RU2726152C1 - Electric rocket engine (versions) - Google Patents
Electric rocket engine (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2726152C1 RU2726152C1 RU2019140727A RU2019140727A RU2726152C1 RU 2726152 C1 RU2726152 C1 RU 2726152C1 RU 2019140727 A RU2019140727 A RU 2019140727A RU 2019140727 A RU2019140727 A RU 2019140727A RU 2726152 C1 RU2726152 C1 RU 2726152C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- torch
- engine
- panels
- ions
- ion
- Prior art date
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
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)
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к электрическому ракетному двигателю (ЭРД), используемому для управления движением космического аппарата (КА) в космическом пространстве.The invention relates to an electric rocket engine (ERE) used to control the movement of a spacecraft (SC) in outer space.
Известны различные типы ЭРД для обеспечения движения космических аппаратов. В отличие от известных испарительных и химических ракетных двигателей с максимальной скоростью факела до 4000 м/с, ЭРД обеспечивают на порядок большую скорость. При использовании сжатых газов достигается плотность тяги до 1 Н/м2, скорость истечения реактивной струи от 2 км/с до более чем 50 км/с при электрической мощности до 5 кВт и более. [Franklin R. Chang-Diaz, "Plasma Propulsion for Interplanetary Flight," Thin Solid Films, Vol. 506-507 (May 26, 2006.): - P. 449-453; Электростатические ракетные двигатели. / Под ред. Ю.А. Рыжова. - М: Мир, 1964. - 408 с.; Goebel D.M., Katz I. Fundamentals of Electric Propulsion: Ion and Hall Thrusters. Wiley, 2008. 508 p.].Various types of electric propulsion are known for providing spacecraft motion. Unlike the known evaporative and chemical rocket engines with a maximum torch speed of up to 4000 m / s, the electric propulsion engines provide an order of magnitude greater speed. When using compressed gases, thrust density is achieved up to 1 N / m 2 , jet stream outflow speed from 2 km / s to more than 50 km / s with electric power up to 5 kW and more. [Franklin R. Chang-Diaz, "Plasma Propulsion for Interplanetary Flight," Thin Solid Films, Vol. 506-507 (May 26, 2006.): - P. 449-453; Electrostatic rocket engines. / Ed. Yu.A. Ryzhova. - M: Mir, 1964 .-- 408 p .; Goebel DM, Katz I. Fundamentals of Electric Propulsion: Ion and Hall Thrusters. Wiley, 2008. 508 p.].
Каждый известный аналог представляет собой ионно-плазменное электродвигательное реактивное устройство в составе космического аппарата, имеющее накопитель с рабочим телом (РТ) в нем, реакторную камеру, в частности, газоразрядную камеру, подключенную к указанному накопителю, оснащенную электродами для преобразования структуры, ионизации, ускорения и нейтрализации частиц указанного рабочего тела посредством электромагнитного поля (ЭМП), систему для создания магнитного поля. Основным рабочим газом из возможных (N2, Ar, Хе, и т.д.) служит Хе, что эффективно, но имеет большие ограничения, к которым относятся высокая стоимость и малые объемы производства газа, высокая стоимость наземных испытаний в вакуумных камерах при низких температурах, недостаток природных ресурсов для дальнейшего развития космических двигателей. Кроме инертных газов, в качестве расходуемых РТ испытывают цезий, ртуть, висмут, цинк, олово, магний, галлий, йод, тефлон, ионные жидкости, коллоидные растворы, аммиак. Тефлон (другие названия фторопласт, PTFE) в качестве твердого РТ используют в абляционном импульсном электроразрядном двигателе. Для РТ в виде расплавленного металла создана специальная конструкция с сильным электрическим полем. Для РТ в виде коллоидных, или ионных растворов применяется конструкция электро-распылительного источника с зарядом малых капель жидкости.Each known analogue is an ion-plasma electric propulsion jet device as part of a spacecraft having a storage ring with a working fluid (RT) in it, a reactor chamber, in particular, a gas discharge chamber connected to the indicated storage ring, equipped with electrodes for structure transformation, ionization, acceleration and neutralizing the particles of the specified working fluid by means of an electromagnetic field (EMF), a system for creating a magnetic field. The main working gas of the possible ones (N 2 , Ar, Xe, etc.) is Xe, which is effective, but has great limitations, which include the high cost and low volumes of gas production, the high cost of ground tests in vacuum chambers at low temperatures, lack of natural resources for the further development of space engines. In addition to inert gases, cesium, mercury, bismuth, zinc, tin, magnesium, gallium, iodine, teflon, ionic liquids, colloidal solutions, and ammonia are tested as consumable RTs. Teflon (other names fluoroplastic, PTFE) as a solid RT is used in an ablation pulsed electric-discharge motor. A special design with a strong electric field has been created for the RT in the form of molten metal. For RTs in the form of colloidal or ionic solutions, the design of an electro-spray source with a charge of small drops of liquid is used.
В устройствах-аналогах предлагаемого изобретения из частиц РТ создается объемная плазма, из которой экстрагируются ионы, в том числе с помощью перегородок с отверстиями. С целью устранения негативных явлений, связанных с существенной пространственной расходимостью ионов в ускорительном канале, применяются магнитные устройства - концентраторы пучка ионов. В патенте RU 2163309 (МПК: F03H 1/00, Н05Н 1/54, опубл. 20.02.2001 г.) описана конструкция расширенного магнитного полюсного наконечника в форме усеченного конуса, обеспечивающая формирование узконаправленного потока ускоренных ионов в заданном направлении. В патенте US 5581155 (опубл. 03.12.1996 г.) описан ракетный двигатель малой тяги, построенный на эффекте Холла. В этом двигателе малой тяги также используется электромагнитное поле для ускорения положительно заряженных частиц. Скорость истечения в двигателе малой тяги такого типа составляет около 15 км/с при плотности тяги менее 5 Н/м2 и мощности 1,3 кВт.In analog devices of the present invention, a volume plasma is created from particles of RT from which ions are extracted, including using partitions with holes. In order to eliminate the negative phenomena associated with a significant spatial divergence of ions in the accelerating channel, magnetic devices are used - ion beam concentrators. Patent RU 2163309 (IPC:
Изобретение 2525442 С2 (опубл. 10.08.2014 г.) относится к плазменному генератору и к способу управления им, путем контроля образовавшейся в генераторе плазмы с помощью высокочастотного переменного электрического или электромагнитного поля.The invention 2525442 C2 (published on 08/10/2014) relates to a plasma generator and to a method for controlling it by controlling the plasma formed in the generator using a high-frequency alternating electric or electromagnetic field.
Аналогом, в том числе, является устройство для ускорения потока заряженных частиц (патент на изобретение РФ №2104411, опубл. 10.02.1998 г.), содержащее плазменный источник (газоразрядную камеру) и многолучевую ионно-оптическую систему, имеющую, по крайней мере, три электрода последовательно расположенных на удалении друг от друга, причем первый электрод (экранный) является торцевой стенкой газоразрядной камеры и заряжен положительно. Второй, ускоряющий электрод, заряжен отрицательно. Для улучшения структуры ионного потока после ускоряющего электрода устанавливают третий - замедляющий электрод, подтормаживающий наиболее быстрые ионы. Формирование многолучевого потока осуществляется за счет того, что в электродах ионно-оптической системы выполнена совокупность отдельных соосных отверстий для пролета индивидуальных ионных пучков.An analogue, in particular, is a device for accelerating the flow of charged particles (patent for the invention of the Russian Federation No. 2104411, publ. 02.10.1998), containing a plasma source (gas discharge chamber) and a multi-beam ion-optical system having at least three electrodes sequentially located at a distance from each other, and the first electrode (screen) is the end wall of the gas discharge chamber and is positively charged. The second accelerating electrode is negatively charged. To improve the structure of the ion flux, after the accelerating electrode, a third slowing electrode is installed, which slows down the fastest ions. The formation of a multipath flux is due to the fact that the electrodes of the ion-optical system have a set of separate coaxial holes for the passage of individual ion beams.
Известно устройство для создания регулируемой силы тяги в электрическом ракетном двигателе (патент на изобретение US 4838021, МПК: F03H 1/00, опубл. 13.06.1989 г.), содержащее ионизационную камеру и ионно-оптическую систему с двумя электродами (экранный и ускоряющий), между которыми прикладывают постоянную ускоряющую разность потенциалов. Модуляцию тока многолучевого ионного потока осуществляют за счет импульсной модуляции тока разряда в ионизационной камере.A device for creating an adjustable traction force in an electric rocket engine (patent for invention US 4838021, IPC:
Для зарядовой нейтрализации экстрагированных ионов после их ускорения и, соответственно, получения импульса отдачи, используют термоэмиссионные или полевые (автоэлектронные) источники электронов.For charge neutralization of extracted ions after their acceleration and, accordingly, obtaining a recoil momentum, thermionic or field (field-by-electron) electron sources are used.
Аналоги в виде ЭРД с объемной ионизацией газа и замкнутым холловским дрейфом электронов являются основными системами работающих космических аппаратов. Аналог RU 2527267 С2 (опубл. 27.08.2014 г.) есть ионно-плазменный реактивный двигатель с нейтрализующей электронной плазмой на основе эффекта Холла, содержащий основной кольцевой канал ионизации и ускорения, имеющий открытый выходной конец, по меньшей мере, один катод, кольцевой анод, концентричный основному кольцевому каналу, трубопровод и распределитель для подачи способного к ионизации газа в канал и магнитную цепь создания магнитного поля в основном кольцевом канале. В патенте ЕР 0900196 А1 (опубл. 10.03.1999 г.) описан ЭРД с замкнутым дрейфом электронов в магнитном поле. Он включает в себя наружный полюсный наконечник, который намагничивается кольцевой катушкой. В патентном документе Франции 2693770 А1 (опубл. 14.10.1994 г.) описан ЭРД с замкнутым дрейфом электронов в МП с тремя катушками, включающими кольцевую наружную катушку. Изобретение RU 2509918 С2 (опубл. 20.03.2014 г.) относится к электроракетному двигателю с замкнутым дрейфом электронов. Плазменные ЭРД с замкнутым дрейфом электронов в магнитном поле обладают недостатком в тепловом отношении, поскольку наружная кольцевая катушка заключает в себе провод большой длины, что приводит к высокому уровню рассеяния тепла, и в отношении массы катушки, которая также велика. Работа таких ЭРД сопряжена с большим энергопотреблением и существенными теплопотерями.Analogs in the form of electric propulsion with volumetric ionization of a gas and closed Hall electron drift are the main systems of operating spacecraft. The analogue of RU 2527267 C2 (publ. 08.27.2014) is an ion-plasma jet engine with a neutralizing electron plasma based on the Hall effect, containing a main ring channel of ionization and acceleration, having an open output end, at least one cathode, a ring anode concentric to the main annular channel, a pipeline and a distributor for supplying ionizable gas to the channel and the magnetic circuit to create a magnetic field in the main annular channel. In the patent EP 0900196 A1 (publ. 10.03.1999 g.) Describes the ERE with a closed electron drift in a magnetic field. It includes an outer pole piece that is magnetized by a ring coil. French patent document 2693770 A1 (publ. 10/14/1994) describes an electric propulsion electric propulsion system with a closed electron drift in a magnetic field with three coils, including an outer ring coil. The invention RU 2509918 C2 (publ. March 20, 2014) relates to an electric rocket engine with a closed electron drift. Plasma EREs with a closed electron drift in a magnetic field have a thermal disadvantage, since the outer ring coil encloses a long wire, which leads to a high level of heat dissipation, and with respect to the mass of the coil, which is also large. The operation of such electric propulsion is associated with high energy consumption and significant heat loss.
Изобретение-прототип [Пат. 2474984 Российская Федерация, МПК Н05Н 1/54, F03H 1/00. Плазменный ускоритель с замкнутым дрейфом электронов / Козлов В.И. [и др.]; заявитель и патентообладатель Фед. гос. бюдж. обр. учреждение высшего проф. образования «Московский авиационный институт», - заявл. 24.10.11; опубл. 10.02.13] относится к плазменной технике и может использоваться при разработке плазменных ускорителей с замкнутым дрейфом электронов и протяженной зоной ускорения. Катод-компенсатор (эмиттер электронов) установлен у среза ускорительного канала. К катоду предъявляются высокие требования, он должен обеспечивать стабильную высокую эмиссию, при этом требуются дополнительные устройства, увеличивающие массу и габариты. Кроме того, недостатки связаны с большой мощностью нагрева катода, падением эмиссионной способности, и повышенной рабочей температурой, следствием чего являются высокое энергопотребление, тепловые потери и относительно низкий энергетический КПД.The invention is a prototype [Pat. 2474984 Russian Federation, IPC Н05Н 1/54,
Задачей настоящего изобретения является создание ЭРД, имеющего простую конструкцию, более экономичную, в целом эффективную и надежную в эксплуатации. Согласно предлагаемому изобретению, достигается положительный эффект в увеличении эффективности использования электрической энергии ЭРД, как следствие, повышается количественный показатель энергоэффективности - энергетический КПД двигателя.The present invention is the creation of an electric propulsion having a simple design, more economical, generally efficient and reliable in operation. According to the invention, a positive effect is achieved in increasing the efficiency of using electric energy of electric propulsion, and as a result, a quantitative indicator of energy efficiency - energy efficiency of the engine is increased.
Как вариант, ЭРД содержит:Alternatively, the electric propulsion contains:
а) фотоэмиссионные катоды - источники электронов, которые производят эмиссию потока вторичных фотоэлектронов в вакуум;a) photoemission cathodes - sources of electrons that produce the emission of a stream of secondary photoelectrons in a vacuum;
б) фотоприемник светового излучения, создающий сигнал при регистрации фотонов;b) a photodetector of light radiation, which generates a signal when registering photons;
в) фотоэлектронные панели, которые генерируют электрическую энергию при облучении фотонами.c) photoelectronic panels that generate electrical energy when irradiated with photons.
Указанные фотоактивные устройства (а, б, в) установлены в основном вблизи границы ускорительного канала и подключены к бортовой системе электроснабжения и управления. Они предназначены для использования яркостного фотонного излучения, возникающего при работе двигателя на границе области ускорения ионов, в области нейтрализации электронами и в области экстракции факела. Излучение связано с эмиссией фотонов из ионов при их нейтрализации электронами, а также с релаксацией возбужденных нейтральных частиц, теряющих энергию при переходе в основное состояние.These photoactive devices (a, b, c) are installed mainly near the boundary of the accelerating channel and are connected to the on-board power supply and control system. They are designed to use the luminance of photon radiation arising from the operation of the engine at the boundary of the ion acceleration region, in the field of neutralization by electrons and in the field of torch extraction. Radiation is associated with the emission of photons from ions during their neutralization by electrons, as well as with the relaxation of excited neutral particles that lose energy upon transition to the ground state.
Применение фотоэмиссионных катодов - источников электронов, фотоприемника и фотоэлектронных панелей позволяет существенно улучшить характеристики ЭРД, и, в частности, обеспечивает:The use of photoemission cathodes - electron sources, a photodetector and photoelectronic panels can significantly improve the performance of the electric propulsion, and, in particular, provides:
- образование нейтрализующих электронов за счет фотоэлектронной эмиссии;- the formation of neutralizing electrons due to photoelectron emission;
- контроль функционирования двигателя;- control of engine functioning;
- возврат в бортовую сеть части энергии, затраченной на ионизацию.- return to the on-board network of part of the energy spent on ionization.
Поставленная задача изобретения решена в вариантах конструкции ЭРД, охарактеризованных в Формуле изобретения.The object of the invention is solved in the design variants of the electric propulsion described in the claims.
Согласно пп. 1-3 Формулы, заявляется ЭРД, имеющий накопитель с расходуемым рабочим телом в нем, экстрактор-инжектор, ускорительную камеру для ускорения ионов и выброса факела, катод-компенсатор для нейтрализации ионов. Недостатки прототипа устранены в данном изобретении путем оптимизации процессов в реакторной камере и в области нейтрализации за счет того, что в основном в ближней области нейтрализации ионов и выброса факела установлены устройства для сбора светового излучения и преобразования этого излучения, как вариант: в поток фотоэлектронов; в сигнал, управляющий движением КА; в электрическое напряжение. Например, смонтированы фотокатоды - источники электронов в виде фотоэмиссионных панелей, имеется фотоприемник светового излучения, установлены фотоэлектронные панели.According to paragraphs 1-3 Formulas, the claimed ERE having a drive with a consumable working fluid in it, an extractor-injector, an accelerator chamber for accelerating ions and ejection of a torch, a cathode-compensator for neutralizing ions. The disadvantages of the prototype are eliminated in this invention by optimizing the processes in the reactor chamber and in the field of neutralization due to the fact that mainly in the near region of ion neutralization and ejection of the torch there are devices for collecting light radiation and converting this radiation, as an option: into a stream of photoelectrons; into the signal controlling the motion of the spacecraft; into electrical voltage. For example, photocathodes are mounted - electron sources in the form of photoemissive panels, there is a photodetector of light radiation, photoelectronic panels are installed.
На фиг. 1. приведено схематическое изображение ЭРД с примером установки элементов конструкции: 1 - накопитель рабочего тела; 2 - канал транспортировки; 3 -экстрактор-инжектор; 4 - генератор управляющего напряжения, подключенный к экстрактору-инжектору 3; 5 - область поверхностной ионизации и плазмы; 6 - камера ускорения, содержащая электроды для создания электромагнитного поля (на фигуре не показаны); 7 - катод-компенсатор; 8 - срез камеры ускорения в области выхода ионного потока из двигателя; 9 - область нейтрализации ионов и выброса факела. Штрихпунктирной линией показана область реакторной камеры.In FIG. 1. shows a schematic representation of the electric propulsion with an example of the installation of structural elements: 1 - drive working fluid; 2 - transportation channel; 3 -extractor injector; 4 - control voltage generator connected to the extractor-
На фиг. 2 схематично показана область выхода ионного потока из двигателя с элементами: 8 - срез камеры ускорения в области выхода ионного потока из двигателя; 9 - область нейтрализации ионов и выброса факела (источник фотонного излучения); 10 -фотоэмиссионный катод - источник электронов, который производит эмиссию вторичных фотоэлектронов в ионный поток; 11 - фотон; 12 - вторичный фотоэлектрон; 13 - фотоприемник светового потока для сбора светового излучения, подключенный к системе управления движением КА (на фигуре не показана); 14 - фотоэлектронные панели, подключенные к системе энергоснабжения КА (на фигуре не показана).In FIG. 2 schematically shows the region of the exit of the ion flux from the engine with the elements: 8 - section of the acceleration chamber in the region of the exit of the ion flux from the engine; 9 - region of ion neutralization and flare emission (photon radiation source); 10 - photoemission cathode - an electron source that produces the emission of secondary photoelectrons into the ion flux; 11 - photon; 12 - secondary photoelectron; 13 - photodetector of the light flux for collecting light radiation connected to the spacecraft motion control system (not shown in the figure); 14 - photoelectronic panels connected to the spacecraft power supply system (not shown in the figure).
Согласно п. 1 Формулы, в основном в ближней области нейтрализации ионов и выброса факела имеются фотокатоды - источники электронов в виде фотоэмиссионных панелей. В отличие от известных аналогов и прототипа, в предлагаемом устройстве нейтрализация осуществляется, в том числе, фотоэлектронами. Принцип действия основан на реализации теории внешнего фотоэлектрического эффекта (фотоэффекта). Испускаемое факелом свечение излучается в виде фотонов, обладающих определенной энергией. При достижении фотокатода, в поверхностном слое его материала, фотон встречается с электроном и передает ему свою энергию (поглощается электроном). Если полученной энергии достаточно для совершения работы выхода, то электрон покидает материал, из которого изготовлен фотокатод, становится свободным и может быть использован для нейтрализации ионного потока. Каждому веществу (материалу) соответствует своя работа выхода. Предпочтительными материалами фотоэмиссионного катода являются калий, цезий с работой выхода 2,2 и 1,8 эВ, соответственно, а лучше ВаО или Ba3WO5 с работой выхода близкой к 1 эВ. Становится возможным создавать наиболее выгодную схему нейтрализации ионов, что позволяет упростить конструкцию двигателя, повысить КПД и надежность.According to
Согласно п. 2 Формулы, задача решается следующим образом: в основном в ближней области нейтрализации ионов и выброса факела имеется фотоприемник светового излучения, подключенный к системе управления движением КА. Рациональное использование получаемого с фотоприемника сигнала позволит осуществлять удаленный контроль за функционированием двигателя, а также применять его в системе автоматического управления движением КА.According to
Согласно п. 3 Формулы, в основном в ближней области нейтрализации ионов и выброса факела имеются фотоэлектронные панели - генераторы электрической энергии, подключенные к электрической сети на борту КА.According to
Согласно п. 4 Формулы, в основном в ближней к фотоэмиссионным/фотоэлектронным панелям области имеется не менее чем одно оптическое устройство, фокусирующее на них световое излучение из области нейтрализации ионов и выброса факела. Это позволяет увеличить интенсивность полезного облучения панелей.According to
Работу ЭРД рассмотрим на конкретных примерах реализации конструкции и рабочих режимов.We consider the operation of electric propulsion on specific examples of the design and operating modes.
При переводе в рабочее состояние осуществляют энергетическое воздействие (например, нагревание) на рабочее тело в накопителе 1 (фиг. 1) и формируют поток нейтральных атомных, молекулярных, кластерных, малых или микрочастиц рабочего тела. Поток нейтральных частиц рабочего тела из накопителя 1 по каналу транспортировки 2 передается в экстрактор-инжектор 3, к которому подключен генератор управляющего напряжения 4. В области 5 образуется плазма, состоящая из ионов и электронов. С помощью электродов, содержащихся в ускорительной камере 6, создается электромагнитное поле, под воздействием которого ионы разгоняются и выбрасываются в факел. В области нейтрализации ионов и выброса факела 9 осуществляется компенсация поля объемного заряда за счет эмиссии в эту область свободных электронов. Релаксация возбужденных атомов (молекул) в основное состояние и перезарядка ионов сопровождается излучением фотонов и в целом ярким свечением в видимой и ультрафиолетовой частях спектра. В аналогах и прототипе это излучение рассеивается и теряется в пространстве, не принося пользы. В заявляемом изобретении предлагается извлечь положительный эффект из этого явления, который создается тем, что:When transferred to a working state, an energetic effect (for example, heating) is applied to the working fluid in drive 1 (Fig. 1) and a flow of neutral atomic, molecular, cluster, small or microparticles of the working fluid is formed. The flow of neutral particles of the working fluid from the
1. Устройство в виде фотоэмиссионных катодов - источников электронов под воздействием фотонного излучения формирует в вакууме поток фотоэлектронов, который втягивается электрическим полем ионов в ионный поток, где осуществляет нейтрализацию указанного ионного потока. Данное устройство предполагается к совместному использованию с катодом-компенсатором, описанным в изобретении-прототипе, и призвано существенно снизить потребляемую им мощность, потерю его эмиссионной способности, тепловые потери. Это благоприятно отразится на ресурсе ЭРД. При этом важным фактором является сокращение энергопотребления, а следовательно, повышение КПД. Кроме того, устройство в виде фотоэмиссионных катодов - источников электронов представляет собой дублирующую (параллельную) систему по нейтрализации ионного потока, поэтому применение такой схемы способствует повышению надежности аппарата.1. A device in the form of photoemission cathodes - electron sources under the influence of photon radiation forms a photoelectron flux in vacuum, which is drawn by the electric field of ions into the ion flux, where it neutralizes the specified ion flux. This device is supposed to be used with the cathode-compensator described in the prototype invention, and is intended to significantly reduce its power consumption, loss of its emission ability, heat loss. This will favorably affect the ERD resource. At the same time, an important factor is the reduction in energy consumption, and, consequently, the increase in efficiency. In addition, the device in the form of photoemission cathodes - electron sources is a duplicate (parallel) system for neutralizing the ion flux, therefore, the use of such a scheme helps to increase the reliability of the apparatus.
2. Устройство в виде фото приемника светового излучения работает как фотодетектор - генератор сигнала, с помощью которого возможно осуществлять удаленный контроль функционирования двигателя. При этом появляется возможность контролировать: факт и стабильность запуска/не запуска двигателя, т.е. создание необходимых условий для осуществления процесса ионизации и формирования факела; интенсивность работы двигателя; продолжительность и возможные сбои/перебои при работе двигателя. Как вариант, данный сигнал может быть передан в систему управления двигателем. Некорректная работа двигателя будет своевременно обнаружена и принято оперативное решение, например на перезапуск. Кроме того, использование устройства представляется эффективным при высокоточном управлении КА на орбите, способствуя сокращению излишних маневров, а значит экономии не только энергетических ресурсов, но и РТ.2. The device in the form of a photodetector of light radiation works as a photodetector - a signal generator, with which it is possible to remotely monitor the functioning of the engine. In this case, it becomes possible to control: the fact and stability of starting / not starting the engine, i.e. creating the necessary conditions for the implementation of the ionization process and the formation of the torch; the intensity of the engine; duration and possible malfunctions / interruptions during engine operation. Alternatively, this signal can be transmitted to the engine management system. Incorrect engine operation will be detected in a timely manner and an operational decision will be made, for example, to restart. In addition, the use of the device appears to be effective with high-precision control of the spacecraft in orbit, helping to reduce unnecessary maneuvers, which means saving not only energy resources, but also the RT.
3. Устройство в виде фотоэлектронных панелей при облучении фотоэлементов фотонами вырабатывает дополнительную электрическую энергию, которая направляется в бортовую электрическую сеть. Такая рекуперация энергии особенно важна при слабой интенсивности освещения панелей солнечных батарей космического аппарата (период нахождения аппарата в теневой области планет, значительное удаление аппарата от источника света, дезориентация аппарата). Коэффициент фотоэлектрического преобразования современных кремниевых и галлиевых панелей достигает 24-25%, а многослойных панелей на основе галлия (GalnP/GaAs/Ge) - 32%. С учетом эффективности фотоэлементов доля рекуперируемой энергии может достигать приличных значений.3. A device in the form of photoelectronic panels when irradiating photocells with photons produces additional electrical energy, which is sent to the on-board electrical network. Such energy recovery is especially important when the intensity of illumination of the solar panels of the spacecraft is weak (the period the spacecraft is in the shadowed region of the planets, the spacecraft is far removed from the light source, and the spacecraft is disoriented). The photoelectric conversion coefficient of modern silicon and gallium panels reaches 24-25%, and gallium-based multilayer panels (GalnP / GaAs / Ge) - 32%. Given the efficiency of solar cells, the proportion of recuperated energy can reach decent values.
С целью повышения эффективности работы фотоэмиссионных и фотоэлектронных панелей дополнительно осуществляется фокусировка излучения с помощью оптического устройства (п.4 Формулы).In order to increase the efficiency of photoemission and photoelectronic panels, radiation is additionally focused using an optical device (
Для подтверждения возможности осуществления изобретения авторами были проведены практические эксперименты. При огневых испытаниях ионного электрического ракетного двигателя в вакуумной камере (10-4-10-5 мм рт.ст.), вблизи области выброса факела, были установлены фотоэлектронные панели - элементы солнечной батареи КА. Токопроводы от фотоэлектронных панелей с помощью герморазъемов были выведены наружу камеры. При работе ионного двигателя на различных режимах, с помощью измерительного прибора контролировали наличие и уровень сигнала. С формированием факела возникал электрический сигнал, а его уровень увеличивался с ростом интенсивности работы двигателя, т.е. яркости свечения факела. Дальнейшее использование такого сигнала не представляет больших трудностей и является вполне посильной технической задачей.To confirm the feasibility of the invention, the authors conducted practical experiments. When firing tests of an ionic electric rocket engine in a vacuum chamber (10 -4 -10 -5 mm Hg), near the area of the flare, photoelectronic panels were installed - the elements of the solar battery of the spacecraft. The conductors from the photoelectronic panels were sealed to the outside of the chamber using pressure connectors. When the ion engine was operating in various modes, the presence and level of the signal were controlled using a measuring device. With the formation of the torch, an electrical signal arose, and its level increased with increasing intensity of the engine, i.e. brightness of the glow of the torch. Further use of such a signal does not present great difficulties and is a feasible technical task.
Положительный эффект от применения вариантов конструкции ЭРД согласно предлагаемому изобретению, заключающийся в увеличении эффективности использования бортовой электрической энергии, как следствия, повышении энергетического КПД, способствует росту общего и непрерывного времени работы аппарата, повышению ресурса, надежности, стабильности и эффективности тяговых характеристик. Изобретение направлено на преодоление общих недостатков ЭРД: низкая воспроизводимость импульсов тяги, малая надежность включения после паузы, недостаточная достижимая длительность импульса, ограниченный ресурс работоспособности.The positive effect of the application of the design variants of the electric propulsion engine according to the invention, which consists in increasing the efficiency of use of on-board electric energy, as a result, increasing energy efficiency, contributes to an increase in the overall and continuous operation time of the apparatus, increasing the resource, reliability, stability and efficiency of traction characteristics. The invention is aimed at overcoming the common disadvantages of electric propulsion: low reproducibility of traction pulses, low reliability of inclusion after a pause, insufficient achievable pulse duration, limited service life.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019140727A RU2726152C1 (en) | 2019-12-09 | 2019-12-09 | Electric rocket engine (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019140727A RU2726152C1 (en) | 2019-12-09 | 2019-12-09 | Electric rocket engine (versions) |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2726152C1 true RU2726152C1 (en) | 2020-07-09 |
Family
ID=71510047
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019140727A RU2726152C1 (en) | 2019-12-09 | 2019-12-09 | Electric rocket engine (versions) |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2726152C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2121075C1 (en) * | 1992-07-15 | 1998-10-27 | Сосьете Оропеен де Пропюльсьон | Plasma engine with closed electron-drift path |
US5850992A (en) * | 1990-11-30 | 1998-12-22 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Method for controlling the pitch attitude of a satellite by means of solar radiation pressure |
RU2472965C2 (en) * | 2007-09-14 | 2013-01-20 | Тейлз Электрон Дивайсез Гмбх | Ion accelerator with device for reducing effect of positively charged ions on surface area |
RU2474984C1 (en) * | 2011-10-24 | 2013-02-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Plasma accelerator with closed electron drift |
US20170210493A1 (en) * | 2014-07-30 | 2017-07-27 | Safran Aircraft Engines | Spacecraft propulsion system and method |
-
2019
- 2019-12-09 RU RU2019140727A patent/RU2726152C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5850992A (en) * | 1990-11-30 | 1998-12-22 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Method for controlling the pitch attitude of a satellite by means of solar radiation pressure |
RU2121075C1 (en) * | 1992-07-15 | 1998-10-27 | Сосьете Оропеен де Пропюльсьон | Plasma engine with closed electron-drift path |
RU2472965C2 (en) * | 2007-09-14 | 2013-01-20 | Тейлз Электрон Дивайсез Гмбх | Ion accelerator with device for reducing effect of positively charged ions on surface area |
RU2474984C1 (en) * | 2011-10-24 | 2013-02-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Plasma accelerator with closed electron drift |
US20170210493A1 (en) * | 2014-07-30 | 2017-07-27 | Safran Aircraft Engines | Spacecraft propulsion system and method |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0346458A1 (en) | Electrostatic ion thruster with improved thrust modulation. | |
US8324591B2 (en) | Method for generating a pulsed flux of energetic particles, and a particle source operating accordingly | |
Jarrige et al. | Characterization of a coaxial ECR plasma thruster | |
US20200343081A1 (en) | Compact electrostatic ion pump | |
Kronhaus et al. | Experimental characterization of the inline-screw-feeding vacuum-arc-thruster operation | |
RU161783U1 (en) | PULSE NEUTRON GENERATOR | |
US20220065234A1 (en) | Ion thruster and method for providing thrust | |
RU2726152C1 (en) | Electric rocket engine (versions) | |
Gow et al. | A High‐Intensity Pulsed Ion Source | |
Aheieva et al. | Vacuum arc thruster development and testing for micro and nano satellites | |
US9856862B2 (en) | Hybrid electric propulsion for spacecraft | |
Yushkov et al. | Plasma mass-charge composition of a vacuum arc with deuterium saturated zirconium cathode | |
RU2635951C1 (en) | Method for creating electric propulsion thrust | |
RU168025U1 (en) | PULSE NEUTRON GENERATOR | |
Petrescu | New aircraft | |
CN116624352A (en) | Koufman ion thruster with controllable thrust ration and self-neutralization and application method | |
CN111182708B (en) | Device for generating neutral dust particle flow by combining ultraviolet radiation | |
RU2618761C1 (en) | Ion source for electrostatic rocket engine | |
Kohlhase et al. | Pulsed metastable atomic beam source for time‐of‐flight applications | |
RU2776324C1 (en) | Ramjet relativistic engine | |
JPH0752900A (en) | Method and device for extracting electron from space ship | |
JP2003270400A (en) | Pig type negative ion source for neutron generation tube | |
JP7455439B1 (en) | Artificial object control method, artificial object control device, and artificial object equipped with the same | |
Torkar et al. | Spacecraft potential control for Double Star | |
Sharkov et al. | Highly charged ions from Nd-laser produced plasma of medium and high-Z targets |