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DESIGN AND PROTO-FLIGHT TEST STRATEGY FOR A MICROSCALE SOLAR THERMAL ENGINE

机译：微型太阳能热引擎的设计和飞行试验策略

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In several recent papers, the authors have shown that a micro-scale solar thermal engine, using storable monopropellants (e.g.. water, ammonia, or hydrazine) and simplified subsystems, can substantially augment microsatellite capabilities by permitting velocity changes of up to 3000 m/s. Small satellites have long been viewed as confined to limited roles in Low Earth Orbit (LEO). Adding significant propulsive capability opens up new roles and missions―among these, communications in geosynchronous earth orbit (GEO), as well as lunar orbit insertion and near-earth asteroid flybys. Transfer times range from as little as 30-40 days (for Geosynchronous Transfer Orbit to GEO) to 275 days for selected near-earth object encounters. This is accomplished by performing moderate thrust (～5 N) firings of the solar thermal engine at perigee and/or apogee. This paper will briefly review benchmark missions and preliminary design choices, concentrating on the selected detailed design and its ramifications for testing and spacecraft operational use.
机译：在最近的几篇论文中，作者表明，使用可储存的单推进剂（例如水，氨或肼）和简化的子系统的微型太阳能热引擎可以通过允许速度变化高达3000 m / m来实质上增强微卫星的能力。 s。长期以来，小型卫星一直被认为在低地球轨道（LEO）中的作用有限。增加重要的推进能力将开启新的角色和任务，其中包括地球同步地球轨道（GEO）中的通信，登月轨道插入和近地小行星飞越。传输时间从30-40天（对于从地球同步传输轨道到GEO的传输）到275天（选定的近地物体相遇）不等。这是通过在近地点和/或远地点对太阳热力发动机进行适度的推力（〜5 N）点火来实现的。本文将简要回顾基准任务和初步设计选择，重点是所选的详细设计及其对测试和航天器操作用途的影响。

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