RU2309293C2 - Electric rocket engine (versions) and method of operation of such engine - Google Patents
Electric rocket engine (versions) and method of operation of such engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2309293C2 RU2309293C2 RU2005106778/06A RU2005106778A RU2309293C2 RU 2309293 C2 RU2309293 C2 RU 2309293C2 RU 2005106778/06 A RU2005106778/06 A RU 2005106778/06A RU 2005106778 A RU2005106778 A RU 2005106778A RU 2309293 C2 RU2309293 C2 RU 2309293C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cathode
- discharge chamber
- engine
- chamber
- ring
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Plasma Technology (AREA)
- General Induction Heating (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигателей (ЭРД).The present invention relates to the field of electric rocket engines (ERE).
Электроракетные двигатели, такие как стационарные плазменные двигатели (СПД), двигатели с анодным слоем (ДАС), ионные двигатели (ИД), традиционно используют полые катоды для нейтрализации истекающего из двигателя ионного пучка. Полый катод представляет собой конструктивно и технологически сложный агрегат [1], через который подается 8-10% высокочистого рабочего тела (ксенона), помимо того содержащий собственный узел для дополнительной очистки ксенона (геттер), а также эмиттер, выполненный из гексаборида лантана, нагреватель, поджигной электрод и систему тепловых экранов.Electric rocket engines, such as stationary plasma engines (SPDs), anode-layer engines (DAS), and ionic engines (ID), traditionally use hollow cathodes to neutralize the ion beam flowing out of the engine. The hollow cathode is a constructively and technologically sophisticated unit [1], through which 8-10% of a high-purity working fluid (xenon) is supplied, in addition containing its own unit for additional purification of xenon (getter), as well as an emitter made of lanthanum hexaboride, a heater , ignition electrode and thermal shield system.
Поскольку, как правило, полый катод установлен несимметрично относительно продольной оси ЭРД, то существенное влияние на характеристики двигателя, его ресурс и запуск оказывает месторасположение катода. Известен ЭРД по патенту РФ №2024785, содержащий разрядную камеру с анодом, магнитную систему, полый катод, установленный снаружи двигателя под углом 45° к его продольной оси и на оптимальном расстоянии от среза ЭРД, что позволило уменьшить отклонение вектора тяги от геометрической оси двигателя.Since, as a rule, the hollow cathode is mounted asymmetrically relative to the longitudinal axis of the electric propulsion, a significant effect on the characteristics of the engine, its life and start-up is exerted by the location of the cathode. Known ERD according to the patent of the Russian Federation No. 2024785, containing a discharge chamber with an anode, a magnetic system, a hollow cathode, mounted outside the engine at an angle of 45 ° to its longitudinal axis and at an optimal distance from the ERD cut, which allowed to reduce the thrust vector deviation from the geometric axis of the engine.
За прототип (для варианта 1 ЭРД) принят электроракетный двигатель (например, СПД) [2], состоящий из четырех основных элементов: полого катода, анода, одновременно выполняющего функцию газораспределителя, разрядной камеры и магнитной системы. Разрядная камера выполнена в виде наружного и внутреннего колец из диэлектрика, образующих кольцевую полость, внутри которой установлен кольцевой анод, соединенный трубопроводом с системой подачи рабочего тела. В анод подается 90-92% рабочего тела (ксенона высокой чистоты). Остальная часть рабочего тела подается по трубопроводу в полый катод, включающий геттер, термоэмиссионный элемент (из гексаборида лантана), нагреватель, поджигной электрод и систему тепловых экранов.An electric rocket engine (for example, SPD) [2], consisting of four main elements: a hollow cathode, anode, simultaneously performing the function of a gas distributor, a discharge chamber, and a magnetic system, was adopted as a prototype (for variant 1). The discharge chamber is made in the form of the outer and inner rings of a dielectric forming an annular cavity, inside of which an annular anode is mounted, connected by a pipeline to the supply system of the working fluid. 90-92% of the working fluid (high-purity xenon) is supplied to the anode. The rest of the working fluid is piped into the hollow cathode, which includes a getter, a thermionic element (from lanthanum hexaboride), a heater, an ignition electrode, and a heat shield system.
Полый катод кроме нейтрализации ионного пучка выполняет функции катода, замыкая электрическую цепь.The hollow cathode, in addition to neutralizing the ion beam, acts as a cathode, closing the electric circuit.
ЭРД - прототип (для варианта 2 ЭРД) является двигателем с размещением катода внутри центрального магнитопровода (патент России №2030134). Если такое симметричное размещение полого катода конструктивно возможно, то это дает повышение тяговых характеристик на 5-7%.ERE - prototype (for
Недостатком ЭРД-прототипов (для вариантов 1 и 2 ЭРД) является необходимость подачи до 10% рабочего тела (ксенона) в полый катод. Эта часть рабочего тела не ускоряется в двигателе, что существенно снижает характеристики (тягу, удельный импульс и кпд) ЭРД. Кроме того, в полый катод нужно подавать исключительно рабочее тело высокой степени очистки, а следовательно, учитывая, что рабочее тело анодной и катодной магистралей хранится в одном баллоне, до 90% рабочего тела анодной магистрали (без достаточной необходимости) также высокой чистоты, что значительно удорожает стоимость рабочего тела.The disadvantage of ERD prototypes (for
Конструкция полого катода является сложной. Она содержит геттер, тракты подачи рабочего тела, сложную систему тепловых экранов, так как эмиссионный элемент (выполненный из гексаборида лантана) полого катода работает при высокой температуре (порядка 1700°С).The design of the hollow cathode is complex. It contains a getter, supply paths for the working fluid, and a complex system of heat shields, since the emission element (made of lanthanum hexaboride) of the hollow cathode operates at a high temperature (about 1700 ° C).
Способ эксплуатации ЭРД [3], принятый за прототип, состоит в том, что предварительно нагревают эмиссионный элемент катода до температуры порядка 1700°С, подают в него и в анод ксенон высокой чистоты, включают разрядное напряжение и затем подают напряжение поджига на полый катод.The operation method of the electric propulsion [3] adopted for the prototype consists in preheating the emission element of the cathode to a temperature of about 1700 ° C, feeding high-purity xenon into it and into the anode, turning on the discharge voltage, and then applying the ignition voltage to the hollow cathode.
Недостатком способа эксплуатации ЭРД-прототипа является необходимость работы полого катода при высоких температурах, что значительно увеличивает тепловые потери, и необходимость подачи части рабочего тела в катод.The disadvantage of the operation method of the ERD prototype is the need for a hollow cathode to operate at high temperatures, which significantly increases heat loss, and the need to supply part of the working fluid to the cathode.
Задачей предполагаемого изобретения является увеличение удельных характеристик ЭРД, упрощение конструкции катода, снижение требований к чистоте рабочего тела и уменьшение тепловых потерь в катод.The objective of the proposed invention is to increase the specific characteristics of the electric propulsion, simplifying the design of the cathode, reducing the requirements for the purity of the working fluid and reducing heat loss to the cathode.
Задача решается следующим образом:The problem is solved as follows:
в электроракетном двигателе (варианте 1), содержащем разрядную камеру с анодом, соединенным трубопроводом с системой подачи рабочего тела, магнитную систему и установленный за выходным срезом разрядной камеры катод, включающий термоэмиссионный элемент, нагреватель и экраны, в катоде установлена кольцевая камера, содержащая барий и окись бария и образованная профилированным металлическим кольцом и герметично соединенным с ним кольцевым термоэмиссионным элементом, выполненным в виде кольца из пористого вольфрама, причем снаружи кольцевой камеры установлен спиральный нагреватель, окруженный экранами, при этом катод установлен коаксиально с разрядной камерой, причем внутренний диаметр термоэмиссионного элемента больше внутреннего диаметра наружного кольца разрядной камеры;in an electric rocket engine (option 1) containing a discharge chamber with an anode connected by a pipeline to the working fluid supply system, a magnetic system and a cathode installed behind the exit slice of the discharge chamber, including a thermionic element, heater and screens, an annular chamber containing barium is installed in the cathode and barium oxide and formed by a profiled metal ring and an annular thermionic element sealed to it, made in the form of a ring of porous tungsten, and the outer ring second heater chamber installed helical surrounded by screens, wherein the cathode is mounted coaxially with the discharge chamber, the inner diameter of the thermionic element larger than the inner diameter of the outer ring of the discharge chamber;
в электроракетном двигателе (варианте 2), содержащем разрядную камеру с анодом, соединенным трубопроводом с системой подачи рабочего тела, магнитную систему со сквозным отверстием по продольной оси двигателя и установленный за выходным срезом разрядной камеры и коаксиально с ней катод, включающий термоэмиссионный элемент, нагреватель и экраны, в катоде установлена кольцевая камера, содержащая барий и окись бария и образованная профилированным металлическим кольцом и герметично соединенным с ним термоэмиссионным элементом, выполненным в виде кольца из пористого вольфрама, причем во внутренней полости катода снаружи кольцевой камеры расположен спиральный нагреватель, при этом наружный диаметр термоэмиссионного элемента меньше наружного диаметра внутреннего кольца разрядной камеры;in an electric rocket engine (option 2) containing a discharge chamber with an anode connected by a pipeline to the working fluid supply system, a magnetic system with a through hole along the longitudinal axis of the engine and a cathode installed behind the exit slice of the discharge chamber and coaxially with it, including a thermionic element, a heater, and screens, an annular chamber is installed in the cathode, containing barium and barium oxide and formed by a profiled metal ring and a thermionic element sealed to it, made a ring of porous tungsten, wherein the interior cavity of the cathode chamber is situated outside the annular heater spiral, the outer diameter of the thermionic element smaller than the outer diameter of the inner ring of the discharge chamber;
в способе эксплуатации электроракетного двигателя, состоящем в том, что включают разогрев катода, подают рабочее тело в анод двигателя, включают напряжение разряда, термоэмиссионный элемент катода нагревают до температуры 850-920°С.in the method of operating an electric rocket engine, which consists in including heating the cathode, supplying a working fluid to the anode of the engine, turning on the discharge voltage, the thermionic element of the cathode is heated to a temperature of 850-920 ° C.
На фиг.1 и 2 представлены первый и второй варианты предлагаемых электроракетных двигателей (например, СПД), где 1 - разрядная камера; 2 - кольцевой анод; 3 - трубопровод анодный; 4 - токоподводы; 5 - магнитная система; 6 - клапан; 7 - катод; 8 - кронштейн; 9 - изолятор; 10 - термоэмиссионный элемент катода; 11 - корпус двигателя; 12 - барий и окись бария; 13 - профилированное металлическое кольцо; 14 - спиральный нагреватель; 15 - электроразделитель; 16 - внутреннее кольцо разрядной камеры; 17 - наружное кольцо разрядной камеры; 18 - экраны.Figure 1 and 2 presents the first and second variants of the proposed electric rocket engines (for example, SPD), where 1 is a discharge chamber; 2 - ring anode; 3 - anode pipeline; 4 - current leads; 5 - magnetic system; 6 - valve; 7 - cathode; 8 - bracket; 9 - an insulator; 10 - thermionic element of the cathode; 11 - engine housing; 12 - barium and barium oxide; 13 - profiled metal ring; 14 - spiral heater; 15 - electric separator; 16 - the inner ring of the discharge chamber; 17 - the outer ring of the discharge chamber; 18 - screens.
На фиг.1 изображен первый вариант ЭРД, в котором катод охватывает истекающую из двигателя струю. Двигатель содержит выполненную из диэлектрика разрядную камеру 1 в виде открытого с одной стороны тора, образованную наружным 17 и внутренним 18 кольцами, внутри которой установлен кольцевой анод 2, одновременно выполняющий функцию газораспределителя и трубопроводом 3 связанный с системой хранения и подачи рабочего тела; магнитную систему 5; катодный и анодный токоподводы 4; катод 7 и клапан 6. Катод 7 с помощью кронштейна 8 через изолятор 9 крепится к корпусу двигателя 11. Катод 7 выполнен в виде кольца, внутренний диаметр которого больше внутреннего диаметра наружного кольца 17 разрядной камеры 1. При этом термоэмиссионный элемент 10 катода 7 выполнен в виде внутреннего кольца из пористого вольфрама (пористость от 15 до 30%), с наружной стороны герметично соединенного с профилированным металлическим (например, молибденовым) кольцом 13, образуя кольцевую камеру, содержащую барий и окись бария 12. Снаружи кольцевой камеры установлен спиральный нагреватель 14, окруженный экранами 18. Трубопровод 3 электроизолирован от системы хранения и подачи рабочего тела электроразделителем 15. При этом термоэмиссионный элемент катода 10 установлен коаксиально с разрядной камерой 1.Figure 1 shows the first variant of the ERE, in which the cathode covers the jet flowing from the engine. The engine comprises a
На фиг.2 изображен второй вариант электроракетного двигателя, магнитная система 5 которого имеет сквозное продольное отверстие, в котором расположен кронштейн 8 катода 7, через изолятор 9 прикрепленный к корпусу двигателя 11. Катод 7 выполнен в виде кольца, наружный диаметр которого меньше наружного диаметра внутреннего кольца 16 разрядной камеры 1. При этом термоэмиссионный элемент 10 катода 7 выполнен в виде кольца из пористого вольфрама, с внутренней стороны герметично соединенного с профилированным металлическим (например, молибденовым) кольцом 13, образуя кольцевую камеру, содержащую барий и окись бария 12. Причем во внутренней полости катода снаружи камеры расположен спиральный нагреватель 14.Figure 2 shows a second embodiment of an electric rocket engine, the
Предлагаемые варианты электроракетного двигателя работают следующим образом. ЭРД монтируют в вакуумной камере, которую откачивают до давления порядка 10-5 мм рт.ст. Нагревают термоэмиссионный элемент 10 катода 7 до температуры 850-920°С, открывают клапан 6 и подают рабочее тело (ксенон) по трубопроводу 3 в кольцевой анод 2 двигателя, подают разрядное напряжение между кольцевым анодом 2 и катодом 7 (на токоподводы 4), включают напряжение поджига. При работе катода при указанных температурах в кольцевой камере катода образуются пары бария с незначительным давлением. Поступление бария через поры вольфрамовой губки на ее наружную поверхность происходит как миграцией адсорбированных атомов, так и кнудсеновским течением паров. Достигнув эмитирующей поверхности, барий мигрирует от каждой поры на расстояние, определяемое коэффициентом миграции и временем жизни атомов на поверхности. Время жизни определяется энергией адсорбции бария на поверхности вольфрама и температурой поверхности. На поверхности вольфрама барий (и его окисел) заметно снижает работу выхода вольфрама. В течение срока службы катода барий медленно расходуется испарением с эмитирующей поверхности и течением из пор, пополняясь за счет запасенного в кольцевой камере катода 7 бария и окиси бария 12.The proposed options for electric rocket engine work as follows. The electric propulsion is mounted in a vacuum chamber, which is pumped out to a pressure of the order of 10 -5 mm Hg. The
При рабочей температуре термоэмиссионного элемента такого катода 850-920°С плотность тока составляет порядка 0,1-0,3 А/см2. При этом образовавшийся пространственный заряд электронов, значительно уменьшающий эмиссию катода, может быть ликвидирован напряжением порядка 15-40 В. При традиционном использовании полых катодов с большой плотностью тока (порядка сотен A/см2) устранение образования пространственного заряда происходит за счет примерно такого же по величине падения напряжения между катодом и истекающей из разрядной камеры струей ионов на плазменном «мостике», образующемся благодаря подаче рабочего тела в катод.At the operating temperature of the thermionic element of such a cathode 850-920 ° C, the current density is about 0.1-0.3 A / cm 2 . In this case, the generated space charge of the electrons, which significantly reduces the emission of the cathode, can be eliminated by a voltage of the order of 15–40 V. With the traditional use of hollow cathodes with a high current density (of the order of hundreds of A / cm 2 ), the formation of the space charge is eliminated due to approximately the same the magnitude of the voltage drop between the cathode and the ion stream flowing out of the discharge chamber on the plasma "bridge" formed due to the supply of the working fluid to the cathode.
Таким образом, для преодоления ограничения пространственного заряда, определяемого уравнением Ленгмюра, в предложенном электроракетном двигателе плотность электронного тока на катоде, в который не подают рабочее тело, не должна превышать 0,1-0,3 А/см2. Проведенные расчеты и экспериментальные данные показывают, что для такого пленочного бариевого катода температура термоэмиссионного элемента должна составлять, соответственно, 850-920°С. При этом общая скорость испарения бария (в виде бария и окиси бария) с эмитирующей поверхности катода с пористостью порядка 27% при температуре 900°С составляет примерно 0,01 мкг/см2 ч, т.е. при токе разряда 2 А и плотности тока 0,2 A/см2 за 10000 часов израсходуется порядка 1 мг бария.Thus, in order to overcome the space charge limitation determined by the Langmuir equation in the proposed electric rocket engine, the electron current density at the cathode into which the working fluid is not supplied should not exceed 0.1-0.3 A / cm 2 . The calculations and experimental data show that for such a film barium cathode, the temperature of the thermionic element should be, respectively, 850-920 ° С. In this case, the total rate of barium evaporation (in the form of barium and barium oxide) from the emitting cathode surface with a porosity of about 27% at a temperature of 900 ° C is about 0.01 μg / cm 2 h, i.e. at a discharge current of 2 A and current density of 0.2 A / cm 2 for about 10,000 hours, about 1 mg of barium will be consumed.
Положительный эффект в предложенном электроракетном двигателе (его вариантах) и способе его эксплуатации заключается в следующем:The positive effect in the proposed electric rocket engine (its variants) and the method of its operation is as follows:
повышается удельный импульс и кпд (примерно на 10-15%) за счет исключения подачи рабочего тела в катод;the specific impulse and efficiency increases (by about 10-15%) due to the exclusion of the supply of the working fluid to the cathode;
катод работает при низкой плотности разрядного тока, т.е. при низкой рабочей температуре, что практически исключает унос бария и значительно повышает ресурс и надежность катода и ЭРД;the cathode operates at a low discharge current density, i.e. at a low operating temperature, which virtually eliminates the ablation of barium and significantly increases the resource and reliability of the cathode and electric propulsion;
симметричное относительно продольной оси двигателя расположение катода (как внутри, так и снаружи струи, истекающей из двигателя) позволяет устранить отклонение вектора тяги ЭРД от его геометрической оси, что дает повышение тяговых характеристик двигателя на 5-7%;symmetrical relative to the longitudinal axis of the engine, the location of the cathode (both inside and outside the jet flowing out of the engine) eliminates the deviation of the thrust vector of the electric propulsion engine from its geometric axis, which increases the traction characteristics of the engine by 5-7%;
отсутствует необходимость работы ЭРД на рабочем теле высокой чистоты, т.к. оно не подается в катод, что может значительно снизить стоимость рабочего тела;there is no need for operation of electric propulsion on a high purity working fluid, because it is not supplied to the cathode, which can significantly reduce the cost of the working fluid;
упрощается конструкция катода, благодаря отсутствию тракта подачи рабочего тела, устранению геттера и т. д.;the design of the cathode is simplified due to the lack of a supply path for the working fluid, elimination of the getter, etc .;
уменьшаются тепловые потери на разогрев катода, т.к. рабочая температура почти в два раза ниже температуры полого катода, т.е. сбрасываемый излучением тепловой поток с единицы поверхности катода в 24 или в 16 раз меньше, причем основной теплосброс (примерно 70%) с полого катода осуществляется излучением.thermal losses due to heating the cathode are reduced, because the operating temperature is almost two times lower than the temperature of the hollow cathode, i.e. the heat flux discharged by radiation from a unit surface of the cathode is 2 4 or 16 times less, and the main heat loss (about 70%) from the hollow cathode is carried out by radiation.
Использованная литератураReferences
1. Б.А.Архипов. Исследование и разработка катодов нового поколения для СПД. Автореферат диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук. Город Калининград, 1998 г.1. B.A. Arkhipov. Research and development of a new generation of cathodes for SPD. Abstract of dissertation for the degree of Doctor of Technical Sciences. City of Kaliningrad, 1998
2. М.Day, N.Maslennikov, Т.Randolph, W.Rogers. SPT-100 subsystem qualification status. AIAA 96-2713. 32 nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. July 1-3, 1996 / Lake Buena Vista, FL.2. M. Day, N. Maslennikov, T. Randolph, W. Rogers. SPT-100 subsystem qualification status. AIAA 96-2713. 32 nd AIAA / ASME / SAE / ASEE Joint Propulsion Conference. July 1-3, 1996 / Lake Buena Vista, FL.
3. Технические условия. Часть четвертая. Алгоритм функционирования. 262У.173.000.00ТУ3. ОКБ «Факел». 1994 г.3. Specifications. Part Four Functioning algorithm. 262U.173.000.00TU3. Design Bureau "Torch". 1994
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005106778/06A RU2309293C2 (en) | 2005-03-09 | 2005-03-09 | Electric rocket engine (versions) and method of operation of such engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005106778/06A RU2309293C2 (en) | 2005-03-09 | 2005-03-09 | Electric rocket engine (versions) and method of operation of such engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005106778A RU2005106778A (en) | 2006-08-20 |
| RU2309293C2 true RU2309293C2 (en) | 2007-10-27 |
Family
ID=37060348
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005106778/06A RU2309293C2 (en) | 2005-03-09 | 2005-03-09 | Electric rocket engine (versions) and method of operation of such engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2309293C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2524315C2 (en) * | 2012-09-18 | 2014-07-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Engine with closed drift of electrons |
| RU2572471C2 (en) * | 2014-03-14 | 2016-01-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Stationary plasma engine starting process |
| RU2602468C1 (en) * | 2015-05-26 | 2016-11-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Electric propulsion engine (versions) |
| RU2647749C2 (en) * | 2016-05-20 | 2018-03-19 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for controlling a stationary plasma engine |
-
2005
- 2005-03-09 RU RU2005106778/06A patent/RU2309293C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2524315C2 (en) * | 2012-09-18 | 2014-07-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Engine with closed drift of electrons |
| RU2572471C2 (en) * | 2014-03-14 | 2016-01-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Stationary plasma engine starting process |
| RU2602468C1 (en) * | 2015-05-26 | 2016-11-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Electric propulsion engine (versions) |
| RU2647749C2 (en) * | 2016-05-20 | 2018-03-19 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for controlling a stationary plasma engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005106778A (en) | 2006-08-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11690161B2 (en) | Hollow cathode apparatus | |
| US7728498B2 (en) | Industrial hollow cathode | |
| RU2309293C2 (en) | Electric rocket engine (versions) and method of operation of such engine | |
| US7667379B2 (en) | Industrial hollow cathode with radiation shield structure | |
| US4301391A (en) | Dual discharge plasma device | |
| US4800281A (en) | Compact penning-discharge plasma source | |
| KR20060092039A (en) | Excimer lamp | |
| CN111120234B (en) | Graphite high-temperature cathode device for electric thruster | |
| RU2012946C1 (en) | Plasma cathode-compensator | |
| JP2004169606A (en) | Hollow cathode | |
| JP4425838B2 (en) | Ignition part of pulse plasma propulsion device | |
| JPH01157046A (en) | Vacuum arc ion source | |
| CN105895473A (en) | Cold cathode structure capable of allowing space electric propulsion to be started quickly | |
| RU2287203C2 (en) | Plasma cathode-compensator | |
| CA2490246C (en) | Industrial hollow cathode | |
| US5521389A (en) | Solid state cesium ion gun | |
| JP2007193950A (en) | Hollow cathode discharge gun having excellent discharge stability | |
| Cherkun et al. | Cesium hollow cathode with internal discharge and gas feed for electric propulsion applications | |
| KR102475954B1 (en) | Apparatus and method for operating heaterless hollow cathodes, and electric space propulsion systems using such cathodes | |
| RU2524315C2 (en) | Engine with closed drift of electrons | |
| CN105390366B (en) | Long arc discharge lamp | |
| RU2438208C1 (en) | Plasma cathode | |
| RU2108484C1 (en) | Cathode unit | |
| JPS58169752A (en) | Hollow-cathode discharge device | |
| CN117693084A (en) | Glow discharge heater for hollow cathode |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190310 |