Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку



Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку
Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку
Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку
Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку
Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку
Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку
Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку
Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку

 


Владельцы патента RU 2562338:

СНЕКМА (FR)

Изобретение находит использование в спутнике. Электроракетная двигательная установка содержит, по меньшей мере, один электродвигатель (10), систему питания двигателя (10), содержащую резервуар (1) высокого давления для ионизируемого газа, буферный резервуар (2) низкого давления, связанный с резервуаром (1) высокого давления с помощью клапана (5, 6), и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара (2) низкого давления к аноду (26) и катоду (40) двигателя. Буферный резервуар (2) низкого давления находится в открытом сообщении с двигателем (10). Электроракетная двигательная установка содержит средства для обнаружения того, что сила тока разряда между анодом (26) и катодом (40) ниже пороговой величины, и для отсечения напряжения разряда в результате этого обнаружения. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к области электроракетных двигателей.

Преимущественным, но не ограничительным образом изобретение применимо к двигателю ионной или плазменной тяги того типа, который используется для движения в космическом пространстве, в особенности применительно к геостационарным телекоммуникационным спутникам.

Уровень техники

На фиг.1 показан в общем виде плазменный ракетный двигатель малой тяги в соответствии с уровнем техники, работающий на основе эффекта Холла. Центральная магнитная обмотка 12 охватывает центральный сердечник 14, проходящий вдоль главной продольной оси А. Внутренняя кольцевая обечайка 16 окружает центральную обмотку 12. Внутренняя обечайка 16 окружена наружной кольцевой обечайкой 18, при этом обечайки 16 и 18 ограничивают между собой кольцевой выпускной канал 20, проходящий вдоль главной оси А. В описываемом примере внутренняя обечайка 16 и наружная обечайка 18 являются частями единой детали 19 из керамики.

В дальнейшем описании термин «внутренний» описывает часть, близкую к главной оси А, а термин «наружный» - часть, дальнюю от главной оси А.

Равным образом термины «верхний по потоку» и «нижний по потоку» или «верхний» и «нижний» определены по отношению к направлению нормального истечения газа (сверху вниз) через выпускной канал 20.

Верхний по потоку конец 20а выпускного канала 20 (слева на фиг.1) закрыт системой 22 впрыска, состоящей из трубопровода 24 подачи ионизируемого газа (в общем случае ксенона), при этом трубопровод 24 сообщается посредством отверстия 25 подачи с анодом 26, который служит распределителем для впрыска молекул газа в выпускной канал 20.

Нижний по потоку конец 20b выпускного канала 20 открыт (справа на фиг.1).

Множество периферийных магнитных обмоток 30 с осью, параллельной главной оси А, расположены по всей наружной обечайке 18. Центральная магнитная обмотка 12 и наружные магнитные обмотки позволяют генерировать радиальное магнитное поле В, интенсивность которого максимальна на уровне нижнего по потоку конца 20b выпускного канала 20.

Полый катод 40 расположен снаружи от периферийных обмоток 30, причем его выход ориентирован таким образом, чтобы выбрасывать электроны в направлении к главной оси А и к зоне, расположенной ниже нижнего по потоку конца 20b выпускного канала 20. Это устанавливает разность потенциалов между катодом 40 и анодом 26.

Выбрасываемые таким образом электроны частично направляются внутрь выпускного канала 20. Под действием электрического поля, генерируемого между катодом 40 и анодом 26, некоторые из этих электронов доходят до анода 26, однако большинство из них улавливается интенсивным магнитным полем В вблизи нижнего по потоку конца 20b выпускного канала 20.

Молекулы газа, циркулирующие сверху вниз в выпускном канале 20, ионизируются электронами, с которыми они сталкиваются.

При этом присутствующие в выпускном канале 20 электроны создают осевое электрическое поле Е, которое ускоряет ионы между анодом 26 и нижним по потоку выходом 20b выпускного канала 20 таким образом, что ионы выбрасываются с высокой скоростью, что создает реактивную тягу двигателя.

Изобретение предусматривает, в частности, усовершенствование системы подачи электрического питания электроракетной двигательной установки.

Предварительно следует заметить, что реальные электроракетные двигательные установки требуют низкого регулируемого расхода газа для получения постоянной тяги. Этот расход обеспечивается от резервуара через регулятор давления, который приводит давление в область постоянной величины, а затем расход регулируется для подачи необходимого количества газа к двигателю и к полому катоду. Это регулирование обычно выполняется посредством питаемого током термокапиллярного регулятора и с помощью дросселя расхода, обеспечивающего распределение между анодом и катодом.

На фиг.2 показана система 50 питания электроракетной двигательной установки 10 в соответствии с решением уровня техники.

Система 50 питания содержит резервуар 1 высокого давления для ионизируемого газа, например ксенона или криптона, соединенный трубопроводом 51 с буферным резервуаром 2 низкого давления.

Объем буферного резервуара 2 низкого давления составляет примерно 1 литр.

Давление в резервуаре 1 высокого давления изменяется примерно от 150 бар до 1 бара; давление в буферном резервуаре 2 низкого давления изменяется примерно от 1,5 бар до 3 бар.

Ограничитель 7 давления помещен в трубопроводе 51 для сброса давления между резервуаром 1 высокого давления и буферным резервуаром 2 низкого давления.

Трубопровод 51 содержит также регулирующий клапан 6 расхода между резервуаром 1 высокого давления и буферным резервуаром 2 низкого давления.

Система 50 питания содержит средства 53 для управления открытием и закрытием регулирующего клапана 6 и для измерения давления в буферном резервуаре 2 низкого давления во взаимодействии с датчиком 54 давления.

На выходе буферного резервуара 2 низкого давления система 50 питания содержит два запорных клапана V3, V4, ограничительный запорный клапан V1 и термокапиллярный регулятор 52, обеспечивающий тонкую регулировку расхода газа соответственно к аноду 26 и катоду 40.

Дроссели 3 и 4, связанные соответственно с анодом 26 и катодом 40, позволяют распределять расход газа между катодом и анодом, а именно направлять от 8 до 10% к катоду и от 90 до 92% к аноду.

Система 50 питания содержит также электронную систему 81 подачи мощности, позволяющую подавать на двигатель напряжение, и электронную систему 82 запуска, обеспечивающую ток разряда между анодом 26 и катодом 40. Аппаратные средства управления полетом обеспечивают алгоритм запуска двигателя, управление клапанами для подачи газа и управление подачей электричества в двигательную установку в соответствии с определенной процедурой.

На фиг.2 литерами DA обозначен разряд зажигания, необходимый только для запуска, а литерами DM - движущий разряд, устанавливающийся между анодом 26 и катодом 40. Следует заметить, что в случае плазменного двигателя, работающего на основе эффекта Холла, указанные электронные системы 81, 82 часто бывают удалены от двигательной установки, а между ней и электронной системой подачи мощности используется блок фильтрации во избежание электромагнитных возмущений.

Обычно подсистема, образованная регулирующим клапаном 6 расхода, дросселем 7 и буферным резервуаром 2 низкого давления, средствами 53 управления открытием и закрытием регулирующего клапана 6 расхода и датчиком давления, образует блок PRG регулирования давления.

Таким же образом запорный клапан V1, термокапиллярный регулятор 52, дроссели 3, 4 и клапаны V3, V4 образуют блок RDX регулирования расхода ионизируемого газа.

Описанные выше электроракетная двигательная установка и система запуска имеют определенные недостатки.

Во-первых, это громоздкость, связанная с объемом буферного резервуара 2 низкого давления, в типовом случае составляющим 1 л, что вызывает необходимость в прокладке дополнительных соединительных трубопроводов при установке его на спутнике. Эта система схематично проиллюстрирована на фиг.3, на которой в спутнике SAT имеется трубопроводная связь между блоком PRG регулирования давления и блоком RDX регулирования расхода ионизируемого газа.

Во-вторых, система 50 питания требует наличия клапанов на выходе буферного резервуара (типа клапанов V1, V3 и V4) во избежание потерь газа, запасаемого в буферном резервуаре 2 низкого давления во время остановки двигателя; на практике эти клапаны закрываются мгновенно или почти мгновенно при отсечении подачи мощности в двигатель.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении указанных недостатков.

Более конкретно, в первом аспекте изобретения предлагается электроракетная двигательная установка, содержащая по меньшей мере один электроракетный двигатель, имеющий анод, катод и газораспределитель; систему питания двигателя, включающую резервуар высокого давления для ионизируемого газа; буферный резервуар низкого давления, связанный с резервуаром высокого давления с помощью средств снижения давления газа, по меньшей мере один клапан, выполненный с возможностью открытия, закрытия или регулирования расхода газа между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления, и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара низкого давления к двигателю; и электронную систему подачи мощности, выполненную с возможностью создания и снятия напряжения в двигателе путем подачи или отсечения напряжения разряда между анодом и катодом.

Согласно изобретению буферный резервуар низкого давления находится в открытом сообщении с газораспределителем, а установка содержит средства для обнаружения того, что сила тока разряда между анодом и катодом ниже пороговой величины, и для отсечения напряжения разряда в результате этого обнаружения.

Соответственно, изобретение предлагает способ управления электроракетным двигателем, содержащим анод, катод и газораспределитель, причем указанный двигатель включен в состав электроракетной двигательной установки, содержащей систему питания двигателя, включающую резервуар высокого давления для ионизируемого газа, буферный резервуар низкого давления, связанный с резервуаром высокого давления с помощью средств снижения давления газа и находящийся в открытом сообщении с газораспределителем, по меньшей мере, один клапан, выполненный с возможностью открытия, закрытия или регулирования расхода газа между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления, и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара низкого давления к газораспределителю; и электронную систему подачи мощности, выполненную с возможностью создания и снятия напряжения в двигателе путем подачи и отсечения напряжения разряда между анодом и катодом.

Согласно изобретению способ включает этап закрытия указанного клапана для отсечения расхода газа между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления; этап обнаружения того, что сила тока разряда между анодом и катодом ниже пороговой величины; и этап отсечения напряжения разряда в результате этого обнаружения.

В данном описании термины «анод» и «катод» следует интерпретировать следующим образом.

Термин «анод» обозначает контур текучей среды, связанный с анодной стороной двигателя для двигателя с плазменной тягой, и контур текучей среды, связанный со стороной камеры ионизации двигателя для двигателя с ионной тягой.

Термин «катод» обозначает контур текучей среды, связанный с катодной стороной для двигателя с плазменной тягой, и контур текучей среды, связанный с катодом камеры ионизации и катодом нейтрализации двигателя для двигателя с ионной тягой.

Таким образом, изобретением предложено ликвидировать клапаны на выходе буферного резервуара низкого давления, то есть клапаны, расположенные между буферным резервуаром низкого давления и анодом, с одной стороны, и между буферным резервуаром низкого давления и катодом с другой стороны.

Для специалиста в данной области понятно, что выражение «открытое сообщение» обозначает любой вид соединения, не оснащенного клапанами или оснащенного постоянно открытым клапаном.

Согласно изобретению остановка двигателя осуществляется путем закрытия клапанов между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления без прерывания подачи мощности. Снижение расхода газа вызывает снижение силы тока разряда, а затем, когда эта сила тока падает ниже пороговой величины, подача мощности прекращается.

Это функционирование, которое может квалифицироваться как «затухание» устраняет какие-либо потери газа, так как буферный резервуар низкого давления полностью опорожняется перед отсечением подачи мощности. При этом тяговая текучая среда используется полностью.

В предпочтительном примере выполнения электроракетная двигательная установка по изобретению содержит орган регулирования (в типовом случае клапан) между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления и средства управления этим органом, позволяющие получать на выходе буферного резервуара низкого давления давление с амплитудой отклонения менее 5% от заданного давления. Датчик давления измеряет давление в буферном резервуаре низкого давления.

В этом примере выполнения при запуске открывают орган регулирования до тех пор, пока не будет достигнуто заданное давление, а затем устанавливают орган регулирования на постоянную степень открытия, чтобы получать заданное давление в буферном резервуаре низкого давления.

В предпочтительном примере выполнения изобретения двигательная установка содержит дроссель между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления, чтобы ограничивать истечение к буферному резервуару низкого давления. Благодаря этому можно использовать буферный резервуар низкого давления намного меньшего объема, чем в известных двигательных установках, например меньше 20 см3. При этом сохраняется высокая точность выдерживания давления в буферном резервуаре, и обеспечивается квазистабильное истечение к аноду и катоду.

Буферный резервуар низкого давления малого объема очень выгоден, так как он может быть компактно встроен в сам двигатель.

Само собой разумеется, что расход может регулироваться путем изменения заданного давления.

Краткий перечень чертежей

Другие характеристики изобретения будут ясны из последующего описания не имеющих ограничительного характера примеров осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах:

фиг.1 изображает описанный плазменный электроракетный двигатель в соответствии с уровнем техники,

фиг.2 изображает описанную систему питания плазменного электроракетного двигателя по фиг.1,

фиг.3 изображает описанную схему спутника в соответствии с уровнем техники,

фиг.4 изображает систему питания, которая может использоваться в электроракетной двигательной установке в соответствии с примером осуществления изобретения,

фиг.5 изображает диаграмму тяги плазменной электроракетной двигательной установки, питаемой системой по фиг.3,

фиг.6 схематично изображает спутник в соответствии с изобретением,

фиг.7 изображает систему питания, которая может использоваться в электроракетной двигательной установке, содержащей два двигателя, в соответствии с примером осуществления изобретения,

фиг.8 изображает блок-схему организационной структуры системы, иллюстрирующую основные этапы остановки электроракетного двигателя в соответствии с примером осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

На фиг.4 представлена система 100 питания, которая может быть использована в электроракетной двигательной установке по изобретению.

Она отличается от системы 50 питания по фиг.2 тем, что буферный резервуар 2 низкого давления находится в постоянном открытом сообщении с анодом 26 и катодом 40, при этом клапаны V1, V3 и V4 ликвидированы.

Кроме того, система 100 питания содержит средства 8 измерения интенсивности разряда, включенные последовательно в цепь, образованную электронной системой 81 подачи мощности, анодом 26 и катодом 40.

В начальном состоянии системы регулирующий клапан 6 расхода закрыт; при этом в буферном резервуаре 2 низкого давления и на дросселях 7, 3 и 4 действует очень низкое остаточное давление.

Предпочтительно чистый объем между регулирующим клапаном 6 и дросселем 7 снижен до минимума, чтобы обеспечить высокую точность давления в буферном резервуаре 2.

Благодаря этой характеристике нет необходимости в использовании термокапиллярного регулятора 52 на выходе буферного резервуара 2 низкого давления.

Для запуска двигателя открывают регулирующий клапан 6, и ионизируемый газ проходит от буферного резервуара 2 низкого давления к аноду 26 и катоду 40.

На двигатель подается напряжение электронной системой 81 подачи мощности, электронная система 82 запуска создает разряд DA запуска, что известным образом вызывает движущий разряд DM между анодом 26 и катодом 40.

В описываемом здесь примере выполнения номинальная сила тока разряда между анодом 26 и катодом 40 составляет 1А.

Давление в буферном резервуаре 2 низкого давления непрерывно измеряется датчиком 54 и поддерживается по существу постоянным (в данном примере с допуском 5%) и равным заданному давлению посредством управления открытием регулирующего клапана 6.

Расход питающего двигатель ионизируемого газа может регулироваться путем изменения этого заданного давления. В описанном примере выполнения заданное давление может регулироваться в пределах от 1 до 2 бар.

Как показано на фиг.8, остановку двигателя начинают с закрытия регулирующего клапана 6, при этом вначале не прерывают электронную систему 81 подачи мощности. Буферный резервуар 2 низкого давления последовательно опорожняется, вызывая снижение силы тока разряда.

Когда сила тока разряда между анодом 26 и катодом 40 становится ниже пороговой величины, в данном случае 1 мА, электронная цепь 81 подачи мощности прерывает напряжение разряда между анодом 26 и катодом 40.

Это вызывает последовательное снижение тяги электроракетной двигательной установки по мере опорожнения буферного резервуара 2 низкого давления в соответствии с формулировкой функционирования «затухание».

В данном примере выполнения оптимальный объем буферного резервуара 2 низкого давления составляет примерно 20 см3, так что он может быть компактно встроен в спутник SAT, показанный на фиг.6, в который могут быть включены также блок PRG регулирования давления и блок RDX регулирования расхода.

На Фиг.7 показано использование изобретения в электроракетной системе. В этом примере выполнения электроракетная двигательная установка содержит на выходе резервуара 1 высокого давления два клапана 5, позволяющих останавливать двигатель путем прекращения расхода ионизируемого газа, текущего к буферному резервуару и далее к двигателю.

В описываемом примере выполнения прерыватели 85, 86 и 87 позволяют устанавливать разряд DA запуска и движущий разряд DM к одному или другому двигателю.

1. Электроракетная двигательная установка, содержащая по меньшей мере один электроракетный двигатель (10), имеющий анод (26), катод (40) и газораспределитель; систему питания двигателя (10), включающую резервуар (1) высокого давления для ионизируемого газа; буферный резервуар (2) низкого давления, связанный с резервуаром (1) высокого давления с помощью средств (5, 6, 7) снижения давления газа, по меньшей мере один клапан (5, 6), выполненный с возможностью открытия, закрытия или регулирования расхода газа между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления, и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара (2) низкого давления к двигателю (10); и электронную систему (81) подачи мощности, выполненную с возможностью создания и снятия напряжения в двигателе путем подачи или отсечения напряжения (DM) разряда между анодом (26) и катодом (40), отличающаяся тем, что буферный резервуар (2) низкого давления находится в открытом сообщении с газораспределителем (26), а установка содержит средства для обнаружения того, что сила тока разряда между анодом (26) и катодом (40) ниже пороговой величины, и для отсечения напряжения (DM) разряда в результате этого обнаружения.

2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что пороговая величина имеет порядок 1 мА в том случае, когда в двигателе номинальная величина силы тока разряда имеет порядок 1 А.

3. Установка по п.1, отличающаяся тем, что содержит дроссель (7) между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления, а буферный резервуар (2) низкого давления имеет внутренний объем менее 20 см3.

4. Установка по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что содержит орган (6) регулирования между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления и средства управления этим органом, обеспечивающие на выходе буферного резервуара (2) давление с амплитудой отклонения менее 5% от заданного давления.

5. Установка по п.4, отличающаяся тем, что средняя величина давления составляет от 0,1 до 10 бар.

6. Спутник, содержащий электроракетную двигательную установку, охарактеризованную в любом из пп.1-5.

7. Способ управления электроракетным двигателем (10), содержащим анод (26), катод (40) и газораспределитель (26), причем указанный двигатель включен в состав электроракетной двигательной установки, содержащей систему питания двигателя (10), включающую резервуар (1) высокого давления для ионизируемого газа, буферный резервуар (2) низкого давления, связанный с резервуаром (1) высокого давления с помощью средств (5, 6, 7) снижения давления газа и находящийся в открытом сообщении с двигателем (10), по меньшей мере один клапан (5, 6), выполненный с возможностью открытия, закрытия или регулирования расхода газа между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления, и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара (2) низкого давления к газораспределителю (26); и электронную систему (81) подачи мощности, выполненную с возможностью создания и снятия напряжения в двигателе путем подачи и отсечения напряжения (DM) разряда между анодом (26) и катодом (40), отличающийся тем, что включает, при открытом сообщении буферного резервуара (2) низкого давления с анодом (26) и катодом (40), этап закрытия указанного клапана для отсечения расхода газа между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления; этап обнаружения того, что сила тока разряда между анодом (26) и катодом (40) ниже пороговой величины; и этап отсечения напряжения разряда в результате этого обнаружения.



 

Похожие патенты:

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигателей, в частности к системам хранения и подачи в них рабочего тела (иода). В системе хранения и подачи иода, содержащей снабженную нагревателем цилиндрическую емкость с иодом, которая сообщена с электроракетным двигателем трубопроводом с клапаном, на днище внутри цилиндрической емкости со стороны трубопровода установлена пористая шайба, контактирующая с кристаллическим иодом, причем цилиндрическая емкость со стороны, противоположной трубопроводу, содержит фланец и подпружиненный относительно него поршень, контактирующий с другой стороны с кристаллическим иодом, при этом нагреватель снабжен электрической изоляцией, контактирующей снаружи с днищем емкости со стороны трубопровода.

Изобретение относится к плазменному реактивному двигателю на основе эффекта Холла. Двигатель содержит окружающий основную ось кольцевой выпускной канал, который имеет открытый нижний по потоку конец и ограничен внутренней стенкой и наружной стенкой, катод, магнитный контур для создания магнитного поля в канале, трубопровод для подачи способного к ионизации газа в канал.

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигателей. В двигателе с замкнутым дрейфом электронов, содержащем электромагнит, магнитопровод с полюсами, анод и катод-нейтрализатор, жестко связанные с магнитопроводом, и расположенную внутри него кольцевую разрядную камеру, закрепленную на фланце, подпружиненном относительно магнитопровода, фланец с закрепленной на нем кольцевой разрядной камерой соединен со стержнем, другой конец которого прикреплен к магнитопроводу, причем стержень выполнен из материала, обладающего скоростью ползучести, равной линейной скорости эрозии стенок разрядной камеры.

Изобретение относится к области создания электрических реактивных двигателей. Предлагается электрический ракетный двигатель небольшой мощности в качестве корректирующего для космического аппарата многолетнего использования с применением вместо газообразной составляющей твердого топлива в виде металла высокой плотности, преобразованного в плазменный сгусток, под действием электрического разряда.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД).

Изобретение относится к энергетике. Ионный двигатель, содержащий корпус, закрепленные жестко на наружной поверхности корпуса газоразрядную камеру и ионно-оптическую систему и катод-нейтрализатор, установленный на корпусе, при этом корпус ионного двигателя имеет торообразную форму, причем катод-нейтрализатор установлен по центральной оси корпуса, электроды ионно-оптической системы и газоразрядная камера выполнены кольцеобразной формы, при этом их внутренние поверхности по периметру жестко закреплены на внутренней поверхности корпуса ионного двигателя.

Изобретение относится к плазменной технике и к плазменным технологиям и может использоваться, в частности, в качестве электроракетного двигателя. Катод (1) и два электрически изолированных анода (2, 3) образуют ускорительный канал эрозионного импульсного плазменного ускорителя (ЭИПУ).

Ускоритель плазмы предназначен для получения тяги при перемещении космических объектов и в технологии для получения композитных порошков, напыления и обработки материалов.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов содержит последовательно расположенные камеру сгорания, один вход в которую служит для ввода твердых наночастиц металла или металлоида в качестве топлива, а другой - для ввода окислителя топлива в виде водяного пара или кислорода, при смешении которых в камере возникает горение, хемоионизационные реакции окисления, дающие тепловой эффект, высокие температуры и образование нагретой плазмы, содержащей жидкие оксиды металлов или металлоидов, устройство охлаждения плазмы до температуры ниже температуры плавления полученных оксидов и образования в нагретой плазме твердых пылевых отрицательно заряженных оксидов металлов или металлоидов, электростатическое или электромагнитное разгонное устройство, которое разгоняет электростатическим или электромагнитным полем истекающую из устройства охлаждения нагретую плазму и создает высокоскоростной поток нагретой пылевой плазмы с высокоскростными отрицательно заряженными оксидами металлов или металлоидов, который истекает в окружающую среду и создает реактивную тягу двигателя.

Группа изобретений относится к ионному двигателю (ИД) для космического аппарата и способу его эксплуатации. ИД (1) включает в себя ионизационную камеру (2) с высокочастотным генератором (4) ионизирующего электромагнитного поля.

Изобретение относится к средствам управления электрическими ракетными двигателями с индукционным возбуждением разряда в газоразрядной камере. Устройство генерации ВЧ энергии содержит микроконтроллер (8), усилитель мощности (3) и источник (6) электропитания усилителя мощности. Микроконтроллер (8) выполнен с аналого-цифровым преобразователем входных управляющих сигналов, цифроаналоговым преобразователем выходных сигналов и тактовым генератором сигнала с перестраиваемой частотой. Выходы усилителя мощности (3) соединены через линию связи с устройством ввода энергии (1), которое выполнено в виде индуктора. Устройство (1) установлено с внешней стороны стенок газоразрядной камеры (2). В линию связи с устройством ввода энергии (1) включены датчики тока (4) и напряжения (5). Выходы датчиков подключены к входам фазового детектора (7) и к сигнальным входам микроконтроллера (8). Выход фазового детектора (7) подключен к сигнальному входу микроконтроллера (8). Электропитание нейтрализатора (11) пространственного заряда ионного потока и входящего в его состав термоэмиссионного катода осуществляется с помощью источников (13) и (14). Положительный полюс источника напряжения (19) и отрицательный полюс источника напряжения (17) раздельно подключены через датчики тока (25) и (26) к общему выводу системы электропитания двигателя. Расход рабочего газа, подаваемого в газоразрядную камеру и в камеру нейтрализатора, регулируется с помощью двух независимо управляемых регуляторов. Электропитание регуляторов расхода газа осуществляется с помощью управляемых источников тока. Технический результат заключается в повышении эффективности двигателя, расширении диапазона регулирования тяги при высоком удельном импульсе и повышении стабильности тяги за счет автоматического поддержания расчетных значений токов и напряжений в цепях питания узлов и блоков двигателя в процессе его длительной эксплуатации. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к реактивному двигателю (1) на основе эффекта Холла. Двигатель содержит разрядный канал (50) с открытым, нижним по потоку концом (52), катод (100), расположенный снаружи разрядного канала (50), инжекционную систему (30) для инжекции атомов газа в разрядный канал (50), которая расположена на верхнем по потоку конце разрядного канала (50) и которая формирует анод, и нагреватель (60) для нагрева катода (100). Реактивный двигатель (1) также содержит измерительные средства (70) для измерения температуры Td нагревателя (60) и цепь регулятора (80) для регулирования температуры Td таким образом, чтобы нагреватель (60) осуществлял нагрев, только пока его температура Td меньше пороговой температуры Ts, начиная от которой возможен запуск реактивного двигателя, и прекращал нагрев сразу после достижения пороговой температуры Ts. Использование изобретение позволяет повысить срок работы катода и срок эксплуатации ракетного двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей. В крупногабаритном ионном двигателе, содержащем заключенную в корпус газоразрядную камеру, включающую узел подачи рабочего тела, ионно-оптическую систему, состоящую из плазменного и ускоряющего электродов, закрепленных на наружной стенке корпуса и изолированных от него и друг от друга, и катод-нейтрализатор, закрепленный на корпусе, вдоль центральной оси корпус имеет внутреннюю стенку, образующую сквозное отверстие, в котором установлен катод-нейтрализатор. Электроды ионно-оптической системы выполнены в виде колец, внутренние периметры которых закреплены на внутренней стенке корпуса и изолированы друг от друга и от него. Причем газоразрядная камера содержит, по крайней мере, один кольцевой магнитопровод и кольцевую разрядную камеру, узел подачи рабочего тела которой выполнен в виде установленного внутри нее кольцевого анода - газораспределителя. Разрядная камера размещена внутри охватывающего ее кольцевого магнитопровода, полюса которого охватывают кольца разрядной камеры, причем магнитопровод снабжен магнитом, например соленоидальным электромагнитом. Техническим результатом предлагаемого изобретения является то, что источник ионов, выполненный по предложенной схеме с замкнутым дрейфом электронов, имеет коэффициент использования рабочего тела порядка 1. Это практически позволяет избежать обратного тока ионов на ИОС, что приведет к значительному увеличению ресурса ионного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ создания электрореактивной тяги может быть применен в электрореактивных двигателях и источниках электроэнергии для аэрокосмических транспортных средств и аппаратов. Способ заключается в формировании потока продуктов сгорания углеводородного, химического или ядерного топлива, движущегося с заданной скоростью в магнитном поле, вектор индукции которого ортогонален вектору скорости потока продуктов сгорания, затем поток продуктов сгорания разделяют на пучок катионов и пучок электронов, причем энергию пучка электронов преобразовывают в дополнительную электрическую мощность, направляемую на ускорение пучка катионов, который создает реактивную тягу, пропорциональную кинетической энергии ускоренного пучка. Заявленный способ повышает КПД системы электропитания, экономит топливо и другие расходные материалы, увеличивает коэффициент полезной загрузки, радиус действия и срок жизни летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) малой тяги для коррекции орбит космических аппаратов (КА). ДУ содержит размещенные друг над другом ускорители плазмы (УП) с ускоряющими электродами: катодом (3) и анодом (4), а также узлами подачи рабочего тела: шашек (7), снабженных пружинными толкателями (8). Для инициирования плазмообразующего разряда служат электроды (9) в отверстии катода (3). Между электродами (3, 4) выполнен торцевой керамический изолятор (ТКИ). С электродами связан через анодную и катодную шины (на панели (15)) блок (13) накопительных конденсаторов (14). Отвод тепла от УП осуществляется тепловыми трубами (ТТ). Испарительная часть (22) ТТ примыкает к электродам (3, 4) и ТКИ, а конденсационная часть (23) ТТ закреплена на раме крепления ДУ к корпусу КА. В окне этой рамы размещена теплонапряженная плоская стенка блока питания и управления. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и тяговой эффективности ДУ за счет улучшенной системы теплоотвода. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, в частности к ракетным двигателям с центральным телом с вихревым процессом горения, и может быть использовано в ракетно-космической технике. Способ формирования тяги двигателя с центральным телом, включающий подачу горючего и окислителя в камеру сгорания с созданием за центральным телом вихревой зоны, при этом в вихревую зону под давлением тангенциально подают мелкодисперсную фракцию воды или воды с добавлением органического вещества, создавая осевую закрутку смеси газов горения и, как следствие, вихревой поток холодной неравновесной пульсирующей плазмы, создавая дополнительную тягу двигателя. Предложен также двигатель с центральным телом для реализации способа, содержащий камеру сгорания и сопло, при этом на центральном теле выполнены винтовые канавки, введена емкость с водой или водой с добавлением органического вещества, сообщенная с помощью трубопровода с насосом, расположенным внутри центрального тела, который в свою очередь с помощью распределительных патрубков сообщен через коллектор с винтовыми канавками с помощью форсунок, открытые торцы которых расположены на внешней поверхности центрального тела, на торцевой плоскости которого установлены игольчатые термокатоды, обеспечивающие термоэмиссию. Изобретение обеспечивает увеличение тяги. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ запуска стационарного плазменного двигателя, при котором подачу напряжения разряда на катод и анод двигателя выполняют не до подачи поджигных импульсов, а после завершения нагрева катода, открытия клапанов двигателя и подачи поджигных импульсов. При этом достигается уменьшение, вплоть до полного устранения, броска тока в разрядной цепи двигателя и, соответственно, на первичной шине питания систем преобразования и управления стационарными плазменными двигателями. Изобретение позволяет снизить нагрузку на функциональные элементы системы электропитания и систем преобразования и управления стационарными плазменными двигателями. 2 табл., 9 ил.

Изобретение относится к космической технике, к классу электрореактивных двигателей. Двигатель содержит автономный источник низкотемпературной плазмы, систему улавливания нейтральных частиц и регенерации ионов, разделитель потоков электронов и ионов, плазменный ускоритель. Плазменный ускоритель представляет собой асинхронный циклотрон, разделенный вдоль на дуанты двумя соосными парами параллельных сеток с зазорами, создающими однородные, равные и постоянные ускоряющие электрические поля взаимно противоположного направления векторов напряженности, имеющий выходные газовые каналы плазменного ускорителя - основные переходники-ферромагнетики с соленоидами; выходные прямые газовые диэлектрические каналы двигателя, соединенные с основными переходниками через пропускные электроклапаны, а между собой - переходниками-ферромагнетиками с соленоидами. Магнитное поле внутри плазменного ускорителя создается группой соленоидов, размещенных внутри цилиндрического ферромагнетика, частью своей являющегося цилиндрической стенкой плазменного ускорителя. Техническим результатом изобретения является увеличение удельного импульса тяги с сохранением и возможным уменьшением массогабаритных характеристик двигательных установок при относительно невысокой мощности энергопотребления. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к высокочастотным ионным двигателям (ВЧИД) с индукционным возбуждением разряда в газоразрядной камере. Газоразрядный узел ВЧИД включает в свой состав газоразрядную камеру (1), выполненную из электротехнического корунда. Камера (1) содержит участок в форме сегмента сферы, расположенный со стороны патрубка (2) подачи рабочего газа, и сопряженный с ним участок цилиндрической формы, расположенный со стороны крепления электродов ионно-оптической системы (3). Индуктор (4) выполнен в виде спирали, охватывающей внешнюю поверхность камеры. Спираль индуктора образована медной трубкой. Трубчатые токоподводы (5 и 6) спирали индуктора соединены с ВЧ генератором. На внешней поверхности камеры выполнены четыре выступа (7), симметрично расположенные относительно оси симметрии камеры. На поверхность выступов (7) нанесено металлизационное покрытие. Витки спирали индуктора (4) соединены с внешней поверхностью камеры методом пайки в точках контакта с металлизированными поверхностями выступов (7). Эмиссионный и ускоряющий перфорированные электроды (8 и 9) изготовлены из сплава молибдена и соединены с металлизированными контактными поверхностями камеры (1) и промежуточных изоляторов (11 и 12) методом пайки. Технический результат заключается в повышении надежности и ресурса ВЧИД, при этом уменьшаются габаритные размеры и масса газоразрядного узла и ВЧИД в целом. 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области электроракетных двигательных установок с электромагнитным ускорением плазмы. Электроракетная двигательная установка содержит энергетическую установку, систему хранения и подачи рабочего тела и электроракетный двигатель. Электроракетный двигатель содержит соосно установленные катод, сопло-анод и соленоид, размещенный снаружи сопла-анода. Энергетическая установка и соленоид соединены через тоководы с электродвигателем-генератором. На валу электродвигателя-генератора соосно закреплены маховик и электроракетный двигатель. Электроракетный двигатель связан с системой хранения и подачи рабочего тела через изолирующую проставку и канал, выполненный внутри вала электродвигателя-генератора. Техническим результатом изобретения является снижение массы энергетической установки и повышение тяги электроракетной двигательной установки. 1 ил.
Наверх