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71. 发明公开

EP0581765A4 LONG LIFE ARCJET THRUSTER HAVING DIFFUSE CATHODE ARC ATTACHMENT. 失效
标题翻译：具有阴极电弧放电的扩散器测定耐用火力发电厂。
公开(公告)号：EP0581765A4
公开(公告)日：1995-01-18
申请号：EP91910244
申请日：1991-04-22
申请人： OLIN CORP
发明人： NAFF JOHN T
IPC分类号： F03H1/00 , H05H1/34 , G21D1/00
CPC分类号： H05H1/34 , B64G1/406 , H05H2001/3436 , H05H2001/3468 , H05H2001/3484
摘要： An arcjet thruster (10) has a cathode body (12) and anode body (30) tandemly arranged and separated by an insulative propellant injection ring (40). The cathode body has a cathode cavity (14) therein having a convergent portion (24) and a divergent portion (26) forming a throat (28) therebetween. The anode body (30) has a divergent open cavity (32) therein for producing thrust. The divergent cavity (32) has an upstream portion (34) and a downstream portion (36). The divergent portion (26) of the cathode (12) and the upstream portion (34) of the anode cavity (32) form a constrictor (58). Propellant (46) injected in a vortex flow radially into the constrictor (58) divides with a portion of the flow (54) directed upstream through the throat (28) into the convergent portion (24) of the cathode cavity (14). This portion pushes the cathode arc (52) attachment point into the convergent portion (24) to cause diffuse cathode arc (52) attachment.

72. 发明公开

EP0535304A1 Triebwerk für Raumflugkörper 失效
标题翻译：发动机航天器。
公开(公告)号：EP0535304A1
公开(公告)日：1993-04-07
申请号：EP92108602.1
申请日：1992-05-21
申请人： Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft
发明人： Steenborg, Manfred
IPC分类号： F03H1/00 , F02K9/52
CPC分类号： F02K9/52 , B64G1/406 , F03H1/0031
摘要： Ein Triebwerk, das insbesondere für die Bahnkorrektur von Raumflugkörpern dient, besteht aus einem als Anode ausgebildeten Gehäuse (5), gleichzeitig Expansionsdüse (9), und einer darin zentrisch gehalterten stabförmigen elektrisch isolierten Kathode (11). Die Kathode (11) ist in einer Brennkammer (7) angeordnet, in die Treibgase eingespritzt werden. Die Spitze der Kathode (11) ist vom verengten Querschnitt des Düsenhalses (8) mit kleinem Luftspalt beabstandet. Zwischen der Anode (5) und Kathode (11) ist bei Gasströmung ein Lichtbogen gezündet, aus dem die Treibgase zusätzliche thermische Energie aufnehmen. Die Einspritzung der Treibgase erfolgt über separate Einspritzelemente, die entweder aus Rohrsegmenten, Spiralrohren oder mit Kanälen versehenen Scheiben bestehen und die in die Wand der Brennkammer eingesetzt sind.
摘要翻译：这特别用于航天器的路径校正的引擎由构造成壳体（5）的阳极，同时扩张喷嘴（9），和一个在其中心保持棒状阴极是电绝缘的（11）。阴极（11）被布置在燃烧室（7），被注入到气体推进剂。阴极（11）的前端从喷嘴喉部（8）配有一个小的空气间隙的狭窄截面隔开。阳极（5）和阴极（11）被点燃之间，在气体流，电弧其中推进剂气体吸收额外的热能。喷气燃料气体的喷射是通过单独的注入元件，其由任一提供管段，螺旋管道或通道的切片，并且其被插入在燃烧室的壁实现。

73. 发明公开

EP0522270A1 Triebwerk für Raumflugkörper 失效
标题翻译： TriebwerkfürRaumflugkörper。
公开(公告)号：EP0522270A1
公开(公告)日：1993-01-13
申请号：EP92108603.9
申请日：1992-05-21
申请人： ERNO Raumfahrttechnik Gesellschaft mit beschränkter Haftung
发明人： Steenborg, Manfred
IPC分类号： F03H1/00 , H05H1/34
CPC分类号： H05H1/34 , B64G1/406 , F03H1/00 , H05H1/28 , H05H2001/3436 , H05H2001/3442 , H05H2001/3468
摘要： Ein Triebwerk, das insbesondere für die Bahnkorrektur von Raumflugkörpern dient, besteht aus einem als Anode ausgebildeten Gehäuse (5), gleichzeitig Expansionsdüse, und einer darin zentrisch gehalterten stabförmigen elektrisch isolierten Kathode (11). Die Kathode (11) ist in einer Brennkammer (7) angeordnet, in die Treibgase eingespritzt werden. Die Spitze der Kathode (11) ist vom verengten Querschnitt des Düsenhalses (9) mit kleinem Luftspalt beabstandet. Zwischen der Anode und Kathode ist bei Gasströmung ein Lichtbogen gezündet, aus dem die Treibgase zusätzliche thermische Energie aufnehmen. Ein Teil dieser Treibgase wird über eine in der Kathode (11) angeordnete zentrische Bohrung in die Brennkammer eingespritzt. Die dem Düsenhals (9) gegenüberliegende Kathodenspritze wird von einem Einsatzkörper (63,73,83) aus Wolfram geformt.
摘要翻译：特别用于航天飞机轨道修正的马达由一个外壳（5）构成，该壳体构造为阳极，同时构成一个膨胀喷嘴，和一个电绝缘阴极（11）的形式，杆并且被中心地保持在其中。阴极（11）布置在燃烧室（7）中，向其中注入推进气体。阴极（11）的尖端与喷嘴颈部（9）的窄横截面分开一小气隙。当气体流动时，在阳极和阴极之间点燃电弧，推进气体从其中吸收额外的热能。这些推进气体的一部分经由布置在阴极（11）中的中心孔注入燃烧室。与喷嘴颈部（9）相对的阴极尖端由钨组成的插入体（63,73,83）形成。

74. 发明公开

EP0132065A2 Electric thruster for space propulsion 失效
标题翻译： Elektrisches Triebwerkfürden Raumantrieb。
公开(公告)号：EP0132065A2
公开(公告)日：1985-01-23
申请号：EP84304344.9
申请日：1984-06-27
申请人： THE MARCONI COMPANY LIMITED
发明人： Smith, Peter
IPC分类号： F03H1/00
CPC分类号： F03H1/0043 , F03H1/0025
摘要： An electric thruster for spacecraft propulsion has an ionisation chamber (8), and inlet (9) for supplying gaseous propellant into the chamber (8) via a valve (7) when thrust is required, a hollow cathode electron emitter (11) and keeper (12) and an anode (13) for ionising the propellant by electron collision, an accelerating grid (16) at one end of the chamber (8), and an alternating voltage supply (201) connected to the grid (16) such that positive propellant ions and electrons are alternately accelerated out of the chamber (8) to provide an exhaust beam (17) which gives the required thrust and has a predetermined net electrical charge (typically zero).
摘要翻译：用于航天器推进的电推进器具有电离室（8）和用于当需要推力时通过阀（7）将气体推进剂供应到室（8）中的入口（9），空心阴极电子发射器（11）和保持器（12）和用于通过电子碰撞电离所述推进剂的阳极（13），在所述室（8）的一端处的加速栅极（16）和连接到所述栅极（16）的交流电压源（201），使得正推进剂离子和电子被交替地加速到室（8）外，以提供给出所需推力并具有预定净电荷（通常为零）的排气梁（17）。

75. 发明公开

EP4299449A1 PROCÉDÉ DE PILOTAGE D'UN PROPULSEUR PLASMIQUE 无效
公开(公告)号：EP4299449A1
公开(公告)日：2024-01-03
申请号：EP22305936.1
申请日：2022-06-27
申请人： Airbus Defence and Space SAS
发明人： NICOLAS, Dominique , KIRCH, Paul , GRENIER, Julien
IPC分类号： B64G1/24 , B64G1/40 , B64G1/42 , F03H1/00
摘要： L'invention améliore la propulsion d'un moteur HET, RIT ou GIT, lors d'éclipses solaires et comporte, avant l'éclipse solaire:
- l'arrêt de la poussée (TCE) puis la coupure du bus alimenté par panneau solaire (TDoff);
- la diminution du débit de fluide (Db) alimentant le plasma de maintien en température, dans l'organe émetteur d'électrons pour neutraliser le faisceau ionique;
- l'augmentation du courant (Ch) dans le plasma de maintien en température alimenté par batterie; en fin d'éclipse solaire (TCF):
- l'augmentation du débit de fluide (Dnom) alimentant le plasma de maintien en température;
- la réduction du courant (Cnom) dans le plasma de maintien en température, en sortie d'éclipse:
- la remise en tension du bus alimenté par panneau puis la reprise de la poussée.

76. 发明公开

EP4240966A1 PROPULSION UNIT FOR SPACECRAFT 审中-实审
公开(公告)号：EP4240966A1
公开(公告)日：2023-09-13
申请号：EP21806187.7
申请日：2021-11-03
申请人： NeutronStar Systems UG , Universität Stuttgart
发明人： COLLIER-WRIGHT, Marcus , LA ROSA BETANCOURT, Manuel , KUHN, Nantwin Gerhard , HERDRICH, Georg
IPC分类号： F03H1/00

77. 发明公开

EP4200218A2 PROPELLANT APPARATUS 审中-实审
公开(公告)号：EP4200218A2
公开(公告)日：2023-06-28
申请号：EP21862538.2
申请日：2021-08-24
申请人： Accion Systems, Inc.
发明人： PERNA, Louis , KAANTA, Bradley , MERRICK, Russell , ZACHAR, Adam , BLAKE, Kellen , MAULBETSCH, William , FREEMAN, Dakota , WOLLMAN, Andrew , ZIMO, Joseph , GREENOUGH, Myles
IPC分类号： B64G1/40 , F03H1/00

78. 发明公开

EP4088026A2 ION BOOSTER FOR THRUST GENERATION 审中-实审
公开(公告)号：EP4088026A2
公开(公告)日：2022-11-16
申请号：EP21768685.6
申请日：2021-01-08
申请人： The University of Miami
发明人： SOLARI, Tomas Antony Pribanic
IPC分类号： F03H1/00 , B64G1/40 , H01G4/12

79. 发明公开

EP4026159A1 PROPELLANT INJECTOR SYSTEM FOR PLASMA PRODUCTION DEVICES AND THRUSTERS 审中-实审
公开(公告)号：EP4026159A1
公开(公告)日：2022-07-13
申请号：EP20861790.2
申请日：2020-09-01
申请人： Phase Four, Inc.
发明人： TSAI, David , THOMPSON, Derek , SIDDIQUI, M. Umair
IPC分类号： H01J37/32 , B64G1/40 , F03H1/00 , H05H1/00 , H05H1/24 , H05H1/46 , H05H1/54

80. 发明公开

EP4001645A1 BI-DIRECTIONAL WAVE PLASMA THRUSTER FOR SPACECRAFT 无效
公开(公告)号：EP4001645A1
公开(公告)日：2022-05-25
申请号：EP21179090.2
申请日：2021-06-11
申请人： Advanced Propulsion Systems LLC
发明人： Shumeiko, Andrei Ivanovich
IPC分类号： F03H1/00
摘要： The invention relates to space engineering, in particular, to electric propulsion systems (EP) with electric rocket engines with electrodeless plasma source and acceleration stage using a wide variety of substances as a propellant, designed mainly for installation onboard a spacecraft for transferring it from parking orbit to the target orbit, orbit maintenance, attitude control, altitude control, unloading attitude control systems, maneuvers between orbits, and de-orbiting. The bi-directional wave plasma thruster for spacecraft consists of a gas discharge chamber defining thrust axis, antenna, RF-generator module electrically coupled with antenna, magnetic systems, wherein the gas discharge chamber is configured open to outer atmosphere from two opposite end-faces to form two thrust vectors opposite in direction and having common axis being the axis of the gas discharge chamber, while the antenna is on the outer side of the gas discharge chamber and is surrounded by a ring of dielectric material from its outer side, and there is one magnetic system on each opposite end of the gas discharge chamber, while the gas discharge chamber has a gas dynamic connection line with a propellant supply and storage system by means of two radial gas feedthroughs tightly connected to the gas discharge chamber in two places upstream of the magnetic systems. The technical result is the reduction of thruster weight and dimensions, increase of the specific thrust and specific impulse per consumed power unit, elimination of parasitic discharges damaging thruster and spacecraft structure components, elimination of power losses on the antenna-plasma electromagnetic coupling line, elimination of electromagnetic radiation to the propulsion system components and spacecraft structure components resulting in spacecraft rotation in space. 5 dependent claims, 2 Figures

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