天器中，同样的方法可在每个推进器中实施。在推进系统包括多个推进器的情况下，所述方法可包括：操作所述推进器中的至少一个作为驱动推进器，并操作所述推进器中的至少一个作为辅助或“备用”推进器。至少一个辅助推进器的电子源可在离子流产生前操作，以将电子注入航天器周围的等离子体中。中。中。


技术研发人员：J
受保护的技术使用者：冰眼公司
技术研发日：2021.10.14
技术公布日：2023/6/12