RU2562338C2 - Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку - Google Patents

Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку Download PDF

Info

Publication number
RU2562338C2
RU2562338C2 RU2013105150/06A RU2013105150A RU2562338C2 RU 2562338 C2 RU2562338 C2 RU 2562338C2 RU 2013105150/06 A RU2013105150/06 A RU 2013105150/06A RU 2013105150 A RU2013105150 A RU 2013105150A RU 2562338 C2 RU2562338 C2 RU 2562338C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
buffer tank
low pressure
tank
cathode
engine
Prior art date
Application number
RU2013105150/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013105150A (ru
Inventor
Фредерик МАРШАНДИЗ
Мишель ОБЕРГ
Жерар ПАССАГОТ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2013105150A publication Critical patent/RU2013105150A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2562338C2 publication Critical patent/RU2562338C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0006—Details applicable to different types of plasma thrusters
    • F03H1/0012—Means for supplying the propellant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/405—Ion or plasma engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • B64G1/413—Ion or plasma engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0006—Details applicable to different types of plasma thrusters
    • F03H1/0018—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0037—Electrostatic ion thrusters

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)

Abstract

Изобретение находит использование в спутнике. Электроракетная двигательная установка содержит, по меньшей мере, один электродвигатель (10), систему питания двигателя (10), содержащую резервуар (1) высокого давления для ионизируемого газа, буферный резервуар (2) низкого давления, связанный с резервуаром (1) высокого давления с помощью клапана (5, 6), и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара (2) низкого давления к аноду (26) и катоду (40) двигателя. Буферный резервуар (2) низкого давления находится в открытом сообщении с двигателем (10). Электроракетная двигательная установка содержит средства для обнаружения того, что сила тока разряда между анодом (26) и катодом (40) ниже пороговой величины, и для отсечения напряжения разряда в результате этого обнаружения. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к области электроракетных двигателей.
Преимущественным, но не ограничительным образом изобретение применимо к двигателю ионной или плазменной тяги того типа, который используется для движения в космическом пространстве, в особенности применительно к геостационарным телекоммуникационным спутникам.
Уровень техники
На фиг.1 показан в общем виде плазменный ракетный двигатель малой тяги в соответствии с уровнем техники, работающий на основе эффекта Холла. Центральная магнитная обмотка 12 охватывает центральный сердечник 14, проходящий вдоль главной продольной оси А. Внутренняя кольцевая обечайка 16 окружает центральную обмотку 12. Внутренняя обечайка 16 окружена наружной кольцевой обечайкой 18, при этом обечайки 16 и 18 ограничивают между собой кольцевой выпускной канал 20, проходящий вдоль главной оси А. В описываемом примере внутренняя обечайка 16 и наружная обечайка 18 являются частями единой детали 19 из керамики.
В дальнейшем описании термин «внутренний» описывает часть, близкую к главной оси А, а термин «наружный» - часть, дальнюю от главной оси А.
Равным образом термины «верхний по потоку» и «нижний по потоку» или «верхний» и «нижний» определены по отношению к направлению нормального истечения газа (сверху вниз) через выпускной канал 20.
Верхний по потоку конец 20а выпускного канала 20 (слева на фиг.1) закрыт системой 22 впрыска, состоящей из трубопровода 24 подачи ионизируемого газа (в общем случае ксенона), при этом трубопровод 24 сообщается посредством отверстия 25 подачи с анодом 26, который служит распределителем для впрыска молекул газа в выпускной канал 20.
Нижний по потоку конец 20b выпускного канала 20 открыт (справа на фиг.1).
Множество периферийных магнитных обмоток 30 с осью, параллельной главной оси А, расположены по всей наружной обечайке 18. Центральная магнитная обмотка 12 и наружные магнитные обмотки позволяют генерировать радиальное магнитное поле В, интенсивность которого максимальна на уровне нижнего по потоку конца 20b выпускного канала 20.
Полый катод 40 расположен снаружи от периферийных обмоток 30, причем его выход ориентирован таким образом, чтобы выбрасывать электроны в направлении к главной оси А и к зоне, расположенной ниже нижнего по потоку конца 20b выпускного канала 20. Это устанавливает разность потенциалов между катодом 40 и анодом 26.
Выбрасываемые таким образом электроны частично направляются внутрь выпускного канала 20. Под действием электрического поля, генерируемого между катодом 40 и анодом 26, некоторые из этих электронов доходят до анода 26, однако большинство из них улавливается интенсивным магнитным полем В вблизи нижнего по потоку конца 20b выпускного канала 20.
Молекулы газа, циркулирующие сверху вниз в выпускном канале 20, ионизируются электронами, с которыми они сталкиваются.
При этом присутствующие в выпускном канале 20 электроны создают осевое электрическое поле Е, которое ускоряет ионы между анодом 26 и нижним по потоку выходом 20b выпускного канала 20 таким образом, что ионы выбрасываются с высокой скоростью, что создает реактивную тягу двигателя.
Изобретение предусматривает, в частности, усовершенствование системы подачи электрического питания электроракетной двигательной установки.
Предварительно следует заметить, что реальные электроракетные двигательные установки требуют низкого регулируемого расхода газа для получения постоянной тяги. Этот расход обеспечивается от резервуара через регулятор давления, который приводит давление в область постоянной величины, а затем расход регулируется для подачи необходимого количества газа к двигателю и к полому катоду. Это регулирование обычно выполняется посредством питаемого током термокапиллярного регулятора и с помощью дросселя расхода, обеспечивающего распределение между анодом и катодом.
На фиг.2 показана система 50 питания электроракетной двигательной установки 10 в соответствии с решением уровня техники.
Система 50 питания содержит резервуар 1 высокого давления для ионизируемого газа, например ксенона или криптона, соединенный трубопроводом 51 с буферным резервуаром 2 низкого давления.
Объем буферного резервуара 2 низкого давления составляет примерно 1 литр.
Давление в резервуаре 1 высокого давления изменяется примерно от 150 бар до 1 бара; давление в буферном резервуаре 2 низкого давления изменяется примерно от 1,5 бар до 3 бар.
Ограничитель 7 давления помещен в трубопроводе 51 для сброса давления между резервуаром 1 высокого давления и буферным резервуаром 2 низкого давления.
Трубопровод 51 содержит также регулирующий клапан 6 расхода между резервуаром 1 высокого давления и буферным резервуаром 2 низкого давления.
Система 50 питания содержит средства 53 для управления открытием и закрытием регулирующего клапана 6 и для измерения давления в буферном резервуаре 2 низкого давления во взаимодействии с датчиком 54 давления.
На выходе буферного резервуара 2 низкого давления система 50 питания содержит два запорных клапана V3, V4, ограничительный запорный клапан V1 и термокапиллярный регулятор 52, обеспечивающий тонкую регулировку расхода газа соответственно к аноду 26 и катоду 40.
Дроссели 3 и 4, связанные соответственно с анодом 26 и катодом 40, позволяют распределять расход газа между катодом и анодом, а именно направлять от 8 до 10% к катоду и от 90 до 92% к аноду.
Система 50 питания содержит также электронную систему 81 подачи мощности, позволяющую подавать на двигатель напряжение, и электронную систему 82 запуска, обеспечивающую ток разряда между анодом 26 и катодом 40. Аппаратные средства управления полетом обеспечивают алгоритм запуска двигателя, управление клапанами для подачи газа и управление подачей электричества в двигательную установку в соответствии с определенной процедурой.
На фиг.2 литерами DA обозначен разряд зажигания, необходимый только для запуска, а литерами DM - движущий разряд, устанавливающийся между анодом 26 и катодом 40. Следует заметить, что в случае плазменного двигателя, работающего на основе эффекта Холла, указанные электронные системы 81, 82 часто бывают удалены от двигательной установки, а между ней и электронной системой подачи мощности используется блок фильтрации во избежание электромагнитных возмущений.
Обычно подсистема, образованная регулирующим клапаном 6 расхода, дросселем 7 и буферным резервуаром 2 низкого давления, средствами 53 управления открытием и закрытием регулирующего клапана 6 расхода и датчиком давления, образует блок PRG регулирования давления.
Таким же образом запорный клапан V1, термокапиллярный регулятор 52, дроссели 3, 4 и клапаны V3, V4 образуют блок RDX регулирования расхода ионизируемого газа.
Описанные выше электроракетная двигательная установка и система запуска имеют определенные недостатки.
Во-первых, это громоздкость, связанная с объемом буферного резервуара 2 низкого давления, в типовом случае составляющим 1 л, что вызывает необходимость в прокладке дополнительных соединительных трубопроводов при установке его на спутнике. Эта система схематично проиллюстрирована на фиг.3, на которой в спутнике SAT имеется трубопроводная связь между блоком PRG регулирования давления и блоком RDX регулирования расхода ионизируемого газа.
Во-вторых, система 50 питания требует наличия клапанов на выходе буферного резервуара (типа клапанов V1, V3 и V4) во избежание потерь газа, запасаемого в буферном резервуаре 2 низкого давления во время остановки двигателя; на практике эти клапаны закрываются мгновенно или почти мгновенно при отсечении подачи мощности в двигатель.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении указанных недостатков.
Более конкретно, в первом аспекте изобретения предлагается электроракетная двигательная установка, содержащая по меньшей мере один электроракетный двигатель, имеющий анод, катод и газораспределитель; систему питания двигателя, включающую резервуар высокого давления для ионизируемого газа; буферный резервуар низкого давления, связанный с резервуаром высокого давления с помощью средств снижения давления газа, по меньшей мере один клапан, выполненный с возможностью открытия, закрытия или регулирования расхода газа между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления, и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара низкого давления к двигателю; и электронную систему подачи мощности, выполненную с возможностью создания и снятия напряжения в двигателе путем подачи или отсечения напряжения разряда между анодом и катодом.
Согласно изобретению буферный резервуар низкого давления находится в открытом сообщении с газораспределителем, а установка содержит средства для обнаружения того, что сила тока разряда между анодом и катодом ниже пороговой величины, и для отсечения напряжения разряда в результате этого обнаружения.
Соответственно, изобретение предлагает способ управления электроракетным двигателем, содержащим анод, катод и газораспределитель, причем указанный двигатель включен в состав электроракетной двигательной установки, содержащей систему питания двигателя, включающую резервуар высокого давления для ионизируемого газа, буферный резервуар низкого давления, связанный с резервуаром высокого давления с помощью средств снижения давления газа и находящийся в открытом сообщении с газораспределителем, по меньшей мере, один клапан, выполненный с возможностью открытия, закрытия или регулирования расхода газа между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления, и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара низкого давления к газораспределителю; и электронную систему подачи мощности, выполненную с возможностью создания и снятия напряжения в двигателе путем подачи и отсечения напряжения разряда между анодом и катодом.
Согласно изобретению способ включает этап закрытия указанного клапана для отсечения расхода газа между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления; этап обнаружения того, что сила тока разряда между анодом и катодом ниже пороговой величины; и этап отсечения напряжения разряда в результате этого обнаружения.
В данном описании термины «анод» и «катод» следует интерпретировать следующим образом.
Термин «анод» обозначает контур текучей среды, связанный с анодной стороной двигателя для двигателя с плазменной тягой, и контур текучей среды, связанный со стороной камеры ионизации двигателя для двигателя с ионной тягой.
Термин «катод» обозначает контур текучей среды, связанный с катодной стороной для двигателя с плазменной тягой, и контур текучей среды, связанный с катодом камеры ионизации и катодом нейтрализации двигателя для двигателя с ионной тягой.
Таким образом, изобретением предложено ликвидировать клапаны на выходе буферного резервуара низкого давления, то есть клапаны, расположенные между буферным резервуаром низкого давления и анодом, с одной стороны, и между буферным резервуаром низкого давления и катодом с другой стороны.
Для специалиста в данной области понятно, что выражение «открытое сообщение» обозначает любой вид соединения, не оснащенного клапанами или оснащенного постоянно открытым клапаном.
Согласно изобретению остановка двигателя осуществляется путем закрытия клапанов между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления без прерывания подачи мощности. Снижение расхода газа вызывает снижение силы тока разряда, а затем, когда эта сила тока падает ниже пороговой величины, подача мощности прекращается.
Это функционирование, которое может квалифицироваться как «затухание» устраняет какие-либо потери газа, так как буферный резервуар низкого давления полностью опорожняется перед отсечением подачи мощности. При этом тяговая текучая среда используется полностью.
В предпочтительном примере выполнения электроракетная двигательная установка по изобретению содержит орган регулирования (в типовом случае клапан) между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления и средства управления этим органом, позволяющие получать на выходе буферного резервуара низкого давления давление с амплитудой отклонения менее 5% от заданного давления. Датчик давления измеряет давление в буферном резервуаре низкого давления.
В этом примере выполнения при запуске открывают орган регулирования до тех пор, пока не будет достигнуто заданное давление, а затем устанавливают орган регулирования на постоянную степень открытия, чтобы получать заданное давление в буферном резервуаре низкого давления.
В предпочтительном примере выполнения изобретения двигательная установка содержит дроссель между резервуаром высокого давления и буферным резервуаром низкого давления, чтобы ограничивать истечение к буферному резервуару низкого давления. Благодаря этому можно использовать буферный резервуар низкого давления намного меньшего объема, чем в известных двигательных установках, например меньше 20 см3. При этом сохраняется высокая точность выдерживания давления в буферном резервуаре, и обеспечивается квазистабильное истечение к аноду и катоду.
Буферный резервуар низкого давления малого объема очень выгоден, так как он может быть компактно встроен в сам двигатель.
Само собой разумеется, что расход может регулироваться путем изменения заданного давления.
Краткий перечень чертежей
Другие характеристики изобретения будут ясны из последующего описания не имеющих ограничительного характера примеров осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах:
фиг.1 изображает описанный плазменный электроракетный двигатель в соответствии с уровнем техники,
фиг.2 изображает описанную систему питания плазменного электроракетного двигателя по фиг.1,
фиг.3 изображает описанную схему спутника в соответствии с уровнем техники,
фиг.4 изображает систему питания, которая может использоваться в электроракетной двигательной установке в соответствии с примером осуществления изобретения,
фиг.5 изображает диаграмму тяги плазменной электроракетной двигательной установки, питаемой системой по фиг.3,
фиг.6 схематично изображает спутник в соответствии с изобретением,
фиг.7 изображает систему питания, которая может использоваться в электроракетной двигательной установке, содержащей два двигателя, в соответствии с примером осуществления изобретения,
фиг.8 изображает блок-схему организационной структуры системы, иллюстрирующую основные этапы остановки электроракетного двигателя в соответствии с примером осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
На фиг.4 представлена система 100 питания, которая может быть использована в электроракетной двигательной установке по изобретению.
Она отличается от системы 50 питания по фиг.2 тем, что буферный резервуар 2 низкого давления находится в постоянном открытом сообщении с анодом 26 и катодом 40, при этом клапаны V1, V3 и V4 ликвидированы.
Кроме того, система 100 питания содержит средства 8 измерения интенсивности разряда, включенные последовательно в цепь, образованную электронной системой 81 подачи мощности, анодом 26 и катодом 40.
В начальном состоянии системы регулирующий клапан 6 расхода закрыт; при этом в буферном резервуаре 2 низкого давления и на дросселях 7, 3 и 4 действует очень низкое остаточное давление.
Предпочтительно чистый объем между регулирующим клапаном 6 и дросселем 7 снижен до минимума, чтобы обеспечить высокую точность давления в буферном резервуаре 2.
Благодаря этой характеристике нет необходимости в использовании термокапиллярного регулятора 52 на выходе буферного резервуара 2 низкого давления.
Для запуска двигателя открывают регулирующий клапан 6, и ионизируемый газ проходит от буферного резервуара 2 низкого давления к аноду 26 и катоду 40.
На двигатель подается напряжение электронной системой 81 подачи мощности, электронная система 82 запуска создает разряд DA запуска, что известным образом вызывает движущий разряд DM между анодом 26 и катодом 40.
В описываемом здесь примере выполнения номинальная сила тока разряда между анодом 26 и катодом 40 составляет 1А.
Давление в буферном резервуаре 2 низкого давления непрерывно измеряется датчиком 54 и поддерживается по существу постоянным (в данном примере с допуском 5%) и равным заданному давлению посредством управления открытием регулирующего клапана 6.
Расход питающего двигатель ионизируемого газа может регулироваться путем изменения этого заданного давления. В описанном примере выполнения заданное давление может регулироваться в пределах от 1 до 2 бар.
Как показано на фиг.8, остановку двигателя начинают с закрытия регулирующего клапана 6, при этом вначале не прерывают электронную систему 81 подачи мощности. Буферный резервуар 2 низкого давления последовательно опорожняется, вызывая снижение силы тока разряда.
Когда сила тока разряда между анодом 26 и катодом 40 становится ниже пороговой величины, в данном случае 1 мА, электронная цепь 81 подачи мощности прерывает напряжение разряда между анодом 26 и катодом 40.
Это вызывает последовательное снижение тяги электроракетной двигательной установки по мере опорожнения буферного резервуара 2 низкого давления в соответствии с формулировкой функционирования «затухание».
В данном примере выполнения оптимальный объем буферного резервуара 2 низкого давления составляет примерно 20 см3, так что он может быть компактно встроен в спутник SAT, показанный на фиг.6, в который могут быть включены также блок PRG регулирования давления и блок RDX регулирования расхода.
На Фиг.7 показано использование изобретения в электроракетной системе. В этом примере выполнения электроракетная двигательная установка содержит на выходе резервуара 1 высокого давления два клапана 5, позволяющих останавливать двигатель путем прекращения расхода ионизируемого газа, текущего к буферному резервуару и далее к двигателю.
В описываемом примере выполнения прерыватели 85, 86 и 87 позволяют устанавливать разряд DA запуска и движущий разряд DM к одному или другому двигателю.

Claims (7)

1. Электроракетная двигательная установка, содержащая по меньшей мере один электроракетный двигатель (10), имеющий анод (26), катод (40) и газораспределитель; систему питания двигателя (10), включающую резервуар (1) высокого давления для ионизируемого газа; буферный резервуар (2) низкого давления, связанный с резервуаром (1) высокого давления с помощью средств (5, 6, 7) снижения давления газа, по меньшей мере один клапан (5, 6), выполненный с возможностью открытия, закрытия или регулирования расхода газа между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления, и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара (2) низкого давления к двигателю (10); и электронную систему (81) подачи мощности, выполненную с возможностью создания и снятия напряжения в двигателе путем подачи или отсечения напряжения (DM) разряда между анодом (26) и катодом (40), отличающаяся тем, что буферный резервуар (2) низкого давления находится в открытом сообщении с газораспределителем (26), а установка содержит средства для обнаружения того, что сила тока разряда между анодом (26) и катодом (40) ниже пороговой величины, и для отсечения напряжения (DM) разряда в результате этого обнаружения.
2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что пороговая величина имеет порядок 1 мА в том случае, когда в двигателе номинальная величина силы тока разряда имеет порядок 1 А.
3. Установка по п.1, отличающаяся тем, что содержит дроссель (7) между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления, а буферный резервуар (2) низкого давления имеет внутренний объем менее 20 см3.
4. Установка по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что содержит орган (6) регулирования между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления и средства управления этим органом, обеспечивающие на выходе буферного резервуара (2) давление с амплитудой отклонения менее 5% от заданного давления.
5. Установка по п.4, отличающаяся тем, что средняя величина давления составляет от 0,1 до 10 бар.
6. Спутник, содержащий электроракетную двигательную установку, охарактеризованную в любом из пп.1-5.
7. Способ управления электроракетным двигателем (10), содержащим анод (26), катод (40) и газораспределитель (26), причем указанный двигатель включен в состав электроракетной двигательной установки, содержащей систему питания двигателя (10), включающую резервуар (1) высокого давления для ионизируемого газа, буферный резервуар (2) низкого давления, связанный с резервуаром (1) высокого давления с помощью средств (5, 6, 7) снижения давления газа и находящийся в открытом сообщении с двигателем (10), по меньшей мере один клапан (5, 6), выполненный с возможностью открытия, закрытия или регулирования расхода газа между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления, и систему трубопроводов для передачи газа от буферного резервуара (2) низкого давления к газораспределителю (26); и электронную систему (81) подачи мощности, выполненную с возможностью создания и снятия напряжения в двигателе путем подачи и отсечения напряжения (DM) разряда между анодом (26) и катодом (40), отличающийся тем, что включает, при открытом сообщении буферного резервуара (2) низкого давления с анодом (26) и катодом (40), этап закрытия указанного клапана для отсечения расхода газа между резервуаром (1) высокого давления и буферным резервуаром (2) низкого давления; этап обнаружения того, что сила тока разряда между анодом (26) и катодом (40) ниже пороговой величины; и этап отсечения напряжения разряда в результате этого обнаружения.
RU2013105150/06A 2010-08-12 2011-07-27 Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку RU2562338C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1056577 2010-08-12
FR1056577A FR2963811B1 (fr) 2010-08-12 2010-08-12 Propulseur electrique, procede d'arret d'un moteur electrique compris dans un tel propulseur et satellite comprenant un tel propulseur
PCT/FR2011/051812 WO2012020190A1 (fr) 2010-08-12 2011-07-27 Propulseur electrique, procede d'arret d'un moteur electrique compris dans un tel propulseur et satellite comprenant un tel propulseur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013105150A RU2013105150A (ru) 2014-09-20
RU2562338C2 true RU2562338C2 (ru) 2015-09-10

Family

ID=43948123

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013105150/06A RU2562338C2 (ru) 2010-08-12 2011-07-27 Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9003767B2 (ru)
EP (1) EP2603698B1 (ru)
JP (1) JP5809699B2 (ru)
FR (1) FR2963811B1 (ru)
IN (1) IN2013CN01336A (ru)
RU (1) RU2562338C2 (ru)
UA (1) UA108113C2 (ru)
WO (1) WO2012020190A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2624688C2 (ru) * 2015-12-15 2017-07-05 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Устройство для измерения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки и способ определения его массы
RU2805646C1 (ru) * 2023-03-29 2023-10-23 Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Факел" (АО "ОКБ "Факел") Электроракетная двигательная установка и способ ее работы

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2997462B1 (fr) 2012-10-30 2018-09-14 Safran Aircraft Engines Alimentation d'un propulseur ionique en gaz propulsif
US9086060B1 (en) * 2012-10-31 2015-07-21 The Boeing Company Telemetry for testing switch configuration in ion propulsion system
US9181934B2 (en) * 2012-11-21 2015-11-10 The Boeing Company Rotary switch assembly for ion propulsion system
JP6214874B2 (ja) * 2013-01-22 2017-10-18 国立大学法人 東京大学 イオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステム
JP6402020B2 (ja) * 2014-12-15 2018-10-10 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 推進装置
FR3059050B1 (fr) 2016-11-23 2019-11-29 L'air Liquide, Societe Anonyme Pour L'etude Et L'exploitation Des Procedes Georges Claude Dispositif et procede de regulation de debit de gaz
WO2018118223A1 (en) 2016-12-21 2018-06-28 Phase Four, Inc. Plasma production and control device
US10889389B2 (en) * 2017-04-26 2021-01-12 Marotta Controls, Inc. Electronic pressure regulation system with proportional control valve
FR3066557B1 (fr) * 2017-05-16 2019-05-10 Safran Aircraft Engines Dispositif de regulation de debit de fluide propulsif pour propulseur electrique
US11346330B1 (en) * 2017-08-24 2022-05-31 Board Of Trustees Of The University Of Alabama, For And On Behalf Of The University Of Alabama In Huntsville Additively manufactured components for electric propulsion thrusters
US20190107103A1 (en) * 2017-10-09 2019-04-11 Phase Four, Inc. Electrothermal radio frequency thruster and components
EP3620394A1 (en) * 2018-09-06 2020-03-11 Airbus Defence and Space Limited A propulsion system
WO2020049091A1 (en) * 2018-09-06 2020-03-12 Airbus Defence And Space Limited A propulsion system
CN112768332B (zh) * 2019-11-05 2024-07-05 中微半导体设备(上海)股份有限公司 一种气体输送系统及半导体处理装置

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2339846C2 (ru) * 2006-10-23 2008-11-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственный центр "Полюс" (ОАО "НПЦ Полюс") Способ регулирования тока анода электрореактивного плазменного двигателя и устройство для его осуществления
WO2009037196A1 (de) * 2007-09-14 2009-03-26 Thales Electron Devices Gmbh Antriebsanordnung in einem raumflugkörper
RU2371605C1 (ru) * 2008-06-16 2009-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел" Плазменный двигатель с замкнутым дрейфом электронов

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3988566A (en) * 1972-06-05 1976-10-26 Metco Inc. Automatic plasma flame spraying process and apparatus
JPS6297275U (ru) * 1985-12-09 1987-06-20
WO1990014668A2 (en) * 1989-05-04 1990-11-29 Cravens Dennis J Cold fusion propulsion apparatus and energy generating apparatus
GB9127433D0 (en) * 1991-12-27 1992-02-19 Matra Marconi Space Uk Propulsion system for spacecraft
US5819526A (en) * 1996-02-23 1998-10-13 Trw Inc. Low power arcjet propellant feed system
US6301876B1 (en) * 1998-09-23 2001-10-16 Mainstream Engineering Corporation Noble gas storage and flow control system for ion propulsion
US6286304B1 (en) 1998-09-23 2001-09-11 Mainstream Engineering Corporation Noble gas storage and delivery system for ion propulsion
DE19948229C1 (de) * 1999-10-07 2001-05-03 Daimler Chrysler Ag Hochfrequenz-Ionenquelle

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2339846C2 (ru) * 2006-10-23 2008-11-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственный центр "Полюс" (ОАО "НПЦ Полюс") Способ регулирования тока анода электрореактивного плазменного двигателя и устройство для его осуществления
WO2009037196A1 (de) * 2007-09-14 2009-03-26 Thales Electron Devices Gmbh Antriebsanordnung in einem raumflugkörper
RU2371605C1 (ru) * 2008-06-16 2009-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел" Плазменный двигатель с замкнутым дрейфом электронов

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2624688C2 (ru) * 2015-12-15 2017-07-05 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Устройство для измерения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки и способ определения его массы
RU2805646C1 (ru) * 2023-03-29 2023-10-23 Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Факел" (АО "ОКБ "Факел") Электроракетная двигательная установка и способ ее работы

Also Published As

Publication number Publication date
JP5809699B2 (ja) 2015-11-11
IN2013CN01336A (ru) 2015-08-07
EP2603698A1 (fr) 2013-06-19
FR2963811B1 (fr) 2012-08-31
US20130200219A1 (en) 2013-08-08
EP2603698B1 (fr) 2015-10-07
JP2013536356A (ja) 2013-09-19
FR2963811A1 (fr) 2012-02-17
US9003767B2 (en) 2015-04-14
UA108113C2 (uk) 2015-03-25
WO2012020190A1 (fr) 2012-02-16
RU2013105150A (ru) 2014-09-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2562338C2 (ru) Электроракетная двигательная установка, способ остановки электроракетного двигателя в такой установке и спутник, содержащий такую установку
US9926861B2 (en) Two-fuel injection system and implementation method using same
EP0837239B1 (en) Fuel supply apparatus for a direct injection gasoline internal combustion engine
CN105711846B (zh) 用于飞行器的辅助能量系统和具有这种辅助能量系统的飞行器
EP2499349B1 (en) Fuel supply system and high-pressure pump for combustion engine
JP2011132843A (ja) 燃料供給装置
US20070221173A1 (en) Fluid apparatus having pumps and method for controlling the same
FR2973081A1 (fr) Unite de regulation pour systeme d'alimentation dans un propulseur electrique
JP2010185449A (ja) 燃料供給装置
CN108699992A (zh) 用于运行燃料供给系统的方法以及燃料供给系统
US9850917B2 (en) Pump authority switching apparatus for a fluid distribution system
KR20170007446A (ko) 개선된 연료 분사 아키텍쳐
JP2001012309A (ja) エマルジョン燃料給油装置
US20150263354A1 (en) Electrochemical battery for the propulsion of underwater craft with a centrifugal pump regulating incoming water flow
JP2010071132A (ja) エンジンの燃料供給装置
RU2564154C1 (ru) Система управления электрическим ракетным двигателем
JP2001315693A (ja) Ｌｎｇ船の推進装置用ボイラの制御方法
US9876241B2 (en) Fuel supply unit
RU2805646C1 (ru) Электроракетная двигательная установка и способ ее работы
US20020026788A1 (en) Ignition system for combustion chambers of rocket engines
JP2007278113A (ja) 燃料供給装置
JP2016056699A (ja) 内燃機関の燃料噴射システム
US9570765B2 (en) Fuel supply unit
JP2020519811A (ja) 電気スラスタの推進剤流体の流量を調整する装置
JP7404134B2 (ja) Ｐｉｇイオン源装置およびイオン源ガス供給システム

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner