Die Erfindung betrifft eine Antriebsvorrichtung eines Raumflugkörpers mit einer lonenbeschleuniger-Anordnung sowie ein Verfahren zur Lagesteuerung eines Raumflugkörpers mit einer solchen Antriebsvorrichtung.

Bei Raumflugkörpern wie insbesondere Satelliten sind zur Einhaltung, Aus- richtung, Position oder Bahn Korrekturen erforderlich. Hierzu enthalten die Raumflugkörper typischerweise lonenbeschleuniger-Anordnungen, welche in einer lonisationskammer ein neutrales Arbeitsgas ionisieren und die positiv ge- ladenen Gasionen in Richtung eines Strahlausgangs der lonisationskammer beschleunigen und ausstoßen. lonenbeschleuniger-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 Magnetfeld- verteilung in der lonisationskammer bekannt. Bei derartigen Antriebsvorrichtun- gen in Raumflugkörpern besteht, im Unterschied zu z. B. in Labors wissen- schaftlich genutzten lonenbeschleunigern das Problem, dass den lonen am Strahlausgang Elektronen zur Ladungsneutralisierung des ausgestoßenen Teil- chenstroms zuzufügen sind, um eine Verminderung der lonisation des Arbeits- gases und/oder einem Abfall des Rückstoßimpulses vorzubeugen, welche ins- besondere durch Raumladungseffekte erklärbar sind. Die hierfür eingesetzten Primärelektronenquellen dienen, soweit keine Hochfrequenz-Gasionisation vor- gesehen ist, typischerweise auch noch als Primärelektronenquellen für die loni- sation des Arbeitsgases in der lonisationskammer.

Als Quellen für Elektronen zur lonisation des Arbeitsgases und/oder Neutral- sierung des ausgestoßenen lonenstrahls sind unterschiedliche Realisierungs- formen bekannt. Aus der US 3 956 666 ist eine Gitter-lonenbeschleuniger- Anordnung bekannt, bei welcher außerhalb der lonisationskammer in Strahl- richtung des lonenstrahls eine geheizte Kathode als Neutralisator angeordnet ist. Eine weitere Kathode zur Emission von Primärelektronen für die lonisation des Arbeitsgases ist in der lonisationskammer angeordnet.

Bei einer aus der US 3 735 591 bekannten Anordnung ist eine Kathode in Strahlrichtung auf der Längsachse der lonisationskammer von dieser beab- standet angeordnet. Zum Start der Anordnung ist der Kathode ein Gas zur Er- zeugung von Primärelektronen durch eine Gasentladung zugeführt. Im laufen- den Betrieb werden aus der Kathode durch lonenbombardement Elektronen gelöst.

Besonders gebräuchlich sind Anordnungen in Hall-Konfiguration mit einer ring- förmigen lonisationskammer und einer seitlich des Ausgangs angeordneten Neutralisator-Kathode, in welcher typischerweise auch eine Gasentladung er- folgt. Eine derartige Anordnung ist beispielsweise aus der US 5 359 258 be- kannt.

Die DE-AS 12 22 589 beschreibt eine Anordnung, bei welcher ein extern er- zeugter Strahl hoch beschleunigter Elektronen in eine lonisationskammer ein- geleitet und dort in einem im wesentlichen homogenen zur Längsachse paral- lelen Magnetfeld geführt ist. Ein Teil der Elektronen tritt mit den lonen auf der Ausgangsseite der lonisationskammer durch eine Elektrodenblende aus, so dass ein elektrisch neutraler Plasmastrahl abgegeben wird.

Eine Anordnung mit einem extern erzeugten und in eine lonisationskammer eingeleiteten und zur Neutralisierung des lonenstrahls dienenden Elektronen- strahl ist auch aus der DE 198 28 704 A1 bekannt, bei welcher ein permanent- periodisches Magnetfeld in der lonisationskammer in Verbindung mit einem die lonisationskammer durchsetzenden elektrostatischen, positiv geladene lonen 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 lonisationskammer vorgesehen ist, welche im Randbereich des lonenstrahls durch aufprallende lonen Elektronen für die Ga- sionisation und die Neutralisierung des lonenstrahls freisetzt.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine weiter verein- fachte und effektive Antriebsvorrichtung für einen Raumflugkörper mit einer lonenbeschleuniger-Anordnung sowie ein Verfahren zur Steuerung eines Raumflugkörpers mittels einer solchen Antriebsvorrichtung anzugeben.

Erfindungsgemäße Lösungen sind in den unabhängigen Ansprüchen beschrie- ben. 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 lonisationskammer in Längsrichtung lonen beschleunigenden elektrostati- schen Feld einer Elektrodenanordnung und eine Magnetanordnung nach Art der permanent-periodischen Magnetanordnungen aus Lauffeldröhren.

Die Elektrodenanordnung erzeugt zwischen einer am oder beim Strahlausgang der lonisationskammer liegenden Kathodenelektrode und einer dieser in Längs-

richtung abgewandten, vorzugsweise in der lonisationskammer, insbesondere am dem Strahlausgang entgegengesetzten Ende der lionisationskammer be- findlichen Anodenelektrode ein im wesentlichen in Längsrichtung der lonisati- onskammer gerichtetes elektrostatisches Feld. Als Längsrichtung sei die zwi- schen den seitlichen Begrenzungen zum Ausgang der lionisationskammer wei- sende und im wesentlichen zu der mittleren Strahlrichtung des abgegebenen lonenstrahls parallele Richtung bezeichnet. Die Kathodenelektrode ist vorzugs- weise den Ausgang der lonisationskammer seitlich umgebend und außerhalb der lonisationskammer liegend ausgebildet. Die Elektrodenanordnung kann im Längsverlauf der lonisationskammer 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 lonisationskammer mit alternierend in Längsrichtung entgegen gesetzt gerichteten Magnetfeldabschnitten, wobei sich Magnetfeldabschnitte erster Art mit überwiegend zur Längsrichtung senkrechtem Feldverlauf und Ma- gnetfeldabschnitte zweiter Art mit überwiegend zur Längsrichtung senkrechtem Feldverlauf abwechseln und durch einen Magnetfeldabschnitt zweier Art ge- trennt benachbarte Magnetfeldabschnitte erster Art in Längsrichtung entgegen- gesetzt gerichtete Feldkomponenten aufweisen. Das derartige Magnetfeld wird aufgrund des Feldverlaufs in einer die Mittellängsachse enthaltenden Schnit- tebene als mehrstufige Cusp-Struktur bezeichnet. Die lonisationskammer weist vorzugsweise im Querschnitt senkrecht zur Längsachse eine einfach zusam- menhängende Querschnittsfläche, insbesondere eine Kreisfläche auf, kann aber auch einen ringförmigen Querschnitt besitzen. Die typischerweise außer- halb der seitlichen Begrenzung der lonisationskammer liegende Magnetanord- nung weist in Längsrichtung im Bereich der Magnetfeldabschnitte zweiter Art Magnetpole mit in Längsrichtung alternierender Polarität auf. Die Magnetpole halten vorzugsweise die lonisationskammer 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 freiliegenden Raumflug- körper ohne separate Elektronenquelle zur Erzeugung von Primäre ! ektronen für die lonisation des Arbeitsgases und/oder die Neutralisation des abgegebenen lonenstrahls arbeitet, was insbesondere auf die raumladungsausgleichende Felderkonfiguration innerhalb der lonisationskammer rückführbar ist. Durch den Wegfall der separaten Elektrodenquelle kann die Antriebsvorrichtung wesent- lich vereinfacht werden.

Der von der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung abgegebene lonenstrom ist daher typischerweise nicht neutralisiert und weist vorzugsweise einen positi- ven Strom im Umfang von wenigstens 50 %, insbesondere wenigstens 75 %, vorzugsweise wenigstens 90% nicht durch mit ausgestoßene Elektronen neu- tralisierter bzw. ladungskompensierter positiver lonen bezogen auf die Ge- samtheit 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 Kompo- nenten elektrisch verbunden sind. Über diese leitenden Flächen können vorteil- hafterweise positiv geladene Partikel aus der Umgebung des Raumflugkörpers angezogen und zum Ladungsausgleich verwandt werden, wobei sich günsti- gerweise die Bilanz der Partikelströme aus der Umgebung und des lonen- strahls der Antriebsvorrichtung automatisch ausgleichen. Die leitenden Flächen

können insbesondere auch auf dem Potential der Kathode der Antriebsvor- richtung liegen.

Die leitenden Flächen können insbesondere Teile der Außenwand des Raum- flugkörpers 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 ausgestoße- nen 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 Satelli- ten.

In der Abbildung ist schematisch mit SA allgemein ein Satellit als Raumflugkör- per bezeichnet, der eine nach außen weisende, im Regelfall komplex geformte Fläche OS besitzt. An dem Satelliten können zusätzlich außen liegende Vor- richtungen 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 typischerwei- se mehrere Antriebsvorrichtungen AV in Form von lonenbeschleunigeranord- nungen mit unterschiedlichen Ausrichtungen vorgesehen, von denen eine in der Abbildung eingezeichnet ist.

Die lonenbeschleunigeranordnung enthält in an sich gebräuchlicher Weise eine lonisationskammer IK, in welcher ein statisches Magnetfeld und ein statisches elektrisches Feld vorliegen. Das statische elektrische Feld ist durch eine Elek- trodenanordnung mit einer in der lonisationskammer, insbesondere bei deren dem Strahlausgang AU abgewandten Ende angeordneten Anode AN und einer beim Strahlausgang AU, insbesondere außerhalb der lonisationskammer lie- genden und vorteilhafterweise den Strahlausgang ringförmig umgebenden Ka- thode erzeugt und verläuft innerhalb der lonisationskammer im wesentlichen von der Anode zum Strahlausgang gerichtet. Das elektrostatische Feld EF ist in der Abbildung vereinfacht durch mehrere zur Längsrichtung der lonisations- kammer parallele Feldlinien angedeutet. Ein Hochspannungsgenerator GE er- zeugt eine Spannung zwischen Kathode KA und Anode AN, welche typischer- weise zwischen 300 V und 2000 V liegt. Aus einem Vorratsbehälter wird dosiert ein Arbeitsgas AG in die lonisationskammer 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 lonisationskammer beschleunigt und als gerichteter divergierender lonenstrahl IS ausgestoßen werden. Ein statisches Magnetfeld in der lonisationskammer zwingt die Elektronen auf Driftbahnen und erhöht de- ren Aufenthaltsdauer und damit auch die loniationswahrscheinlichkeit. Die Elektrodenanordnung kann zusätzlich zu Anode AN und Kathode KA weitere Elektroden auf Zwischenpotentialen enthalten.

Typische derartige Antriebsvorrichtungen in Raumflugkörpern sehen beim Aus- gang der lonisationskammer als wesentliches Element eine Elektronenquelle als Neutralisierer vor, aus welcher dem lonenstrahl IS nach unterschiedlichen Mechanismen Elektronen zugesetzt werden. Auf einen solchen Neutralisierer wird bei der der vorliegenden Erfindung bewußt verzichtet und der ausgestoße- ne lonenstrahl wird mit einem starken positiven Stromüberschuss bezüglich der

von der Antriebsvorrichtung in den freien Raum emittierten Partikel abgegeben, wobei der Ladungsüberschuss vorteilhafterweise wenigstens 50 %, insbeson- dere wenigstens 75 %, vorzugsweise wenigstens 90 % der ausgestoßenen Atome als nicht durch mit ausgestoßene Elektronen stromkompensierte lonen beträgt. Auch andere Maßnahmen zur Generierung von Neutralisierungselek- tronen wie z. B. Einleitung eines Elektronenstrahles von der Anode her oder lonenbombardement einer metallischen Oberfläche sind bewusst nicht vorge- sehen. Von wesentlicher Bedeutung für die Funktion erweist sich die Form des Magnetfelds MF in der Plasmakammer, welches in Längsrichtung LR mehrstu- fig in der Art ausgebildet ist, dass eine die lonisationskammer umgebende Ma- gnetanordnung in Längsrichtung beabstandet alternierende Magnetpole N, S aufweist, wobei sich senkrecht zur Längsrichtung jeweils gleiche Pole gegen- überstehen bzw. einheitliche Pole die lonisationskammer ringförmig umgeben.

Das Magnetfeld in der lonisationskammer zeigt in einem Längsschnitt durch die lonisationskammer 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 Längs- schnittbild 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, wo- bei aber bei beiden bekannten Anordnungen Mittel zur gezielten Zufügung von neutralisierenden Elektronen zu dem ausgestoßenen lonenstrahl vorgesehen sind. Bei der Anordnung aus der DE 198 28 074 A1 wird ein beschleunigter gebündelter Elektronenstrahl auf der Anodenseite in die lonisationskammer eingeleitet und in dem Magnetfeld zumindest in Teilen bis zum Strahlausgang der lonisationskammer geführt. Bei der DE 101 30 464 A1 erfolgt eine Neutral- sierung des abgegebenen lonenstrahls mittels einer seitlich des Strahlaus- gangs angeordneten Elektronenquelle und/oder mittels einer von einem Rand-

bereich des lonenstrahls beim Strahlausgang angeordneten Emissionsfläche, aus welcher durch auftreffende lonen Elektronen ausgelöst werden.

Da einerseits die Kathode KA keine Elektroden zur Neutralisierung des gerich- tet ausgestoßenen lonenstrahls IB emittiert, andererseits aber Elektronen in der lonisationskammer 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 Flä- chen 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 Geschwindig- keit des Satelliten sowie der Größe des den Satelliten verlassenden lonen- stroms ein. Für eine effiziente Nutzung des erfindungsgemäßen Konzepts der lonenantriebsvorrichtung 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 Antriebsvor- richtung 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 auf- weist, 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. Ins- besondere 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 lonenbeschleunigeranordnungen des Satelliten gemeinsam zur Verfügung stehen. Die leitenden Flächen sind vorteil- hafterweise über den Außenumfang des Satelliten verteilt angeordnet und vor- zugsweise in unterschiedliche Richtungen, insbesondere zumindest teilweise in entgegen gesetzte 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 lonisation und die lonenbeschleunigung in der lonisationskam- mer.

Die vorstehend und die in den Ansprüchen angegebenen sowie die den Abbil- dungen entnehmbaren Merkmale sind sowohl einzeln als auch in verschiedener Kombination vorteilhaft realisierbar. Die Erfindung ist nicht auf die beschriebe- nen Ausführungsbeispiele beschränkt, sondern im Rahmen fachmännischen Könnens in mancherlei Weise abwandelbar.