RU2397363C1 - Combine plasma-ion airjet engine - Google Patents
Combine plasma-ion airjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2397363C1 RU2397363C1 RU2008148759/06A RU2008148759A RU2397363C1 RU 2397363 C1 RU2397363 C1 RU 2397363C1 RU 2008148759/06 A RU2008148759/06 A RU 2008148759/06A RU 2008148759 A RU2008148759 A RU 2008148759A RU 2397363 C1 RU2397363 C1 RU 2397363C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- plasma
- medium
- neutron
- working
- chamber
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Plasma Technology (AREA)
- Particle Accelerators (AREA)
Abstract
Description
Изобретение предназначено для использования в аэрокосмической технике в качестве маршевых и стационарных двигателей как источник электроэнергии для аэрокосмических аппаратов.The invention is intended for use in aerospace engineering as marching and stationary engines as a source of electricity for aerospace vehicles.
Известные плазменно-ионные двигатели имеют камеры для ионизации рабочей среды и ускорители заряженных частиц (патент Российской Федерации RU 2246035 ИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОШКИНА, патент РФ №2162624, патент РФ №2162958).Known plasma-ion engines have cameras for ionizing the working medium and charged particle accelerators (patent of the Russian Federation RU 2246035 KOSHKIN ION ENGINE, RF patent No. 2162624, RF patent No. 2162958).
Двигатели такого типа имеют существенные недостатки: большие затраты электроэнергии на ионизацию рабочего тела и получение плазмы снижают общий КПД и увеличивают потребление электроэнергии. Раздельное проектирование двигателей и источников электроэнергии не позволяет в полной мере решать все базовые проблемы плазменно-ионных двигателей, такие как удельная мощность на единицу массы двигателя, которая определяет максимальную скорость и истекание рабочей среды, соответственно, КПД и максимальную полезную нагрузку, а также время перелетов космических аппаратов с низкой орбиты на геостационарную орбиту.Engines of this type have significant drawbacks: high energy costs for ionization of the working fluid and plasma production reduce the overall efficiency and increase energy consumption. Separate design of engines and sources of electricity does not allow to fully solve all the basic problems of plasma-ion engines, such as specific power per unit mass of the engine, which determines the maximum speed and expiration of the working medium, respectively, efficiency and maximum payload, as well as flight time spacecraft from low orbit to geostationary orbit.
Технической задачей и положительным результатом изобретения является создание плазменно-ионного комбинированного воздушно-реактивного двигателя на кольцевых генераторах, обладающего высокой удельной энерговооруженностью и КПД тяги.An object of the invention and a positive result of the invention is the creation of a plasma-ion combined jet engine based on ring generators having a high specific power ratio and thrust efficiency.
Этот двигатель, за счет конструкции плазменно-ионного комбинированного воздушно-реактивного двигателя содержащий диффузор, рабочую камеру, конфузор, устройство подачи рабочей среды в камеру, снабжен плазменным генератором, устройством, генерирующим переменное магнитное поле, размещенным вокруг рабочей камеры, ядерным импульсным подкритическим реактором, соединенным с накопителем нейтронов и нейтронным каскадным умножителем и сообщенным с кольцевым генератором электрического тока, выполненным в виде полого кольца, представляющим энергетический модуль, реактор также соединен с ионизаторами рабочей среды, связан ими с бортовым и внешним источниками этой среды, соединенными с помощью каналов ввода рабочей среды с полостью рабочей камеры - ускорителем заряженных частиц. Плазменно-ионный комбинированный воздушно-реактивный двигатель снабжен несколькими модулями, включающими кольцевой генератор электрического тока, ядерный импульсный подкритический реактор, накопителями нейтронов и нейтронными каскадными умножителями. Рабочая камера, ее конфузор и диффузор имеют возможность реверсивной работы за счет оснащения рабочей камеры с двух ее сторон каналами ввода рабочей ионизированной среды, оснащенными управляемыми клапанами.This engine, due to the design of a plasma-ion combined jet engine containing a diffuser, a working chamber, a confuser, a device for supplying a working medium to the chamber, is equipped with a plasma generator, a device that generates an alternating magnetic field placed around the working chamber, a nuclear pulse subcritical reactor, connected to a neutron storage device and a neutron cascade multiplier and communicated with a ring electric current generator made in the form of a hollow ring representing ergetichesky module reactor are also connected to the ionization of the working environment associated with their board and external sources of the medium connected to the working medium via channels entering the cavity of the working chamber - the accelerator of charged particles. The plasma-ion combined jet engine is equipped with several modules, including a ring electric current generator, a nuclear pulsed subcritical reactor, neutron storage devices and neutron cascade multipliers. The working chamber, its confuser and diffuser have the possibility of reverse operation by equipping the working chamber on both sides with the input channels of the working ionized medium equipped with controlled valves.
В электрореактивных двигателях, как и в двигателях на химическом топливе, сила тяги F связана с параметрами потока рабочего тела в следующем соотношении: F=mu, где m - удельный расход рабочего тела и u - средняя скорость его истечения. Реактивная мощность, выделяющаяся в виде кинетической энергии струи рабочего тела, записывается как Рстр=mu2. Тяговый КПД двигательной установки, в которой используются электрические двигатели, равен мощности струи Рстр к электрической мощности, подводимой от источника питания: ηд.у=Рстр/Рвх. Уравнение можно записать следующим образом: ηд.у=F2/2mРвх. Удельный импульс реактивного двигателя Iуд=u/g0 где g0 - ускорение силы тяжести (9,8 м/с2). Уравнение можно переписать в виде ηд.у=F g0 Iуд/2Рвх или F/Рвх=2ηд.у/g0Iуд. Соотношение является основным уравнением для электроракетных двигательных установок, связывающим между собой тягу и подводимую электрическую мощность. Тяговый КПД двигательной установки ηд.у, учитывающий все виды потерь энергии при получении тяги, можно в свою очередь представить в виде произведения нескольких КПД, характеризирующих отдельные виды потерь в установке. ηд.у=ηпр·ηдв где ηпр - КПД энергопреобразователя, а ηдв - КПД движителя ("Знание - сила" №5 1959 год 5; Космические двигатели: состояние и перспективы. М.: МИР 1988).In electric engines, as well as in chemical fuel engines, the thrust force F is related to the flow parameters of the working fluid in the following relation: F = mu, where m is the specific flow rate of the working fluid and u is the average flow rate. Reactive power released in the form of kinetic energy of the jet of the working fluid is written as P p = mu 2 . The traction efficiency of a propulsion system in which electric motors are used is equal to the power of the jet P p to the electric power supplied from the power source: η dy = P p / P in . The equation can be written as follows: η DW = F 2/2 P m Rin. The specific impulse of the jet engine I beats = u / g 0 where g 0 is the acceleration of gravity (9.8 m / s 2 ). The equation can be rewritten in the form η dy = F g 0 I beats / 2P I or F / P I = 2η doy / g 0 I beats . The ratio is the basic equation for electric rocket propulsion systems, linking traction and supplied electric power. The traction efficiency of the propulsion system η do , taking into account all types of energy loss during traction, can in turn be represented as the product of several efficiency factors characterizing individual types of losses in the installation. η dv = η pr · η dv where η pr is the efficiency of the energy converter, and η dv is the efficiency of the propulsion device (“Knowledge is power” No. 5, 1959; 5 Space engines: state and prospects. M: MIR 1988).
На фиг.1 показана конструктивная схема двигателя; на фиг.2 - общий вид этого двигателя. Плазменно-ионный комбинированный воздушно-реактивный двигатель содержит: каскадные нейтронные умножители 1, накопитель нейтронов 2, импульсный подкритический ядерный реактор 3, кольцевой генератор 4, узел наложения магнитного поля 5, ионизирующую камеру 6, узел подачи рабочей среды 7 для образования плазмы 8, кольцевой канал 9 подачи рабочей среды, ускоритель заряженных частиц 10, разгоняемые ионизированные частицы плазмы 11, в рабочем канале образовавшуюся высокоскоростную струю 12, где набегающий в канал 11 поток воздуха 13 смешивается с высокоионизированными частицами плазмы в объеме струи (фиг.1), диффузор 14(15) и конфузор 15(14) для работы двигателя в реверсивных направлениях. Двигатель содержит несколько энергоблоков 16 для набора мощности. Управляемые клапаны 17 служат для изменения подачи рабочей среды в тот-9 или иной-9 канал, а также имеет переключатель 18 подачи рабочей среды и переключатель 19 ускорителя 10 для реверсивной роботы двигателя и изменения направления тяги.Figure 1 shows a structural diagram of the engine; figure 2 is a General view of this engine. A plasma-ion combined jet engine contains:
Предлагаемый двигатель работает следующим образом: нейтронные каскадные умножители 1 подают пучки тепловых нейтронов в накопители нейтронов 2, откуда через равные промежутки времени выпускаются дискретные высокоплотные пучки нейтронов (1018-1019 нейтрон в сек), которые подаются в импульсный подкритический ядерный реактор 3. В результате интенсивных ядерных реакций высвобождается большое количество тепловой энергии (100 МВт) за 104-доли секунды, генерируется ударная волна внутри кольцевого генератора 4, которая перемещает магнитную или токопроводящую среду, заполняющую кольцевой генератор, при наложении магнитного поля 5 запасенная кинетическая энергия преобразуется в электрическую. С помощью импульсного подкритического ядерного реактора образуют мощное ионизирующее излучение, его направляют в ионизирующую камеру 6, через которую пропускают внешнюю или запасенную среду 7, в результате чего образуется высокоионизированная плазма 8, которая подается через кольцевой канал 9 к ускорителю заряженных частиц 10, на который также подают электрическую мощность от кольцевых генераторов, состоящих из нескольких энергоблоков 16, в результате ускорения ионизированных частиц плазмы 11 заряженные частицы сталкиваются с нейтральными частицами, вызывая их ионизацию, а ускорение ионов возникает вследствие взаимодействия тока, протекающего по плазме с магнитным полем ускорителя, что приводит к увеличению числа заряженных частиц и образованию высокоскоростной струи 12 и тяги двигателя в газовой среде (в атмосфере планеты), где набегающий поток воздуха 13 смешивается в диффузоре 14 с высокоионизированной плазмой и попадает в ускоритель заряженных частиц, где ионы ускоряются с образованием новых ионов и вылетают в конфузор 15, поскольку истекающая плазма состоит из ионов и электронов, дополнительного устройства для нейтрализации струи не требуется. Так в режиме полета в атмосфере плазменно-ионный комбинированный воздушно-реактивный двигатель имеет максимальный расход рабочей среды и оптимальную скорость истечения рабочего тела, а в стратосфере средний расход рабочей среды и среднюю скорость истечения, в космосе минимальный расход и максимальную скорость истечения. С целью увеличения объемов получаемой плазмы и электрической мощности, подаваемой на ускоритель, двигатель содержит несколько энергоблоков 16. Меняя направление подачи рабочей среды при помощи клапанов 17 и переключателя подачи рабочей 18, а также меняя направление работы ускорителя при помощи переключателя 19, можно реверсировать тягу двигателя.The proposed engine operates as follows: cascade neutron multipliers 1 feed thermal neutron beams to neutron storage 2, from which discrete high-density neutron beams (10 18 -10 19 neutrons per second) are produced at regular intervals, which are fed to a pulsed subcritical
Плазменно-ионный комбинированный воздушно-реактивный двигатель применим как маршевый двигатель для летательных аппаратов типа самолетов, так и для одноступенчатых космических аппаратов.A plasma-ion combined jet engine is applicable as a marching engine for aircraft such as aircraft, and for single-stage spacecraft.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008148759/06A RU2397363C1 (en) | 2008-12-10 | 2008-12-10 | Combine plasma-ion airjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008148759/06A RU2397363C1 (en) | 2008-12-10 | 2008-12-10 | Combine plasma-ion airjet engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008148759A RU2008148759A (en) | 2010-06-20 |
RU2397363C1 true RU2397363C1 (en) | 2010-08-20 |
Family
ID=42682289
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008148759/06A RU2397363C1 (en) | 2008-12-10 | 2008-12-10 | Combine plasma-ion airjet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2397363C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2472964C1 (en) * | 2011-08-05 | 2013-01-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГАУ) | Plasma jet electrodynamic engine |
RU2691702C2 (en) * | 2017-08-15 | 2019-06-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Hypersonic ramjet engine |
-
2008
- 2008-12-10 RU RU2008148759/06A patent/RU2397363C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2472964C1 (en) * | 2011-08-05 | 2013-01-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГАУ) | Plasma jet electrodynamic engine |
RU2691702C2 (en) * | 2017-08-15 | 2019-06-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Hypersonic ramjet engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2008148759A (en) | 2010-06-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7509795B2 (en) | Systems and methods for plasma propulsion | |
US9657725B2 (en) | Ion thruster | |
US9796487B2 (en) | Fuel-free spacecraft propelling system based on spatial atomic oxygen and propelling method | |
US20200075178A1 (en) | Rotating High-Density Fusion Reactor For Aneutronic and Neutronic Fusion | |
US6121569A (en) | Plasma jet source using an inertial electrostatic confinement discharge plasma | |
CN102374146B (en) | Pulse laser plasma electricity hybrid micro-propulsion unit and method | |
CA3114715C (en) | Rotating high-density fusion reactor for aneutronic and neutronic fusion | |
US20230003203A1 (en) | Plasma Engine With Leptonic Energy Source | |
CN108869220A (en) | A kind of propulsion device and propulsion method for Spatial kinematics | |
EP2853736B1 (en) | Chemical-electromagnetic hybrid propulsion system with variable specific impulse | |
CN108612599B (en) | Liquid-electric combined space thruster | |
RU2397363C1 (en) | Combine plasma-ion airjet engine | |
US20160083119A1 (en) | Thrust Augmentation Systems | |
CN105201769A (en) | Laser plasma combined propelling system | |
Sheth | Spacecraft Electric Propulsion–A review | |
CN105966641A (en) | Throwing beam rocket propulsion system | |
WO2016178701A1 (en) | Thrust augmentation systems | |
US5546743A (en) | Electron propulsion unit | |
RU2776324C1 (en) | Ramjet relativistic engine | |
US20180106219A1 (en) | Propulsion system | |
JP7455439B1 (en) | Artificial object control method, artificial object control device, and artificial object equipped with the same | |
Bussard et al. | Design Considerations for Clean QED Fusion Propulsion Systems | |
Kumar | Rocket Propulsion: Classification of Different Types of Rocket Propulsion System and Propulsive Efficiency | |
Konkashbaev et al. | The Nuclear Powered Electrodynamic Plasma Accelerator as a Rocket Engine for Interplanetary Spacecraft | |
CN115288965A (en) | Plasma accelerating and propelling module of closed asymmetric capacitor |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20121211 |