RU2618636C2 - Electrical rocket engine - Google Patents

Electrical rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2618636C2
RU2618636C2 RU2015140085A RU2015140085A RU2618636C2 RU 2618636 C2 RU2618636 C2 RU 2618636C2 RU 2015140085 A RU2015140085 A RU 2015140085A RU 2015140085 A RU2015140085 A RU 2015140085A RU 2618636 C2 RU2618636 C2 RU 2618636C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
source
solid fuel
rocket engine
plasma
forming substance
Prior art date
Application number
RU2015140085A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Геннадьевич Емельянов
Леонид Михайлович Червяков
Николай Михайлович Игнатенко
Николай Сергеевич Кобелев
Евгений Николаевич Черкасов
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ)
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 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ)
Priority to RU2015140085A priority Critical patent/RU2618636C2/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2618636C2 publication Critical patent/RU2618636C2/en

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

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: proposed to the surface of the guide means for moving the solid fuel ramjet in the plasma source material from the solid fuel ramjet travel cover glassy film in the form of nanomaterials.
EFFECT: provision of a reliable supply of solid fuel in the plasma source material during continuous operation of the electric rocket engine at low negative temperatures.
2 dwg

Description

Изобретение относится к области создания электрических реактивных двигателей.The invention relates to the field of electric jet engines.

Известен электрический ракетный двигатель (см., патент РФ №2225533, МПК F03 Н1/00, опубл. 10.03.2004), содержащий сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику переменной ЭДС, при этом устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, при этом катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС.A known electric rocket engine (see, RF patent No. 2225533, IPC F03 H1 / 00, published March 10, 2004) containing supersonic nozzles, a channel of a magnetohydrodynamic accelerator located in a cylindrical cavity between the poles of a coaxial magnetic circuit, a magnetic field excitation coil connected to a variable EMF source, and the device is equipped with a pulsed high-frequency voltage source connected to an additional coil installed at the input of the accelerator channel and a diffuser with radial dielectric res ramie, wherein the magnetic field exciting coil is connected to a variable EMF source.

Недостатком является сложность доставки и хранения газообразного топлива, а также небольшой ресурс, что практически не приемлемо для корректирующих двигателей космических аппаратов многолетнего использования.The disadvantage is the complexity of the delivery and storage of gaseous fuel, as well as a small resource, which is practically unacceptable for corrective engines of spacecraft with long-term use.

Известен электрический ракетный двигатель (см., патент РФ №2551140, МПК F03 Н1/00, опубл. 20.05.2015, бюл. №9), содержащий сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику переменной ЭДС, при этом устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, при этом катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС, причем электрический ракетный двигатель снабжен источником плазмообразующего вещества, который состоит из электродов с фиксатором положения твердого топлива, состоящее из бобины с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода вращения бобины, а также направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива в источнике плазмообразующего вещества импульсного источника напряжения.Known electric rocket engine (see, RF patent No. 2551140, IPC F03 H1 / 00, publ. 05/20/2015, bull. No. 9) containing supersonic nozzles, a channel of a magnetohydrodynamic accelerator located in a cylindrical cavity between the poles of a coaxial magnetic circuit, an excitation coil magnetic field connected to a source of variable EMF, while the device is equipped with a pulsed high-frequency voltage source connected to an additional coil installed at the input of the accelerator channel and a diffuser with radial dielectric ribs, while the magnetic field excitation coil is connected to a source of variable EMF, and the electric rocket engine is equipped with a plasma-forming substance source, which consists of electrodes with a position lock for solid fuel, consisting of a bobbin with a high-density metal wound wire and a bobbin rotation drive, and also directing devices for direct-flow movement of solid fuel in the source of the plasma-forming substance of the pulse voltage source.

Недостатком является снижение при длительной эксплуатации надежности задаваемой временной периодичности включения в работу двигателя из-за изменяющейся скорости подачи твердого топлива в источник плазмообразующего вещества, вследствие возрастания трения скольжения в зоне контакта между проволокой с высокой плотностью и внутренней поверхностью направляющего приспособления для прямоточного перемещения.The disadvantage is the reduction during the long-term operation of the reliability of the set time frequency for turning the engine on due to the varying rate of supply of solid fuel to the source of the plasma-forming substance, due to an increase in sliding friction in the contact zone between the high-density wire and the inner surface of the guide device for direct-flow movement.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение надежной подачи твердого топлива в источник плазмообразующего вещества при длительной эксплуатации электрического ракетного двигателя в условиях низких отрицательных температур, способствующих возрастанию трения скольжения в зоне контакта проволоки из металла с высокой плотностью и поверхности приспособления для ее прямоточного перемещения.The objective of the invention is the provision of reliable supply of solid fuel to a source of plasma-forming substance during long-term operation of an electric rocket engine at low negative temperatures, contributing to an increase in sliding friction in the contact zone of a metal wire with high density and the surface of the device for its direct-flow movement.

Технический результат достигается тем, что электрический ракетный двигатель содержит сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику переменной ЭДС, при этом устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, при этом катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС, причем электрический ракетный двигатель снабжен источником плазмообразующего вещества, который состоит из электродов с фиксатором положения твердого топлива, состоящее из бобины с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода вращения бобины, а также направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива в источнике плазмообразующего вещества и импульсного источника напряжения, при этом поверхность направляющего приспособления со стороны прямоточного перемещения твердого топлива покрыта стеклоподобной пленкой в виде наноматериала.The technical result is achieved in that the electric rocket engine contains supersonic nozzles, a magnetohydrodynamic accelerator channel located in a cylindrical cavity between the poles of the coaxial magnetic circuit, a magnetic field excitation coil connected to a variable emf source, and the device is equipped with a pulsed high-frequency voltage source connected to an additional coil installed at the inlet of the accelerator channel and a diffuser with radial dielectric ribs, at m magnetic field excitation coil is connected to a source of variable EMF, and the electric rocket engine is equipped with a plasma-forming substance source, which consists of electrodes with a solid fuel position lock, consisting of a bobbin with a high-density metal wound wire and a bobbin rotation drive, as well as a guide device for direct-flow movement of solid fuel in the source of the plasma-forming substance and the pulse voltage source, while the surface of the guide features from the side-by-side movement of solid fuel is covered with a glass-like film in the form of nanomaterial.

На фиг. 1 представлено поперечное сечение электрического ракетного двигателя; на фиг. 2 – внутренняя поверхность направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива с нанопокрытием в виде стеклоподобной пленки.In FIG. 1 is a cross-sectional view of an electric rocket engine; in FIG. 2 - the inner surface of the guide device for direct-flow movement of solid fuel with nanocoating in the form of a glass-like film.

Электрический ракетный двигатель содержит сверхзвуковые сопла 1, канал 2 магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода 3, катушку 4 возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику 5 переменной ЭДС, импульсный высокочастотный источник напряжения 6, подключенный к дополнительной катушке 7, установленной на входе в канал 2 ускорителя. Двигатель также содержит диффузор 8 с радиальными диэлектрическими ребрами 9 и источник плазмообразующего вещества 10. Источник плазмообразующего вещества 10 состоит из электродов 11 с фиксатором положения 12 твердого топлива 13, в виде, например, проволоки из металла с высокой плотностью, а также включает устройство подачи твердого топлива 14, состоящее из бобины 15 с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода 16 вращения бобины 15, а также направляющего приспособления 17 для прямоточного перемещения твердого топлива 13 в источнике плазмообразующего вещества 10 и импульсного источника напряжения 18. Поверхность 19 направляющего приспособления 17 для прямоточного перемещения твердого топлива 13 покрыта стеклоподобной пленкой в виде наноматериала 20.The electric rocket engine contains supersonic nozzles 1, a channel 2 of a magnetohydrodynamic accelerator located in a cylindrical cavity between the poles of the coaxial magnetic circuit 3, a magnetic field excitation coil 4 connected to a variable emf source 5, a pulsed high-frequency voltage source 6 connected to an additional coil 7 mounted on the entrance to the channel 2 of the accelerator. The engine also contains a diffuser 8 with radial dielectric ribs 9 and a source of plasma-forming substance 10. The source of plasma-forming substance 10 consists of electrodes 11 with a position lock 12 of solid fuel 13, in the form, for example, of a metal wire with a high density, and also includes a solid feed device fuel 14, consisting of a reel 15 with a wound wire of high-density metal and a drive 16 for rotating the reel 15, as well as a guide device 17 for direct-flow movement of solid fuel 13 to the source ke plasma substance 10 and the pulse voltage source 18. The surface 19 of the guiding device 17 for a continuous movement of the solid fuel 13 is covered with glassy film 20 as a nanomaterial.

Электрический ракетный двигатель работает следующим образом.Electric rocket engine operates as follows.

В процессе выпрямления сматываемой с бобины 15 проволоки из металла с высокой плотностью, являющейся твердым топливом 13, в зоне контакта с поверхностями 19 возникает теплота трения скольжения. В связи с тем, что масса направляющего приспособления 17 для прямоточного перемещения твердого топлива значительно превышает массу проволоки 13 из металла с высокой плотностью и соответственно обладает большей тепловой инерцией (grad t1) в соответствии с тепловой инерцией проволоки (grad t2) по условию взаимного нахождения в среде с низкими температурами окружающей среды, то в зоне контакта – выпрямления сматываемой с бобины 15 проволоки образуются термонапряжения, обусловленные встречно направленными градиентами температур (grad t1 и grad t2) при нестационарном режиме теплообмена (см., например, стр. 136-141, П.В. Цой «Методы расчета отдельных задач тепломассопереноса», М. Энергия – 1971, 384 с., ил.). В результате скорость перемещения твердого топлива 13 из-за более скоростного прогрева проволоки и соответственно возрастание сопротивление скольжению по поверхностям 19 направляющего устройства 17 уменьшаются, нарушая режим работы электрического ракетного двигателя, т.е. надежной его работы.In the process of straightening a metal wire with a high density being a solid fuel 13, which is wound from a bobbin 15 and is a solid fuel 13, heat of sliding friction arises in the contact zone with the surfaces 19. Due to the fact that the mass of the guide device 17 for direct-flow movement of solid fuel significantly exceeds the mass of the wire 13 made of metal with high density and, accordingly, has greater thermal inertia (grad t 1 ) in accordance with the thermal inertia of the wire (grad t 2 ) under the condition of mutual finding in a low ambient temperature environment, the contact zone - straightening unwound from the wire spool 15, thermal stresses are formed due to the counter directed temperature gradients (grad t and grad t 1 2) etc. unsteady heat transfer mode (.. See, e.g., pages 136-141, P. Choi "Methods of calculating the individual heat and mass transfer problems", M. Energy - 1971, 384 s, il..). As a result, the speed of movement of solid fuel 13 due to a faster heating of the wire and, accordingly, an increase in the sliding resistance on the surfaces 19 of the guide device 17 are reduced, disrupting the operation of an electric rocket engine, i.e. reliable his work.

При нанесении на поверхности 19 наноматериала 20 путем электрохимического растворения металла (см., например, Киш Л. Кинематика электрохимического растворения металлов. М.: Мир, - 1990, 272 с., ил.; Литвинова В.А.. Саврук Е.В. Нанообразная, стеклообразная пленка из тантала. Наноразмерные пленки оксида тантала, полученные ионно-плазменным методом//Сб. трудов региональной научно-практической конференции «Современные проблемы и достижения аграрной науки в животноводстве, растениеводстве и экономике»- Томск: ТЕХИиГАУ-Вып.12, -2010, - с. 299-301) с образованием стеклоподобной пленки, встречно направленные температурные градиенты (grad t1 и grad t2) недостаточны по суммарному абсолютному значению для разрушения наноматериала 20 и твердое топливо 13 в заданном режиме в процессе выпрямления скользит между поверхностями 19 в источник плазмообразующего вещества 10, обеспечивая надежную работу при длительной эксплуатации электрического ракетного двигателя.When applied to the surface 19 of nanomaterial 20 by electrochemical dissolution of metal (see, for example, Kish L. Kinematics of electrochemical dissolution of metals. M: Mir, - 1990, 272 p., Ill .; Litvinova V.A. Savruk E.V. Nano-shaped, glassy tantalum film Nanoscale tantalum oxide films obtained by the ion-plasma method // Collected proceedings of the regional scientific-practical conference "Modern problems and achievements of agricultural science in animal husbandry, crop production and economics" - Tomsk: TEHIGAU-Vyp.12 , -2010, - p. 299-301) with the formation of a glass-like film, counter-directional temperature gradients (grad t 1 and grad t 2 ) are insufficient in total absolute value for the destruction of nanomaterial 20 and solid fuel 13 in a given mode during rectification slides between surfaces 19 into a source of plasma-forming substance 10, ensuring reliable operation during long-term operation of an electric rocket engine.

Твердое топливо 13 в виде проволоки из металла с высокой плотностью перемещается из устройства подачи 14 посредством сматывания с бобины 15 при вращении привода 16 через направляющее устройство 17, где выпрямляется и прямоточно подается в источник плазмообразующего вещества 10, а при контакте с фиксатором положения 12 закрепляется на электродах 11. После этого включается система импульсного источника напряжения 18 и подается разряд между электродами 11, что способствует возникновению плазменных сгустков перед входом в сверхзвуковое сопло 1. Затем включается система, содержащая источник импульсного высокочастотного напряжения 6, который подключен к дополнительной катушке 7. Расход топлива определяется скоростью подачи проволоки, скважностью источника импульсного напряжения 18 и его мощностью.Solid fuel 13 in the form of a metal wire with a high density moves from the feeder 14 by winding it from the reel 15 when the drive 16 is rotated through the guide device 17, where it is straightened and straight-fed to the source of the plasma-forming substance 10, and upon contact with the position lock 12 is fixed to electrodes 11. After that, the system of the pulse voltage source 18 is turned on and a discharge is supplied between the electrodes 11, which contributes to the appearance of plasma clots before entering the supersonic nozzle 1. Then m is included a system comprising a source of high voltage pulse 6, which is connected to the additional coil 7. The fuel consumption is determined by the wire feed rate, duty cycle pulse voltage source 18, and its power.

Систему импульсного высокочастотного разряда 6 периодически включают с заданной временной скважностью, и каждое включение формирует в газовом потоке плазменный сгусток на входе канала 2 МГД ускорителя. Внешним источником переменной ЭДС создается переменный ток в катушке возбуждения 4, что порождает переменное во времени радиальное магнитное поле между полюсами коаксиального магнитопровода 3. Это генерирует вихревое электрическое поле азимутального направления. Под воздействием азимутального электрического и радиального магнитного полей из плазменных сгустков формируются самоподдерживающиеся азимутальные плазменные токовые витки (Т-слои), которые в свою очередь действуют на газовый поток как ускоряющие поршни. После канала МГД-ускорителя ускоренный поток попадает в расширяющийся канал-диффузор 8, в котором установлены радиальные диэлектрические ребра 9. Ребра обтекаются газовым потоком, но на них разрываются электрические цепи Т-слоев, что позволяет прервать электродинамическую стадию ускорения потока. В диффузоре 8, являющемся продолжением канала МГД-ускорителя, осуществляется дальнейшее ускорение газового потока за счет тепловой энергии, перешедшей из Т-слоев в поток.The system of pulsed high-frequency discharge 6 is periodically turned on with a predetermined time duty cycle, and each inclusion forms a plasma bunch in the gas stream at the inlet of channel 2 of the MHD accelerator. An external source of variable EMF creates an alternating current in the excitation coil 4, which generates a time-varying radial magnetic field between the poles of the coaxial magnetic circuit 3. This generates a vortex electric field of the azimuthal direction. Under the influence of the azimuthal electric and radial magnetic fields, self-sustaining azimuthal plasma current turns (T-layers) are formed from plasma clots, which in turn act on the gas stream as accelerating pistons. After the channel of the MHD accelerator, the accelerated stream enters the expanding diffuser channel 8, in which radial dielectric ribs 9 are installed. The ribs are surrounded by a gas stream, but the electrical circuits of the T layers are broken on them, which allows the electrodynamic stage of acceleration of the stream to be interrupted. In the diffuser 8, which is a continuation of the channel of the MHD accelerator, the gas stream is further accelerated due to the heat energy transferred from the T layers to the stream.

Оригинальность предлагаемого изобретения заключается в поддержании надежной работы при длительной эксплуатации электрического ракетного двигателя как корректирующего устройства для космических аппаратов, путем обеспечения заданной временной периодичности поступления твердого топлива в источник плазменного вещества, вследствие устранения снижения, скорости перемещения проволоки из металла с высокой плотностью за счет покрытия поверхностей направляющего устройства для прямоточного перемещения стеклоподобной пленкой в виде наноматериала, способствующей постоянству скольжения в процессе выпрямления в независимости от температурных градиентов, т.е. термонапряжения.The originality of the invention lies in maintaining reliable operation during the long-term operation of an electric rocket engine as a corrective device for spacecraft, by ensuring a predetermined time frequency of the supply of solid fuel to the plasma source, due to the elimination of the decrease in the speed of movement of a wire of metal with high density due to coating surfaces directing device for direct-flow movement with a glass-like film in the form of nan material that promotes sliding constancy in the process of straightening regardless of temperature gradients, i.e. thermal stress.

Claims (1)

Электрический ракетный двигатель, содержащий сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику переменной ЭДС, при этом устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, при этом катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС, причем электрический ракетный двигатель снабжен источником плазмообразующего вещества, который состоит из электродов с фиксатором положения твердого топлива, состоящее из бобины с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода вращения бобины, а также направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива в источнике плазмообразующего вещества и импульсного источника напряжения, отличающийся тем, что поверхность направляющего приспособления со стороны прямоточного перемещения твердого топлива покрыта стеклоподобной пленкой в виде наноматериала.An electric rocket engine containing supersonic nozzles, a channel of a magnetohydrodynamic accelerator located in a cylindrical cavity between the poles of a coaxial magnetic circuit, a magnetic field excitation coil connected to a variable emf source, and the device is equipped with a pulsed high-frequency voltage source connected to an additional coil installed at the channel input accelerator, and a diffuser with radial dielectric ribs, while the magnetic field excitation coil n connected to the source of variable EMF, and the electric rocket engine is equipped with a plasma-forming substance source, which consists of electrodes with a solid fuel position lock, consisting of a bobbin with a high-density metal wound wire and a bobbin rotation drive, as well as a directing device for direct-flow movement of solid fuel into a source of a plasma-forming substance and a pulsed voltage source, characterized in that the surface of the guide device from the side of direct full-time movement of solid fuel is covered with a glass-like film in the form of nanomaterial.
RU2015140085A 2015-09-22 2015-09-22 Electrical rocket engine RU2618636C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015140085A RU2618636C2 (en) 2015-09-22 2015-09-22 Electrical rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015140085A RU2618636C2 (en) 2015-09-22 2015-09-22 Electrical rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2618636C2 true RU2618636C2 (en) 2017-05-05

Family

ID=58697791

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015140085A RU2618636C2 (en) 2015-09-22 2015-09-22 Electrical rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2618636C2 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727103C2 (en) * 2018-10-02 2020-07-20 Акционерное Общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна АО "Корпорация "ВНИИЭМ" Electric jet propulsion plant
RU2764496C1 (en) * 2021-04-20 2022-01-17 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Magnetoplasma electric jet engine
EP3807533A4 (en) * 2018-06-13 2022-03-09 CU Aerospace, LLC Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (fppt)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3032978A (en) * 1958-11-06 1962-05-08 Republic Aviat Corp Magnetic compression engine
CH620796A5 (en) * 1977-03-11 1980-12-15 Banyaszati Kutato Intezet Method for magnetohydrodynamic generation of electrical energy in an MHD generator which is driven using fuel
RU2225533C2 (en) * 2002-04-08 2004-03-10 Красноярский государственный технический университет Rocket electric motor
RU2551140C2 (en) * 2013-09-25 2015-05-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) Electrical rocket engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3032978A (en) * 1958-11-06 1962-05-08 Republic Aviat Corp Magnetic compression engine
CH620796A5 (en) * 1977-03-11 1980-12-15 Banyaszati Kutato Intezet Method for magnetohydrodynamic generation of electrical energy in an MHD generator which is driven using fuel
RU2225533C2 (en) * 2002-04-08 2004-03-10 Красноярский государственный технический университет Rocket electric motor
RU2551140C2 (en) * 2013-09-25 2015-05-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) Electrical rocket engine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3807533A4 (en) * 2018-06-13 2022-03-09 CU Aerospace, LLC Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (fppt)
RU2727103C2 (en) * 2018-10-02 2020-07-20 Акционерное Общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна АО "Корпорация "ВНИИЭМ" Electric jet propulsion plant
RU2764496C1 (en) * 2021-04-20 2022-01-17 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Magnetoplasma electric jet engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2618636C2 (en) Electrical rocket engine
CN110486243B (en) Micro-cathode arc propulsion system
US7294969B2 (en) Two-stage hall effect plasma accelerator including plasma source driven by high-frequency discharge
CN104093978A (en) Hall effect thruster
JP2009524201A5 (en)
JP2006310013A (en) Accelerator for all kinds of ions and controlling method therefor
CN106643286B (en) A kind of multipole reclosing type electromagnetic launch system
JP5439393B2 (en) Power supply
TW201008651A (en) Ionic fluid flow accelerator
Yingwei et al. Analysis and evaluation of three-stage twisty octapole field electromagnetic launcher
CN104964600B (en) A kind of many guide rails rotating electromagnetic railgun
EP2838324A1 (en) Plasma generation device, vapor deposition device, and vapor deposition method
RU2551140C2 (en) Electrical rocket engine
CN106595390A (en) Inhibition method for armature melting based on armature pre-acceleration with goal of reducing heat accumulation on contract surface
Zhang et al. Study on multi-segment asynchronous induction coilgun launcher
US9341435B1 (en) Electromagnetic launcher
RU2612312C1 (en) Artificial satellite
Su et al. The feasibility study of high-velocity multi-stage induction coilgun
CN102413627B (en) Method for changing parameter of plasma
US11333462B2 (en) Electromagnetic accelerator
CN109234699A (en) Arc source magnetic field device, adjusting method and arc ion plating film device
Zhang et al. Effects of cathode materials and arc current on optimal bias of a cathodic arc through a magnetic duct
JP5850713B2 (en) Magnetron sputtering apparatus and magnetron sputtering method
CN103469165B (en) Based on the rectangle plane cathode arc target of distributed electrical magnet
Jacob et al. A Study on Improving Single Stage Coil Gun

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170923