RU2225533C2 - Электрический ракетный двигатель - Google Patents
Электрический ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2225533C2 RU2225533C2 RU2002108955/06A RU2002108955A RU2225533C2 RU 2225533 C2 RU2225533 C2 RU 2225533C2 RU 2002108955/06 A RU2002108955/06 A RU 2002108955/06A RU 2002108955 A RU2002108955 A RU 2002108955A RU 2225533 C2 RU2225533 C2 RU 2225533C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- plasma
- motor
- channel
- magnetic field
- coil
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области создания электрических ракетных двигателей. Предлагается устройство электрического ракетного двигателя, которое так же, как известный тип двигателя с однородным стационарным плазменным разрядом (стационарные плазменные двигатели - СПД), содержит сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику ЭДС. В отличие от СПД предлагаемый двигатель использует неоднородный газоплазменный поток рабочего тела. Для создания плазменных неоднородностей в форме плазменных колец двигатель содержит импульсный высокочастотный источник напряжения, подключенный к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя. Поддержание разряда в плазменных кольцах, индуктивно связанных с катушкой возбуждения магнитного поля, осуществляется источником переменной ЭДС, подключенного к катушке. Для размыкания тока в плазменных кольцах в момент их выхода из канала магнитодинамического ускорителя на входе в диффузор двигателя установлены радиальные диэлектрические ребра. Изобретение позволяет увеличить тягу и длительность работы двигателя. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области создания электрических ракетных двигателей.
Известен способ [I], повышающий тягу электрического ракетного двигателя, который предлагает заменить стационарный однородный плазменный разряд неоднородным газоплазменным потоком. Плазменные сгустки (Т-слои) устойчивы к развитию перегревной неустойчивости, что позволяет многократно повысить плотность рабочего тела, проходящего через канал двигателя, и таким образом пропорционально увеличить тягу. Устройство, реализующее этот способ, состоит из газодинамического сопла, канала магнитогидродинамического ускорителя прямоугольного сечения с электродными стенками, магнитной системы, создающей магнитное поле в канале ускорителя, поперечное к потоку рабочего тела, системы импульсного электродного сильноточного разряда, формирующей в потоке Т-слои, источника постоянной ЭДС, подключенной к электродам канала ускорителя. Устройство должно обеспечивать ускорение потока за счет электродинамической силы, действующей в объеме Т-слоев, которые в свою очередь действуют на газовый поток как ускоряющие плазменные поршни. Численное моделирование рабочего режима в канале данного устройства показало, что может достигаться скорость истечения до 50000 м/с при уровне тяги до 1000 Н.
Недостатком устройства, реализующего известный способ, является использование электродов как в цепи источника, формирующего Т-слои, так и в цепи источника, обеспечивающего режим ускорения в МГД-канале. Режим протекания тока в Т-слоях является дуговым. Неизбежная дуговая эрозия электродов существенно сокращает ресурс работы двигателя (из опыта работы плазмотронов следует ожидать, что электроды обеспечат не более 100 часов непрерывной работы). Для космических аппаратов многократного использования ресурс двигателя должен быть не меньше года непрерывной работы.
Известен электрический ракетный двигатель [2] (стационарный плазменный двигатель - СПД), который используют для ускорения плазменного потока за счет электродинамического воздействия на электропроводную среду. Это устройство состоит из сверхзвуковых сопел, канала магнитогидродинамического (МГД) ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушки возбуждения магнитного поля, подключенной к источнику постоянной ЭДС, системы электропитания стационарного разряда в плазме. Устройство работает по следующей схеме. По газодинамическому соплу подается газообразное рабочее тело, которое при входе в канал МГД-ускорителя попадает в область стационарного плазменного разряда, поддерживаемого системой электропитания, ионизуется и переходит в плазменное состояние. Ток в разряде протекает вдоль канала, при этом анод системы электропитания является газодинамическим соплом, а катод находится на выходе из канала. Устойчивый режим ускорения реализуется только при очень низкой плотности плазмы, при которой параметр Холла может достигать значений порядка 100. В этих условиях небольшой разрядный ток вдоль канала генерирует значительный азимутальный ток, замкнутый сам на себя. Взаимодействие азимутального тока с радиальным магнитным полем, созданном катушкой возбуждения между коаксиальными полюсами магнитопровода, порождает в объеме плазмы ускоряющую электродинамическую силу. Замкнутость основного тока без использования для этого электродов позволяет сделать ресурс работы двигателя практически неограниченным.
Недостатком известного устройства является низкая плотность рабочего тела, что необходимо для обеспечения устойчивой работы двигателя. Соответственно тяга такого двигателя не превышает 0,1 Н.
В основу изобретения положена задача создания электрического ракетного двигателя большой тяги при длительности непрерывной работы порядка года.
Поставленная задача достигается тем, что электрический ракетный двигатель, содержащий сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику ЭДС, согласно данному изобретению снабжен импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, при этом катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС.
Изобретение поясняется чертежом, на котором представлено поперечное сечение устройства.
Электрический ракетный двигатель содержит сверхзвуковые сопла 1, канал 2 магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода 3, катушку 4 возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику 5 переменной ЭДС, импульсный высокочастотный источник напряжения 6, подключенный к дополнительной катушке 7, установленной на входе в канал 2 ускорителя. Двигатель также содержит диффузор 8 с радиальными диэлектрическими ребрами 9.
Электрический ракетный двигатель работает следующим образом.
Нагретый газ (например, водород), температура которого определяется условиями бортового источника тепла, а давление - требованиями по тяге двигателя, задающими расход рабочего тела, разгоняют в сверхзвуковых соплах 1. Систему импульсного высокочастотного разряда 6 периодически включают с заданной временной скважностью, и каждое включение формирует в газовом потоке плазменный сгусток на входе канала 2 МГД ускорителя. Внешним источником переменной ЭДС создается переменный ток в катушке возбуждения 4, что порождает переменное во времени радиальное магнитное поле между полюсами коаксиального магнитопровода 3. Это генерирует вихревое электрическое поле азимутального направления. Под воздействием азимутального электрического и радиального магнитного полей из плазменных сгустков формируются самоподдерживающиеся азимутальные плазменные токовые витки (Т-слои), которые в свою очередь действуют на газовый поток как ускоряющие поршни. После канала МГД-ускорителя ускоренный поток попадает в расширяющийся канал-диффузор 8, в котором установлены радиальные диэлектрические ребра 9. Ребра обтекаются газовым потоком, но на них разрываются электрические цепи Т-слоев, что позволяет прервать электродинамическую стадию ускорения потока. В диффузоре 8, являющемся продолжением канала МГД-ускорителя, осуществляется дальнейшее ускорение газового потока за счет тепловой энергии, перешедшей из Т-слоев в поток.
Было выполнено численное моделирование процесса ускорения потока водорода, содержащего Т-слои, в условиях режима, реализующего описанный способ. Показано, что предлагаемое устройство может быть реализовано со следующими параметрами, соответствующими задаче создания эффективного электрического ракетного двигателя (ЭРД):
- КПД процесса трансформации электроэнергии в кинетическую энергию рабочего тела 95%;
- средняя скорость потока на выходе из двигателя 40 км/с;
- длина канала МГД-ускорителя 0,3 м;
- средний диаметр канала МГД-ускорителя 11 см;
- высота канала (расстояние между полюсами) 1 см
- массовый расход рабочего тела 12 г/с;
- температура водорода на входе в ЭРД 1000 К;
- давление водорода на входе в ЭРД 104 Па;
- среднее значение ЭДС источника питания ЭРД 5 кВ;
- среднее значение тока в обмотке возбуждения 2 кА;
- потребляемая электрическая мощность 10 МВт;
- тяга двигателя 500 Н
Предлагаемый электрический ракетный двигатель найдет применение при создании космической транспортной системы, предназначаемой для транспортировки грузов с околоземных орбит на геостационарные, лунные и далее к планетам солнечной системы.
Источники информации
1. B.C. Славин, В.В. Данилов, М.В. Краев. Способ ускорения потока рабочего тела в канале ракетного двигателя, патент РФ № 2162958, F 02 K 11/00, F 03 H 1/00, 2001.
2. С.Д. Гришин, Л.В. Лесков. Электрические ракетные двигатели космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1989, с. 163.
Claims (1)
- Электрический ракетный двигатель, содержащий сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику ЭДС, отличающийся тем, что устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, при этом катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002108955/06A RU2225533C2 (ru) | 2002-04-08 | 2002-04-08 | Электрический ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002108955/06A RU2225533C2 (ru) | 2002-04-08 | 2002-04-08 | Электрический ракетный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002108955A RU2002108955A (ru) | 2003-12-20 |
RU2225533C2 true RU2225533C2 (ru) | 2004-03-10 |
Family
ID=32390313
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002108955/06A RU2225533C2 (ru) | 2002-04-08 | 2002-04-08 | Электрический ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2225533C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2551140C2 (ru) * | 2013-09-25 | 2015-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) | Электрический ракетный двигатель |
RU2618636C2 (ru) * | 2015-09-22 | 2017-05-05 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) | Электрический ракетный двигатель |
-
2002
- 2002-04-08 RU RU2002108955/06A patent/RU2225533C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ГРИШИН С.Д. и др. Электрические ракетные двигатели космических аппаратов. - М.: Машиностроение,1989,с.163. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2551140C2 (ru) * | 2013-09-25 | 2015-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) | Электрический ракетный двигатель |
RU2618636C2 (ru) * | 2015-09-22 | 2017-05-05 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) | Электрический ракетный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN1761816B (zh) | 航天器的推进器 | |
US6334302B1 (en) | Variable specific impulse magnetoplasma rocket engine | |
EP1681465B1 (en) | Systems and methods for plasma propulsion | |
US7164227B2 (en) | Hall effect thruster with anode having magnetic field barrier | |
US7294969B2 (en) | Two-stage hall effect plasma accelerator including plasma source driven by high-frequency discharge | |
RU2708386C2 (ru) | Магнитогидродинамический генератор | |
EP3275291B1 (en) | Plasma propulsion system and method | |
SE516722C2 (sv) | Förfarande och apparat för plasmabehandling av gas | |
US3324316A (en) | Controlled fusion devices | |
US3209189A (en) | Plasma generator | |
CN206487598U (zh) | 等离子发动机 | |
CN210637195U (zh) | 一种射频等离子体推进器 | |
GB2248472A (en) | Arcjet thrust nozzle. | |
CN113309680A (zh) | 一种径向梯度周期磁场等离子体推进器 | |
RU2225533C2 (ru) | Электрический ракетный двигатель | |
US3388291A (en) | Annular magnetic hall current accelerator | |
US8635850B1 (en) | Ion electric propulsion unit | |
RU2567896C2 (ru) | Способ создания электрореактивной тяги | |
WO2022240706A1 (en) | Plasma engine using reactive species | |
RU2682962C1 (ru) | Ионный ракетный двигатель космического аппарата | |
RU2277643C1 (ru) | Плазменный источник тока | |
JP2500374B2 (ja) | 連続多段加速式同軸ガン | |
US3333152A (en) | Self-repeating plasma generator having communicating annular and linear arc discharge passages | |
RU2776324C1 (ru) | Прямоточный релятивистский двигатель | |
RU2788063C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном продуктов сгорания |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050409 |