2012. № 60

Излагаются методы проектно-баллистической оптимизации космических миссий с электрореактивными двигателями малой тяги. Приведены результаты решения серии прикладных задач для различных классов космических аппаратов, осуществляющих манёвры с двигателями малой тяги.

Ключевые слова: космический аппарат; электроракетный двигатель; малая тяга; оптимальное управление; приближённые методы; геоцентрические манёвры; межпланетные перелёты

There is common agreement within the scientific community that in order to understand our local galactic environment it will be necessary to send a spacecraft into the region beyond the solar wind termination shock. Considering distances of 200 AU for a new mission, one needs a spacecraft traveling at a speed of close to 10 AU/yr in order to keep the mission duration in the range of less than 25 yrs, a transfer time postulated by European Space Agency (ESA). Two propulsion options for the mission have been proposed and discussed so far: the solar sail propulsion and the ballistic/radioisotope-electric propulsion (REP). As a further alternative, we here investigate a combination of solar-electric propulsion (SEP) and REP. The SEP stage consists of six 22-cms diameter RIT-22 ion thrusters working with a high specific impulse of 7377 s corresponding to a positive grid voltage of 5 kV. Solar power of 53 kW at begin of mission (BOM) is provided by a light-weight solar array.
The REP stage consists of four space-proven 10 cm diameter RIT-10 (radio-frequency ion thruster) that will be operating one after the other for 9 yrs in total. Four advanced radioisotope generators provide 648 W at the beginning of mission (BOM). The scientific instrument package is oriented at earlier studies. For its mass and electric power requirement 35 kg and 35 W are assessed, respectively. Optimized trajectory calculations, are based on our «InTrance» method. The program yields a burn out of the REP stage in a distance of 79.6 AU for a usage of 154 kg of Xenon propellant. With a hyperbolic excess energy C3 = 45.1 km2/s2 a heliocentric probe velocity of 10 AU/yr is reached at this distance, provided a close Jupiter gravity assist adds a velocity increment of 2.7 AU/yr. A transfer time of 23.8 yrs results for this scenario requiring about 450 kg Xenon for the SEP stage, jettisoned at 3 AU. We interpret the solar and SEP/REP as a competing alternative to solar sail and ballistic/REP. Omitting a Jupiter fly-by even allows more launch flexibility, leaving the mission duration in the range of the ESA specification.

Ключевые слова: radio-frequency ion thruster; solar electric propulsion; interstellar heliopause probe; mission strategy; radioisotope-electric propulsion

Вопросы надежности становятся все более важными при создании и эксплуатации современных изделий, поэтому растет поток информации, которая помогает определить отдельные аспекты надежности изделий самой разной сложности: от элементов до больших систем. Это и новые научно-математические подходы, и инженерно-технические способы, и анализ всего статистического и логического материала и многое другое. Однако по-прежнему остается острой проблема повышения надежности разнообразных элементов, из тысяч и тысяч которых создаются реальные конструкции. Проведено большое количество теоретических, расчетных и экспериментальных работ, которые обобщены, например, в [1, 2], но до настоящего времени нет достаточно достоверных и удобных методов оценки надежности элементов, особенно при изменении их собственных параметров и условии работы. В большинстве случаев при таких оценках применяют либо эмпирические коэффициенты для простых линейных зависимостей, либо используют результаты многочисленных и трудоемких экспериментальных исследований.

Ключевые слова: расчет надежности; статистический ансамбль; закон Больцмана; вероятность отказа

Статья рассказывает о технологиях, разработанных и внедренных в производство в открытом акционерном обществе «Авиационная электроника и коммуникационные системы» (ОАО «АВЕКС») с целью повышения надежности и удельных характеристик аппаратуры электропитания и управления (АПУ) стационарными плазменными двигателями.

Ключевые слова: стационарный плазменный двигатель (СПД); аппаратура электропитания и управления (АПУ)

The tasks of actively removing space debris and deflecting asteroids are greatly simplified by the use of contactless actuation, in which linear and angular momentum is transferred to a target without a direct mechanical interaction. The recently proposed ion beam shepherd (IBS) concept enables contactless actuation in a very efficient way by using the beam momentum of an ion engine or space plasma thruster pointed towards the surface of a target. This article summarizes the main aspects of the IBS technology and its applicability to the space debris removal and asteroid deflection problems.

Ключевые слова: ion beam shepherd; asteroid deflection; space debris

Приведены основные характеристики космических аппаратов, входящих в состав космического комплекса «Метеор МП», основные требования корректирующей двигательной установке для данных КА.

Ключевые слова: стационарный плазменный двигатель (СПД); корректирующая двигательная установка (КДУ); космический аппарат (КА)

Представлены результаты разработки высокоэффективного электроракетного двигателя (ЭРД) малой мощности для малых космических аппаратов (МКА). Исследованы параметры и характеристики двигателя новой схемы ПлаС-40 (серединный диаметр УК 40 мм) малой мощности 200...650 Вт при режимах работы от 100 до 500 В.

Ключевые слова: электроракетный двигатель (ЭРД); малый космический аппарат (МКА); гибридный плазменный двигатель (ГПД)

The article describes the work on creation electric propulsion, conducted at the Keldysh Research Center. An overview of the achievements in the development of the Hall and ion thrusters, as well as studies of the basic physical processes occurring in the thrusters of this type. A brief description of the experimental framework to carry out full cycle of tests of electric propulsion systems at the stage of ground tests.  

Ключевые слова: spacecraft; electric propulsion; ion thruster; Hall thruster

Статья посвящена описанию работ по созданию электроракетных двигателей, проводящихся в Центре Келдыша. Приведен обзор достижений в области разработки холловских и ионных двигателей, а также исследования основных физических процессов, протекающих в двигателях данного типа. Дано краткое описание экспериментальной базы, позволяющей проводить полный цикл испытаний изделий на стадии наземной отработки.  

Ключевые слова: космический аппарат; электроракетный двигатель; ионный двигатель; холловский двигатель

APCON has developed and manufactured Radio Frequency Generators (RFG), since 2001 for Astrium Space Transportation and in cooperation with research projects with University of Giessen. The design is based on Design Reference Project of Satellite Artemis (RITA-10). The space qualified RITA-10 Radio frequency ion propulsion system has an operating life in excess of 20,000 hours and a nominal specific impulse of 3058 s. Until then APCON realized the following types of RFG's: RFG-900W for RIT−22/ ASTRIUM (thrust is 250 mN) (The thruster has achieved a nominal specific impulse of 6,400 seconds and has been operated in ground testing facilities for more than 10,000 hours); RFG-600W for RIT-15 (thrust is less than 180 mN); RFG-200W for RIT-10 (thrust is less than 80 mN); RFG-40W for RIT-3.5 (thrust is from µN to 4.0 mN). These thrusters ware not built for aerospace application. The experiences with this unit have encouraged further and comprehensive design refinements which were applied in the following development of the ion thrusters next generation.

Ключевые слова: Radio Frequency Ion Thruster (RIT); Electric Propulsion Power Systems; Radio Frequency Generator (RFG); RFG-Power Supply Control Unit (RFG-PSCU); Beam Current Control Unit (BCCU); Positive High Voltage Converter (PHVC), Negative High Voltage Converter (NHVC); Power System; Serial Command Interface (SPI); Analog/Digital Converter (A/D 12 Bit); Digital Analog Converter (DAC 12 Bit)

Chemical and cold gas thruster plume flow and plume spacecraft interaction are subject of research and application at the German Aerospace Center, DLR, Germany, since about three decades. DLR is extending these activities in Göttingen to cover electric space propulsion testing and thruster investigation. For this purpose a new high vacuum facility, named STG-ET, has been built especially for electric propulsion testing. The vacuum chamber measures 12.2 m in length and 5 m in diameter. The design focus is on plume interaction with spacecraft components and on long-term tests. The facility will be equipped with advanced measurement methods for plasma analysis and thrust and thrust vector measurement. Inauguration of the facility took place in October 2011. This paper describes the facility, special design features, and first tests performed in the vacuum chamber.

Ключевые слова: vacuum chamber; electric space propulsion; xenon; thruster; cryopump

Sputtering is an important process in the application of electric propulsion devices. For instance, the extraction grids of gridded ion thrusters are subject to grid erosion by charge-exchange ions, which works towards an increase of the accelerator grid hole diameter and limits the thruster lifetime, or the acceleration channel walls of Hall Effect ion thrusters are suffering from strong erosion by ions from the discharge plasma itself.
One of the challenges facing further application of electric thrusters for space missions is the establishment of valid lifetime predictions. For the modelling, reliable sputter yield data are required, which, however, are often not available in the required energy and angular dependency for the ion-material combination under consideration. Especially sources of errors in sputter yield measurements like the influence of the background pressure, the roughness of the starting surface and the role of knowledge of the primary ion beam properties will be discussed in this short paper. Beside this an idea to surface modification of Titanium is given and assessed. Measurement strategy for isolating material like BN is short outlined and preliminary data are announced. More complete descriptions for metals and isolator sputter yield measurements of the Leibniz-Institut für Oberflächenmodifizierung (IOM) group are given in special papers [1, 2, 3].

Ключевые слова: sputtering; electric propulsion; Xenon low energy sputtering; titanium; carbon-carbon; BN; gridded ion thruster; Hall effect thruster; silver connectors; low energy broad beam ion sources

With the success of the asteroid explorer mission “Hayabusa”, and increasing availability of high electric power in space, Japan is moving to develop a high-power electric propulsion system in the 10 to 100-kW class. With a decades-long expertise in various electric propulsion systems, several concepts are studied to yield the best possible design while enabling new mission types for scientific and commercial application.

Ключевые слова: high-power electric propulsion; Hall thruster; Space Solar Power System (SSPS); Solar Electric Propulsion Systems (SEP)

We set up an advanced diagnostic system for in-situ characterization of electric propulsion thrusters. The system uses a high precision 5-axis positioning system and several diagnostic tools, such as a telemicroscope, a laser head, a pyrometer, a Faraday probe and a plasma monitor, for gathering a comprehensive set of performance parameters of electric propulsion thrusters, including, for instance, erosion of lifetime limiting mechanical parts, surface temperature of selected thruster parts, current density distribution, ion energy distribution and beam composition. The capabilities of the system are, exemplarily, demonstrated for a gridded ion thruster and a Hall-effect thruster.

Ключевые слова: electric propulsion; in-situ diagnostics; telemicroscope; laser head; pyrometer; Faraday probe; plasma monitor; gridded ion thruster; Hall effect thruster

This paper presents the activities of Astrium Space Transportation in the field of electric propulsion. Astrium ST is an electric propulsion provider for propulsion systems, components and test services. The Radio Frequency Ion Thruster family "RIT" is described and a presentation of the pressure regulation device XRFS is given.  Additionally, electric propulsion system aspects are included in this paper.
Astrium has a broad knowledge in test conduction for life & endurance tests, environmental tests and sophisticated tests like dual firing or solar radiation for electric propulsion. The description of Astrium ST's test activities and services is complemented with the history of EURECA and ARTEMIS. Both missions mark milestones for electric propulsion in Western Europe. Both missions were equipped with Astrium ST's RIT-10 thruster assemblies RITA 10.

Ключевые слова: electric propulsion system; radio-frequency ion thruster; thruster family; RITA 10 flight heritage; test services; electric propulsion components

A large RF-ion thruster “RFIT-45”, having an ionizer diameter of 48.6 cm and consuming 35 kW of power, is described. It is scheduled to generate a thrust of 760 mN at a specific impulse of 7000 s and a lifetime of more than 50,000 hours. The beam current will be 7.0 A, the positive high voltage 4.5 kV.
A 1 MWe nuclear power plant could supply up to 30 clustered thrusters. At lifetime penalty, a thrust-enhanced single engine may generate 1.08 N at nearly 50 kW of power. To keep the lifetime specification, an enlargement of the rf-thruster (65 cm ionizer diameter and 70 kW or 80 cm and 105 kW) may reduce the number of clustered engines, too.
The RFIT-45 engine has been designed in accordance with smaller RIT-devices. A set of technical drawings is available. The scheduled performance data were derived from scaling laws of the RIT-family.

Ключевые слова: radio frequency ion thrusters; thruster design; scaling laws; high power; high specific impulse; lunar cargo ferry; Mars excursion ship; nuclear power plant

Описывается крупногабаритный высокочастотный (ВЧ) ионный двигатель (ИД) ВЧИД-45 с ионизатором диаметром 48.6 см номинальной мощностью 35 кВт, тягой 760 мН и удельным импульсом 7000 с. Планируемый  ресурс должен быть не менее 50000 часов. Указанные параметры реализуются при токе пучка 7.0 А и положительном ускоряющем напряжение 4.5 кВ.
Ядерная энергетическая установка (ЯЭУ) мощностью 1 МВт может обеспечить электроэнергией кластер из тридцати таких двигателей. Двигательная установка может быть основана на меньшем числе двигательных модулей большей размерности и большей мощности, например, с диаметром ионизатора в 65 см при мощности 70 кВт или при диаметре 80 см с мощностью 105 кВт. Такой двигатель может развивать тягу до 1.08 Н.
Двигатель ВЧИД-45 был сконструирован с использованием опыта создания двигателей семейства RIT меньшей размерности. Заложенные в конструкции характеристики были выведены из законов подобия, установленных при разработке двигателей семейства RIT.

Ключевые слова: высокочастотные ионные двигатели; конструкция двигателя; законы масштабирования; высокая мощность; высокий удельный импульс; лунный грузовой корабль; пилотируемый марсианский корабль; космическая ядерная энергоустановка

It is considered application of electric propulsion (EP) module based on radiofrequency ion thruster RIT-22, as a main propulsion system of InterhelioProbe solar orbiter. It is presented comparison of RIT-22 option with stationary plasma thruster SPT-140D and bipropellant propulsion options. Carried out mission analysis shows the RIT-22 option is preferable for InterhelioProbe spacecraft.

Ключевые слова: electric propulsion system; spacecraft radiofrequency ion thruster; InterhelioProbe mission; mission analysis

Рассматривается применение электроракетной двигательной установки с высокочастотным ионным двигателем RIT-22 в качестве маршевой двигательной установки КА «Интергелио-Зонд», предназначенного для изучения Солнца с гелиоцентрической орбиты. Приводится сравнение вариантов двигательных установок с RIT-22, стационарным плазменным двигателем СПД-140Д и с жидкостным ракетным двигателем. На основании проведенного проектно-баллистического анализа делается вывод о предпочтительности использования в проекте «Интергелио-Зонд» двигателя RIT-22.

Ключевые слова: электроракетная двигательная установка; космический аппарат (КА); высокочастотный ионный двигатель; проект «Интергелио-Зонд»; проектно-баллистический анализ

The state of the Stationary Plasma Thruster (SPT) development in Russia and directions of their further development are considered in this paper. It is shown that development of thrusters of different power is reasonable nowadays including development of the medium power SPT with increased specific impulse and life time. The problems appearing in the different directions of development are considered also.

Ключевые слова: stationary plasma thruster (SPT); spacecraft (S/C)

В докладе рассматривается состояние разработки стационарных плазменных двигателей (СПД) в России и перспективы их дальнейшего развития. Показано, что актуальными являются разработки двигателей разных мощностей, в том числе, двигателей средней мощности с повышенным удельным импульсом тяги и большим ресурсом. Рассматриваются также проблемы, которые необходимо решить по каждому из направлений развития.

Ключевые слова: стационарный плазменный двигатель (СПД); космический аппарат (КА)

Представлены результаты исследований параметров модернизированной модели двигателя СПД-100 в области низких разрядных напряжений. Определена область рабочих параметров данного двигателя  для решения задач довыведения КА на целевые орбиты.

Ключевые слова: электроракетный двигатель (ЭРД); стационарный плазменный двигатель (СПД); космический аппарат (КА); тяга; удельный импульс тяги

Исследования и разработка электроракетных двигателей большой мощности  в РКК «Энергия» им. С.П. Королева имеют более чем полувековую историю. Приведены основные этапы разработки магнитоплазмодинамических двигателей на литии, завершившиеся созданием двигателя большой мощности (500 кВт) с высокими удельными характеристиками и большим ресурсом. Проведены 500-часовые испытания этого двигателя и космический эксперимент с его моделью. Впервые разработан радиационно охлаждаемый двигатель с анодным слоем, при испытании которого в ЦНИИМАШ на висмуте при мощности 34 кВт были достигнуты удельный импульс 5200 с и КПД 70 %. Предложено альтернативное рабочее тело (йод) для двигателей с замкнутым дрейфом электронов большой мощности и начаты испытания СПД на йоде.

Ключевые слова: электроракетный двигатель; магнитоплазмодинамический двигатель; двигателей с замкнутым дрейфом электронов; анод; катод; удельный импульс; КПД

Постановление № 220 Правительства Российской Федерации «О мерах по привлечению ведущих ученых в российские образовательные учреждения высшего специального образования» открыло путь к новым формам международного научного сотрудничества. Московский авиационный институт (МАИ) выиграл конкурс и получил грант на создание в МАИ «Лаборатории высокочастотных ионных двигателей (Лаборатории ВЧ ИД МАИ)» под руководством профессора Университета г. Гиссен Хорста Вольфганга Лёба для выполнения НИОКР: «Исследования и разработка космических высокоимпульсных высокочастотных электроракетных ионных двигателей» на период 2010-2012 г.г. В докладе приводится история развития сотрудничества между МАИ и университетами Германии в области электроракетных двигателей и результаты деятельности лаборатории ВЧ ИД как новой формы российско-немецкого сотрудничества в данной области.

Ключевые слова: высокочастотный ионный двигатель; электроракетный двигатель; российско-германское сотрудничество

В составе системы электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), в том числе использующих электроракетные двигатели, всегда присутствует первичный источник электроэнергии и вторичный, обеспечивающий работу СЭС на теневых участках полета или компенсирующий нехватку мощности первичного источника. В качестве первичного источника используются, как правило, солнечные батареи (СБ), вторичного – аккумуляторные батареи (АБ) различных типов. На примере разработок ОАО «Сатурн» рассмотрим современное их состояние и перспективы совершенствования.

Ключевые слова: система электроснабжения (СЭС); космический аппарат (КА); солнечная батарея (СБ)

Основные направления развития двигательных установок (ДУ) космических аппаратов (КА) с использованием электроракетных двигателей (ЭРД) для научных исследований и практического использования космоса можно условно сгруппировать в пять основных групп. Каждая группа определяется уровнем мощностей ДУ и соответственно уровнем мощностей и типов ЭРД. Первая группа служит для обеспечения функционирования малых КА (50…500 кг) для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), метеорологии, картографии, и т.д., которые, как правило, располагаются на низких околоземных орбитах. Электроракетные двигательные установки (ЭРДУ) этой группы имеют сравнительно небольшую мощность до нескольких сотен ватт. Вторая группа, базирующаяся на ЭРДУ малых и средних мощностей ЭРД (1…2 кВт) для обеспечения работы систем коррекции и поддержания орбит КА массой в несколько тонн. Третья группа, задачи которой – обеспечить выполнение маневров тяжелых (5 тонн и выше) межорбитальных платформ (4…6 кВт ЭРД). Четвертая группа – ДУ с ядерным реактором (ЯЭУ) и мощностями ЭРД в 20…30 кВт для транспортных околоземных и лунных операций. Пятая группа – сверхмощные ДУ мегаваттного класса с мощностью ЭРД в 50…100 кВт для исследований дальнего космоса, транспортных операций и межпланетных перелетов.

Ключевые слова: двигатель; холловский; плазменный; электроракетный; космический; тяга; удельный импульс; мощность; двигательная установка; межорбитальный

В статье приводится обзор современных исследовании и разработок абляционных импульсных плазменных двигателей и их применений в России. В НИИ ПМЭ МАИ создан ряд летных образцов электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) на основе абляционных импульсных плазменных двигателей нового поколения с энергией разряда от 8 Дж до 155 Дж. В Научном Исследовательском Центре (НИЦ) «Курчатовский институт» проводятся исследования физических процессов в мощных АИПД и разрабатывается технология модификации поверхностного слоя конструкционных материалов при воздействии мощных плазменных потоков.

Ключевые слова: абляционный импульсный плазменный двигатель (АИПД); малый космический аппарат (МКА); плазма; электрический разряд

Представлен обзор по истории создания и применения на российских и зарубежных космических аппаратах (КА) стационарных плазменных двигателей (СПД) – двигателей Морозова. Обзор охватывает события, включая первые космических испытаний СПД в составе КА «Метеор» и применение в составе российских и зарубежных КА до настоящего времени. Рассматриваются новые вызовы для СПД В ХХI веке: высокие удельный импульс и ресурс, большие и малые мощности.

Ключевые слова: стационарный плазменный двигатель (СПД); космический аппарат (КА); электроракетные двигательные установки (ЭРДУ)

Статья посвящена вопросам разработки принципов построения испытательных комплексов, предназначенных для исследования в наземных условиях помехоэмисии электроракетных двигателей (ЭРД). На основе анализа существующей отечественной и зарубежной экспериментальной базы выявлены общие требования и предложены новые подходы к проектированию моделирующих стендов, предназначенных для решения практических задач в интересах обеспечения электромагнитной совместимости ЭРД. Даются рекомендации по построению и приводятся варианты технической реализации испытательных комплексов нового поколения для исследования помехоэмиссии ЭРД различных типов.

Ключевые слова: космические аппараты; электрические ракетные двигатели; электромагнитная совместимость

The ESA Propulsion Laboratory (EPL) is located at ESTEC, the European Space Research and Technology Centre of the European Space Agency. ESTEC, sited in Noordwijk, The Netherlands, is the largest ESA establishment, a test centre and hub for European space activities. It has responsibility for the technical preparation and management of ESA space projects and provides technical support to ESA’s satellite, space exploration and human space activities.
EPL provides test services to the ESA Propulsion and Aerothermodynamics Division of ESTEC, which is responsible for R&D activities and support to ESA projects in the areas of chemical propulsion, electric and advanced propulsion and aerothermodynamics.
This paper will describe the EPL organization, facilities and activities.

Ключевые слова: spacecraft propulsion; electric propulsion testing; cold gas testing

By European Space Agency (ESA) subcontract, the University of Giessen investigated a 10 cm diameter Radio Frequency (RF) ion thruster RIT-10 operated with atmospheric gases. Such «RAM-EPs» will be used for air drag compensation of very low orbit satellites which take the propellant from the ambience. The performance tests have been carried out in the large Giessen test facility «Jumbo» with Nitrogen, Oxygen, and with a mixture of both, without and finally with 10 % of Xenon additive. The discharge characteristics showed the known graphs. Also in accordance with theory, the generated thrust at a given beam current was about a half compared with xenon operation. Maximum thrust was found to be 8 mN. A 500 hours endurance test showed no degradation effects.

Ключевые слова: radio frequency ion thruster; test power supply; flow control unit; thrust; efficiency; discharge characteristics

The present paper takes a fresh look at future Mars Sample Return Mission including electric propulsion (EP) for the transfer. The standard mission scenario includes two spacecraft (S/C) launched separately from Earth: an orbiter and a lander. The lander sets down on the red planet together with an ascent vehicle to collect samples. The ascent vehicle would then take off from the Martian surface into Mars orbit with traditional chemical propulsion to transfer the samples to the orbiter waiting there for the return trip to Earth. The results of the system analysis identify EP for the orbiter as most beneficial in terms of launch mass, enabling a launch into Geostationary Transfer Orbit (GTO) by a relatively modest launch vehicle like the Soyuz-Fregat. Concerning the lander, a separate transfer with chemical propulsion appears more advantageous compared to an electrical one. Such a hybrid version of the sample return mission could be conducted within 1150-1300 days. In an advanced scenario, the lander could even ride the electric orbiter, piggy-back style, to the Red Planet.

Ключевые слова: low thrust electric propulsion; mars sample return

On January 1, 2012 an «excellence initiative» within the «Loewe» program started with the aim of continuation of the research and development of rf-ion engines of the RIT type. The grant comprises 3.77 million EUR for three years, and it is given by the Minister of Science and Art of the Federal Country of Hessia, Wiesbaden. The R&D work will be mainly done by Giessen University with the assistance of 4 other German scientific institutions.

Ключевые слова: radio frequency ion thruster

Since a couple of years, scientific European Space Agency missions like «Post Goce», «NGGM», and «LISA» are being prepared which need a very precise micro-thrusting in the range of 50 to 2500 μN. Thus, in 2004, Giessen University started a scaling-down program of the standard RIT-10 engine. Three mini-thrusters have been built and tested, whereby the 2.5 cm device, called μN RIT-2.5, reached the status of an advanced breadboard model. Following extensive optimization tests at Giessen, the thruster was operated at the Nanobalance Facility of Thales Alenia, Torino/Italy under ESA/ESTEC contract. Thrust range and linearity, thrust resolution, thrust noise, and response time have been measured showing that the μN RIT-type would be a good candidate for micro thrusting on the above mentioned satellites and spacecrafts.

Ключевые слова: spacecraft; radio-frequency ion thruster (RIT); electric propulsion (EP)