Электроракетная двигательная установка

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) с электромагнитным ускорением плазмы.

В настоящее время ЭРДУ нашли широкое применение для выполнения различных маневров и управления угловым положением космических аппаратов (КА). ЭРДУ обладают высоким удельным импульсом, что позволяет значительно снизить массу рабочего тела и увеличить маневренные возможности КА.

Известна ЭРДУ, содержащая энергетическую установку, систему хранения и подачи рабочего тела и стационарный плазменный двигатель, содержащий камеру из диэлектрического материала, в которой размещены анод, кольцевой электромагнит и катод-нейтрализатор (Новости космонавтики, 2000 г., №3, с. 30 и 2004 г., №8, с. 49). Разгон рабочего тела осуществляется за счет электрической энергии, подводимой от энергетической установки.

Характерным недостатком ЭРДУ является большая масса энергетической установки. Это обусловлено тем, что для создания тяги ЭРДУ требуется большая электрическая мощность. Кроме того, данная двигательная установка способна генерировать очень малую тягу из-за низкой плотности рабочего тела в ускорительном канале стационарного плазменного двигателя.

В результате ЭРДУ имеет высокую стоимость и обеспечивает низкую оперативность выполнения маневров.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому изобретению следует считать ЭРДУ, содержащую энергетическую установку, систему хранения и подачи рабочего тела и электроракетный двигатель, в состав которого входят соосно установленные катод, сопло-анод и соленоид, размещенный снаружи сопла-анода (Фаворский О.Н., Фишгойт В.В., Литовский Е.И. Основы теории космических электрореактивных двигательных установок. - М.: Высшая школа, 1978, с. 158-159).

Недостатком данной ЭРДУ также является большая масса энергетической установки, т.к. для создания тяги ЭРДУ требуется большая электрическая мощность.

Данная ЭРДУ может работать при высоких плотностях рабочего тела в камере двигателя, что позволяет повысить тягу. Однако значения тяги остаются небольшими из-за ограниченных возможностей подвода электрической мощности, обусловленных высокой массой энергетической установки.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы энергетической установки и повышение тяги ЭРДУ.

Указанная задача решается за счет того, что энергетическая установка и соленоид соединены через тоководы с электродвигателем-генератором, на валу которого соосно закреплены маховик и электроракетный двигатель, связанный с системой хранения и подачи рабочего тела через изолирующую проставку и канал, выполненный внутри вала электродвигателя-генератора.

Сущность изобретения поясняется на чертеже.

ЭРДУ включает в себя энергетическую установку 1, систему хранения и подачи рабочего тела 2 и электроракетный двигатель, в состав которого входят соосно установленные катод 3, сопло-анод 4 и соленоид 5, размещенный снаружи сопла-анода 4. Энергетическая установка 1 и соленоид 5 соединены через тоководы 6 и 7 с электродвигателем-генератором 8. На валу 9 электродвигателя-генератора 8 закреплен маховик 10. На торцевой части вала 9 через изолирующую проставку 11 закреплены катод 3 и сопло-анод 4 электроракетного двигателя. Катод 3 имеет каналы для подачи рабочего тела и связан с системой хранения и подачи рабочего тела 2 через изолирующую проставку 11 и канал, выполненный внутри вала 9.

ЭРДУ работает следующим образом.

На пассивных участках полета КА вырабатываемый энергетической установкой 1 электрический ток I3 через токовод 6 поступает на электродвигатель-генератор 8, который работает в режиме двигателя и раскручивает маховик 10. Благодаря этому запасается энергия, необходимая для работы электроракетного двигателя на активных участках полета.

На активных участках полета электродвигатель-генератор 8 переводится в режим генератора и через токовод 7 обеспечивает прохождение электрического тока Iс через соленоид 5. Вращение сопла-анода 4 с угловой скоростью ω в магнитном поле с индукцией Вс, создаваемом соленоидом 5, приводит к появлению в токопроводящем материале сопла-анода 4 электродвижущей силы ε, направленной от катода 3 к выходному сечению сопла-анода 4. Это приводит к возникновению разности потенциалов между катодом 3 и выходной частью сопла-анода 4. При этом изолирующая проставка 11 предотвращает распространение электрического потенциала на вал 9.

Рабочее тело в электроракетный двигатель подается из системы хранения и подачи рабочего тела 2 через канал, выполненный внутри вала 9. При попадании рабочего тела в электроракетный двигатель под действием разности потенциалов между катодом 3 и выходной частью сопла-анода 4 в среде рабочего тела возникает ток разряда Ip. Осевая составляющая тока разряда Ip создает азимутальное магнитное поле с индукцией В. Взаимодействие радиальной составляющей тока разряда Ip с азимутальным магнитным полем приводит к возникновению силы Ампера, которая ускоряет плазму и создает тягу ЭРДУ.

В предлагаемой ЭРДУ энергетическая установка 1 используется на пассивных участках полета для раскрутки маховика 10. Длительность пассивных участков полета КА значительно превышает длительность активных участков полета. В связи с этим требуемая мощность энергетической установки 1 существенно ниже, чем в известных ЭРДУ. Благодаря этому обеспечивается значительное снижение массы энергетической установки.

Кроме того, в предлагаемой ЭРДУ в процессе создания тяги используется энергия, запасаемая в маховике 10. Поскольку удельная мощность маховичных накопителей на несколько порядков выше удельной мощности энергетических установок, предлагаемая ЭРДУ может создавать значительно большую тягу при одинаковых ограничениях на массу ЭРДУ.

Таким образом, обеспечивается выполнение технической задачи изобретения.

Электроракетная двигательная установка, содержащая энергетическую установку, систему хранения и подачи рабочего тела и электроракетный двигатель, в состав которого входят соосно установленные катод, сопло-анод и соленоид, размещенный снаружи сопла-анода, отличающаяся тем, что энергетическая установка и соленоид соединены через тоководы с электродвигателем-генератором, на валу которого соосно закреплены маховик и электроракетный двигатель, связанный с системой хранения и подачи рабочего тела через изолирующую проставку и канал, выполненный внутри вала электродвигателя-генератора.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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).

Способ создания электрореактивной тяги может быть применен в электрореактивных двигателях и источниках электроэнергии для аэрокосмических транспортных средств и аппаратов.

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.

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).

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.

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.

Изобретение относится к области электрореактивных плазменных двигателей для ракетно-космической техники. Изобретение состоит из способа создания реактивной тяги с помощью «винтового» электромагнитного ускорителя плазмы и конструкции двигателя, реализующей его. Плазма в «винтовом» ускорителе вращается в скрещенных продольном магнитном и радиальном электрическом полях, причем магнитное поле обладает спиральной гофрировкой, а электрическое поле создается электродами, один из которых находится на магнитной оси, а другой охватывает плазму. Вращение преобразуется в ускорение вдоль магнитного поля за счет диамагнитной силы и вязкости плазмы. Конструкция двигателя содержит ионизационную камеру, «винтовой» магнитный ускоритель и магнитное сопло. Реактивная тяга двигателя передается магнитной системе, а магнитная изоляция снижает эрозию. Конструкция может работать с полностью ионизованной, слабо-ионизованной или рекомбинирующей плазмой. Удельный импульс двигателя может изменяться в широких пределах в процессе работы. Изобретение может быть использовано в качестве двигателя основной тяги космических аппаратов для межорбитального маневрирования и межпланетных полетов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к двигателям на эффекте Холла. Двигатель содержит резервуар (101) газа под высоким давлением, модуль (103) регулирования давления, устройство (105) управления расходом газа, канал ионизации, катод (40А, 40В), расположенный вблизи выпускного отверстия канала ионизации, анод, связанный с каналом ионизации, блок (110) электропитания, электрический фильтр (120) и катушки (31, 32) создания магнитного поля вокруг канала (21) ионизации. Также двигатель на эффекте Холла содержит дополнительный блок (125) электропитания, предназначенный для приложения пульсирующего напряжения между анодом (25) и катодом (40А, 40Е). При этом указанный дополнительный блок (125) электропитания поочередно создает первое напряжение разряда в течение первого промежутка времени величиной 5-15 мкс и второе напряжение разряда в течение второго промежутка времени величиной 5-15 мкс. Техническим результатом изобретения является повышение удельного импульса и увеличение срока службы при значительном снижении эрозии разрядного канала.7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Двигательная установка летательного аппарата, содержащая окружной газозаборный канал, расположенный между корпусом аппарата и обечайкой газозаборника, а также магнитную систему, наводящую в канале радиальное магнитное поле. В канале размещены коробчатые модули МГД-генераторов, в стенки которых встроены лопатки, разделяющие газовые потоки, но пропускающие окружной электрический ток по межлопаточным зазорам, а между нижними стенками модуля установлена ракетная камера соплом вверх. Продукты сгорания ракетного топлива пересекают магнитное поле и вырабатывают в газах окружной электрический ток, который в присутствии того же магнитного поля создает электродинамическую силу, ускоряющую атмосферную массу, движущуюся между модулями МГД-генераторов, что создает тягу, превышающую тягу ракетных камер, в составе МГД-генераторов. Достигается повышение тяги на участке атмосферного полёта при гиперзвуковом режиме. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей (ЭРД). В ЭРД, содержащем разрядную камеру с соплом-анодом, трубопровод подачи рабочего тела, катод, обмотку электромагнитов, согласно изобретению на всей внутренней поверхности разрядной камеры в качестве зашиты от воздействия ионизирующего излучения высокотемпературной плазмы установлены фотоэлектрические и термоэлектрические преобразователи, вырабатывающие электродвижущую силу (ЭДС), причем термоэлектрические преобразователи расположены между корпусом разрядной камеры и фотоэлектрическими преобразователями. Помимо того согласно изобретению внутренняя часть разрядной камеры выполнена из прозрачного диэлектрического материала, снаружи которого расположена зеркальная поверхность с отражающим эффектом внутрь разрядной камеры, а поверх зеркальной поверхности установлены термоэлектрические преобразователи, вырабатывающие ЭДС. Техническим результатом, достигаемым изобретением, является повышение защиты стенок разрядной камеры и обмотки электромагнитов от воздействия тепловых потоков ионизирующего излучения. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Электрическая двигательная установка содержит первый стационарный плазменный двигатель (111А), содержащий первый одиночный катод (140А), первый анод (125А) и первый газовый коллектор (121А, 141А), а также второй стационарный плазменный двигатель (111В), содержащий второй одиночный катод (140В), второй анод (125В) и второй газовый коллектор (121В, 141В). Установка также содержит электрическое соединительное устройство, общее для первого и второго катодов (140А, 140В), первое и второе устройства (180А, 180В) управления скоростью подачи газа с общим устройством управления подачей газа для осуществления подачи газа и устройство выборочного управления для активации в каждый данный момент времени только одного из катодов (140А, 140В) - первого или второго, для взаимодействия с одним или другим анодами (125А, 125В) - первым или вторым. Задачей изобретения является повышение надежности электрических двигательных установок. 8 з.п. ф-лы, 12 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области использования электроракетных двигательных установок в составе космического аппарата и предназначено для проведения испытаний ее на электромагнитную совместимость с информационными бортовыми системами, например на помехоустойчивость бортового вычислительного комплекса КА. В способе испытаний на электромагнитную совместимость электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта, включающем на предварительном этапе огневых испытаний электроракетного двигателя измерение амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех, и последующее воспроизведение на завершающем этапе испытаний этой амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в том же диапазоне в штатном электроракетном двигателе с оценкой влияния упомянутых помех на работу бортовых систем, на предварительном этапе огневых испытаний электроракетных двигателей одновременно с измерением амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех измеряют параметры постоянной и переменной составляющей тока разряда в диапазоне амплитудно-частотных характеристик индуктивных помех каждого из штатных электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки в каждом режиме их работы. Запоминают их, а затем на завершающем этапе испытаний воспроизводят все вышеупомянутые характеристики тока разряда каждого штатного электроракетного двигателя в каждом режиме его работы. При этом отсутствие сбоев в работе информационных бортовых систем космического объекта свидетельствует об электромагнитной совместимости электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта. Также изобретение относится к системе записи и системе воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей. Технический результат группы изобретений заключается в расширении функциональных возможностей испытания электроракетных двигателей на электромагнитную совместимость, в повышении достоверности испытаний и в обеспечении полной автоматизации процесса испытаний. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к миниатюрному плазменному двигателю, при этом согласно изобретению: производят возбуждение плазмы микроразрядом с полым катодом вблизи выхода и внутри средства инжекции газообразного рабочего тела, при этом указанное средство инжекции является магнитным и содержит заострение на своем выходном конце, электроны намагниченной плазмы приводят в циклотронное вращение на уровне выходного конца указанного средства инжекции. Плазму поддерживают за счет электронно-циклотронного резонанса (ECR), при этом указанное средство инжекции выполняют металлическим и используют в качестве антенны электромагнитного (ЭМ) излучения, при этом объем плазмы в режиме резонанса ECR на выходе указанного средства инжекции используют в качестве резонатора электромагнитной волны, плазму ускоряют в магнитном реактивном сопле при помощи диамагнитной силы, при этом выбрасываемая плазма является электрически нейтральной. Изобретение направлено на повышение КПД двигателя при уменьшении его размеров. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к технике стационарных плазменных двигателей (СПД). В динамический имитатор СПД, содержащий имитатор поджигного промежутка, имитатор регулятора рабочего тела, содержащий резистивную токоограничивающую нагрузку, транзисторный узел, введены имитатор магнитной системы, содержащий катушки, имитатор нагревателя катода, подключенный к шине катода, имитатор броска пускового разрядного тока, подключенный между плюсовой шиной и шиной катода, силовой ключ с характеристикой тиристорного типа, датчик тока, своим входом подключенный между вторым выводом резистивной токоограничивающей нагрузки и плюсовой шиной, генератор, имитирующий напряжение колебаний разрядного тока и суммирующий усилитель, первый вход которого подключен к функциональному выходу имитатора регулятора расхода рабочего тела, второй вход подключен к выходу генератора, имитирующего напряжение колебаний тока разряда, третий вход подключен к выходу датчика тока, выход суммирующего усилителя подключен к управляющему входу транзисторного узла с регулируемой проводимостью, а шина катода подключена к минусовому входу динамического имитатора СПД через катушки имитатора магнитной системы. Изобретение направлено на повышение эффективности имитации СПД - его электрических нагрузок и динамических свойств. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при испытаниях и эксплуатации ионных двигателей. Ионный двигатель снабжен устройством для защиты от дугового разряда, вызванного межэлектродным пробоем между эмиссионным и ускоряющим электродами ионно-оптической системы. Устройство представляет собой быстродействующее нормально замкнутое реле, вход которого связан с цепью ускоряющего электрода, а выход - с цепью электромагнита. Размыкание реле происходит при величине тока, в 3-5 раз превышающей величину номинального тока в цепи ускоряющего электрода. Допустимое напряжение между входом и выходом реле не менее 5000 В. Изобретение позволяет в автоматическом режиме устранять дуговой разряд, вызванный межэлектродным пробоем в ионно-оптической системе ионного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой. Ракетный двигатель небольшой мощности имеет в качестве рабочего тела проволоку из металла высокой плотности. Проволока размещена на внутренней поверхности корпуса спутника, обеспечивая вместе с его оболочкой необходимую жесткость конструкции на этапе выведения спутника. Техническим результатом изобретения является создание искусственного спутника с длительным сроком эксплуатации на орбите и оптимальными массовыми характеристиками. 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