RU2520270C2 - Method of neutralising spatial charge of ion stream - Google Patents
Method of neutralising spatial charge of ion stream Download PDFInfo
- Publication number
- RU2520270C2 RU2520270C2 RU2012136573/06A RU2012136573A RU2520270C2 RU 2520270 C2 RU2520270 C2 RU 2520270C2 RU 2012136573/06 A RU2012136573/06 A RU 2012136573/06A RU 2012136573 A RU2012136573 A RU 2012136573A RU 2520270 C2 RU2520270 C2 RU 2520270C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ion
- field emission
- sources
- emission sources
- electro
- Prior art date
Links
Landscapes
- Plasma Technology (AREA)
- Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
Abstract
Description
Область техники.The field of technology.
Изобретение относится к пучковым технологиям и может быть использовано для компенсации (нейтрализации) пространственного заряда пучка положительных ионов электроракетных двигателей, в частности, для применения в двигательных установках микро- и наноспутников.The invention relates to beam technologies and can be used to compensate (neutralize) the space charge of a beam of positive ions of electric rocket engines, in particular, for use in propulsion systems of micro- and nanosatellites.
Предшествующий уровень техники.The prior art.
В ионных ракетных двигателях для обеспечения нормальной работы в космических условиях необходима инжекция ионов и электронов в равных количествах, чтобы космический аппарат (КА) не заряжался отрицательно и этот заряд не тормозил ионы во время работы ионного двигателя из-за электростатического взаимодействия. Эта задача решается с помощью применения специального устройства - нейтрализатора, являющегося источником электронов, который устанавливают на выходе из ускорительной системы ионного потока электроразрядного двигателя (ЭРД). In ion rocket engines, to ensure normal operation in space conditions, injection of ions and electrons in equal amounts is necessary so that the spacecraft (SC) does not charge negatively and this charge does not inhibit ions during operation of the ion engine due to electrostatic interaction. This problem is solved by using a special device - a converter, which is a source of electrons, which is installed at the outlet of the accelerator system of the ion flow of an electric discharge engine (ERE).
Цель предлагаемого изобретения заключается в том, чтобы осуществить нейтрализацию (компенсацию) объемного заряда ионного потока ЭРД таким образом, чтобы дополнительно обеспечить достижение оптимальных функциональных параметров и характеристик ЭРД для малых космических аппаратов, например снизить расход рабочего тела ЭРД и, благодаря этому, продлить срок эксплуатации такого КА, в течение которого возможно осуществлять маневрирование для более точного его позиционирования в пространстве. Особенно важно реализовать указанные цели в случае микро- и наноспутников весом от нескольких десятков до единиц килограммов и менее, поскольку запас рабочего тела ЭРД (обычно, ксенона или, реже, криптона или их смесь) таких КА ограничен. Существенно также, в частности, в многорежимных ЭРД иметь возможность обеспечивать минимальное время выхода на рабочий режим нейтрализации и быстрого переключения электронного тока согласованно с режимом работы такого ЭРД. Желательно также, чтобы реализуемый способ нейтрализации объемного заряда ионного потока ЭРД позволял также за счет электростатического взаимодействия эмитируемого отрицательного заряда с потоком ионов уменьшать расходимость ионного пучка, или же отклонять его, изменяя таким образом направление вектор ионной тяги.The aim of the invention is to neutralize (compensate) the space charge of the ion flow of the propulsion jet in such a way as to further achieve optimal functional parameters and characteristics of the propulsion jet for small spacecraft, for example, to reduce the flow rate of the working fluid of the propulsion jet and, thereby, extend the life of such a spacecraft, during which it is possible to carry out maneuvering for its more accurate positioning in space. It is especially important to realize these goals in the case of micro- and nanosatellites weighing from several tens to units of kilograms or less, since the supply of the working body of the electric propulsion (usually xenon or, more rarely, krypton or their mixture) of such spacecraft is limited. It is also essential, in particular, in multi-mode electric propulsion engines to be able to provide a minimum time for reaching the operating mode of neutralization and fast switching of electronic current in accordance with the operating mode of such an electric propulsion. It is also desirable that the implemented method of neutralizing the space charge of the ion flow of the electric propulsion jet also allows, due to the electrostatic interaction of the emitted negative charge with the ion flow, to reduce the divergence of the ion beam, or to deflect it, thus changing the direction of the ion traction vector.
Компенсация (нейтрализация) пространственного заряда пучка положительных ионов в общем случае ионно-пучковых технологий осуществляется введением в поток ионов свободных электронов и/или электроотрицательных молекул или атомов, обладающих высоким сродством к электрону и большими сечениями образования отрицательных ионов при столкновении со свободными электронами соответственно. Потоки свободных электронов и электроотрицательных молекул или атомов поддерживают такими, чтобы плотность положительного заряда пучка, по крайней мере, не превышала плотности его отрицательного заряда присутствующих в нем электронов и образованных отрицательных ионов. Примеры реализации способов нейтрализации положительного заряда ионных пучков для технологических применений, прежде всего в технологиях обработки поверхности ионным пучком и ионной имплантации, подробно описаны, включая содержащиеся многочисленные цитирования, например, в патенте США N5531420 "ION ВЕАМ ELECTRON NEUTRALIZER", опубл. 02.07.1996 г., патенте США N5703375 "METHOD AND APPARATUS FOR ION BEAM NEUTRALIZATION", опубл. 30.12.1997 г., патенте РФ N2105368 "СПОСОБ НЕЙТРЛЛИЗАЦИИ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ЗАРЯДА ПУЧКА ПОЛОЖИТЕЛЬНЫХ ИОНОВ", опубл. 20.02.1998 г., патенте США N 6329650 "SPACE CHARGE NEUTRALIZATION OF AN ION BEAM", опубл. 11.12.2001 г., патенте США N 6359286 "METHOD AND APPARATUS FOR NEUTRALIZING SPACE CHARGE IN AN ION BEAM", опубл. 19.03.2002 г., патенте США N 6515408 "ION BEAM APPARATUS AND A METHOD FOR NEUTRALIZING SPACE CHARGE IN AN ION BEAM", опубл. 04.02.2003 г., патенте США N 6815697 "ION BEAM CHARGE NEUTRALIZER AND METHOD THEREFORE", опубл. 09.11.2004 г., патенте США N 6872959 "THERMOELECTRON GENERATING SOURCE AND ION BEAM RADIATING APPARATUS WITH THE SAME", опубл. 29.03.2005 г., патенте США N 7276711 "BEAM SPACE-CHARGE COMPENSATION DEVICE AND ION IMPLANTATION SYSTEM HAVING THE SAME", опубл. 02.10.2007 г., дающие общее представление о способах нейтрализации электростатического заряда ионного потока в таких технологиях.Compensation (neutralization) of the space charge of a beam of positive ions in the general case of ion-beam technologies is carried out by introducing free electrons and / or electronegative molecules or atoms into the ion flux, which have high electron affinity and large cross sections for the formation of negative ions in collisions with free electrons, respectively. The flows of free electrons and electronegative molecules or atoms are maintained such that the density of the positive charge of the beam, at least, does not exceed the density of its negative charge of the electrons present in it and the formed negative ions. Examples of the implementation of methods for neutralizing the positive charge of ion beams for technological applications, primarily in technologies for surface treatment by ion beam and ion implantation, are described in detail, including numerous citations, for example, in US patent N5531420 "ION BEAM ELECTRON NEUTRALIZER", publ. 07/02/1996, US patent N5703375 "METHOD AND APPARATUS FOR ION BEAM NEUTRALIZATION", publ. 12/30/1997, RF patent N2105368 "METHOD OF NEUTRLLIZING A SPATIAL CHARGE OF A BEAM OF POSITIVE IONS", publ. 02.20.1998, US patent N 6329650 "SPACE CHARGE NEUTRALIZATION OF AN ION BEAM", publ. 12/11/2001, US patent N 6359286 "METHOD AND APPARATUS FOR NEUTRALIZING SPACE CHARGE IN AN ION BEAM", publ. 03/19/2002, US patent N 6515408 "ION BEAM APPARATUS AND A METHOD FOR NEUTRALIZING SPACE CHARGE IN AN ION BEAM", publ. 02/04/2003, US patent N 6815697 "ION BEAM CHARGE NEUTRALIZER AND METHOD THEREFORE", publ. 11/09/2004, US patent N 6872959 "THERMOELECTRON GENERATING SOURCE AND ION BEAM RADIATING APPARATUS WITH THE SAME", publ. 03/29/2005, US patent N 7276711 "BEAM SPACE-CHARGE COMPENSATION DEVICE AND ION IMPLANTATION SYSTEM HAVING THE SAME", publ. 10/02/2007, giving a general idea of how to neutralize the electrostatic charge of the ion flux in such technologies.
Заметим, что в патенте США N6762423 "METHODS AND APPARATUS FOR ION BEAM NEUTRAEIZATTON IN MAGNETS", опубл. 13.07.2004 г. описан, в частности, способ нейтрализации объемного заряда ионного пучка электронами, эмитируемыми в направлении перпендикулярно оси ионного пучка расположенными в виде массива или матрицы вдоль пути ионного пучка по всей его ширине множественными автоэмиссионными источниками. Все автоэмиссионные источники подключены к источнику питания и работают в едином для всех режиме автоэмиссии.Note that in US patent N6762423 "METHODS AND APPARATUS FOR ION BEAM NEUTRAEIZATTON IN MAGNETS", publ. 07/13/2004, in particular, a method is described for neutralizing the space charge of an ion beam by electrons emitted in the direction perpendicular to the axis of the ion beam located in the form of an array or matrix along the path of the ion beam across its entire width by multiple field emission sources. All field emission sources are connected to a power source and operate in a single field emission mode for all.
В подавляющем большинстве существующих и разрабатываемых электроракетных двигателей (ЭРД) реактивная струя формируется ускоренным потоком положительных ионов, как правило, ксенона или, реже, криптона или аргона. Соответственно, электрический заряд ионного пучка, формируемого таким электроракетным двигателем, должен быть скомпенсирован электронами, эмитируемыми в область существования объемного положительного заряда. Но, в отличие от задачи компенсации положительного заряда ионного потока, решаемой в технологических наземных установках, в которых актуально предотвратить накопление положительного заряда на обрабатываемой ионным пучком поверхности, в электроракетных двигателях цель нейтрализации заключается в исключении накопления электростатического заряда на корпусе самого космического аппарата (КА), что приводит к определенным отличиям в способах и устройствах нейтрализации потока ионов. Характерные примеры реализации способа описаны, в частности в патенте РФ N 2092983 "ПЛАЗМЕННЫЙ УСКОРИТЕЛЬ", опубл. 10.10.1997 г., патенте США N6195980 "ELECTROSTATIC PROPULSION ENGINE WITH NEUTRALIZING ION SOURCE", опубл. 06.03.2001 г. Для целей настоящего изобретения важно отметить, что во всех вышеупомянутых электроракетных двигательных установках применяется способ нейтрализации объемного заряда ионного потока эмиссией электронов единичным источником - нейтрализатором, как правило, на основе плазмы электрического разряда в полом катоде, инициируемом электронами, эмитируемыми термоэмиссионным катодом. Различные конструкционные особенности плазменной камеры нейтрализатора ЭРД, применяемого в реализациях такого способа нейтрализации объемного заряда ионного потока, детально описываются, например, в патентах РФ N2168793 "КАТОД-КОМПЕНСАТОР", опубл. 10.06.2001 г., N 2173001 "КАТОД-КОМПЕНСАТОР", опубл. 27.08.2001 г., N 2173002 "КАТОД-КОМПЕНСАТОР", опубл. 27.08.2001 г., в патенте США N 6336318 "ION THRUSTER HAVING A HOLLOW CATHODE ASSEMBLY WITH AN ENCAPSULATED HEATER, AND ITS FABRICATION", опубл. 08.01.2002 г., в патентах РФ N 2287203 "ПЛАЗМЕННЫЙ КАТОД-КОМПЕНСАТОР", опубл. 10.11.2006 г., N 2454046 "ПЛАЗМЕННЫЙ ЭМИТТЕР ЭЛЕКТРОНОВ", опубл. 27.01.2011 г., N 2410567 "БЛОЧНЫЙ КАТОД-КОМПЕНСАТОР", опубл. 13.01.2011 г. Известны также варианты реализации способа на основе использования плазменного источника электронов на основе емкостного высокочастотного (ВЧ) дугового разряда. Например, в патенте США N6870321 "HIGH-FREQUENCY ELECTRON SOURCE", опубл. 22.03.2005 г. описывается нейтрализатор на основе ВЧ плазмы с частотой в диапазоне 100 кГц-50 МГц. Следует отметить, однако, что такой способ возбуждения разряда требует использования согласующего волновую нагрузку устройства, что усложняет конструкцию нейтрализатора. Полностью исключить использование электродов при создании плазмы в источнике электронов можно благодаря возбуждению ВЧ плазмы не в емкостном, а в магнитно-индукционном разряде, как это предложено в патентах США N 7498592 "NON-AMBIPOLAR RADIO-FREQUENCY PEASMA EEECTRON SOURCE AND SYSTEMS AND METHODS FOR GENERATING EEECTRON BEAMS", опубл. 03.03.2009 г. и N 7875867 "NON-AMBIPOEAR RADIO-FREQUENCY PEASMA EEECTRON SOURCE AND SYSTEMS AND METHODS FOR GENERATING EEECTRON BEAMS", опубл. 25.01.2011 г. Недостатком такого решения является то, что использование магнитной системы в таком источнике значительно увеличивает его массогабаритные характеристики. Кроме того, для поддержания плазмы расходуется рабочий газ, что делает эту технологию малоприменимой на малых КЛ из-за жестких ограничений по массе и энергопотреблению.In the vast majority of existing and developing electric rocket engines (ERE), the jet stream is formed by an accelerated stream of positive ions, usually xenon or, less commonly, krypton or argon. Accordingly, the electric charge of the ion beam formed by such an electric rocket engine must be compensated by electrons emitted into the region of existence of the positive space charge. But, unlike the task of compensating the positive charge of the ion flux, which is solved in technological ground-based installations, in which it is important to prevent the accumulation of positive charge on the surface treated by the ion beam, in electric rocket engines, the goal of neutralization is to prevent the accumulation of electrostatic charge on the body of the spacecraft (SC) , which leads to certain differences in the methods and devices for neutralizing the ion flow. Typical examples of the implementation of the method are described, in particular, in the patent of the Russian Federation N 2092983 "PLASMA ACCELERATOR", publ. 10/10/1997, US patent N6195980 "ELECTROSTATIC PROPULSION ENGINE WITH NEUTRALIZING ION SOURCE", publ. March 6, 2001. For the purposes of the present invention, it is important to note that in all of the aforementioned electric rocket propulsion systems, the method of neutralizing the space charge of the ion flux by electron emission by a single source — a neutralizer, usually based on an electric discharge plasma in a hollow cathode initiated by electrons emitted by thermionic - is used. cathode. Various design features of the plasma chamber of the ERD converter used in the implementation of such a method of neutralizing the space charge of the ion flux are described in detail, for example, in patents of the Russian Federation N2168793 "CATHOD-COMPENSATOR", publ. 06/10/2001, N 2173001 "CATHOD-COMPENSATOR", publ. August 27, 2001, N 2173002 "CATHOD-COMPENSATOR", publ. 08/27/2001, in US patent N 6336318 "ION THRUSTER HAVING A HOLLOW CATHODE ASSEMBLY WITH AN ENCAPSULATED HEATER, AND ITS FABRICATION", publ. 01/08/2002, in the patents of the Russian Federation N 2287203 "PLASMA CATHOD-COMPENSATOR", publ. November 10, 2006, N 2454046 "PLASMA ELECTRON ELECTRON EMITTER", publ. January 27, 2011, N 2410567 "BLOCK CATHODE COMPENSATOR", publ. 01/13/2011, there are also known options for implementing the method based on the use of a plasma electron source based on a capacitive high-frequency (HF) arc discharge. For example, in US patent N6870321 "HIGH-FREQUENCY ELECTRON SOURCE", publ. 03/22/2005 a converter based on RF plasma with a frequency in the range of 100 kHz-50 MHz is described. It should be noted, however, that such a method of exciting the discharge requires the use of a device matching the wave load, which complicates the design of the converter. The use of electrodes in creating a plasma in an electron source can be completely eliminated due to excitation of RF plasma not in a capacitive but in a magnetic induction discharge, as proposed in US Pat. N 7498592 "NON-AMBIPOLAR RADIO-FREQUENCY PEASMA EEECTRON SOURCE AND SYSTEMS AND METHODS FOR GENERING EEECTRON BEAMS ", publ. 03.03.2009 and N 7875867 "NON-AMBIPOEAR RADIO-FREQUENCY PEASMA EEECTRON SOURCE AND SYSTEMS AND METHODS FOR GENERATING EEECTRON BEAMS", publ. 01/25/2011, The disadvantage of this solution is that the use of a magnetic system in such a source significantly increases its weight and size characteristics. In addition, the working gas is consumed to maintain the plasma, which makes this technology inapplicable to small CRs due to severe restrictions on mass and energy consumption.
Варианты осуществления способов нейтрализации объемного заряда ионных пучков применительно к ионным ЭРД без использования термоэмиссионного катода описываются также, например, в патенте РФ N 2429591 "СПОСОБ НЕЙТРАЛИЗАЦИИ ОБЪЕМНОГО ЗАРЯДА ИОННЫХ ПУЧКОВ В ИОННЫХ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)", опубл. 20.09.2011 г. и N2458490 "СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ИОННЫХ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)", опубл. 10.08.2012 г. Способ основан на возбуждении с помощью вспомогательного источника энергии в автономной полости нейтрализатора газоразрядной плазмы и использовании плазмы для эмиссии электронов в зону нейтрализации объемного заряда ионных пучков. В качестве вспомогательного источника энергии используют импульсный лазер. Луч лазера с фокусировкой направляют в автономную полость нейтрализатора, наполняемого притоком газа рабочего вещества ионного двигателя, где в зоне вблизи фокуса в объеме газопроточного рабочего вещества возбуждают разряд, создают плазму и осуществляют эмиссию электронов в ускоряемый ионный пучок с границы внутренней плазмы под действием внешнего электрического поля. В варианте способа дополнительно направляют в автономную полость нейтрализатора пары цезия. Устройство нейтрализации объемного заряда ионных пучков содержит вспомогательный источник энергии на основе импульсного лазера. Недостатком такого подхода является избыточное усложнение конструкции, что потенциально снижает его отказоустойчивость.Variants of the implementation of methods for neutralizing the space charge of ion beams with respect to ionic propulsion without using a thermionic cathode are also described, for example, in RF patent N 2429591 "METHOD FOR CARRYING OUT THE CASTLE OF AN EXTENSION OF AN EMERGENCY RESPONSE." September 20, 2011 and N2458490 "METHOD FOR REGULATING IONIC ELECTRIC ROCKET ENGINES AND A DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION (OPTIONS)", publ. 08/10/2012, the Method is based on the excitation using an auxiliary energy source in an autonomous cavity of a neutralizer of a gas-discharge plasma and the use of plasma for the emission of electrons in the zone of neutralization of the space charge of ion beams. A pulsed laser is used as an auxiliary energy source. The focused laser beam is directed into the autonomous cavity of the converter, which is filled with the gas inflow of the working substance of the ion engine, where a discharge is excited in the gas flow in the volume of the gas-flowing working substance, a plasma is created and the electrons are emitted into the accelerated ion beam from the boundary of the internal plasma under the action of an external electric field . In an embodiment of the method, cesium pairs are additionally directed into the autonomous cavity of the neutralizer. The device for neutralizing the space charge of ion beams contains an auxiliary energy source based on a pulsed laser. The disadvantage of this approach is the excessive complexity of the design, which potentially reduces its fault tolerance.
Разработки электроракетных двигателей, в которых реализуется способ нейтрализации заряда ионного потока эмиссией электронов из единичного нейтрализатора, активно продолжаются и, в частности, отрабатывается применение новых материалов с целью увеличить ресурс электроракетного двигателя при сохранении эффективности создания реактивной тяги, как это описано, например, в заявке на получение патента США 2012/0117938 "HALL EFFECT PLASMA THRUSTER", опубл. 17.05.2012 г., или способы оптимизации конфигурации и параметров магнитной системы, учет топологии магнитного поля и размещение катода-компенсатора в зоне минимального воздействия ускоренного потока плазмы, как это описано, например, в патенте РФ N 2426913 "СПОСОБ РАЗМЕЩЕНИЯ КАТОДА-КОМПЕНСАТОРА В ПЛАЗМЕННОМ ДВИГАТЕЛЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ", опубл. 20.08.2011 г.The development of electric rocket engines, which implements a method of neutralizing the charge of the ion stream by electron emission from a single converter, is actively ongoing and, in particular, the use of new materials is being developed to increase the resource of the electric rocket engine while maintaining the efficiency of creating jet propulsion, as described, for example, in the application US Patent Application 2012/0117938 "HALL EFFECT PLASMA THRUSTER", publ. 05/17/2012, or methods of optimizing the configuration and parameters of the magnetic system, taking into account the topology of the magnetic field and placing the compensating cathode in the zone of minimum exposure to the accelerated plasma flow, as described, for example, in RF patent N 2426913 "METHOD FOR PLACING THE COMPENSATOR CATHODE B PLASMA ENGINE AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION ", publ. 08/20/2011
Однако с развитием концепции использования микро и наноспутников весом до единиц килограммов появилась необходимость создания специализированных двигательных установок, которые должны отличаться низким энергопотреблением, малой массой и высокой эффективностью использования рабочего тела. Пример такого электроракетного двигателя описан, например, в патенте США N 6960888 "METHOD OF PRODUCING AND ACCELERATING AN ION BEAM" опубл. 01.10.2005 г. Очевидно, что традиционные способы компенсации объемного положительного заряда ионного потока в электроракетной двигательной установке микро- и наноспутников и реализующие эти способы нейтрализаторы па основе плазмы электрического разряда малопригодны, поскольку массогабаритные характеристики таких нейтрализаторов становятся сопоставимы с самим двигателем и не могут быть существенно улучшены. Кроме того, их функционирование подразумевает расход неиспользуемого для создания тяги рабочего газа, что также ограничивает применимость реализуемых с их помощью способов нейтрализации объемного заряда ионного потока ЭРД микро- и наноспутников.However, with the development of the concept of using micro and nanosatellites weighing up to several kilograms, it became necessary to create specialized propulsion systems that should be characterized by low energy consumption, low weight and high efficiency of use of the working fluid. An example of such an electric rocket engine is described, for example, in US patent N 6960888 "METHOD OF PRODUCING AND ACCELERATING AN ION BEAM" publ. 10/01/2005. It is obvious that the traditional methods of compensating for the positive space charge of the ion flux in the electric rocket propulsion system of micro- and nanosatellites and the neutralizers based on the electric discharge plasma implementing these methods are of little use, since the mass-dimensional characteristics of such neutralizers become comparable with the engine itself and cannot be significantly improved. In addition, their functioning implies the consumption of working gas that is not used to create traction, which also limits the applicability of the methods used to neutralize the space charge of the ion flow of the electric propulsion of micro- and nanosatellites.
Способ нейтрализации объемного заряда ионного потока ЭРД, осуществляемый при помощи нейтрализатора на основе автоэмиссионого катода, позволяет реализовать более эффективные электроракетные двигатели малой тяги с требуемыми массогабаритными параметрами и энергопотреблением, недостижимыми при использовании стандартных способов нейтрализации заряда ионного потока. Например, известен способ нейтрализации объемного заряда ионного потока в электроракетной двигательной установке эмиссией электронов множественными автоэмиссионными источниками, расположенными в виде матрицы отдельных эмиттеров. В статьях "Field emission performance of multiwalled carbon nanotubes for a low-power spacecraft neutralizek", Acta Astronautica, v.64 (2009), pp.875-881, "Field emission cathode with electron optics for use in Hall thrusters", J.Appl.Phys. v.108, 054507 (2010) и заявке па получение патента США N 2011/0005191 "COLD CATHODLS AND ION THRUSTERS AND METHODS OF MAKING AND USING SAME", опубл. 13.01.2011 г. для реализации способа использованы автоэмиссионные эмиттеры на основе массивов углеродных нанотрубок, а в статье "Use of coated silicon field emitters as neutralizers for fundamental physics space missions", Advances in Space Research, v.48 (2011), pp.1265-1273 - эмиттеры на основе кремниевых наноострий, на которые осаждены улучшающие автоэмиссию и теплоотвод пленочные покрытия. Однако отметим, что использование микроострийных автоэмиссионных катодов не позволило создать нейтрализаторы, обеспечивающие достаточно длительный срок службы из-за того, что микроострие в процессе эмиссии подвергается сильному нагреву и бомбардировке ионами, что при работе при давлении окружающего газа выше 10-5 Торр приводит к быстрому его туплению и, тем самым, к уменьшению локальной напряженности электрического поля и падению тока автоэмиссии. В патенте США N 8080930 "SELF-REGENERATING NANOTIPS FOR LOW-POWER ELECTRIC PROPULSION (EP) CATHODES", опубл. 20.12.2011 г. предложен способ восстановления микроострия подачей на него по микрокапилляру капли легкоплавкого металла, которая застывает в приложенном электрическом поле, формируя требуемый профиль микроострия для продолжения его функционирования в режиме эффективной автоэмиссии. Недостаток этого способа заключается в том, что для поддержания оптимальных кондиций необходим резервуар с легкоплавким металлом, импульсный нагреватель для его расплавления и система энергопитания для нагревателя и формирователя профиля острия при застывании капли в сильном поляризующем поле. Все эти узлы увеличивают массу и энергопотребление нейтрализатора, что ограничивает возможности применения этой технологии на микро- и наноспутниках. Кроме того, при работе с множественными автоэмиссионными микроострийными источниками технически сложно реализовать индивидуальное восстановление отдельных микроострий или групп микроострий.The method of neutralizing the space charge of the ion flow of an electric propulsion jet, carried out using a catalyst based on a field emission cathode, allows for the implementation of more efficient electric propulsion small thrust engines with the required weight and size parameters and energy consumption, unattainable using standard methods of neutralizing the charge of the ion flow. For example, there is a method of neutralizing the space charge of an ion stream in an electric rocket propulsion system by electron emission by multiple field emission sources arranged in the form of a matrix of individual emitters. In "Field emission performance of multiwalled carbon nanotubes for a low-power spacecraft neutralizek", Acta Astronautica, v.64 (2009), pp.875-881, "Field emission cathode with electron optics for use in Hall thrusters", J .Appl.Phys. v.108, 054507 (2010) and patent application US patent N 2011/0005191 "COLD CATHODLS AND ION THRUSTERS AND METHODS OF MAKING AND USING SAME", publ. January 13, 2011, field emission emitters based on arrays of carbon nanotubes were used to implement the method, and in the article "Use of coated silicon field emitters as neutralizers for fundamental physics space missions", Advances in Space Research, v. 48 (2011), pp. 1265-1273 - emitters based on silicon nano points, on which film coatings improving autoemission and heat removal are deposited. However, it should be noted that the use of micro-tip field emission cathodes did not allow the creation of neutralizers providing a sufficiently long service life due to the fact that the micro tip is subjected to strong heating and ion bombardment during emission, which, when operating at an ambient gas pressure above 10 -5 Torr, leads to fast its blunting and, thereby, to a decrease in the local electric field strength and a decrease in the field emission current. In US patent N 8080930 "SELF-REGENERATING NANOTIPS FOR LOW-POWER ELECTRIC PROPULSION (EP) CATHODES", publ. December 20, 2011, a method was proposed for restoring a micro-tip by feeding a drop of fusible metal onto it through a microcapillary, which solidifies in an applied electric field, forming the required profile of a micro-tip to continue its functioning in the mode of effective field emission. The disadvantage of this method is that in order to maintain optimal conditions, a tank with low-melting metal, a pulsed heater for its melting, and an energy supply system for the heater and the tip profiler when the drop solidifies in a strong polarizing field are required. All of these nodes increase the mass and power consumption of the converter, which limits the possibilities of using this technology on micro- and nanosatellites. In addition, when working with multiple field emission micro-point sources, it is technically difficult to realize individual restoration of individual micro-points or groups of micro-points.
Еще один, выбранный в качестве прототипа, аналог предлагаемого способа нейтрализации объемного заряда ионного потока в электроракетном двигателе эмиссией электронов множественными источниками описан в заявке на получение патента США N 2012/0085918 "ION BEAM IRRADIATION DEVICE AND METHOD FOR SUPPRESSING ION BEAM DIVERGENCE", опубл. 12.04.2012 г., включающий размещение два или более автоэмиссионных источников электронов вокруг ионного потока электроракетного двигателя направление эмитированных электронов по касательной к направлению линий магнитного поля в область градиента магнитного поля. Реализация такого способа нейтрализации объемного заряда ионного потока в электроракетном двигателе позволяет уменьшить расходимость ионного пучка, что позволяет улучшить эффективность ЭРД. Недостатком этого способа является невозможность управлять автоэмиссионными источниками таким образом, чтобы иметь возможность формировать области локально избыточного объемного отрицательного заряда, располагающегося вдоль и вне оси ионного пучка, причем переменно по времени в импульсном, импульсно-периодическом режимах или режиме постоянного тока, что позволит за счет электростатического взаимодействия такого локально избыточного объемного отрицательного заряда эмитированных электронов и объемного положительного заряда ионного потока фокусировать или отклонять ионный поток, оперативно варьируя тем самым направление вектора тяги ЭРД.Another, selected as a prototype, an analogue of the proposed method of neutralizing the space charge of the ion flux in an electric rocket engine by electron emission by multiple sources is described in application for US patent N 2012/0085918 "ION BEAM IRRADIATION DEVICE AND METHOD FOR SUPPRESSING ION BEAM DIVERGENCE", publ. 04/12/2012, including the placement of two or more field emission sources of electrons around the ion stream of an electric rocket engine, the direction of the emitted electrons tangentially to the direction of the magnetic field lines in the region of the magnetic field gradient. The implementation of this method of neutralizing the space charge of the ion flux in an electric rocket engine reduces the divergence of the ion beam, which improves the efficiency of the electric propulsion. The disadvantage of this method is the inability to control field emission sources in such a way as to be able to form regions of locally excess volumetric negative charge located along and outside the axis of the ion beam, moreover, time-varying in a pulsed, pulse-periodic or constant current mode, which will allow electrostatic interaction of such a locally excess volumetric negative charge of emitted electrons and a positive volumetric ion charge th stream focus or deflect the ion stream, thereby varying the operative direction of the thrust vector ERE.
Дополнительной целью настоящего изобретения является возможность при его осуществлении реализовать изменение направления вектора ионной тяги. Возможность изменять направление вектора тяги является одной из важных характеристик, учитываемой при разработке перспективных электроракетных двигательных установок для космических аппаратов.An additional objective of the present invention is the possibility of its implementation to realize a change in the direction of the vector of ionic traction. The ability to change the direction of the thrust vector is one of the important characteristics taken into account in the development of promising electric propulsion systems for spacecraft.
Известен широко применяемый способ управления величиной и направлением вектора тяги, создаваемой электроракетной двигательной установкой, который заключается в объединении в единый модуль нескольких ЭРД, размещаемых обычно под некоторым углом друг к другу и управляемых независимо друг от друга. Изменяя конфигурацию и режим работы отдельных ЭРД двигательной установки, можно управлять величиной и направлением вектора создаваемой тяги. Варианты реализации такого способа описаны, например, в патенте РФ N 2134220 " ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКАЯ ТЯГОВАЯ СИСТЕМА (ВАРИАНТЫ), КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ПРИЛОЖЕНИЯ ВЫБИРАЕМЫХ ТЯГОВЫХ УСИЛИЙ (ВАРИАНТЫ)", опубл. 10.08.1999 г., в патенте США N 6279314 "CLOSED ELECTRON DRIFT PLASMA THRUSTER WITH A STEERABEE THRUST VECTOR", опубл. 28.08.2001 г., в патенте РФ N 2196396 "СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ВЕКТОРА ТЯГИ ЭЛЕКТРОРАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ", опубл. 10.01.2003 г., в патенте США N 7459858 "HALL THRUSTER WITH SHARED MAGNETIC STRUCTURE", опубл. 02.12.2008 г., в заявке на получение патента США N 2009/0308049 "ELECTRIC PROPULSION SYSTEM", опубл. 17.12.2009 г., в патенте США N 7690187 "MODULAR MICROPROPULSION DEVICE AND SYSTEM", опубл. 06.04.2010 г., в заявке на получение патента США N 2011/0073713 "DRIVE ARRANGEMENT IN A SPACECRAFT", опубл. 31.03.2011 г.A well-known widely used method for controlling the magnitude and direction of the thrust vector created by an electric rocket propulsion system, which consists in combining several electric propulsion engines, usually placed at a certain angle to each other and controlled independently from each other, in a single module. By changing the configuration and operation mode of individual propulsion engines, it is possible to control the magnitude and direction of the generated thrust vector. Variants of the implementation of this method are described, for example, in RF patent N 2134220 "ELECTROSTATIC TRACTION SYSTEM (OPTIONS), SPACE VEHICLE (OPTIONS), AND METHOD OF APPLICATION OF SELECTED TRACTION EFFICIENCIES (OPTIONS)", opubl. 08/10/1999, in US patent N 6279314 "CLOSED ELECTRON DRIFT PLASMA THRUSTER WITH A STEERABEE THRUST VECTOR", publ. 08.28.2001, in the patent of the Russian Federation N 2196396 "METHOD FOR REGULATING THE ELECTRIC MOCKET ENGINE TRACTION VECTOR AND THE DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION", publ. 01/10/2003, in US patent N 7459858 "HALL THRUSTER WITH SHARED MAGNETIC STRUCTURE", publ. 12/02/2008, in the application for obtaining US patent N 2009/0308049 "ELECTRIC PROPULSION SYSTEM", publ. December 17, 2009, in US patent N 7690187 "MODULAR MICROPROPULSION DEVICE AND SYSTEM", publ. 04/06/2010, in the application for US patent N 2011/0073713 "DRIVE ARRANGEMENT IN A SPACECRAFT", publ. 03/31/2011
Недостатками указанных аналогов является неоптимальность реализации режима малой тяги, которая в этой схеме формируется как разность векторов тяги разнонаправленных импульсов отдельных ЭРД. Однако в случае малых космических аппаратов размещение нескольких двигательных установок может быть не всегда оправданно из-за значительного увеличения массы и габаритов двигательной установки. Поэтому в некоторых случаях целесообразно использовать отклоняющие ионный поток системы. Так, например, патент РФ N 2196397 "СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ УСКОРЕНИЯ ИОНОВ В ПЛАЗМЕНЫХ УСКОРИТЕЛЯХ ХОЛЛОВСКОГО ТИПА", опубл. 10.01.2003 г. и заявка на получение патента США N 2012/0167548 "PLASMA THRUSTERS", опубл. 05.07.2012 г., описывают варианты способа управления направлением ионного потока и, соответственно, вектора тяги ЭРД изменением конфигурации магнитного поля изменениями тока в системе электромагнитов. Ближайшим аналогом является способ отклонения ионного потока, реализованный в ЭРД, описанном в патенте РФ 2088802 "ХОЛЛОВСКИЙ ДВИГАТЕЛЬ", опубл. 27.08.1997 г., в котором у выходного среза двигателя устанавливаются дополнительные электроды и при подаче на них потенциала и одновременного подключения дополнительных электромагнитных источников магнитного поля создается радиальное электрическое поле, отклоняющее ионный поток. Такая конструкция ЭРД позволяет отклонять вектор ионной тяги в пределах нескольких градусов, но отличается избыточной сложностью.The disadvantages of these analogues is the non-optimal implementation of the low thrust mode, which in this scheme is formed as the difference of the thrust vectors of multidirectional pulses of individual electric propulsion. However, in the case of small spacecraft, the placement of several propulsion systems may not always be justified due to a significant increase in the mass and dimensions of the propulsion system. Therefore, in some cases it is advisable to use deflecting ion flux systems. So, for example, RF patent N 2196397 "METHOD AND DEVICE FOR ACCELERATING IONS IN PLASMA ACCELERATORS OF THE HOLE TYPE", publ. 01/10/2003 and the application for US patent N 2012/0167548 "PLASMA THRUSTERS", publ. 07/05/2012, describe the options for controlling the direction of the ion flux and, accordingly, the thrust vector of the electric propulsion by changing the configuration of the magnetic field by changing the current in the system of electromagnets. The closest analogue is the method of deviation of the ion flux, implemented in the electric propulsion described in RF patent 2088802 "HOLLOW ENGINE", publ. 08/27/1997, in which additional electrodes are installed at the output section of the engine, and when a potential is applied to them and at the same time additional electromagnetic sources of the magnetic field are connected, a radial electric field is created that deflects the ion flux. This design of the electric propulsion allows deflecting the ion traction vector within a few degrees, but differs in excessive complexity.
По предлагаемому способу нейтрализации объемного заряда ионного потока электроракетных двигателей возможно корректирование направления ионов благодаря оптимизации транспорта электронов автоэмиссии в область нейтрализации, что достигается тем, что электроны могут эмитироваться всеми или частью автоэмиссионных источников. В зависимости от режима управления работой множественных автоэмиссионных источников, располагаемых вокруг ЭРД, возможно формирование области локально избыточного объемного отрицательного заряда вдоль или вне осей ионных пучков, включенных ЭРД, обеспечивая за счет электростатического взаимодействия избыточного отрицательного заряда эмитированных электронов и объемного положительного заряда ионного потока дополнительно фокусировать или отклонять ионный поток, оперативно подстраивая тем самым направление вектора тяги ЭРД. Поэтому важный отличительный признак предлагаемого способа нейтрализации заключается в том, что он осуществляется размещаемыми вокруг каждого из электроракетных двигателей двигательной установки на ионной тяге множественными автоэмиссионными источниками с возможностью управления токами эмиссии отдельных автоэмиссионных источников или групп автоэмиссионных источников независимо друг от друга и согласованно с режимом работы отдельных ЭРД двигательной установки. Дополнительная установка вокруг сопла подобных электроракетных двигателей множественных автоэмиссионных источников с возможностью управления токами эмиссии отдельных автоэмиссионных источников или групп автоэмиссионных источников независимо друг от друга позволит формировать область локально избыточного объемного отрицательного заряда преимущественно вдоль оси ионного пучка, согласованно с изменением направление потока ионов ЭРД или вне оси ионного пучка, причем переменно по времени в импульсном, импульсно-периодическом режимах или режиме постоянного тока, что позволит за счет электростатического взаимодействия фокусировать или отклонять ионный поток ЭРД, тем самым одновременно осуществляя нейтрализацию объемного заряда ионного потока и, дополнительно, оперативно подстраивая направление вектора ионной тяги.According to the proposed method of neutralizing the space charge of the ion stream of electric rocket engines, it is possible to correct the direction of the ions by optimizing the transport of field emission electrons in the area of neutralization, which is achieved by the fact that the electrons can be emitted by all or part of field emission sources. Depending on the mode of controlling the operation of multiple field emission sources located around the electric propulsion system, it is possible to form a region of locally excess volumetric negative charge along or outside the axes of ion beams switched on by the electric propulsion system, providing additional focusing due to the electrostatic interaction of the excess negative charge of emitted electrons and the volumetric positive charge of the ion flux or reject the ion flux, thereby quickly adjusting the direction of the thrust vector of the electric propulsion. Therefore, an important distinguishing feature of the proposed method of neutralization lies in the fact that it is carried out by multiple field emission sources placed around each of the electric propulsion engines of the propulsion system with ion traction with the ability to control the emission currents of individual field emission sources or groups of field emission sources independently of each other and in coordination with the operation mode of individual ERD propulsion system. An additional installation around the nozzle of such electric rocket engines of multiple field emission sources with the ability to control the emission currents of individual field emission sources or groups of field emission sources independently of each other will allow the formation of a region of locally excess volume negative charge mainly along the axis of the ion beam, in accordance with a change in the direction of the flow of the ERJ or off-axis ion beam, moreover, variable in time in a pulsed, pulse-periodic mode ax or dc mode, which will allow focusing or deflecting the ion flow of the electric propulsion jet due to electrostatic interaction, thereby simultaneously neutralizing the space charge of the ion flow and, in addition, quickly adjusting the direction of the ion thrust vector.
При таком способе нейтрализации ионного потока необходимо обеспечить возможность независимого управления током электронов автоэмиссии. Причем, в общем случае осуществления способа, в различных режимах и их комбинациях, в том числе переменно по времени в импульсном, импульсно-периодическом режимах или режиме постоянного тока.With this method of neutralizing the ion flux, it is necessary to provide the possibility of independent control of the field emission electron current. Moreover, in the General case, the implementation of the method, in various modes and their combinations, including variable in time in a pulse, pulse-periodic modes or DC mode.
Известны способы независимого управления питанием отдельных узлов электроракетной двигательной установки. Так, в патенте США N 6724160 "ION-SOURCE NEUTRALIZATION WITH A HOT-FILAMENT CATHODE-NEUTRALIZER", опубл. 20.04.2004 г. описывается автоматическая система подстройки интенсивности источника электронов на основе термоэмиссионного катода нейтрализатора ионного заряда ЭРД при динамическом изменении величины положительного заряда, который необходимо скомпенсировать, а в патенте США N 6948305 "METHOD AND APPARATUS FOR BALANCING THE EMISSION CURRENT OF NEUTRALIZERS IN ION THRUSTER ARRAYS", опубл. 27.09.2005 г. описываются способы оптимизации режимов работы нейтрализаторов в мультидвигательных реактивных системах так, чтобы при уменьшении ионного потока некоторых из двигателей, производить соответствующее перераспределение электронного тока отдельных нейтрализаторов так, чтобы электронный ток отдельных нейтрализаторов уменьшился при сохранении интегрального значения электронного тока. Учитывая существенно нелинейную зависимость срока жизни термокатода от его рабочей температуры, такой способ управления током отдельных нейтрализаторов приводит к увеличению их ресурса и, соответственно, двигательной установки в целом. В общем случае используются многофункциональные источники питания, которые одновременно обеспечивают работу и самого ЭРД, и нейтрализатора - всех каналов энергопотребления: и на создание и поддержание плазмы, создание магнитного поля, работу нейтрализатора. Такой подход, в частности, описан в патенте США N 8024917 “MULTI-FUNCTIONAL POWER SUPPLY FOR A HALL THRUSTER”, опубл. 27.09.2011 г., или в заявке на получение патента США N 2011/0258981 "MICRO-CATHODE THRUSTER AND A METHOD OF INCREASING THRUST OUTPUT FOR A MICRO-CATHODE THRUSTER", опубл. 27.10.2011 г. Однако все такие системы предполагают, что каждый нейтрализатор является единым устройством, для которого поэтому не предусмотрены варианты многорежимной работы отдельных составляющих его источников при сохранении интегрального значения электронного тока нейтрализатора.Known methods for independent power management of individual components of an electric propulsion system. So, in US patent N 6724160 "ION-SOURCE NEUTRALIZATION WITH A HOT-FILAMENT CATHODE-NEUTRALIZER", publ. 04/20/2004 describes an automatic system for adjusting the intensity of an electron source based on the thermionic cathode of an ERD ion charge neutralizer with a dynamic change in the amount of positive charge that needs to be compensated, and in US Pat. No. 6,948,305 "METHOD AND APPARATUS FOR BALANCING THE EMISSION CURRENT OF NEUTRALIZERS IN ION THRUSTER ARRAYS ", publ. 09/27/2005, methods are described for optimizing the operating modes of converters in multi-engine reactive systems so that when the ion flux of some of the engines is reduced, a corresponding redistribution of the electronic current of individual neutralizers is made so that the electronic current of individual neutralizers decreases while maintaining the integral value of the electronic current. Given the essentially nonlinear dependence of the life of the thermal cathode on its operating temperature, this method of controlling the current of individual neutralizers leads to an increase in their resource and, accordingly, the propulsion system as a whole. In the general case, multifunctional power sources are used, which simultaneously provide the operation of both the electric propulsion engine itself and the converter — all channels of energy consumption: to create and maintain plasma, create a magnetic field, and operate the converter. This approach, in particular, is described in US patent N 8024917 “MULTI-FUNCTIONAL POWER SUPPLY FOR A HALL THRUSTER”, publ. 09/27/2011, or in the application for US patent N 2011/0258981 "MICRO-CATHODE THRUSTER AND A METHOD OF INCREASING THRUST OUTPUT FOR A MICRO-CATHODE THRUSTER", publ. 10/27/2011, However, all such systems assume that each converter is a single device, for which therefore there are no options for multi-mode operation of its individual components while maintaining the integral value of the converter electron current.
Известно также, что при использовании автоэмиссионных источников на основе углеродных нанотрубок существуют проблемы срока их безотказной работы, что описано, например, в статье "Lifetime and failure mechanisms of an arrayed carbon nanotube field emission cathode", IEEE Transaction on Electron Devices, v.57 (2010), pp.3163-3168. Исходя из вышесказанного, оптимальным материалом для формирования автоэмиссионных источников и обеспечения надежной и бесперебойной работы нейтрализатора объемного заряда ионного потока в электроракетной двигательной установке является нанокристаллический графит тонкопленочный материал, осаждаемый по технологии газофазного синтеза из разряда постоянного тока без использования катализаторов роста и обладающих характерной микрореберной текстурой, образованной премущественно вертикально ориентированными графитовыми пластинками разной толщины и содержащими также некоторое количество нанотрубок и нановискеров (усов) ("Нанокристаллический графит - перспективный автоэмиссионный материал", Интеграл, №3(65), 2012, стр.14-16). В состав нанокристаллической графитовой пленки могут входить образования следующей морфологии: кристаллы графита, графеновые плоскости, углеродные нанотрубки, наноалмазные кристаллы, аморфный углерод.It is also known that when using field emission sources based on carbon nanotubes, there are problems of their uptime, as described, for example, in the article "Lifetime and failure mechanisms of an arrayed carbon nanotube field emission cathode", IEEE Transaction on Electron Devices, v. 57 (2010), pp. 3163-3168. Based on the foregoing, the nanocrystalline graphite is a thin-film material deposited according to the technology of gas-phase synthesis from a direct current discharge without the use of growth catalysts and having a characteristic microcostal texture, the optimal material for the formation of field-emission sources and for the reliable and uninterrupted operation of the ion flow space charge neutralizer in an electric rocket propulsion system formed mainly by vertically oriented graphite plate and varying thickness and containing also a certain amount of nanotubes and nanowhiskers (whiskers) ( "Nanocrystalline graphite - promising field emission material" Integral, №3 (65), 2012 str.14-16). The composition of a nanocrystalline graphite film can include the following morphologies: graphite crystals, graphene planes, carbon nanotubes, nanodiamond crystals, amorphous carbon.
В целом важно подчеркнуть, что использование при осуществлении способов нейтрализации объемного заряда ионного потока источников электронов на основе плазмы в ЭРД малой тяги приводит к тому, что массогабаритные параметры нейтрализатора и ЭРД становятся сопоставимыми. Кроме того, из-за того, что работа нейтрализатора на основе плазменного источника электронов подразумевает определенный расход рабочего газа, который не используется для создания тяги, в ЭРД малой тяги увеличивается относительная доля нефункциональных его потерь. Реализация способа нейтрализации объемного заряда ионного потока источников электронов на основе множественных автоэмиссионных катодов позволяет реализовать более эффективные ЭРД малой тяги с функциональными параметрами, недостижимыми при использовании стандартных технических решений.In general, it is important to emphasize that the use of plasma sources of electron-based electron sources in a low thrust thruster in the implementation of methods for neutralizing the space charge of an ion beam leads to the fact that the mass-dimensional parameters of the neutralizer and the thruster become comparable. In addition, due to the fact that the operation of a converter based on a plasma electron source implies a certain flow rate of the working gas, which is not used to create traction, the relative fraction of its non-functional losses increases in low-thrust propulsion engines. The implementation of the method of neutralizing the space charge of the ion flux of electron sources based on multiple field emission cathodes makes it possible to realize more efficient low-thrust electric propulsion with functional parameters unattainable when using standard technical solutions.
Раскрытие изобретения.Disclosure of the invention.
Нейтрализация (компенсация) объемного заряда ионного потока ЭРД по предлагаемому способу реализуется таким образом, чтобы снизить расход рабочего тела ЭРД, в том числе многорежимном ЭРД или многодвигательной установке, обеспечивать минимальное время выхода на рабочий режим нейтрализации и быстрого переключения электронного тока согласованно с режимом работы такого ЭРД, оптимизировать транспорт электронов в область нейтрализации с тем, чтобы уменьшить расходимость ионного пучка, или отклонить его, изменяя таким образом направление вектор ионной тяги.The neutralization (compensation) of the space charge of the ion flow of the electric propulsion by the proposed method is implemented in such a way as to reduce the consumption of the working fluid of the electric propulsion, including multi-mode electric propulsion or multi-engine installation, to ensure the minimum time for reaching the operating mode of neutralization and fast switching of the electronic current in accordance with the operating mode of such ERD, to optimize the transport of electrons into the neutralization region in order to reduce the divergence of the ion beam, or to deflect it, thus changing the direction in Ktorov ion traction.
Для достижения указанных целей предлагается способ нейтрализации объемного заряда ионного потока электроракетной двигательной установки эмиссией электронов множественными автоэмиссионными источниками, располагаемыми вокруг каждого из электроракетных двигателей указанной установки, отличающийся тем, что, управление токами эмиссии отдельных автоэмиссионных источников или групп указанных множественных автоэмиссионных источников производят независимо друг от друга.To achieve these goals, we propose a method of neutralizing the space charge of the ion flow of an electric rocket propulsion system by electron emission by multiple field emission sources located around each of the electric rocket engines of said installation, characterized in that the emission currents of individual field emission sources or groups of these multiple field emission sources are controlled independently of friend.
При этом эмиссию электронов отдельными автоэмиссионными источниками или группами автоэмиссионных источников независимо друг от друга производят, в общем случае осуществления способа, в различных режимах и их комбинациях, в том числе переменно по времени в импульсном, импульсно-периодическом режимах или режиме постоянного тока в импульсном, импульсно-периодическом режимах или режиме постоянного тока.In this case, the emission of electrons by individual field emission sources or groups of field emission sources is independently carried out, in the general case, of the method in various modes and their combinations, including time-varying in a pulsed, pulsed-periodic mode or a constant current mode in a pulsed, pulse-periodic modes or DC mode.
Кроме того, пучки электронов, эмитируемых отдельными автоэмиссионными источниками или группами автоэмиссионных источников, ориентируют в направлении движения ионов таким образом, чтобы сформировать вблизи оси ионного пучка области локально избыточного объемного отрицательного заряда.In addition, the electron beams emitted by individual field emission sources or groups of field emission sources are oriented in the direction of ion motion in such a way as to form regions of a locally excess negative space charge near the axis of the ion beam.
В первом варианте применения способа нейтрализации объемного заряда ионного потока сформированные эмитированными электронами области локально избыточного объемного отрицательного заряда располагают вдоль оси потока ионов электроракетного двигателя, компенсируя за счет электростатического взаимодействия с потоком ионов его расходимость.In the first embodiment of the method for neutralizing the ionic space-charge charge, the regions of locally excess negative space charge formed by emitted electrons are located along the axis of the ion-stream of the electric rocket engine, compensating for its divergence due to electrostatic interaction with the ion-stream.
В другом варианте применения способа нейтрализации объемного заряда ионного потока сформированные эмитированными электронами области локально избыточного объемного отрицательного заряда располагают вне оси потока ионов электроракетного двигателя, отклоняя поток ионов за счет электростатического взаимодействия.In another application of the method for neutralizing the space charge of the ion flux, the regions of locally excess negative space charge formed by the emitted electrons are located outside the axis of the ion flux of the electric rocket engine, deflecting the ion flux due to electrostatic interaction.
Наконец, для реализации указанного способа нейтрализации объемного заряда ионного потока множественные автоэмиссионные источники предпочтительно выполнены на основе нанокристаллического графита.Finally, to implement this method of neutralizing the space charge of the ion stream, multiple field emission sources are preferably based on nanocrystalline graphite.
Осуществление изобретения.The implementation of the invention.
В оптимальном варианте реализации предлагаемого способа нейтрализации объемного заряда ионного потока множественные автоэмиссионпые источники предпочтительно выполнены на основе нанокристаллического графита (НКГ), формируемого на токопроводящей подложке методом плазмохимического синтеза формируется пленка (слой) нанокристалличсского графита в виде трехмерной наноуглеродной структуры, в состав которой входят образования разлиной морфологии: кристаллы графита, графеновые плоскости, углеродные нанотрубки, наноалмазные кристаллиты, аморфный углерод и т.п.In an optimal embodiment of the proposed method for neutralizing the ionic space charge, multiple field emission sources are preferably made on the basis of nanocrystalline graphite (NCG), formed on a conductive substrate by plasma-chemical synthesis, a film (layer) of nanocrystalline graphite is formed in the form of a three-dimensional nanocarbon structure, which includes various formations morphology: graphite crystals, graphene planes, carbon nanotubes, nanodiamond crystallite s, amorphous carbon, etc.
В качестве токопроводящей подложки могут быть использованы: стеклоуглерод, углеродная ткань, фольга из титана, а также из металлов переходных групп и их сплавов.As a conductive substrate can be used: glassy carbon, carbon fabric, foil made of titanium, as well as from metals of transition groups and their alloys.
Синтез НКГ пленки осуществляется в плазме электрического разряда постоянного тока в камере, снабженной системой газораспределения, обеспечивающей подачу и контроль рабочей газовой смеси, содержащей углеродосодержащий газ и водород. Разряд постоянного тока зажигается между двумя металлическими электродами, присоединенными к системе электрического питания. Подложка, на которой предполагается синтезировать НКГ пленку, располагается на аноде. Например, разряд постоянного тока зажигают с плотностью тока 0,15÷1 А/см2, осаждение НКГ пленки производят при давлении паров газовой смеси 50-300 Top и температуре подложки 800-1400°С. При этом концентрация углеродосодержащего газа в рабочей смеси варьируется от 3% до 15%. В качестве углеродосодержащего газа могут быть выбраны: метан, пропан и другие углеводороды или их смеси. В состав рабочей газовой смеси могут также входить пары спиртов. Также рабочая газовая смесь может быть разбавлена до 75% инертным газом, например аргоном, при сохранении полного давления рабочего газа в реакторе плазмохимического синтеза.The synthesis of the NKG film is carried out in a plasma of a direct current electric discharge in a chamber equipped with a gas distribution system that provides the supply and control of a working gas mixture containing carbon-containing gas and hydrogen. A DC discharge is ignited between two metal electrodes connected to an electrical power system. The substrate on which it is supposed to synthesize the NKG film is located on the anode. For example, a direct current discharge is ignited with a current density of 0.15 ÷ 1 A / cm 2 , NKG films are deposited at a vapor pressure of a gas mixture of 50-300 Top and a substrate temperature of 800-1400 ° C. In this case, the concentration of carbon-containing gas in the working mixture varies from 3% to 15%. As the carbon-containing gas can be selected: methane, propane and other hydrocarbons or mixtures thereof. The composition of the working gas mixture may also include vapors of alcohols. Also, the working gas mixture can be diluted to 75% with an inert gas, such as argon, while maintaining the full pressure of the working gas in the plasma-chemical synthesis reactor.
Оптимальная трехмерная наноуглеродная структура пленки НКГ представляют собой упорядоченный или неупорядоченный массив преимущественно нормально ориентированных к подложке графитовых нано- и микроребер с характерной высотой до 300 мкм и плотностью расположения па подложке 0,1÷100 мкм-2. В состав нанокристаллической графитовой пленки могут входить образования следующей морфологии: кристаллы графита, графеновые плоскости, углеродные нанотрубки, наноалмазные кристаллы, аморфный углерод и т.д.The optimal three-dimensional nanocarbon structure of the NCG film is an ordered or disordered array of mainly graphite nano- and micro-edges normally oriented to the substrate with a characteristic height of up to 300 μm and a density on the substrate of 0.1 ÷ 100 μm -2 . The composition of the nanocrystalline graphite film may include the following morphologies: graphite crystals, graphene planes, carbon nanotubes, nanodiamond crystals, amorphous carbon, etc.
Предлагаемый способ нейтрализации пространственного заряда ионного потока электроракетных двигателей па основе автоэмиттеров из нанокристаллического графита и индивидуально-группового управления такими автоэмиттерами, располагающимися вокруг генерирующих ионные потоки узлов и компонентов электроракетной двигательной установки, реализует в себе наиболее прогрессивные технические решения, способные обеспечить достижение оптимальных функциональных параметров и характеристик ЭРД для малых КА, прежде всего, минимизировать расход рабочего тела ЭРД и, благодаря этому, продлить срок эксплуатации КА, особенно микро и наноспутников весом от нескольких десятков до единиц килограммов и менее, в течение которого возможно осуществлять маневрирование для более точного его позиционирования в пространстве.The proposed method of neutralizing the space charge of the ion flow of electric rocket engines based on auto emitters made of nanocrystalline graphite and individual group control of such auto emitters located around the ion-generating flow units and components of an electric rocket propulsion system implements the most advanced technical solutions that can achieve optimal functional parameters and characteristics of electric propulsion for small spacecraft, first of all, to minimize consumption the working body of the electric propulsion and, due to this, to extend the life of the spacecraft, especially micro and nanosatellites weighing from several tens to units of kilograms or less, during which it is possible to maneuver to more accurately position it in space.
Управление множественными автоэмиссионными источниками па основе описанных выше НКГ автокатодов, расположенных вокруг электроракетных двигателей двигательной установки с ионной тягой, с возможностью управления токами эмиссии отдельных автоэмиссионных источников или групп автоэмиссионных источников независимо друг от друга и согласованно с режимом работы отдельных ЭРД двигательной установки, реализуется при помощи специализированной электронной схемы. В примере реализации способа система управления множественными автоэмиссионными источниками электронов имеет в своем составе 40 токозадающих высоковольтных ключей. Каждый ключ управляет отдельным автокатодом или группой автокатодов и режим его работы задается независимо. С целью компенсации возможного разброса параметров отдельных автоэмиссионных источников предусмотрено задание тока для каждого ключа. Задание тока ключа осуществляется 8-канальным цифро-аналоговым преобразователем, который динамически загружается программируемой логической интегральной схемой (ПЛИС). ПЛИС также обеспечивает управление высоковольтными ключами с заданными временными параметрами.The control of multiple field emission sources based on the above-described NCG autocathodes located around electric rocket engines of an ion-propulsion propulsion system, with the ability to control the emission currents of individual field emission sources or groups of field emission sources independently of each other and in accordance with the operation mode of individual electric propulsion engines, is implemented using specialized electronic circuit. In an example implementation of the method, the control system of multiple field emission sources of electrons includes 40 current-carrying high-voltage switches. Each key controls a separate autocathode or a group of autocathodes and its operation mode is set independently. In order to compensate for the possible variation in the parameters of individual field emission sources, a current is set for each key. The key current is set by an 8-channel digital-to-analog converter, which is dynamically loaded by a programmable logic integrated circuit (FPGA). FPGA also provides control of high-voltage switches with specified time parameters.
Значения токов и временных параметров импульсов задаются однокристальным микроконтроллером. Предусмотрено также задание указанных параметров с центрального компьютера через оптически изолированный интерфейс RS-232. Микроконтроллер также измеряет в реальном времени значения токов, что позволяет контролировать работу системы. Все указанные функции реализованы в адаптированном под микроконтроллер программном обеспечении.The values of currents and time parameters of the pulses are set by a single-chip microcontroller. It is also possible to set these parameters from a central computer via an optically isolated RS-232 interface. The microcontroller also measures current values in real time, which allows you to control the operation of the system. All these functions are implemented in software adapted for the microcontroller.
Разработанная система управления множественными автоэмиссионными источниками предусматривает возможность работы нескольких таких модулей в одной системе. Для этого предусмотрена синхронизация модулей системы управления с помощью оптоволоконного канала. Совокупность реализованных технических решений позволяет оптимизировать работу нейтрализатора на основе множественных автоэмиссионных источников электронов благодаря многорежимности его работы при сохранении суммарного значения электронного тока автоэмиссии.The developed control system for multiple field emission sources provides the possibility of several of these modules working in one system. For this, it is possible to synchronize the control system modules using a fiber optic channel. The totality of the implemented technical solutions allows us to optimize the operation of the converter based on multiple field emission sources of electrons due to its multi-mode operation while maintaining the total value of the field emission electron current.
Таким образом, при реализации описанного способа достигается оптимизация транспорта электронов автоэмиссии в область нейтрализации, в том числе имеется возможность формировать избыточный объемный отрицательный заряд в требуемой области, в частности, преимущественно вдоль или вне осей ионных пучков включенных ЭРД, причем в общем случае осуществления способа, в различных режимах и их комбинациях, в том числе переменно по времени в импульсном, импульсно-периодическом режимах или режиме постоянного тока, что дополнительно позволяет за счет электростатического взаимодействия локально избыточного объемного отрицательного заряда эмитированных электронов и объемного положительного заряда ионного потока фокусировать или отклонять ионный поток, изменяя тем самым направление вектора тяги ЭРД.Thus, when implementing the described method, optimization of the transport of field emission electrons to the neutralization region is achieved, including the ability to form an excess negative space charge in the desired region, in particular, mainly along or outside the axes of the ion beams of the switched electric propulsion, and moreover, in the general case of the method, in various modes and their combinations, including variable in time in pulse, pulse-periodic modes or DC mode, which additionally allows for electrostatic interaction of a locally excess volumetric negative charge of emitted electrons and a positive volumetric charge of the ion flux to focus or deflect the ion flux, thereby changing the direction of the thrust vector of the electric propulsion.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012136573/06A RU2520270C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Method of neutralising spatial charge of ion stream |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012136573/06A RU2520270C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Method of neutralising spatial charge of ion stream |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012136573A RU2012136573A (en) | 2014-03-10 |
| RU2520270C2 true RU2520270C2 (en) | 2014-06-20 |
Family
ID=50191254
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012136573/06A RU2520270C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Method of neutralising spatial charge of ion stream |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2520270C2 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2088802C1 (en) * | 1995-12-09 | 1997-08-27 | Исследовательский центр им.М.В.Келдыша | Hall motor |
| RU2134220C1 (en) * | 1997-07-09 | 1999-08-10 | Хьюз Электроникс Корпорейшн | Electrostatic tractive system (versions), spacecraft (versions) and method of application of selected tractive efforts (versions) |
| RU2211952C2 (en) * | 2001-05-14 | 2003-09-10 | Институт электрофизики Уральского отделения РАН | Pulse electric jet engine |
-
2012
- 2012-08-28 RU RU2012136573/06A patent/RU2520270C2/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2088802C1 (en) * | 1995-12-09 | 1997-08-27 | Исследовательский центр им.М.В.Келдыша | Hall motor |
| RU2134220C1 (en) * | 1997-07-09 | 1999-08-10 | Хьюз Электроникс Корпорейшн | Electrostatic tractive system (versions), spacecraft (versions) and method of application of selected tractive efforts (versions) |
| RU2211952C2 (en) * | 2001-05-14 | 2003-09-10 | Институт электрофизики Уральского отделения РАН | Pulse electric jet engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012136573A (en) | 2014-03-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Levchenko et al. | Space micropropulsion systems for Cubesats and small satellites: From proximate targets to furthermost frontiers | |
| US7262555B2 (en) | Method and system for discretely controllable plasma processing | |
| Schroeder et al. | Physics considerations for laser-plasma linear colliders | |
| Moehs et al. | Negative hydrogen ion sources for accelerators | |
| Takeiri | Negative ion source development for fusion application | |
| JP6041975B2 (en) | High-frequency accelerator manufacturing method, high-frequency accelerator, and circular accelerator system | |
| Glyavin et al. | The concept of an electron-optical system with field emitter for a spectroscopic gyrotron | |
| JP2008112580A (en) | Ion flow control type plasma source and induction fullerene manufacturing method | |
| Baranov et al. | Direct current arc plasma thrusters for space applications: Basic physics, design and perspectives | |
| Fantz et al. | Technology developments for a beam source of an NNBI system for DEMO | |
| Sannibale et al. | Upgrade possibilities for continuous wave rf electron guns based on room-temperature very high frequency technology | |
| Schoenberg et al. | Magnetohydrodynamic flow physics of magnetically nozzled plasma accelerators with applications to advanced manufacturing | |
| RU2520270C2 (en) | Method of neutralising spatial charge of ion stream | |
| RU2617689C1 (en) | Energy recovery of positively charged ions | |
| Etoh et al. | Development of a 20 mA negative hydrogen ion source for cyclotrons | |
| Lovtsov et al. | Qualification status of high power ion thruster and flow control unit | |
| Sprangle et al. | Electron beam quality limitations and beam conditioning in free electron lasers | |
| Antonovich et al. | Features of Electron Optical Systems with the Plasma Emitter Based on Stationary Double Electric Layers in the Plasma | |
| Kumar | Next Generation Light Sources and Applications | |
| Johnsen et al. | Report of the advisory panel on the prospects for e+ e-colliders in the TeV range | |
| Farmer et al. | TeV acceleration in a Matryoshka plasma channel | |
| Spädtke | Beam formation and transport | |
| Aksoy et al. | Design parameters and current status of the TARLA project | |
| KR102599029B1 (en) | Electric propulsion including repaceable cathod, satellite including the same, and method for replacing cathod of electric propulsion | |
| Lei et al. | Parametric amplification of betatron oscillation by bubble breathing in laser wakefield accelerator |