RU2099572C1

RU2099572C1 - Plasma-jet engine

Info

Publication number: RU2099572C1
Application number: RU95101557A
Authority: RU
Original assignee: Козлов Николай Степанович
Priority date: 1995-01-16
Filing date: 1995-01-16
Publication date: 1997-12-20
Also published as: RU95101557A

Abstract

FIELD: rocket engineering. SUBSTANCE: engine consists of ignition chamber, combustion chamber, magnetic plasma accelerator, and gas dynamic nozzle interconnected coaxially and mated by end faces whereon nozzles for supplying water (steam) and corona electrodes are mounted. EFFECT: enhanced efficiency. 3 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного и ракетного двигателестроения на жидком топливе. The invention relates to the field of aviation and rocket propulsion on liquid fuel.

Известно применение прямоточного воздушно-реактивного двигателя в самолетах и летательных средствах [1]
Недостатком таким двигателей является низкий индикаторный КПД, большой расход топлива и окислителя (катализатора), большой выброс токсичных окислов азота. Известно, что в воздухе атмосферы содержится 21% кислорода, а с учетом влаги атмосферы не более 23% Это основной резерв окислителя жидкого топлива. Кроме того, при предварительной ионизации встречного воздушного потока (в т. ч. и лазерным лучом), часть кислорода потребляется на окисление азота воздуха (которого 78% общей массы воздуха) и образование окислов азота. Следовательно, как бы не "съедал" летательный аппарат кислород атмосферы и озон стратосферы, его двигатель не доиспользуется по окислителю топлива и выбрасывает недогоревшее топливо и более 40 г окислов азота на каждый килограмм топлива (керосина). Это ведет к перерасходу топлива, ухудшению экологии атмосферы и стратосферы, ограничению полета по высоте и дальности.It is known the use of ramjet engine in aircraft and aircraft [1]
The disadvantage of such engines is a low indicator efficiency, high fuel and oxidizer (catalyst) consumption, and a large emission of toxic nitrogen oxides. It is known that atmospheric air contains 21% oxygen, and taking into account atmospheric moisture no more than 23%. This is the main reserve of liquid fuel oxidizing agent. In addition, during preliminary ionization of the oncoming air flow (including the laser beam), part of the oxygen is consumed for the oxidation of air nitrogen (which is 78% of the total air mass) and the formation of nitrogen oxides. Therefore, no matter how the atmosphere’s oxygen and stratospheric ozone “eaten up” the aircraft, its engine will not be used for fuel oxidizer and emits unburned fuel and more than 40 g of nitrogen oxides for every kilogram of fuel (kerosene). This leads to an excessive consumption of fuel, deterioration of the ecology of the atmosphere and the stratosphere, and limitation of flight in altitude and range.

Известен плазменно-реактивный двигатель, содержащий соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, состоящую из камеры воспламенения и сжигания топлива и имеющую форсунку подачи, магнитный ускоритель плазмы и гидродинамическое сопло [2] Недостатком данного двигателя является расход топлива при малой реактивной тяге. Known plasma-jet engine containing interconnected and located coaxially the combustion chamber, consisting of a chamber for ignition and combustion of fuel and having a feed nozzle, a magnetic plasma accelerator and a hydrodynamic nozzle [2] The disadvantage of this engine is the fuel consumption at low jet thrust.

Задачей изобретения является увеличение реактивной силы двигателя, уменьшение расхода топлива и выброса окислов азота при работе двигателя в плотной атмосфере и на космических высотах. The objective of the invention is to increase the reactive power of the engine, reducing fuel consumption and the emission of nitrogen oxides during engine operation in a dense atmosphere and at space altitudes.

Сущностью изобретения является создание двигателя на новых физико-химических принципах, с использованием естественных природных окислителя и топлива. The essence of the invention is the creation of an engine based on new physicochemical principles, using natural natural oxidizing agents and fuels.

Теплотворная способность топлива и количество кислорода (воздуха) определяют температуру горения. От режима горения зависит мощность двигателя и расход топлива. Чрезвычайно важным в реактивном двигателестроении является не только подъем температуры горения, но и скорость сгорания и распространение фронта горения горючей смеси. Процесс работы двигателя включает характер подвода реагентов в зону горения и взаимную "диффузию" в зоне реакции. Интенсивное испарение и газообразование топлива, диффузия окислителя и ускорение фронта горения приводят к увеличению давления и образование ударной (взрывной) волны, распространяющейся по направляющим сопла. The calorific value of the fuel and the amount of oxygen (air) determine the temperature of combustion. Engine power and fuel consumption depend on the combustion mode. Extremely important in jet engine building is not only a rise in the combustion temperature, but also the rate of combustion and the propagation of the combustion front of the combustible mixture. The engine operation process includes the nature of the supply of reagents to the combustion zone and mutual "diffusion" in the reaction zone. Intensive evaporation and gas generation of fuel, diffusion of the oxidizing agent and acceleration of the combustion front lead to an increase in pressure and the formation of a shock (explosive) wave propagating along the nozzle guides.

В зависимости от высоты полета летательного средства (самолета или ракеты) работа двигателя будет в разных режимах: плотных слоях атмосферы; в стратосфере (до 50 км над Землей) и мезосфере (свыше 50 км). Depending on the flight altitude of an aircraft (airplane or rocket), the engine will operate in different modes: dense layers of the atmosphere; in the stratosphere (up to 50 km above the Earth) and the mesosphere (over 50 km).

Предлагаемый двигатель схематически изображен на фиг. 1 (продольный разрез) и фиг. 2 поперечный разрез А-А на фиг. 1. The proposed engine is shown schematically in FIG. 1 (longitudinal section) and FIG. 2 cross section AA in FIG. one.

Двигатель состоит из четырех основных блоков: соединенных между собой и соосно расположенных камеры сгорания, состоящей из камеры воспламенения и сжигания топлива 1 магнитного ускорителя плазмы 2, газодинамического сопла 3 и ионно-динамического зонда 4. Камера воспламенения и сжигания имеет корпус, состоящий из торцевых крышек 10 и 11 и вихревой камеры 13, выполненной в виде улитки (фиг. 2). На верхней торцевой крышке 11 укреплены топливная форсунка 5, коронирующие электроды-запальники 6 и расположенные радиально по периферии форсунки 7. Боковая радиальная стенка 14 имеет тангенциальные каналы 15 для подвода воздуха (окислителя) в плотных слоях атмосферы и ионизированной плазмы в стратосфере и мезосфере. Нижняя часть камеры сопрягается с магнитным ускорителем плазмы торовой поверхностью, на которой радиально периферийно и последовательно размещены форсунки 7 для подачи пара (или воды) и коронирующие электроды 6. Магнитный ускоритель плазмы состоит из ферромагнитного сердечника 8 (магнитотвердого или магнитомягкого) и катушки 9, создающей вращающееся переменное магнитное поле. Магнитный ускоритель плазмы торовой сужающейся поверхностью соединяется с соплом. Внешняя радиальная поверхность газодинамического сопла содержит радиальный карман-охладитель плазмы 16. Нижняя расширенная часть сопла содержит кольцевой желоб 17 для сбора отработанной воды. Из желоба по каналам 18 в стенках сопла вода путем теплообменных процессов превращается в пар и поступает на форсунки 7. Расширенная коническая часть газодинамического сопла переходит в радиально расположенные ионно-динамические зонды 4. The engine consists of four main blocks: interconnected and coaxially located combustion chambers, consisting of the ignition and fuel combustion chamber 1 of a magnetic plasma accelerator 2, gas-dynamic nozzle 3 and ion-dynamic probe 4. The ignition and combustion chamber has a housing consisting of end caps 10 and 11 and the vortex chamber 13, made in the form of a snail (Fig. 2). A fuel nozzle 5, corona ignition electrodes 6 and located radially around the periphery of the nozzle 7 are mounted on the upper end cover 11. The lateral radial wall 14 has tangential channels 15 for supplying air (oxidizer) in the dense layers of the atmosphere and ionized plasma in the stratosphere and mesosphere. The lower part of the chamber is interfaced with a magnetic plasma accelerator with a torus surface, on which nozzles 7 for supplying steam (or water) and corona electrodes 6 are radially peripherally and sequentially placed. The plasma magnetic accelerator consists of a ferromagnetic core 8 (magnetically hard or magnetically soft) and a coil 9 creating rotating alternating magnetic field. A plasma magnetic accelerator with a torus tapering surface is connected to the nozzle. The outer radial surface of the gas-dynamic nozzle contains a radial plasma cooler pocket 16. The lower expanded part of the nozzle contains an annular groove 17 for collecting waste water. From the trough through the channels 18 in the walls of the nozzle, water is converted into steam through heat exchange processes and flows to nozzles 7. The expanded conical part of the gas-dynamic nozzle passes into radially located ion-dynamic probes 4.

При работе двигателя в плотных слоях атмосферы закрученный поток воздуха через всасывающий патрубок и тангенциальные каналы 15 поступает в камеру воспламенения топлива. Топливо (керосин), впрыскиваемое форсункой 5, коронирующими электродами-запальниками и приложенным импульсным коронным разрядом диспергируется и диссоциируется на простые (легкие) углеводороды. Происходит предварительное холодное "зажигание" топлива. Происходит пиролиз и электрокрекинг керосина на гомологически различающиеся по физическим свойствам продукты (газы, жидкости и твердые вещества). Основными газообразными продуктами разложения являются этилен (C₂H₄), метан (CH₄), ацетилен (C₂H₂) и остальные фазы CO, CO₂, O₂, H₂. Разница в теплоте сгорания между высшими и низшими членами гомологического ряда уменьшается. Например, теплота сгорания ацетилена отличается от этилена на 600 700 кДж. Следовательно, эффективность работы двигателя зависит от интенсивности превращения высших углеводородов в низшие, с последующим воспламенением и сжиганием.When the engine is operating in dense atmospheric layers, swirling air flow through the suction pipe and tangential channels 15 enters the fuel ignition chamber. The fuel (kerosene) injected by the nozzle 5, the corona ignition electrodes and the applied pulsed corona discharge are dispersed and dissociated into simple (light) hydrocarbons. A preliminary cold ignition of the fuel occurs. The pyrolysis and electrocracking of kerosene into products that are homologically different in physical properties (gases, liquids and solids) takes place. The main gaseous decomposition products are ethylene (C ₂ H ₄ ), methane (CH ₄ ), acetylene (C ₂ H ₂ ) and the remaining phases CO, CO ₂ , O ₂ , H ₂ . The difference in the calorific value between the higher and lower members of the homologous series decreases. For example, the calorific value of acetylene differs from ethylene by 600,700 kJ. Consequently, the efficiency of the engine depends on the rate of conversion of higher hydrocarbons to lower ones, followed by ignition and combustion.

По мере увеличения давления (при закрытых заслонках), за счет интенсивного испарения и газообразования горючей смеси, ток короны подпирается и возрастает температура накала коронирующего электрода-запальника 6, происходит воспламенения и вторая стадия (после холодного) сжигания горючей смеси. Первоначальное вращение горючей смеси осуществляется за счет вихревого потока (атмосферы Земли и Солнца), поступающего по тангенциальным каналам 15 вихревой камеры. Вращающаяся ионизированная плазма поступает в сужающуюся торовую область, где начинает ускоряться и получать добавочный окислитель топлива в виде перегретого пара до температуры 300^oC, впрыскиваемое форсунками 7 (теплообменное устройство для перевода воды в перегретый пар на схеме не показано). Коронирующими электродами 6, расположенными по окружности расширяющейся торовой поверхности, производится ионизация плазмы. Для преодоления тепловой инерции (стоячих тепловых волн), в центральной части торового сечения, напряжение короны пульсирующее, с медленным подъемом до амплитудного, и резким спадом. При этом плазма диссоциируется и ионизируется, а вода диссоциируется на ионы:
H₂O ⇄ H⁺+OH^-
с последующим окислением и восстановлением до молекулярных газов водорода и кислорода:

При этом энтальпия ионно-радиационной ионизированной плазмы возрастает. Источником электронов в вышеприведенных реакциях является коронный пульсирующий разряд в высокотемпературной ионизированной плазме. Горячая ионно-радиационная плазма из вихревой камеры поступает в магнитный ускоритель 2, где вращающимся переменным магнитным полем она ускоряется и разделяется. При температуре плазмы, превышающей 2000^oC соединение водорода с кислородом не происходит. Ускоритель плазмы является и газоциклоном, разделяющим газы по массовому составу. Наиболее легкий водород, вращаясь, премещается к наружной поверхности ускорителя (толстые линии на фиг. 3), а ниже, с меньшей амплитудой (тонкая линия) кислород и далее догорающие углеводороды и тяжелые газы. В сечении сужающейся торовой поверхности газодинамического сопла, происходит ускорение плазмы и соединение водорода с кислородом. Охладителем (например жидким водородом) находящемся в кармане 16 сопла, периферийные газы водород и кислород охлаждаются до температуры 1500^oC500^oC.As the pressure increases (with shutters closed), due to intensive evaporation and gas formation of the combustible mixture, the corona current is supported and the incandescent temperature of the corona ignitor electrode 6 increases, ignition occurs and the second stage (after cold) of burning the combustible mixture. The initial rotation of the combustible mixture is due to the vortex flow (the atmosphere of the Earth and the Sun) entering through the tangential channels 15 of the vortex chamber. Rotating ionized plasma enters the narrowing torus region, where it begins to accelerate and get additional fuel oxidizer in the form of superheated steam up to a temperature of 300 ^o C, injected by nozzles 7 (a heat exchange device for converting water into superheated steam is not shown in the diagram). The corona electrodes 6, located around the circumference of the expanding torus surface, produces ionization of the plasma. To overcome thermal inertia (standing heat waves), in the central part of the torus section, the corona voltage is pulsating, with a slow rise to amplitude, and a sharp decline. In this case, the plasma dissociates and ionizes, and the water dissociates into ions:
H ₂ O ⇄ H ⁺ + OH ^-
followed by oxidation and reduction to molecular gases of hydrogen and oxygen:

In this case, the enthalpy of ion-radiation ionized plasma increases. The electron source in the above reactions is a corona pulsating discharge in a high-temperature ionized plasma. Hot ion-radiation plasma from the vortex chamber enters the magnetic accelerator 2, where it is accelerated and separated by a rotating alternating magnetic field. At a plasma temperature in excess of 2000 ^o C the connection of hydrogen with oxygen does not occur. The plasma accelerator is also a gas cyclone that separates gases by mass composition. The lightest hydrogen, rotating, moves to the outer surface of the accelerator (thick lines in Fig. 3), and below it, with a smaller amplitude (thin line), oxygen and then dying hydrocarbons and heavy gases. In the section of the narrowing torus surface of the gas-dynamic nozzle, the plasma accelerates and the hydrogen and oxygen combine. A cooler (for example liquid hydrogen) located in the pocket 16 of the nozzle, the peripheral gases hydrogen and oxygen are cooled to a temperature of 1500 ^o C500 ^o C.

Охлажденные водород и кислород, в объемном отношении два к одному, при таких температурах соединяются взрывом, и в области расширяющейся части сопла создается добавочная реактивная сила. При этом образовавшаяся вода, по стенкам расширяющейся части сопла, собирается в кольцевом желобе 17, а затем по каналам 18 в стенках сопла, путем теплообменных процессов и разности давлений, в виде перегретого пара поступает на форсунки 6. Этот режим работы двигателей продолжается до перехода в стратосферу, где содержание кислорода минимальное, а содержание окислов азота максимальное (в нижней части стратосферы). Chilled hydrogen and oxygen, in a volume ratio of two to one, at such temperatures are connected by an explosion, and an additional reactive force is created in the region of the expanding part of the nozzle. In this case, the water formed, along the walls of the expanding part of the nozzle, is collected in the annular groove 17, and then through the channels 18 in the nozzle walls, through heat exchange processes and the pressure difference, enters the nozzles 6 in the form of superheated steam. This operation mode of the engines continues until the stratosphere, where the oxygen content is minimal and the content of nitrogen oxides is maximum (in the lower part of the stratosphere).

При работе двигателя в режиме верхней стратосферы и мезосферы часть воды, при увеличении давления пара на форсунках 7, сбрасывается. Сбрасываемая вода (пар) ионизируется космическими лучами (согласно приведенным выше формулам), увеличивая поверхностную плотность заряда летаельного средства. При этом поверхностная плотность заряда, приобретаемого летательным средством в атмосфере, возрастает за счет суммарного заряда от ионизации воды и естественных зарядов из мезосферы. Магнитное поле с одинаковой силой воздействует на весь объем униполярной заряженной летательной среды. Летательное средство, с радиальным размещением двигателей на нем и движущимся по околоземной магнитной силовой орбите, с координатами 50 град. 30 мин. северной широты и 72 град. восточной долготы, показано на фиг. 4. Реактивная сила, действующая на единицу объема летательного средства (последний рассматривается как заряженный эллипсоид, направленный длинной осью вдоль силовых линий магнитного поля), со стороны поля напряженностью H, может быть представлена выражением:

где,
μ магнитная проницаемость среды;
s поверхностная плотность заряда на летательном средстве.When the engine is in the upper stratosphere and mesosphere, part of the water is discharged with increasing vapor pressure at the nozzles 7. The discharged water (steam) is ionized by cosmic rays (according to the above formulas), increasing the surface charge density of the flying vehicle. In this case, the surface density of the charge acquired by the aircraft in the atmosphere increases due to the total charge from the ionization of water and natural charges from the mesosphere. A magnetic field acts with equal force on the entire volume of a unipolar charged flying medium. Aircraft with radial placement of engines on it and moving in near-Earth magnetic power orbit, with coordinates of 50 degrees. 30 min. north latitude and 72 degrees. east longitude is shown in FIG. 4. The reactive force acting on a unit volume of the aircraft (the latter is considered as a charged ellipsoid directed along the lines of force of the magnetic field by the long axis), from the field side with intensity H, can be represented by the expression:

Where,
μ magnetic permeability of the medium;
s surface charge density on an aircraft.

При концентрации и стечении поверхностных зарядов от ионизирующих газов с зондов 4 возникает добавочная реактивная сила. Зонды имеют телескопическую конструкцию. Управление летательным средством в стратосфере и мезосфере осуществляется выдвижением (удлинением или укорочением) зондов. С выдвинутого зонда стекают электрические заряды, создавая реактивную силу и вращающий момент, обеспечивающий поворот летательного средства. При выставленных всех, радиально расположенных зондов (применительно к данному средству), стекающие заряды создают добавочную реактивную силу. When the concentration and confluence of surface charges from ionizing gases from the probes 4, an additional reactive force arises. The probes are telescopic. Control of an aircraft in the stratosphere and mesosphere is carried out by the extension (lengthening or shortening) of the probes. From the extended probe, electric charges flow off, creating a reactive force and a torque that provides rotation of the aircraft. When exposed, all radially located probes (in relation to this tool), flowing down charges create additional reactive force.

Координаты запуска летательного средства и его дальнейший полет определяется условиями наибольшей напряженности магнитного поля Земли. При полете летательного средства "ловится" магнитная силовая линия наиболее напряженности, с движением по ней, с учетом магнитного склонения и околоземных магнитных полюсов и фокусов, и дальнейшим переходом околосолнечные магнитные силовые линии. В области плотной атмосферы добавочная реактивная сила, определяемая напряженностью магнитного поля Земли, незначительна, и возрастает она по мере подъема, начиная с высот 58-60 км и выше. Поэтому запуск и первоначальный полет в плотных слоях атмосферы не существен и может быть осуществлен в любом месте земного шара. Но в верхних слоях стратосферы и мезосферы роль магнитодвижущей силы будет более существенной, т.к. реактивная сила будет зависеть не только от напряженности магнитной силовой линии, но и величины эквивалентного заряда, приобретаемого летательным средством из мезосферы (протоны водорода, гелия и незначительных положительных ионов атомарного кислорода) и генерируемых двигателем, путем ионизации космическими лучами воды, выбрасываемой форсунками двигателя. В ионосфере, начиная с высоты 50 60 км, при полностью открытой приточной системе, двигатель потребляет природное, естественное топливо-водород, в соответствии с реакциями:

При этом источником электронов является коронный (или тихий) разряд, создаваемый электродами 6, а источником кислорода (так и водорода) - диссоциированная и ионизированная вода (пар), впрыскиваемая форсунками 7. Образовавшиеся молекулярные водород и кислород затрачиваются на создание реактивной силы (при соединении с кислородом). Высота 50 60 км характеризуются пониженной температурой (-50^oC60^oC) и наименьшим содержанием молекулярного водорода. Ионизированная космическими лучами, влага атмосферы создает озонный слой и водородное понижение температуры в граничной зоне атмосферы и стратосферы.The coordinates of the launch of the aircraft and its further flight are determined by the conditions of the highest magnetic field of the Earth. When flying an aircraft, the magnetic field line of the most tension is “caught”, with movement along it, taking into account the magnetic declination and near-Earth magnetic poles and tricks, and a further transition to the near-solar magnetic field lines. In the area of a dense atmosphere, the additional reactive force, determined by the strength of the Earth’s magnetic field, is insignificant, and it increases as it rises, starting from altitudes of 58-60 km and above. Therefore, the launch and initial flight in dense layers of the atmosphere is not significant and can be carried out anywhere in the world. But in the upper layers of the stratosphere and mesosphere, the role of the magnetomotive force will be more significant, because the reactive force will depend not only on the strength of the magnetic field line, but also on the value of the equivalent charge acquired by the aircraft from the mesosphere (protons of hydrogen, helium and insignificant positive ions of atomic oxygen) and generated by the engine, by cosmic rays ionizing the water emitted by the engine nozzles. In the ionosphere, starting from an altitude of 50-60 km, with a fully open supply system, the engine consumes natural, natural fuel-hydrogen, in accordance with the reactions:

In this case, the electron source is the corona (or quiet) discharge created by the electrodes 6, and the oxygen (and hydrogen) source is the dissociated and ionized water (steam) injected by the nozzles 7. The resulting molecular hydrogen and oxygen are expended to generate reactive force (when connected with oxygen). The altitude of 50-60 km is characterized by a low temperature (-50 ^o C60 ^o C) and the lowest molecular hydrogen content. Ionized by cosmic rays, atmospheric moisture creates an ozone layer and a hydrogen decrease in temperature in the boundary zone of the atmosphere and the stratosphere.

Применительно к портативному (ранцевому) двигателю, на фиг. 5 показано устройство для подачи в двигатель топлива и окислителя. Над вихревой камерой воспламенения и сжигания топлива расположены питатель жидкого топлива (керосина) и воды. Оба питателя соединены на общую форсунку (сопло). Капельная подача топлива обеспечивается импульсным давлением мембраны 19 пьезового (электромагнитного) преобразователя 20. Подача воды осуществляется электроимпульсным давлением, путем электроискрового разряда в воде между заземленным 16 и не заземленным 17 игольчатыми электродами. Клапанный штуцер 18 служит для подачи воды в питатель, а штуцер 21 для подачи топлива. Коронирующие электроды 6, верхнего и нижнего расположения, выполняют те же функции, что и в непортативном двигателе. Электрическая (технологиская) схема приведена на фиг. 6. От автономного источника питания напряжением 12 В подается на высокочастотный прерыватель-преобразователь 1. Выходное переменное напряжение подается на трансформатор Т_р. Низкое синусоидальное переменное напряжение подается на пьезовый (электромагнитный) элемент импульсного питателя топлива 3. Высокое напряжение с трансформатора подается на умножитель двухполупериодного выпрямления с отрицательным потенциалом на коронирующих электродах. Высокочастотное низкое напряжение с клемм AB подается на катушку магнитного ускорителя плазмы. В блоке 2 показаны коронирующие системы верхнего и нижнего расположения электродов. Кнопкой К производится зажигание горючей смеси. При нажатии кнопки возникает электрическая дуга между корпусом и изолированным от него одним из коронирующих электродов. После образования дуги и воспламенения горючей смеси кнопка возвращается в исходное положение. Искровой разряд на питателе воды 4 осуществляется при напряжении, меньшем напряжения короны. Периодичность импульсного разряда определяется емкостью C1. Питатель топлива (керосин), срабатывает раньше, а следовательно, впрыскивание и зажигание топлива производится раньше капельного впрыскивания воды. Обе капельницы работают на общее сопло 5, обеспечивающее подачу топлива и окислителя в вихревую камеру воспламенения и сжигания топлива. Аспирационная система обеспечивает поступление солнечной ионно-радиационной плазмы в камеру, с последующей рекомбинацией и нейтрализацией ионов плазмы с помощью коронного разряда пульсирующего напряжения (источника электронов).With reference to a portable (knapsack) engine, in FIG. 5 shows a device for supplying fuel and an oxidizing agent to an engine. Above the vortex chamber of ignition and combustion of fuel are a feeder of liquid fuel (kerosene) and water. Both feeders are connected to a common nozzle (nozzle). Drop fuel supply is provided by the pulse pressure of the membrane 19 of the piezoelectric (electromagnetic) converter 20. The water is supplied by electric pulse pressure, by means of an electric spark discharge in water between the grounded 16 and non-grounded 17 needle electrodes. The valve fitting 18 serves to supply water to the feeder, and the fitting 21 to supply fuel. Corona electrodes 6, upper and lower location, perform the same functions as in a non-portable engine. The electrical (process) circuit is shown in FIG. 6. From an autonomous power source with a voltage of 12 V is supplied to a high-frequency chopper-converter 1. The output alternating voltage is supplied to a transformer T _r . A low sinusoidal alternating voltage is supplied to the piezoelectric (electromagnetic) element of the pulse fuel feeder 3. High voltage from the transformer is supplied to the half-wave rectification multiplier with negative potential at the corona electrodes. High-frequency low voltage from terminals AB is applied to the coil of the plasma magnetic accelerator. Block 2 shows the corona systems of the upper and lower electrodes. Button K ignites the combustible mixture. When the button is pressed, an electric arc arises between the housing and one of the corona electrodes isolated from it. After arcing and ignition of the combustible mixture, the button returns to its original position. Spark discharge on the water feeder 4 is carried out at a voltage lower than the voltage of the corona. The frequency of the pulsed discharge is determined by the capacitance C1. The fuel feeder (kerosene), is triggered earlier, and therefore, the injection and ignition of fuel is carried out before the drip injection of water. Both droppers work on a common nozzle 5, which provides fuel and oxidizer to the vortex chamber of ignition and combustion of fuel. The aspiration system ensures the entry of solar ion-radiation plasma into the chamber, followed by recombination and neutralization of plasma ions using a corona discharge of a pulsating voltage (electron source).

На фиг. 7 изображен полет человека с применением портативного (ранцевого) плазменно-реактивного двигателя. Ионно-радиационная солнечная плазма состоит (наибольшая концентрация ионов) из положительных ионов водорода (протонов) и гелия. Летящий объект заряжен положительно (знаки плюс по всей поверхности), а поверхностные заряды стекают с зондов. Объект летит по магнитной (солнечной или земной) магнитной силовой линии. Отработанная вода (получившаяся в результате соединения водорода с кислородом) стекает по направляющим газодинамического сопла и ионизируется космическими лучами. In FIG. 7 shows the flight of a person using a portable (backpack) plasma-jet engine. Ion-radiation solar plasma consists (the highest concentration of ions) of positive hydrogen ions (protons) and helium. A flying object is positively charged (plus signs over the entire surface), and surface charges flow off the probes. An object flies along a magnetic (solar or terrestrial) magnetic field line. The waste water (resulting from the combination of hydrogen with oxygen) flows along the guides of the gas-dynamic nozzle and is ionized by cosmic rays.

Предлагаемый двигатель обладает более мощной тягой, высокой экономичностью и является более экологическим. Работа двигателя возможна как в плотных слоях атмосферы, так и космических высотах, с использованием ионно-радиационной плазмы как источника добавочной естественной природной энергии. Уменьшение расхода топлива в 5 и более раз позволяет увеличить высоту и дальность полета. Возможно использование двигателя в качестве портативного (ранцевого) с использованием новых физико-энергетических принципов. The proposed engine has a more powerful traction, high efficiency and is more environmentally friendly. Engine operation is possible both in dense layers of the atmosphere and in cosmic heights, using ion-radiation plasma as a source of additional natural natural energy. Reducing fuel consumption by 5 or more times allows you to increase the altitude and range. It is possible to use the engine as a portable (knapsack) using new physical and energy principles.

Claims

1. Plasma-jet engine, containing interconnected and located coaxially the combustion chamber, consisting of the ignition and combustion chamber and having a fuel supply nozzle, a magnetic plasma accelerator and a gas-dynamic nozzle, characterized in that the combustion chamber is made of a vortex type, connected to a magnetic a plasma accelerator, and the latter with a gas-dynamic nozzle by means of conjugated torus surfaces, moreover, on the end surface of the combustion chamber along the periphery of the fuel nozzle are placed roniruyuschie electrodes, igniters, and in the lower part of the chamber on torus surface, peripherally and sequentially placed nozzles for feeding water or steam and the discharge electrodes.

2. The engine according to claim 1, characterized in that the plasma magnetic accelerator comprises a coil and a ferromagnetic core creating a rotating magnetic field.

3. The engine according to claims 1 and 2, characterized in that the conical expanding part of the gas-dynamic nozzle contains nozzles-probes for concentration and confluence of charges from ionized gases.