RU205174U1 - Электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов - Google Patents
Электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU205174U1 RU205174U1 RU2020140734U RU2020140734U RU205174U1 RU 205174 U1 RU205174 U1 RU 205174U1 RU 2020140734 U RU2020140734 U RU 2020140734U RU 2020140734 U RU2020140734 U RU 2020140734U RU 205174 U1 RU205174 U1 RU 205174U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- working material
- rocket engine
- electrodes
- combustion chamber
- electric
- Prior art date
Links
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 title claims description 5
- 239000008207 working material Substances 0.000 claims abstract description 26
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 17
- 239000000428 dust Substances 0.000 claims abstract description 12
- 239000002105 nanoparticle Substances 0.000 claims abstract description 11
- 239000011859 microparticle Substances 0.000 claims abstract description 10
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims abstract description 9
- 238000003860 storage Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 8
- 238000000859 sublimation Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000008022 sublimation Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 5
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052735 hafnium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000011214 refractory ceramic Substances 0.000 claims description 4
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims description 4
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 3
- JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N carbonyl sulfide Chemical compound O=C=S JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 32
- 229910052752 metalloid Inorganic materials 0.000 description 8
- 150000002738 metalloids Chemical class 0.000 description 8
- 150000002500 ions Chemical class 0.000 description 7
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- XKRFYHLGVUSROY-UHFFFAOYSA-N Argon Chemical compound [Ar] XKRFYHLGVUSROY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 4
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 4
- 229910052724 xenon Inorganic materials 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 230000005686 electrostatic field Effects 0.000 description 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 3
- FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N xenon atom Chemical compound [Xe] FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N Ammonia Chemical compound N QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052786 argon Inorganic materials 0.000 description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 229910044991 metal oxide Inorganic materials 0.000 description 2
- 150000004706 metal oxides Chemical class 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 2
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 2
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011435 rock Substances 0.000 description 2
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 2
- 239000002689 soil Substances 0.000 description 2
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N Zirconium Chemical compound [Zr] QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910021529 ammonia Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052790 beryllium Inorganic materials 0.000 description 1
- ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N beryllium atom Chemical compound [Be] ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005495 cold plasma Effects 0.000 description 1
- 238000005474 detonation Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000003989 dielectric material Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000005672 electromagnetic field Effects 0.000 description 1
- 238000010894 electron beam technology Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 229920002313 fluoropolymer Polymers 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 description 1
- 229910001338 liquidmetal Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001846 repelling effect Effects 0.000 description 1
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 description 1
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010703 silicon Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/405—Ion or plasma engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
-
- H—ELECTRICITY
- H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- H05H—PLASMA TECHNIQUE; PRODUCTION OF ACCELERATED ELECTRICALLY-CHARGED PARTICLES OR OF NEUTRONS; PRODUCTION OR ACCELERATION OF NEUTRAL MOLECULAR OR ATOMIC BEAMS
- H05H1/00—Generating plasma; Handling plasma
- H05H1/54—Plasma accelerators
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
- Particle Accelerators (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может быть использована в космосе для разгона и коррекции траектории космических аппаратов.Электроракетный двигатель содержит корпус с накопителем и загрузочным устройством, расположенную в корпусе камеру сгорания с рабочим материалом, в качестве которого используется, преимущественно, пылеобразный материал, взятый с поверхности космических тел (луны, комет, астероидов и т.д.), высокотемпературный источник для получения твердых нано- и микрочастиц из рабочего материала, зарядную камеру и примыкающее к нему с торца разгонное устройство, где размещена система электродов, в котором первый по потоку электрод (катод) заряжен отрицательно, а последующий по потоку электрод (анод) заряжен положительно. Электроды разгонного устройства подключены к внешнему высоковольтному источнику тока, для создания разности электрических потенциалов между электродами. В качестве высокотемпературного источника нагрева используется электрический нагреватель открытого типа, выполненный в виде спирали, витки которого размещены друг относительно друга с зазором и образуют камеру сгорания, где под воздействием высоких температур и вакуума происходит формирование твердых нано- и микрочастиц из рабочего материала и одновременно их зарядка за счет эмиссии тепловых электронов при их прохождении через зазор между витками спирали.Для подачи рабочего материала в камеру сгорания используется, преимущественно, винтовой дозатор с регулируемой производительностью.Предлагаемый электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов отличается от прототипа и аналогов простотой конструкцией, за счет использования особой формы камеры сгорания, выполненной в виде электрической спирали, а также снижением энергетических затрат за счет использования в качестве рабочего материала базальтовой пыли, обладающей низкой температурой возгонки (-1280°С) в условиях космического вакуума. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может быть использована в космосе для разгона и коррекции траектории космических аппаратов.
Известны ионные ракетные двигатели на газообразном топливе, относящиеся к электрическим ракетным двигателям, принцип работы которых заключается в ионизации газа и разгоне ионов электростатическим полем [1].
В известных ракетных двигателях источником ионов служит газ, например ксенон, аргон или водород. Газ из бака, стоящего в самом начале двигателя, подается в отсек ионизации (ионизатор), где образуется холодная плазма, которая разогревается в следующем отсеке посредством ионного циклотронного резонансного нагрева. После нагрева высокоэнергетическая плазма подается в магнитное сопло, где она формируется в поток посредством магнитного поля, разгоняется и истекает в окружающую среду. Таким образом, достигается тяга.
В ионизатор подается ксенон, который сам по себе нейтрален, но при столкновении с высокоэнергетическими электронами ионизуется. Таким образом, образуется смесь из положительных ионов и отрицательных электронов. Для «отфильтровывания» электронов может служить трубка с катодными сетками, которая притягивает к себе электроны.
Недостатком ионного двигателя является малая тяга (порядка 50-100 миллиньютонов), поэтому пока сферой их применения является управление ориентацией и положением на орбите искусственных спутников Земли.
Известен также импульсный плазменный электрический реактивный двигатель, работающий на жидких рабочих средах, использующих электронно-детонационный тип разряда. Двигатель состоит из анода и катода с разрядным промежутком в виде рабочей поверхности из диэлектрика, контактирующей с источником подачи жидкого или гелеобразного рабочего тела. В качестве рабочего тела применяют жидкофазный диэлектрик с низким значением давления насыщенных паров, например вакуумное масло, а рабочую поверхность выполняют из смачиваемого рабочим телом диэлектрического материала, например керамики или капролона [2].
Недостатком известного технического решения является то, что увеличение импульса тяги требует больших затрат энергии для разгона космической станции до больших скоростей. Это требует увеличения площади солнечных батарей, что трудно достичь в космических условиях.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов, который 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, которые, истекая в окружающую среду, создают реактивную тягу двигателя. Металл может быть применен любым из ряда алюминий, бериллий, цирконий, железо, титан, металлоид - из ряда бор, кремний [3].
Известный плазменный двигатель обеспечивает увеличение удельного импульса тяги двигателя за счет дополнительного включения тепловой энергии хемоионизационных реакций, и массы более тяжелых отрицательно заряженных оксидов металлов или металлоидов пылевидной плазмы.
Данный двигатель, как, впрочем, и все известные плазменные двигатели, чрезвычайно сложен. Другим недостатком подобных двигателей является то, что расходуемые в полете рабочие материалы (ксенон, аргон, аммиак, фторопласт, а также различные оксиды металлов или металлоидов и т.д.), не могут восполняться в космическом пространстве, потому что их там просто нет. К тому же данные материалы являются дефицитными и дорогостоящими, а объемы их производства в мире являются ничтожными. Так, например, годовой объем производства более приемлемого рабочего материала - ксенона, составляет менее 10 тон в год, и это во всем мире.
Другим наиболее близким аналогом к заявляемому устройству является ускорительная система и метод ускорения частиц, в котором в качестве рабочего тела используется лунная пыль, частицы которой выводятся из резервуара источника, в котором они содержатся, в специальную разрядную камеру за счет предварительного формирования заряда на частицах пыли [4].
Известная ускорительная система и сам метод ускорения частиц в разгонном устройстве являются также достаточно сложными и дорогостоящими.
Целью полезной модели является упрощение конструкции электроракетного двигателя и снижение энергетических затрат за счет использования особой конструкции камеры сгорания, выполненной в виде электрической спирали, а в качестве рабочего материала - использование базальтовой пыли, обладающей низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума.
Поставленная цель достигается тем, что в известном электроракетном двигателе для разгона и коррекции траектории космических аппаратов, характеризующемся тем, что содержит корпус с накопителем и загрузочным устройством, расположенную в корпусе камеру сгорания с рабочим материалом, в качестве которого используется, преимущественно, пылеобразный материал, взятый с поверхности космических тел (луны, комет, астероидов и т.д.), высокотемпературный источник для получения твердых нано- и микрочастиц из рабочего материала в условиях вакуума, зарядную камеру, и примыкающее к нему с торца разгонное устройство, где размещена система электродов, в котором первый по потоку электрод (катод) заряжен отрицательно, а последующий по потоку электрод (анод) заряжен положительно, при этом электроды подключены к внешнему высоковольтному источнику тока, для создания разности электрических потенциалов между электродами, обеспечивающих поток нано- и микрочастиц в окружающую среду, и создающих тем самым реактивную тягу двигателя, согласно полезной модели в качестве высокотемпературного источника нагрева используется, преимущественно, электрический нагреватель открытого типа, выполненный в виде спирали, витки которого размещены друг относительно друга с зазором и образуют замкнутую по внешнему контуру камеру сгорания, где под воздействием высоких температур и вакуума происходит формирование твердых нано- и микрочастиц из рабочего материала, и одновременно их зарядка за счет эмиссии тепловых электронов при прохождении через зазор между витками спирали, при этом для подачи рабочего материала из накопителя в камеру сгорания используется дозатор механического или индукционного типа с регулируемой производительностью.
Технический результат достигается и тем, что корпус электроракетного двигателя выполнен из прочной тугоплавкой керамики - карбонитрида гафния, внутренняя поверхность которой снабжена отражающими элементами, изготовленными из полированной высокопрочной стали.
Технический результат достигается также и тем, что в качестве рабочего материала используется, преимущественно, базальтовая пыль, обладающая низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума.
Технический результат достигается также и тем, что электроды разгонного устройства выполнены решетчатого типа и из прочного титанового сплава.
На рисунке показана принципиальная схема электроракетного двигателя для разгона и коррекции траектории космических аппаратов.
Двигатель содержит корпус 1, выполненный из прочной тугоплавкой керамики - карбонитрида гафния, с температурой плавления 4200°С. внутренняя поверхность которой снабжена отражающими элементами 2, изготовленными из полироманной высокопрочной стали. Внутри корпуса двигателя размещена камера сгорания 3, корпус которого выполнен в виде электрической спирали открытого тина, витки 4 которого размещены друг относительно друга с зазором и образуют полость 5 для размещения пылеобразного рабочего материала 6.
Двигатель содержит с торца разгонное устройство 7, где размещена система электродов 8 и 9, в котором первый электрод 8 (катод), несущий на себе отрицательный заряд, размещен на входе разгонного устройства, а второй электрод 9 (анод), несущий на себе положительный заряд, размещен на его выходе.
Выводы электродов 8 и 9 подключены к внешнему высоковольтному источнику тока (на рисунке источник не показан) и размещены друг от друга на расстоянии, исключающем электрический пробой между ними.
В верхней части двигателя размещен накопитель 10 с загрузочным устройством 11, обеспечивающим загрузку рабочего материала из грузового отсека космического аппарата в накопитель 10 (аппарат на рисунке не показан). Для подачи рабочего материала 6 из накопителя 10 в камеру сгорания 3 используется винтовой дозатор с регулируемой производительностью 12.
Для повышения КПД, безопасности и надежности работы электроракетного двигателя корпус двигателя выполнен из прочной тугоплавкой керамики - карбонитрида гафния, с температурой плавления ~4200°С, внутренняя поверхность которой снабжена отражающими элементами, изготовленными из полированной высокопрочной стали.
В качестве рабочего материала используется, преимущественно, базальтовая пыль, обладающая низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума, что является малозатратным и экономически выгодным.
Двигатель работает следующим образом.
Предварительно, рабочий материал 6, в качестве которого используется базальтовая пыль, загружается из грузового отсека космического аппарата в накопитель 10 через загрузочное устройство 11. Для этой цели могут быть использованы различные транспортные средства, но наиболее приемлемым, на наш взгляд, является электромагнитный транспортер, описанный в работе [5], который может успешно работать в условиях невесомости и вакуума.
Далее, рабочий материал 5 с помощью винтового дозатора 12 непрерывно подается в камеру сгорания 2, где под воздействием высоких температур (1600-1800°С) и глубокого вакуума происходит ее возгонка (сублимация), в результате чего происходит формирование твердых нано- и микрочастиц и одновременно их зарядка за счет эмиссии тепловых электронов, при прохождении через зазор между витками электрической спирали 4. Этому процессу способствуют также ионы газов (кислорода, водорода и т.д.), выделяющиеся при возгонке материала, которые являются переносчиками зарядов от витков электрической спирали 3 к микрочастицам. Отрицательно заряженные частицы рабочего вещества, находясь в полости ракетного двигателя, отталкиваясь друг от друга подобно газу, создают некоторое избыточное давление в ее полости. Этому способствует «запирающее усилие» катода 8, расположенного на входе в разгонное устройство 7, который также заряжен отрицательно. Данное давление, в полости двигателя начинает расти и, при превышении «запирающего усилия», создаваемого катодом 8, отрицательно заряженные частички, преодолев сопротивлении электрического поля катода 8, поступают в канал разгонного устройства 7, где под действием электростатического поля разгоняются до высоких скоростей, и выбрасываются в окружающую среду, создавая тем самым реактивную тягу двигателя. Частички рабочего материала при этом, достигнув анода 9, отдают ей заряд и становятся нейтральными.
Авторами проведена приблизительная оценка порядка величин, определяющих скорость истечения частиц рабочего вещества из канала разгонного устройства и тягу электроракетного двигателя. При этом были приняты следующие условные значения входных расчетных параметров:
- расстояние между электродами разгонного устройства (r) - 0, 25 м;
- разность потенциалов между электродами - 25000 В;
- средний диаметр частицы d=1 мкм (10-6 м);
- средняя плотность материала частицы для базальта ~300 кг/м3 [6].
Предварительно определяем скорость истечения частиц рабочего вещества из канала разгонного устройства. Для этого по известной формуле определяем вес одной частицы по формуле
Определяем заряд одной частицы рабочего вещества.
Согласно данным (стр. 21 [7]), частица пыли диаметром 1 мкм при бомбардировке мощным пучком электронов может нести на себе до 106 электронов. Для нашего случая, когда зарядка частиц происходит только за счет эмиссии тепловых электронов, принимаем заряд частички равным заряду 105 электронов. Учитывая, что заряд одного электрона составляет qe=1,6⋅10-19 Кулон, суммарный заряд одной частички пыли будет равен:
qч=105⋅1,6⋅10-19=1,6⋅10-14 Кл.
Далее определяем скорость частицы на выходе из разгонного устройства. Для этого используем уравнение баланса энергий:
Левая часть в выражении (2) представляет собой кинетическую энергию частицы на выходе из разгонного устройства, а правая - энергию электрического поля, затраченную на разгон частицы в разгонном устройстве до скорости νч
Из выражения (2) находим скорость частицы на выходе разгонного устройства
Из условия задачи имеем: (ϕ1-ϕ2)=25000 В; qч=1,6⋅10-14 Кл; mч=1,26⋅10-15 кг; r=0,25 м.
Подставляя данные исходные данные в формулу (3), находим скорость частицы на выходе разгонного устройства
После нахождения скорости частицы на выходе разгонного устройства, переходим к определению тяги ракетного двигателя.
Для этого воспользуемся уравнением, где в левой части представлен импульс силы, а в правой - изменение количества движения всех частиц за время Δτ,
где Ρ - тяга ракетного двигателя, Н;
Δτ- время пролета частицы между электродами, м/с;
mс - суммарная масса движущихся частиц, проходящих между электродами за время Δτ;
νч - скорость частиц на выходе из разгонного устройства;
ν1 - начальная скорость частиц у входа в разгонное устройство.
νч=1600 м/с; ν1=0 м/c.
Из формулы (4) находим тягу двигателя, предварительно определив Δτ и mс.
Принимаем условно расход рабочего вещества mс=10-5 кг/с.
Тогда средняя скорость движения частицы в канале разгонного устройства составит
Далее определяем значение Δτ по формуле
После этого находим тягу ракетного двигателя
Проведенный расчет свидетельствует о том, что конструкция электроракетного двигателя может обеспечить приемлемую скорость истечения частиц рабочего вещества из канала разгонного устройства и соответствующую тягу электроракетного двигателя.
Использование в качестве топлива пылеобразного базальтового материала, взятого с поверхности космических тел, например, луны, комет, астероидов и т.д., решает задачу обеспечения длительных полетов космических аппаратов в космическом пространстве.
Базальты - самые распространенные магматические породы на поверхности Земли и на других планетах Солнечной системы.
Их достаточно много на поверхности астероидов. Температура плавления базальта составляет примерно 1280°С, что делает процесс возгонки данного материала в условиях космического вакуума реализуемым и энергетически малозатратным.
Современный уровень развития космической техники позволяет успешно решать проблему забора грунтов с поверхности космических тел. Данная проблема была уже решена 50 лет назад, во время миссии «Аполлон-17», которая продлилась 12 дней. Астронавтам тогда удалось получить рекордное количество лунного грунта (базальта) для исследования их состава на Земле, а 20 октября 2020 года Зонд OSIRIS-Rex взял пробы пород с поверхности астероида Бену. Данный зонд уже в 2023 году должен доставит собранные образцы в земные лаборатории.
Предлагаемый электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов отличается от прототипа и аналогов простотой конструкции, за счет использования особой формы камеры сгорания, выполненной в виде электрической спирали, а также снижением энергетических затрат за счет использования в качестве рабочего материала базальтовой пыли, обладающей низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума.
Источники информации
1. Эдгар Чуэйри. Новый рассвет электрических ракет. - Журнал «В мире науки», №5, 2009, стр. 34-42.
2. Патент РФ №2358153. МПК F03H 1/00. Опубл.: 10.06.2009. Бюл. №16.
3. Патент РФ №2534762. Опубл.: 10.12.2014. Бюл. №34.
4. «Ускорительная система и метод ускорения частиц (Accelerator system and method of accelerating particles)» US 7773362 (B1), МПК B05B 5/053, ECLA F03H 1/00 D2, опубл. 10.08.2010.).
5. Патент РФ №2508473. МПК F03H 99/00. Опубл. 27.02.2014 г. Бюл. №6. 6 Источник: www.mining-enc.ru/b/bazalt.
7. А.В. Филиппов. Сверхвысокая зарядка пылевых частиц в неравновесной плазме [Текст] / А.В. Филиппов, Μ.Н. Васильев, А.В. Гавриков, А.Ф. Паль, О.Ф. Петров, А.Н. Старостин, В.Е. Фортов // Письма в ЖЭТФ, том 86, вып. 1, с. 16-21 © 2007 г. 10 июля.
Claims (4)
1. Электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов, характеризующийся тем, что содержит корпус с накопителем и загрузочным устройством, расположенную в корпусе камеру сгорания с рабочим материалом, в качестве которого используется, преимущественно, пылеобразный материал, взятый с поверхности космических тел, высокотемпературный источник для получения твердых нано- и микрочастиц из рабочего материала, зарядную камеру и разгонное устройство, примыкающее к нему с торца, где размещена система электродов, в котором первый по потоку электрод (катод) несет отрицательный заряд, а последующий по потоку электрод (анод) - положительный заряд, при этом электроды подключены к внешнему высоковольтному источнику тока, для создания разности электрических потенциалов между электродами, обеспечивающих поток нано- и микрочастиц в окружающую среду и создание тем самым реактивную тягу двигателя, отличающийся тем, что в качестве высокотемпературного источника нагрева используется, преимущественно, электрический нагреватель открытого типа, выполненный в виде спирали, витки которого размещены друг относительно друга с зазором и образуют камеру сгорания, где под воздействием высоких температур и вакуума происходит формирование твердых нано- и микрочастиц из рабочего материала и одновременно их зарядка за счет эмиссии тепловых электронов при их прохождении через зазор между витками спирали, при этом для подачи рабочего материала из накопителя в камеру сгорания используется, преимущественно, винтовой дозатор с регулируемой производительностью.
2. Электроракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что корпус электроракетного двигателя выполнен из прочной тугоплавкой керамики - карбонитрида гафния, внутренняя поверхность которой снабжена отражающими элементами, изготовленными из полированной высокопрочной стали.
3. Электроракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в качестве рабочего материала используется, преимущественно, базальтовая пыль, обладающая низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума.
4. Электроракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что электроды разгонного устройства выполнены решетчатого типа и из прочного титанового сплава.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020140734U RU205174U1 (ru) | 2020-12-09 | 2020-12-09 | Электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020140734U RU205174U1 (ru) | 2020-12-09 | 2020-12-09 | Электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU205174U1 true RU205174U1 (ru) | 2021-06-29 |
Family
ID=76756204
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020140734U RU205174U1 (ru) | 2020-12-09 | 2020-12-09 | Электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU205174U1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3308621A (en) * | 1963-12-30 | 1967-03-14 | United Aircraft Corp | Oscillating-electron ion engine |
| RU158759U1 (ru) * | 2014-10-24 | 2016-01-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ) | Ионно-плазменный двигатель |
| RU2682962C1 (ru) * | 2018-06-14 | 2019-03-25 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого" (ФГАОУ ВО "СПбПУ") | Ионный ракетный двигатель космического аппарата |
| WO2020111978A2 (ru) * | 2018-12-01 | 2020-06-04 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого" (ФГАОУ ВО "СПбПУ") | Мембранный ионно-плазменный ракетный двигатель космического аппарата |
-
2020
- 2020-12-09 RU RU2020140734U patent/RU205174U1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3308621A (en) * | 1963-12-30 | 1967-03-14 | United Aircraft Corp | Oscillating-electron ion engine |
| RU158759U1 (ru) * | 2014-10-24 | 2016-01-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ) | Ионно-плазменный двигатель |
| RU2682962C1 (ru) * | 2018-06-14 | 2019-03-25 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого" (ФГАОУ ВО "СПбПУ") | Ионный ракетный двигатель космического аппарата |
| WO2020111978A2 (ru) * | 2018-12-01 | 2020-06-04 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого" (ФГАОУ ВО "СПбПУ") | Мембранный ионно-плазменный ракетный двигатель космического аппарата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Nishiyama | Air breathing ion engine concept | |
| Garrigues et al. | Electric propulsion: comparisons between different concepts | |
| US20090229240A1 (en) | Hybrid plasma fuel engine rocket | |
| CN110439771A (zh) | 一种吸气式脉冲等离子体推力器 | |
| CN106286179A (zh) | 吸气式离子发动机 | |
| Kim et al. | History of the Hall thrusters development in USSR | |
| RU205174U1 (ru) | Электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов | |
| US10793295B2 (en) | Asteroid redirection facilitated by cosmic ray and muon-catalyzed fusion | |
| Petrescu | New aircraft | |
| RU2762764C1 (ru) | Электростатический плазменный двигатель космического аппарата на заряженных частицах для работы в космическом пространстве | |
| WO2019112874A1 (en) | Asteroid mining systems facilitated by cosmic ray and muon-catalyzed fusion | |
| Winfrey et al. | Modeling of an ablation-free electrothermal plasma pellet accelerator | |
| Marchioni | Design and Performance Measurements of a long channel Hall thruster for air breathing electric propulsion | |
| Karimov et al. | The use of interplanetary medium as fuel for plasma thrusters | |
| Komurasaki | An overview of electric propulsion activities in Japan | |
| Grigoryan | Ion sources for space thrusters | |
| JP7455439B1 (ja) | 人工物体の制御方法、人工物体の制御装置およびこれを備えた人工物体 | |
| CN116101516B (zh) | 一种具有静电式电推进系统的卫星 | |
| Mishra | Analysis and Particle-in-Cell Simulation of Gridded ICRH Plasma Thruster | |
| RU2776324C1 (ru) | Прямоточный релятивистский двигатель | |
| Kindberg | Development of a miniature gridded ion thruster | |
| Karimov et al. | Interplanetary Medium as Fuel for Plasma Thrusters | |
| US20200317375A1 (en) | Steering mechanism and method for micro-fusion-powered air and space craft | |
| Kızılgün et al. | Comparison of frequently used satellite propulsion systems at a quick glance | |
| Raj | Basic MATLAB simulation of ion propulsion rocket by chlorine as propellant via negative ion pair thrusting |