RU2741401C1 - Module with multichannel plasma propulsion system for small spacecraft - Google Patents

Module with multichannel plasma propulsion system for small spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2741401C1
RU2741401C1 RU2020104083A RU2020104083A RU2741401C1 RU 2741401 C1 RU2741401 C1 RU 2741401C1 RU 2020104083 A RU2020104083 A RU 2020104083A RU 2020104083 A RU2020104083 A RU 2020104083A RU 2741401 C1 RU2741401 C1 RU 2741401C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
module
plasma
gas
magnetic
gas discharge
Prior art date
Application number
RU2020104083A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Иванович Шумейко
Original Assignee
Андрей Иванович Шумейко
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 Андрей Иванович Шумейко filed Critical Андрей Иванович Шумейко
Priority to RU2020104083A priority Critical patent/RU2741401C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2741401C1 publication Critical patent/RU2741401C1/en
Priority to PCT/RU2021/050046 priority patent/WO2021154124A1/en

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03HPRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • HELECTRICITY
    • H05ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05HPLASMA TECHNIQUE; PRODUCTION OF ACCELERATED ELECTRICALLY-CHARGED PARTICLES OR OF NEUTRONS; PRODUCTION OR ACCELERATION OF NEUTRAL MOLECULAR OR ATOMIC BEAMS
    • H05H1/00Generating plasma; Handling plasma
    • H05H1/54Plasma accelerators

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)
  • Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to electric rocket engines for use on small spacecrafts (SS) for their completion from the reference to the target orbit, correction and maintenance of the orbit, orientation, unloading of orientation systems, manoeuvre between orbits, withdrawal of SS from target orbit at the end of its active life. Module with plasma propulsion system for small spacecraft comprises: module rigid structure elements, at least three gas-discharge chambers, at least three antennas, at least three rings of dielectric material, a working medium storage and supply system, at least six radial gas ducts, a module of HF generators, at least three HF-generator communication lines with antennas, at least six magnetic systems, onboard power conversion module, module from HF-generators, magnetic systems supply system, control module, electromagnetic shielding system.EFFECT: technical result is elimination of parasitic discharges generation, reduction of losses at power input to plasma on antenna-plasma electromagnetic communication line, eliminating the effect of electromagnetic radiation on structural elements of the propulsion system and small spacecraft structure elements, leading to small spacecraft rotation in space, reduction of engine weight and volume for march operations, correction and maintenance of SS orbit, its orientation, manoeuvres between orbits, withdrawal of SS at the end of its active life, increased specific thrust and specific impulse of the engine per unit of power.1 cl, 1 dwg

Description

Область техникиTechnology area

Изобретение относится к космической технике, в частности к электроракетным двигательным установкам с электрическим ракетным двигателем (ЭРД) с без электродными источником плазмы и ускорительной ступенью, использующая в качестве рабочего тела широкий круг веществ, предназначенная, главным образом, для установки на малых космических аппаратах (МКА) для их до выведения с опорной на целевую орбиту, коррекции и поддержания орбиты, ориентации, разгрузки систем ориентации, маневрам между орбитами, увода МКА с целевой орбиты в конце его срока активного существования (САС).The invention relates to space technology, in particular to electric propulsion systems with an electric rocket engine (ERE) with no electrode plasma source and an accelerating stage, using a wide range of substances as a working medium, intended mainly for installation on small spacecraft (MCA ) for them before launching from the reference orbit to the target orbit, correcting and maintaining the orbit, orientation, unloading the attitude control systems, maneuvers between orbits, removing the spacecraft from the target orbit at the end of its active life (SAS).

Уровень техникиState of the art

Известен аналог - изобретение More efficient RF plasma electric thruster (патент US 6293090 B1, опубликован 25.09.2001). Изобретение относится к электро-ракетным двигателям. Изобретение включает ВЧ-генератор, множество излучающих элементов, газоразрядную камеру, определяющую главную ось двигателя, магнитную систему, источник питания магнитной системы, систему подачи рабочего тела, соединению с газоразрядной камерой.Known analogue - the invention of the More efficient RF plasma electric thruster (patent US 6293090 B1, published 09.25.2001). The invention relates to electric rocket engines. The invention includes an RF generator, a plurality of emitting elements, a gas-discharge chamber defining the main axis of the engine, a magnetic system, a power source for the magnetic system, a system for supplying a working medium, and a connection with a gas-discharge chamber.

Недостатком является то, что газоввод подсоединен к газоразрядной камере с одного из ее торцов. При этом теряется возможность использовать торец газоразрядной камеры для истечения плазмы и создания тяги в данном направлении. Таким образом, увеличиваются объем, масса и потребляемая мощность двигательной установки при размещении нескольких таких двигателей для управления несколькими осями тяги, что делает неэффективным или не возможным их использование на борту малого космического аппарата. Использование множества излучающих элементов, питающихся от одного ВЧ-генератора, для генерации плазмы в одной газоразрядной камере приведет к возникновению неустойчивостей в объеме генерируемой плазмы, которые связаны с различием генерируемых излучающими элементами электромагнитных излучений по длине канала, что в свою очередь приведет к уменьшению тяги и дельного импульса двигателя. Использование множества близко расположенных излучающих элементов, работающих на ВЧ-частотах приведет возникновению паразитных ВЧ емкостных разрядов как между самими изучающих элементами, так и между излучающими элементами и магнитной системы двигателя вследствие возникновения ВЧ емкостной связи между этими элементами, что в итоге снизит эффективность работы двигателя, в частности снизит удельные тягу и удельный импульс на единицу подводимой ВЧ-мощности, приведет к уменьшению ресурса двигателя вследствие разрушения элементов конструкции при их распылении возникающими ВЧ емкостными разводами, приведет к невозможности вклада мощности в плазму, т.е. к отказу работы двигателя, т.к. газоразрядная камера покроется продуктами распыленных металлических антенны и элементов двигателя. Ввод газа в начале газоразрядной камеры приведет к потерям мощности на процессы повторной ионизации рекомбинировавших частиц рабочего тела по длине газоразрядной камеры, что в свою очередь приведет с снижению удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу мощности.The disadvantage is that the gas inlet is connected to the gas discharge chamber from one of its ends. In this case, the possibility of using the end of the gas-discharge chamber for the outflow of plasma and creating a thrust in this direction is lost. Thus, the volume, mass and power consumption of the propulsion system increase when several such engines are placed to control several axes of thrust, which makes it ineffective or impossible to use them on board a small spacecraft. The use of a plurality of radiating elements powered by a single RF generator to generate plasma in one gas-discharge chamber will lead to the occurrence of instabilities in the volume of the generated plasma, which are associated with the difference in electromagnetic radiation generated by the radiating elements along the channel length, which in turn will lead to a decrease in thrust and efficient motor impulse. The use of many closely spaced radiating elements operating at HF frequencies will lead to the occurrence of parasitic HF capacitive discharges both between the studying elements themselves and between the radiating elements and the magnetic system of the motor due to the occurrence of HF capacitive coupling between these elements, which ultimately will reduce the efficiency of the engine. in particular, it will reduce the specific thrust and specific impulse per unit of RF power supplied, will lead to a decrease in the engine resource due to the destruction of structural elements when they are sprayed by the arising RF capacitive streaks, will lead to the impossibility of the power contribution to the plasma, i.e. to engine failure, because the gas discharge chamber will be covered with products of sprayed metal antenna and engine elements. Gas injection at the beginning of the gas-discharge chamber will lead to power losses for the processes of re-ionization of the recombined particles of the working fluid along the length of the gas-discharge chamber, which, in turn, will lead to a decrease in the specific thrust and specific impulse of the engine per unit of power.

Известен аналог - изобретение Helicon plasma electric propulsion device (патент CN 104405603 В, опубликована 12.04.2017). Изобретение относится к электро-ракетным двигателями. Изобретение включает минимум одно металлическое кольцо, составляющие корпус двигателя, первый и второй металлические фланцы, геликонную антенну, газоразрядную камеру, газоввод, минимум два кольца магнитов.A known analogue is the invention of the Helicon plasma electric propulsion device (patent CN 104405603 B, published on 12.04.2017). The invention relates to electric rocket engines. The invention includes at least one metal ring constituting the engine housing, the first and second metal flanges, a helicon antenna, a gas discharge chamber, a gas inlet, at least two rings of magnets.

Недостатком является то, что газоввод подсоединен к газоразрядной камере с одного из ее торцов. При этом теряется возможность использовать торец газоразрядной камеры для истечения плазмы и создания тяги в данном направлении. Таким образом, увеличиваются объем, масса и потребляемая мощность двигательной установки при размещении нескольких таких двигателей для управления несколькими осями тяги, что делает неэффективным или не возможным их использование на борту малого космического аппарата. Ввод газа в начале газоразрядной камеры приведет к потерям мощности на процессы повторной ионизации рекомбинировавших частиц рабочего тела по длине газоразрядной камеры, что в свою очередь приведет с снижению удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу мощности. Использование геликонной антенны без защитных диэлектрических колец приведет возникновению паразитных ВЧ емкостных разрядов на поверхности как самой антенны, так и на поверхностях предлагаемого в изобретении двигателя вследствие возникновения ВЧ емкостной связи между этими элементами, что в итоге снизит эффективность работы двигателя, в частности снизит удельные тягу и удельный импульс на единицу подводимой ВЧ-мощности, приведет к уменьшению ресурса двигателя вследствие разрушения элементов конструкции при их распылении возникающими ВЧ емкостными разводами, приведет к невозможности вклада мощности в плазму, т.е. к отказу работы двигателя, т.к. газоразрядная камера покроется продуктами распыленных металлических антенны и элементов двигателя.The disadvantage is that the gas inlet is connected to the gas discharge chamber from one of its ends. In this case, the possibility of using the end of the gas-discharge chamber for the outflow of plasma and creating a thrust in this direction is lost. Thus, the volume, mass and power consumption of the propulsion system increase when several such engines are placed to control several axes of thrust, which makes it ineffective or impossible to use them on board a small spacecraft. Gas injection at the beginning of the gas-discharge chamber will lead to power losses for the processes of re-ionization of the recombined particles of the working fluid along the length of the gas-discharge chamber, which, in turn, will lead to a decrease in the specific thrust and specific impulse of the engine per unit of power. The use of a helicon antenna without protective dielectric rings will lead to the occurrence of parasitic HF capacitive discharges on the surface of both the antenna itself and on the surfaces of the engine proposed in the invention due to the occurrence of HF capacitive coupling between these elements, which ultimately will reduce the efficiency of the engine, in particular, reduce the specific thrust and a specific impulse per unit of RF power supplied, will lead to a decrease in the engine resource due to the destruction of structural elements when they are sprayed by the arising RF capacitive divorces, will lead to the impossibility of the power contribution to the plasma, i.e. to engine failure, because the gas discharge chamber will be covered with products of sprayed metal antenna and engine elements.

Известен ближайший аналог (прототип) - изобретение Ракетный двигатель малой тяги для космического летательного аппарата (патент RU 2445510 C2, опубликован 20.03.2012). Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Изобретение по п. 24 формулы изобретения включает газоразрядную камеру (главную камеру), определяющую ось сил тяги, инжектор для введения ионизируемого газа в главную камеру, антенну, генераторы магнитного поля, генератор электромагнитного поля, генератор для изменения направления магнитного поля.The closest analogue (prototype) is known - the invention of a low-thrust rocket engine for a spacecraft (patent RU 2445510 C2, published 03/20/2012). The invention relates to low-thrust rocket engines. The invention according to claim 24 of the claims includes a gas-discharge chamber (main chamber) defining the axis of thrust forces, an injector for introducing ionizable gas into the main chamber, an antenna, magnetic field generators, an electromagnetic field generator, a generator for changing the direction of the magnetic field.

Недостатком является то, что в изобретении есть только одно направления тяги газоразрядного канала. Инжектор ввода ионизируемого газа закрывает один из концов газоразрядной камеры, что в свою очередь приводит к неэффективности ее использования, т.к. при применении предложенного способа ионизации газа - электромагнитный, плазма может истекать из двух концов газоразрядной камеры. При разработке двигателя для малого космического аппарата (МКА), в частности, двигателя с более чем одним вектором тяги, предложенного на фиг. 40 и описанного в п. 60 формулы рассматриваемого изобретения, использование только одного торца газоразрядной камеры приведет к увеличению массы и габаритов двигателя, что вследствие приведет к удорожанию разработки и запуска МКА или к невозможности использовать предложенное в рассматриваемом изобретении устройство для использования на борту МКА. Предлагаемое устройство антенны, в частности использование в нем емкостно связанных электродов, является нецелесообразным для использования на борту МКА. Это связано с тем, что паразитный емкостной разряд начнет возникать на всех элементах двигательной установки и МКА, близко расположенных к емкостно связанным электродом, при этом емкостной разряд будет разрушать как сами электроды, так и элементы конструкции двигателя и МКА. Проблема возникновения и последствий паразитного емкостного разряда описана в работе Takahashi, K. (2012). Radiofrequency antenna for suppression of parasitic discharges in a helicon plasma thruster experiment. Review of Scientific Instruments, 83(8), 083508 (doi.org/10.1063/1.4748271). Также использование емкостного разряда для ионизации рабочего тела является неэффективным способом генерации плазмы для космических двигателей, так как плазма высокочастотного емкостного разряда имеет низкую плотность (не выше 1016 м-3) при низком давлении и низкой мощности, которой будет недостаточно для эффективной работы двигателя. Данные по плотности плазмы емкостного разряда представлены в работе Chabert, Р., & Braithwaite, N. (2011). Physics of radio-frequency plasmas. Cambridge University Press. Предлагаемое устройство антенны, в частности использование в нем индуктивно связанной катушки, является нецелесообразным для использования на борту МКА. Это связано с тем, что в данном случае энергия от индуктора в плазму будет передаваться как в трансформаторе, при этом коэффициент трансформации будет не выше 0,5. Учитывая потери мощности на линии ВЧ-генератор-Индуктор и потери в антенне, для генерации плотной плазмы (выше 1018 м-3) потребуется высокая мощность (выше 800 Вт), делая невозможным использование двигателя с таким источником плазмы на МКА, которые обладают низкой энерговооруженностью. Предлагаемое устройство антенны, в частности использование в нем антенн типов Double-Saddle и Loop, также является нецелесообразным для использования на борту МКА. Это связано с тем, что как и в случае с применением емкостно связанных электродов, при низких мощностях будут возникать паразитные емкостные разряды на поверхности самой антенны и на элементах конструкции двигателя и МКА. При этом при долгой продолжительности этих процессов, вследствие распыления металлической антенны и металлических элементов конструкции двигателя, внешняя поверхность газоразрядной трубки покроется металлической пленкой, которая будет поглощать генерируемое антенной электромагнитное излучение и процесс ионизации рабочего тела внутри газоразрядной камеры будет невозможным, т.е. двигатель выйдет из строя. Предлагаемое местоположение инжектора для ввода газа в газоразрядную камеру является неэффективным с точки зрения вложения мощности в плазму и ионизации рабочего тела. При ионизации рабочего тела в начале газоразрядной камеры и при использовании в ионизаторе антенны, которая генерирует электромагнитные волны в плазме (предложенные в рассматриваемом изобретении антенны Double-Saddle и Loop), будет затрачиваться больше мощности на ионизацию и будет вкладываться меньше мощности в плазму, т.к. образование волн в плазме происходит за антенной, а именно волны эффективно ионизируют газ и вкладывают мощность в плазму. Использование большого количества магнитных систем является нецелесообразным, т.к. для ускорения плазмы достаточно одного магнитного сопла на выходе из газоразрядной камеры. Большое количество магнитных систем утяжеляет массу двигателя и занимает полезный объем, что делает непригодным использование такого двигателя на борту МКА. В изобретении отсутствует система электромагнитного экранирования. Устройство, использующего электромагнитные волны и магнитное поле для генерации и ускорения плазмы, создает электромагнитное излучение, которое при поглощении элементов конструкции МКА может вызвать возникновение магнитного момента, который начнет вращать МКА, а также вызвать сбои в работе целевой нагрузки МКА или вывести ее из строя.The disadvantage is that the invention has only one direction of thrust of the gas discharge channel. The ionizable gas injection injector closes one of the ends of the gas-discharge chamber, which in turn leads to inefficiency in its use, because when applying the proposed method of gas ionization - electromagnetic, plasma can flow out of the two ends of the gas-discharge chamber. When developing an engine for a small spacecraft (SMV), in particular, the engine with more than one thrust vector proposed in FIG. 40 and described in clause 60 of the claims of the invention under consideration, the use of only one end of the gas-discharge chamber will lead to an increase in the mass and dimensions of the engine, which, as a result, will lead to an increase in the cost of developing and launching the small spacecraft or to the impossibility of using the device proposed in the invention for use on board the small spacecraft. The proposed antenna device, in particular, the use of capacitively coupled electrodes in it, is inappropriate for use on board the small spacecraft. This is due to the fact that a parasitic capacitive discharge will begin to occur on all elements of the propulsion system and small spacecraft, close to the capacitively coupled electrode, while the capacitive discharge will destroy both the electrodes themselves and the structural elements of the engine and small spacecraft. The problem of the occurrence and consequences of a parasitic capacitive discharge is described in the work of Takahashi, K. (2012). Radiofrequency antenna for suppression of parasitic discharges in a helicon plasma thruster experiment. Review of Scientific Instruments, 83 (8), 083508 (doi.org/10.1063/1.4748271). Also, the use of a capacitive discharge to ionize the working fluid is an ineffective way of generating plasma for space engines, since the plasma of a high-frequency capacitive discharge has a low density (no higher than 10 16 m -3 ) at low pressure and low power, which will not be enough for efficient engine operation. For capacitive discharge plasma density data, see Chabert, R., & Braithwaite, N. (2011). Physics of radio-frequency plasmas. Cambridge University Press. The proposed antenna device, in particular the use of an inductively coupled coil in it, is impractical for use on board the small spacecraft. This is due to the fact that in this case, the energy from the inductor to the plasma will be transmitted as in a transformer, while the transformation ratio will not be higher than 0.5. Considering the power losses on the RF-generator-Inductor line and the antenna losses, to generate dense plasma (above 10 18 m -3 ), high power (above 800 W) will be required, making it impossible to use a motor with such a plasma source on small spacecraft, which have low power supply. The proposed antenna device, in particular the use of Double-Saddle and Loop antennas, is also impractical for use on board the small spacecraft. This is due to the fact that, as in the case with the use of capacitively coupled electrodes, at low powers, parasitic capacitive discharges will occur on the surface of the antenna itself and on the structural elements of the engine and small spacecraft. At the same time, with a long duration of these processes, due to the sputtering of a metal antenna and metal elements of the engine structure, the outer surface of the gas discharge tube will be covered with a metal film that will absorb the electromagnetic radiation generated by the antenna and the process of ionization of the working medium inside the gas discharge chamber will be impossible, i.e. the engine will be damaged. The proposed location of the injector for gas injection into the gas-discharge chamber is ineffective from the point of view of power input into the plasma and ionization of the working fluid. When the working fluid is ionized at the beginning of the gas-discharge chamber and when an antenna is used in the ionizer that generates electromagnetic waves in the plasma (the Double-Saddle and Loop antennas proposed in the invention under consideration), more power will be spent on ionization and less power will be invested in the plasma, i.e. to. the formation of waves in the plasma occurs behind the antenna, namely, the waves effectively ionize the gas and put power into the plasma. The use of a large number of magnetic systems is impractical because to accelerate the plasma, one magnetic nozzle at the exit from the gas-discharge chamber is sufficient. A large number of magnetic systems make the engine heavier and occupy a useful volume, which makes it unsuitable to use such an engine on board the small spacecraft. There is no electromagnetic shielding system in the invention. A device that uses electromagnetic waves and a magnetic field to generate and accelerate plasma generates electromagnetic radiation, which, when absorbed by the structural elements of the small spacecraft, can cause a magnetic moment that will begin to rotate the small spacecraft, as well as cause the target load of the spacecraft to malfunction or disable it.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задачами предлагаемого изобретения являются:The objectives of the invention are:

- устранение недостатков аналогов и прототипа, а именно:- elimination of shortcomings of analogues and prototype, namely:

- возникновение паразитных разрядов, разрушающих элементы конструкции двигателя и малого космического аппарата;- the occurrence of parasitic discharges that destroy the structural elements of the engine and small spacecraft;

- потери при вкладе мощности в плазму на электромагнитной линии связи антенна-плазма;- losses due to the contribution of power to the plasma on the antenna-plasma electromagnetic communication line;

- влияние электромагнитного излучения на элементы конструкции двигательной установки и элементы конструкции малого космического аппарата, приводящее к вращение малого космического аппарата в пространстве; и- the influence of electromagnetic radiation on the structural elements of the propulsion system and the structural elements of the small spacecraft, leading to the rotation of the small spacecraft in space; and

- улучшение следующих характеристик:- improvement of the following characteristics:

- уменьшение занимаемых двигателем массы и объема для выполнения маршевых операций, коррекции и поддержания орбиты МКА, его ориентации, маневров между орбитами, увода МКА в конце его срока активного существования;- reduction of the mass and volume occupied by the engine for cruising operations, correction and maintenance of the orbit of the small spacecraft, its orientation, maneuvers between orbits, withdrawal of the spacecraft at the end of its active life;

- увеличение удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу потребляемой мощности.- increase in specific thrust and specific impulse of the engine per unit of power consumption.

Для решения задач и достижения технического результата предлагается модуль с плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата, содержащий:To solve problems and achieve a technical result, a module with a plasma propulsion system for a small spacecraft is proposed, containing:

- элементы жесткой конструкции модуля, состоящие из стержней, составляющих ферму, представляющую собой параллелепипед, к которой крепятся элементы конструкции и модули плазменной двигательной установки, грани которой закрыты элементами системы электромагнитного экранирования, при этом на двух гранях фермы модуля двигательной установки находится минимум два отверстия для концов газоразрядных камер, на трех - минимум по одному, еще одна грань свободна от отверстий для концов газоразрядной камеры;- elements of the rigid structure of the module, consisting of rods that make up a truss, which is a parallelepiped, to which structural elements and modules of the plasma propulsion system are attached, the edges of which are closed by elements of the electromagnetic shielding system, while on two edges of the truss of the propulsion system module there are at least two holes for the ends of the gas-discharge chambers, on three - at least one, one more face is free of holes for the ends of the gas-discharge chamber;

- минимум три газоразрядных камеры, выполненные из диэлектрического материала в виде цилиндра со стенками, толщина которых может быть в разном исполнении, но такой, чтобы на оси цилиндра был сквозной цилиндрический тракт, расположенные внутри объема модуля не пересекаясь, по центру на внешней поверхности каждой из которых расположена антенна, генерирующая электромагнитное поле внутри газоразрядного канала для ионизации рабочего тела, каждый конец газоразрядных камер открыт во внешнее пространство, выходящие на внешнюю поверхность модуля так, как описано в предыдущем пункте, с каждого конца которых расположены магнитные системы, при этом каждый конец герметично соединен с радиальными газовводами, которые соединяются с каждым концом газоразрядной камеры до места расположения на каждом конце газоразрядных камер магнитных систем;- at least three gas-discharge chambers made of dielectric material in the form of a cylinder with walls, the thickness of which can be of different designs, but such that there is a through cylindrical tract on the cylinder axis, located inside the module volume without intersecting, centered on the outer surface of each of which there is an antenna that generates an electromagnetic field inside the gas-discharge channel for ionization of the working medium, each end of the gas-discharge chambers is open to the external space, reaching the outer surface of the module as described in the previous paragraph, from each end of which there are magnetic systems, with each end hermetically connected to radial gas inlets, which are connected to each end of the gas discharge chamber to the location at each end of the gas discharge chambers of the magnetic systems;

- минимум три антенны (по количеству газоразрядных камер), соединенные по линиям связи с модулем из ВЧ-генераторов, расположенные по центру на внешней поверхности каждой из газоразрядных камер, при этом с внешней стороны антенны закрыты кольцами из диэлектрического материала;- at least three antennas (according to the number of gas-discharge chambers), connected via communication lines with a module of high-frequency generators, located centrally on the outer surface of each of the gas-discharge chambers, while on the outer side of the antenna they are covered with rings made of dielectric material;

- минимум три кольца из диэлектрического материала (по количеству антенн), закрывающие антенны с их внешней стороны от остального объема модуля плазменной двигательной установки;- at least three rings made of dielectric material (according to the number of antennas), covering the antennas from their outer side from the rest of the plasma propulsion module;

- систему хранения и подачи рабочего тела, состоящую из минимум одного бака для хранения рабочего тела, минимум шести радиальных газовводов, которые соединены с элементами подачи рабочего тела;- a system for storing and supplying the working fluid, consisting of at least one tank for storing the working fluid, at least six radial gas inlets, which are connected to the elements for supplying the working fluid;

- минимум шесть радиальных газовводов (по удвоенному количеству газоразрядных камер), которые герметично соединены с каждым из концов газоразрядных камер до места расположения электромагнитов магнитных систем с одной стороны, каждый из которых соединен с элементами подачи рабочего тела;- at least six radial gas inlets (for twice the number of gas-discharge chambers), which are hermetically connected to each of the ends of the gas-discharge chambers to the location of the electromagnets of the magnetic systems on one side, each of which is connected to the working fluid supply elements;

- модуль из ВЧ-генераторов, состоящий из минимум трех ВЧ-генераторов (по количеству антенн) для независимого регулирования мощности, вкладдываемой в плазму в каждой газоразрядной камере;- a HF generator module, consisting of at least three HF generators (according to the number of antennas) for independent regulation of the power supplied to the plasma in each gas-discharge chamber;

- минимум три линии связи ВЧ-генераторов с антеннами (по количеству антенн), которые электрически связывают ВЧ-генераторы с антеннами;- at least three communication lines of HF generators with antennas (according to the number of antennas), which electrically connect HF generators with antennas;

- минимум шесть магнитных системы (по удвоенному количеству газоразрядных камер), которые располагаются на каждом из двух концов газоразрядных камер, состоящие из электромагнитов, соединенных с источниками питания электромагнитов, при этом электромагниты создают осевое, совпадающее с осью соответствующей газоразрядной камеры, и перпендикулярное осевой линии соответствующей газоразрядной камеры магнитные поля на концах каждой газоразрядной камеры, ускоряющие плазму, генерируемую в газоразрядных камерах при помощи четырех механизмов -электростатического, электромагнитного, газодинамического, Джоулева нагрева;- at least six magnetic systems (for twice the number of gas-discharge chambers), which are located at each of the two ends of the gas-discharge chambers, consisting of electromagnets connected to the power sources of the electromagnets, while the electromagnets create an axial one, coinciding with the axis of the corresponding gas-discharge chamber, and perpendicular to the center line the corresponding gas-discharge chamber, magnetic fields at the ends of each gas-discharge chamber, accelerating the plasma generated in the gas-discharge chambers using four mechanisms - electrostatic, electromagnetic, gas-dynamic, Joule heating;

- модуль преобразования бортового питания, электрические соединенную с источниками бортового питания на борту малого космического аппарата, модулем ВЧ-генераторов, источниками питания магнитной системы;- onboard power conversion module, electrically connected to onboard power supplies on board a small spacecraft, HF generators module, magnetic system power supplies;

- управляющий модуль, задающий управляющие воздействия на систему преобразования бортового питания, систему хранения и подачи рабочего тела, модуль ВЧ-генераторов, источники питания магнитной системы, собирающий информацию о характеристиках систем модуль многоканальной плазменной двигательной установки, передающий эту информацию на борт малого космического аппарата для ее дальнейшей передачи на командный пункт;- a control module that sets control actions on the on-board power conversion system, the storage and supply system of the working fluid, the HF generator module, the magnetic system power supplies, the multichannel plasma propulsion system module that collects information on the characteristics of the systems, and transmits this information to the small spacecraft for its further transfer to the command post;

- систему электромагнитного экранирования, состоящую из тонких элементов из материала, экранирующего электромагнитное и магнитное излучения.- an electromagnetic shielding system, consisting of thin elements of a material that shields electromagnetic and magnetic radiation.

Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой предлагается использовать на малых космических аппаратах для их до выведения с опорной на целевую орбиту, коррекции и поддержания орбиты, прецизионной ориентации, разгрузки систем ориентации, маневрам между орбитами, увода МКА с целевой орбиты в конце его срока активного существования (САС).The module with a multichannel plasma propulsion system is proposed to be used on small spacecraft for their prior to launching from the reference orbit to the target orbit, correcting and maintaining the orbit, precision orientation, unloading the attitude control systems, maneuvers between orbits, and removing the small spacecraft from the target orbit at the end of its active life ( CAC).

Перечень фигурList of figures

На фиг. 1 представлена конструктивная блок-схема предлагаемого модуля с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космическо аппарата.FIG. 1 shows a structural block diagram of the proposed module with a multichannel plasma propulsion system for a small spacecraft.

Осуществление изобретенияImplementation of the invention

Устройство состоит из следующих элементов с их функциями:The device consists of the following elements with their functions:

- элементов жесткой конструкции модуля (1), которые выполняют функцию поддержания составных частей многоканальной плазменной двигательной установки, таких как газоразрядные камеры (2), система хранения и подачи рабочего тела (3), модуль из ВЧ-генераторов (4), магнитные системы (5), модуль преобразования бортового питания (6), управляющий модуль (7), система электромагнитного экранирования (8). Элементы жестко конструкции модуля (1) жестко соединяются с малым космическим аппаратом. Элементы жесткой конструкции модуля (1) воспринимают силы тяги, передающиеся элементам модуля (1) от магнитных систем (5), которым силы тяги передаются от плазмы, выходящей из газоразрядных камер (2) по линиям осевых магнитных полей, генерируемых магнитными системами (5). Элементы жесткой конструкции модуля (1) передают воспринимаемые ими силы тяги на корпус малого космического аппарата по жесткой связи между элементами модуля (1) и корпусом малого космического аппарата, тем самым приводя его в движение в космическом пространстве;- elements of the rigid structure of the module (1), which perform the function of maintaining the components of a multichannel plasma propulsion system, such as gas-discharge chambers (2), a system for storing and supplying a working fluid (3), a module of RF generators (4), magnetic systems ( 5), onboard power conversion module (6), control module (7), electromagnetic shielding system (8). The elements of the rigid structure of the module (1) are rigidly connected to the small spacecraft. The elements of the rigid structure of the module (1) perceive the traction forces transmitted to the elements of the module (1) from the magnetic systems (5), to which the traction forces are transmitted from the plasma leaving the gas-discharge chambers (2) along the lines of axial magnetic fields generated by the magnetic systems (5) ... The elements of the rigid structure of the module (1) transmit the traction forces they perceive to the body of the small spacecraft through the rigid connection between the elements of the module (1) and the body of the small spacecraft, thereby setting it in motion in outer space;

- минимум трех газоразрядных камер (2), жестко соединенных с элементами жесткой конструкции модуля (1). По центру на внешней поверхности каждой из газоразрядных камер (2) закреплены антенны (9). На каждом конце каждой газоразрядной камеры (2) расположены два электромагнита магнитных систем (5) - электромагнит (10), создающий осевое, совпадающее с осью соответствующей газоразрядной камеры (2), и электромагнит (11), создающий перпендикулярное оси соответствующей газоразрядной камеры (2) магнитные поля. Газоразрядные камеры (2) являются каналами, где генерируется плазма. Оси газоразрядных камер (2) совпадают с осями управляющих воздействий на малый космический аппарат, т.е. оси газоразрядных камер (2) совпадают с векторами сил тяги, создаваемой ускоренными потоками плазмы, выходящей из газоразрядных камер (2). Из каждой газоразрядной камеры (2) ускоренный поток плазмы может выходить по двум направлениям, т.е. каждая газоразрядная камера (2) имеет по два вектора тяги, имеющих общую ось, являющуюся осью соответствующей газоразрядной камеры (2), но противоположных по направлению. На каждом конце газоразрядной камеры (2) до места расположения электромагнитов (10) и (11) магнитной системы (5) имеется место герметичного соединения с радиальными газовводами (12), каждый из которых герметично соединен с системой хранения и подачи рабочего тела (3);- at least three gas-discharge chambers (2) rigidly connected to the elements of the rigid structure of the module (1). Antennas (9) are fixed in the center on the outer surface of each of the gas-discharge chambers (2). At each end of each gas discharge chamber (2) there are two electromagnets of magnetic systems (5) - an electromagnet (10), which creates an axial one that coincides with the axis of the corresponding gas discharge chamber (2), and an electromagnet (11), which creates a perpendicular to the axis of the corresponding gas discharge chamber (2 ) magnetic fields. Gas discharge chambers (2) are channels where plasma is generated. The axes of the gas-discharge chambers (2) coincide with the axes of the control actions on the small spacecraft, i.e. the axes of the gas-discharge chambers (2) coincide with the vectors of the thrust forces created by the accelerated plasma flows leaving the gas-discharge chambers (2). From each gas discharge chamber (2), the accelerated plasma flow can exit in two directions, i.e. each gas discharge chamber (2) has two thrust vectors having a common axis, which is the axis of the corresponding gas discharge chamber (2), but opposite in direction. At each end of the gas discharge chamber (2) to the location of the electromagnets (10) and (11) of the magnetic system (5), there is a place of hermetic connection with radial gas inlets (12), each of which is hermetically connected to the storage and supply system of the working fluid (3) ;

- минимум трех антенн (по количеству газоразрядных камер) (9), электрически соединенных с минимум тремя линиями связи ВЧ-генераторов с антеннами (13) соответственно, т.е. каждая антенна (9) соединена с одной линией связи ВЧ-генератора с антенной (13), которые соединяются с одним из ВЧ-генераторов (14), расположенных в модуле из ВЧ-генераторов (4). Антенны (9) расположены по центру на внешней поверхности каждой из газоразрядных камер (2) соответственно, т.е. каждой газоразрядной камере (2) соответствует одна антенна (9). На антенны (9) по линиям связи ВЧ-генераторов с антеннами (13) от ВЧ-генераторов (14), расположенных в модуле из ВЧ-генераторов (4), подается ВЧ-мощность, которая преобразуется антеннами (9) в переменное электромагнитное поле внутри газоразрядных камер (2). Переменные электромагнитные поля, создаваемые антеннами (9) внутри газоразрядных камер (2), вызывают колебания электронов рабочего тела, вводимого в газоразрядные камеры (2) радиальными газовводами (12). Колебания электронов рабочего тела внутри газоразрядных камер (2) вызывают лавинную ионизацию рабочего тела, т.е. происходит процесс плазмообразования внутри газоразрядных камер (2). При наличии осевого магнитного поля, создаваемого электромагнитами (10) магнитной системы (5), электромагнитные поля, генерируемые антеннами (9), вызывают процесс образования собственных электромагнитных волн в плазме, в частности геликонных волн, которые в свою очередь создают волны Трайвелписа-Гоулда или косые волны Ленгмюра, которые увеличивают степень ионизации плазмы внутри газоразрядных каналов (2) и эффективно вкладывают мощность, передаваемую антеннами (9), в плазму внутри газоразрядных камер (2). На внешней поверхности каждой из антенн (9) закреплены кольца из диэлектрического материала (15);- at least three antennas (by the number of gas-discharge chambers) (9), electrically connected to at least three communication lines of RF generators with antennas (13), respectively, i.e. each antenna (9) is connected to one communication line of the RF generator with the antenna (13), which are connected to one of the RF generators (14) located in the module of the RF generators (4). Antennas (9) are located centrally on the outer surface of each of the gas discharge chambers (2), respectively, i.e. each gas-discharge chamber (2) corresponds to one antenna (9). The antennas (9) are fed HF power through the communication lines of RF generators with antennas (13) from RF generators (14) located in the module from RF generators (4), which is converted by antennas (9) into an alternating electromagnetic field inside the gas discharge chambers (2). Variable electromagnetic fields generated by antennas (9) inside the gas-discharge chambers (2) cause oscillations of the electrons of the working fluid introduced into the gas-discharge chambers (2) by radial gas inlets (12). Oscillations of the electrons of the working medium inside the gas-discharge chambers (2) cause avalanche ionization of the working medium, i.e. the process of plasma formation occurs inside the gas-discharge chambers (2). In the presence of an axial magnetic field created by electromagnets (10) of the magnetic system (5), the electromagnetic fields generated by the antennas (9) cause the formation of their own electromagnetic waves in the plasma, in particular, helicon waves, which, in turn, create Trivelpeace-Gould waves or oblique Langmuir waves, which increase the degree of plasma ionization inside the gas-discharge channels (2) and effectively invest the power transmitted by the antennas (9) into the plasma inside the gas-discharge chambers (2). On the outer surface of each of the antennas (9), rings made of dielectric material (15) are fixed;

- минимум трех колец из диэлектрического материала (15) (по количеству антенн), закрепленных на внешней поверхности каждой из антенн (9), т.е. каждой антенне (9) соответствует одно кольцо из диэлектрического материала (15). Кольца из диэлектрического материала (15) препятствуют распространению электромагнитного излучения, создаваемого антеннами (9), в объем модуля многоканальной плазменной двигательной установки. Кольца из диэлектрического материала (15) препятствуют образованию паразитных емкостных разрядов на поверхности антенны (9), на элементах конструкции двигательного модуля;- at least three rings of dielectric material (15) (according to the number of antennas), fixed on the outer surface of each of the antennas (9), i.e. each antenna (9) corresponds to one ring of dielectric material (15). Rings made of dielectric material (15) prevent the propagation of electromagnetic radiation generated by the antennas (9) into the volume of the module of the multichannel plasma propulsion system. Dielectric rings (15) prevent the formation of parasitic capacitive discharges on the surface of the antenna (9), on the structural elements of the engine module;

- системы хранения и подачи рабочего тела (3), включающего минимум один бак для хранения рабочего тела (16), минимум шести радиальных газовводов (12), которые герметично соединены с элементами подачи рабочего тела (17) системы хранения и подачи рабочего тела (3), которые имеют герметичное соединение с минимум одним баком для хранения рабочего тела (16). Система хранения и подачи рабочего тела (3) жестко закреплена на элементах жесткой конструкции модуля (1). Система хранения и подачи рабочего тела (3) служит для хранения рабочего тела в баке (16), подготовки и регулировании расхода рабочего тела в элементах подачи рабочего тела (17), ввода рабочего тела в газоразрядные камеры (2) при помощи радиальных газовводов (12);- storage and supply systems for the working fluid (3), including at least one tank for storing the working fluid (16), at least six radial gas inlets (12), which are hermetically connected to the working fluid supply elements (17) of the working fluid storage and supply system (3 ), which have a tight connection with at least one tank for storing the working fluid (16). The storage and supply system of the working medium (3) is rigidly fixed on the elements of the rigid structure of the module (1). The working fluid storage and supply system (3) serves to store the working fluid in the tank (16), prepare and regulate the working fluid flow rate in the working fluid supply elements (17), enter the working fluid into the gas-discharge chambers (2) using radial gas inlets (12 );

- минимум шести радиальных газовводов (12) (по удвоенному количеству газоразрядных камер), которые герметично соединены с каждым из концов газоразрядных камер (2) до места расположения электромагнитов (10) и (11) магнитных систем (5), каждый из которых герметично соединен с элементами подачи рабочего тела (17);- at least six radial gas inlets (12) (twice the number of gas discharge chambers), which are hermetically connected to each of the ends of the gas discharge chambers (2) to the location of the electromagnets (10) and (11) of the magnetic systems (5), each of which is hermetically connected with elements for supplying the working fluid (17);

- модуля из ВЧ-генераторов (4), состоящий из минимум трех ВЧ-генераторов (14) (по количеству антенн). В модуле из ВЧ-генераторов (4) находится минимум три ВЧ-генераторов (14) для обеспечения независимого регулирования мощности, вкладываемой в плазму в каждой газоразрядной камере (2) при помощи антенн (9). Независимое регулирование мощности, вкладываемой при помощи антенн (9) в плазму, в каждой из газоразрядных камер (2) необходимо для того, чтобы регулировать направление главного вектора тяги, являющегося суммой векторов тяги FT, соответствующих осям и направлениям выхода плазмы из газоразрядных камер (2);- a module of HF generators (4), consisting of at least three HF generators (14) (according to the number of antennas). The module of RF generators (4) contains at least three RF generators (14) to provide independent regulation of the power deposited into the plasma in each gas discharge chamber (2) using antennas (9). Independent regulation of the power supplied by the antennas (9) to the plasma in each of the gas-discharge chambers (2) is necessary in order to control the direction of the main thrust vector, which is the sum of the thrust vectors F T corresponding to the axes and directions of the plasma exit from the gas-discharge chambers ( 2);

- минимум трех линий связи ВЧ-генераторов с антеннами (13) (по количеству антенн), которые электрически связывают ВЧ-генераторы (14) модуля из ВЧ-генераторов (4) с антеннами (9);- at least three communication lines of HF generators with antennas (13) (according to the number of antennas), which electrically connect the HF generators (14) of the module from HF generators (4) with antennas (9);

- минимум шести магнитных системы (5) (по удвоенному количеству газоразрядных камер), которые располагаются на каждом из двух концов газоразрядных камер (2), состоящие из электромагнитов (10) и (11), электрически соединенных с источниками питания электромагнитов (18), при этом электромагниты (10) создают осевое, совпадающее с осью соответствующей газоразрядной камеры (2), магнитное поле, а электромагнитны (11) создают перпендикулярное осевой линии соответствующей газоразрядной камеры (2) магнитное поле. Электромагниты (10) расположены ближе к срезам газоразрядных камер (2), электромагниты (11) расположены рядом с электромагнитами (10) со стороны, которая дальше от срезов газоразрядных камер (2). Электромагниты (10), расположенные возле среза каждой газоразрядной камеры (2), создающие осевое магнитное поле, параллельное оси соответствующей газоразрядной камеры (2), ускоряют плазму, генерируемую в газоразрядных камерах (2) при помощи четырех механизмов ускорения плазмы - электростатического, электромагнитного, газодинамического, Джоулева нагрева. Электромагниты (11), создающие поперечное осевой линии соответствующей газоразрядной камеры (2) магнитное поле, служат в качестве плазменных фильтров, т.е. регулируют массовый расход плазмы, который при прохождении поперечного оси соответствующей газоразрядной камеры (2) магнитного поля может быть ускорен при помощи осевого, параллельного оси соответствующей газоразрядной камеры (2), магнитного поля, создаваемого электромагнитами (10) на каждом из срезов газоразрядных камер (2). Таким образом, электромагниты (11) выполняют роль плазменных фильтров для того, чтобы уменьшить количество плазмы, истекающее по одному из двух возможных направлений каждой из газоразрядных камер (2) или запрещают истекать плазме по этим направлениям, т.е. при помощи электромагнитов (11) можно управлять как локальными (по каждому из возможных двух направлений каждой газоразрядной камеры (2)) векторами тяги, так и главным вектором тяги, являющегося суммой локальных;- at least six magnetic systems (5) (for twice the number of gas discharge chambers), which are located at each of the two ends of the gas discharge chambers (2), consisting of electromagnets (10) and (11), electrically connected to the power sources of the electromagnets (18), the electromagnets (10) create an axial magnetic field coinciding with the axis of the corresponding gas discharge chamber (2), and the electromagnets (11) create a magnetic field perpendicular to the axial line of the corresponding gas discharge chamber (2). Electromagnets (10) are located closer to the cuts of the gas discharge chambers (2), electromagnets (11) are located next to the electromagnets (10) on the side that is farther from the cuts of the gas discharge chambers (2). Electromagnets (10) located near the cut of each gas discharge chamber (2), creating an axial magnetic field parallel to the axis of the corresponding gas discharge chamber (2), accelerate the plasma generated in the gas discharge chambers (2) using four plasma acceleration mechanisms - electrostatic, electromagnetic, gas-dynamic, Joule heating. Electromagnets (11), creating a magnetic field transverse to the axial line of the corresponding gas discharge chamber (2), serve as plasma filters, i.e. regulate the plasma mass flow rate, which, when passing the transverse axis of the corresponding gas discharge chamber (2) of the magnetic field, can be accelerated by means of an axial parallel to the axis of the corresponding gas discharge chamber (2), the magnetic field created by electromagnets (10) on each of the cuts of the gas discharge chambers (2 ). Thus, electromagnets (11) play the role of plasma filters in order to reduce the amount of plasma flowing out in one of two possible directions of each of the gas-discharge chambers (2) or prohibit plasma outflow in these directions, i.e. using electromagnets (11), it is possible to control both local (in each of the two possible directions of each gas-discharge chamber (2)) thrust vectors, and the main thrust vector, which is the sum of local ones;

- модуля преобразования бортового питания (6), электрически соединенного с источниками бортового питания на борту малого космического аппарата, модулем ВЧ-генераторов (4), системой хранения и подачи рабочего тела (3), источниками питания магнитной системы (18), управляющим модулем (7). Модуль преобразования бортового питания (6) преобразует электрический ток, поступающий от источников бортового питания на борту малого космического аппарата до необходимых для работы модулей и систем модуля с многоканальной плазменной двигательной установкой;- onboard power conversion module (6), electrically connected to onboard power sources on board a small spacecraft, HF generators module (4), working fluid storage and supply system (3), magnetic system power supplies (18), control module ( 7). The onboard power conversion module (6) converts the electric current coming from the onboard power sources on board the small spacecraft to the modules and systems of the module with a multichannel plasma propulsion system necessary for operation;

- управляющего модуля (7), который задает управляющие воздействия на систему преобразования бортового питания (6), модуль ВЧ-генераторов (4), источники питания магнитной системы (18), собирающий информацию о характеристик модулей и систем модуля с многоканальной плазменной двигательной установкой, передающий эту информацию на борт малого космического аппарата для ее дальнейшей передачи на командный пункт, получающий информацию об управляющих воздействиях, которые были направлены на борт малого космического аппарата с командного пункта;- the control module (7), which sets the control actions on the onboard power conversion system (6), the RF generator module (4), the magnetic system power supplies (18), which collects information on the characteristics of the modules and systems of the module with a multichannel plasma propulsion system, transmitting this information to the board of the small spacecraft for its further transmission to the command post, receiving information about control actions that were sent to the board of the small spacecraft from the command post;

- системы электромагнитного экранирования (8), состоящую из тонких элементов, поглощающих электромагнитное излучение. Тонкие элементы системы электромагнитного экранирования (8) покрывают внешнюю поверхность модуля с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата. Система электромагнитного экранирования служит для устранения воздействия электромагнитного излучения и магнитных полей модуля с многоканальной плазменной двигательной установкой на элементы конструкции, системы и модули малого космического аппарата.- an electromagnetic shielding system (8), consisting of thin elements that absorb electromagnetic radiation. Thin elements of the electromagnetic shielding system (8) cover the outer surface of the module with a multichannel plasma propulsion system for a small spacecraft. The electromagnetic shielding system is used to eliminate the effect of electromagnetic radiation and magnetic fields of the module with a multichannel plasma propulsion system on structural elements, systems and modules of a small spacecraft.

Основная задача, которую выполняет модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата - это создание 6 векторов тяги, расположенных в разных проекциях, для создания суммарного вектора тяги, выполняющего управляющие воздействия, т.е. до выведения МКА с опорной на целевую орбиту, коррекции и поддержания орбиты, прецизионной ориентации, разгрузки систем ориентации, маневрам между орбитами, увода МКА с целевой орбиты в конце его срока активного существования (САС).The main task performed by the module with a multichannel plasma propulsion system for a small spacecraft is to create 6 thrust vectors located in different projections to create a total thrust vector performing control actions, i.e. before launching the small spacecraft from the reference orbit into the target orbit, correcting and maintaining the orbit, precision orientation, unloading the attitude control systems, maneuvers between the orbits, removing the spacecraft from the target orbit at the end of its active life (SAS).

В перспективных разработках в области электро-ракетных двигателей (ЭРД) пришли к применению магнитного сопла с целью контроля плазменного потока. ЭРД, использующие магнитные сопла, классифицируются как электромагнитные, и включают магнитоплазмодинамические, геликонные двигатели и двигатель VASIMR. Эти передовые двигателя необходимы для того, чтобы отвечать требованиям будущих космических миссий и разрабатываются для производства большого удельного импульса и тяги большей, чем у существующих ЭРД при том же уровне мощности.In promising developments in the field of electric rocket engines (ERE), they came to the use of a magnetic nozzle to control the plasma flow. EJEs using magnetic nozzles are classified as electromagnetic and include magnetoplasmodynamic, helicon and VASIMR motors. These advanced engines are required to meet the requirements of future space missions and are designed to produce high specific impulse and thrust more than existing EPEs at the same power level.

Магнитные сопла, представленные в изобретении электромагнитами (10), подобно соплам Лаваля, преобразуют термическую энергию частиц рабочего тела или их хаотически направленную кинетическую энергию в направленную кинетическую энергию. Преимущество магнитных сопел заключается в том, что минимизирован контакт высокотемпературной плазмы с поверхностью сопла, при этом магнитные сопла предоставляют возможность использования дополнительных механизмов образования тяги за счет взаимодействия плазмы и их магнитных полей.Magnetic nozzles, presented in the invention by electromagnets (10), like Laval nozzles, convert the thermal energy of the particles of the working fluid or their randomly directed kinetic energy into directed kinetic energy. The advantage of magnetic nozzles is that the contact of the high-temperature plasma with the nozzle surface is minimized, while magnetic nozzles provide the possibility of using additional mechanisms for generating thrust due to the interaction of plasma and their magnetic fields.

Вклад мощности в плазму, отрыв плазмы от магнитных линий и передача импульса ускоренной плазмы в электромагнитном поле, созданном антенной (9), по линиям магнитного поля, созданного электромагнитами (10) магнитных систем (5), являются важными этапами для генерирования тяги в магнитном сопле. Механизмы, при помощи которых извлекается кинетическая энергия из плазмы при помощи электромагнитов (10) магнитных систем (5) для создания сил тяги, включают закон сохранения адиабатического инварианта магнитного момента, силы электрического поля, направление термической энергии и нагрев Джоуля. Механизмы отрыва плазмы включают резистивную диффузию магнитного поля, процессы рекомбинации в плазме, магнитное пересоединение линий магнитного поля, потеря адиабатичности процесса расширения плазмы, эффекты инерционных сил и эффекты расслоения линий собственных электромагнитных полей. Процесс передачи импульса от плазмы к космическому аппарату является следствием взаимодействия между линиями приложенного магнитного поля, созданного электромагнитами (10) и индуцированных потоков, которые формируются вследствие магнитного давления.The power contribution to the plasma, the separation of the plasma from the magnetic lines and the transmission of the accelerated plasma pulse in the electromagnetic field created by the antenna (9) along the lines of the magnetic field created by the electromagnets (10) of the magnetic systems (5) are important steps for generating thrust in the magnetic nozzle. ... The mechanisms by which kinetic energy is extracted from the plasma using electromagnets (10) magnetic systems (5) to create traction forces include the law of conservation of the adiabatic invariant of the magnetic moment, electric field strength, direction of thermal energy, and Joule heating. Plasma detachment mechanisms include resistive diffusion of a magnetic field, recombination processes in plasma, magnetic reconnection of magnetic field lines, loss of adiabaticity of the plasma expansion process, effects of inertial forces, and effects of stratification of lines of intrinsic electromagnetic fields. The process of impulse transfer from the plasma to the spacecraft is a consequence of the interaction between the lines of the applied magnetic field created by electromagnets (10) and the induced fluxes that are formed due to magnetic pressure.

Три ключевых этапа требуются для образования тяги в магнитном сопле:Three key steps are required to generate thrust in the magnetic nozzle:

- Преобразование магнитоплазменной энергии в направленную кинетическую энергию;- Conversion of magnetoplasma energy into directed kinetic energy;

- Эффективный отрыв плазмы от линий магнитного поля;- Effective separation of plasma from magnetic field lines;

- Передачу момента импульса от плазмы к космическому аппарату.- Transfer of angular momentum from plasma to spacecraft.

Основные механизмы преобразования энергии в магнитном сопле и соответствующие им типы ускорения между которыми энергия передается представлены ниже:The main mechanisms of energy conversion in a magnetic nozzle and the corresponding types of acceleration between which energy is transferred are presented below:

- Сохранение адиабатического инварианта магнитного момента (ускорение в электромагнитном поле);- Conservation of the adiabatic invariant of the magnetic moment (acceleration in an electromagnetic field);

- Ускорение в электрическом поле;- Acceleration in an electric field;

- Направление движения термически нагретых частиц (газодинамическое ускорение);- Direction of motion of thermally heated particles (gas-dynamic acceleration);

- Нагрев Джоуля (термическое ускорение).- Joule heating (thermal acceleration).

Сохранение адиабатического инварианта магнитного моментаConservation of the adiabatic invariant of the magnetic moment

Магнитный момент частицы является адиабатически постоянным при движении, если изменение магнитного поля при одном периоде циклотронного движения во много раз меньше, чем величина индукции магнитного поля. Условия адиабатичности могут быть представлены различными зависимостями. Наиболее часто используемое условие определяется отношением Ларморовского радиуса частицы

Figure 00000001
к характеристическому размеру изменения магнитного поля определяемого как 1/|gradB|:The magnetic moment of a particle is adiabatically constant during motion if the change in the magnetic field during one period of cyclotron motion is many times less than the value of the magnetic field induction. The adiabatic conditions can be represented by various dependencies. The most frequently used condition is determined by the ratio of the Larmor radius of a particle
Figure 00000001
to the characteristic size of the change in the magnetic field defined as 1 / | gradB |:

Figure 00000002
Figure 00000002

Для дальнейшего описания адиабатного обмена энергии положим упрощенное энергетическое выражение для изоэнтропической, бесстолкновительной и эквипотенциальной плазмы в следующем виде:To further describe the adiabatic energy exchange, we put a simplified energy expression for isentropic, collisionless, and equipotential plasmas in the following form:

Figure 00000003
Figure 00000003

Из этих уравнений сохранения видно, что уменьшение силы магнитного поля приводит к увеличению скорости частиц, параллельной магнитному полю. Это поведение подобно знакомой физике магнитного зеркала. Объединение этих уравнений приводит к следующему соотношению для скорости, параллельной магнитному полю:From these conservation equations it is seen that a decrease in the magnetic field strength leads to an increase in the particle velocity parallel to the magnetic field. This behavior is similar to the familiar physics of a magnetic mirror. Combining these equations leads to the following relationship for the velocity parallel to the magnetic field:

Figure 00000004
Figure 00000004

Дополнительное понимание может быть получено, если предположить, что поток, в котором изначально преобладает перпендикулярная составляющая скорости постепенно течет в область с очень маленьким магнитным полем. Выражение выходной скорости для этого потока показано ниже и является выражением для полного преобразование энергии, связанной с магнитным моментом, параллельным кинетической энергии:Additional insight can be gained by assuming that a flow initially dominated by the perpendicular velocity component gradually flows into an area with a very small magnetic field. The expression for the output velocity for this flux is shown below and is an expression for the total energy conversion associated with a magnetic moment parallel to kinetic energy:

Figure 00000005
Figure 00000005

Ускорение электростатическим полемAcceleration by electrostatic field

Ускорение электростатическим полем может быть вызвано формированием амбиполярных полей или двойных слоев. Эти механизмы являются результатом высокой подвижности электронов по сравнению с ионами. Эта повышенная подвижность характеризуется тепловой скоростью. В расширяющихся магнитных соплах подвижные электроны формируют градиент электронного давления перед медленными ионами. Для поддержания квазинейтральности формируется электрическое поле, которое ускоряет ионы и замедляет электроны. Это приводит к обмену энергией между тепловой скоростью электронов и скоростью ионного потока.Electrostatic acceleration can be caused by the formation of ambipolar fields or double layers. These mechanisms are the result of the high mobility of electrons as compared to ions. This increased mobility is characterized by thermal velocity. In expanding magnetic nozzles, mobile electrons form an electron pressure gradient in front of slow ions. To maintain quasi-neutrality, an electric field is formed, which accelerates ions and slows down electrons. This leads to an exchange of energy between the thermal velocity of electrons and the velocity of the ion flow.

Хотя амбиполярное ускорение и ускорение в двойном слое обусловлены схожей физикой, они совершенно разные. Двойные слои характеризуются изменение потенциала в области нескольких длинн Дебая, в то время как измерение потенциала при амбиполярном механизме может быть порядка характерных размеров системы.Although ambipolar acceleration and acceleration in a double layer are due to similar physics, they are completely different. Double layers are characterized by a change in potential in the region of several Debye lengths, while the measurement of the potential in the ambipolar mechanism can be of the order of the characteristic dimensions of the system.

Направление движения термически нагретых частицDirection of movement of thermally heated particles

Кинетическая энергия может быть получена путем направления тепловой энергии. Сопла Лаваля направляют тепловое движение в осевом направлении через сходящуюся-расходящуюся физическую стенку. Магнитные сопла делают это путем ограничения плазмы в необходимую геометрическую форму при помощи сильного направляющего поля. Физика преобразования энергии основана на гидродинамике, а геометрия магнитного сопла определяется взаимодействием плазмы с магнитным полем. Это подразумевает, что соотношения, основанные на гидродинамике, аналогичные тем, которые используются при анализе сопел Лаваля, могут быть использованы для анализа этого преобразования энергии, если пренебречь потерями, появляющимися при образовании магнитной стенки.Kinetic energy can be obtained by directing thermal energy. Laval nozzles direct thermal motion in an axial direction through a converging-diverging physical wall. Magnetic nozzles do this by confining the plasma to the desired geometric shape using a strong guiding field. The physics of energy conversion is based on hydrodynamics, and the geometry of the magnetic nozzle is determined by the interaction of the plasma with the magnetic field. This implies that relationships based on hydrodynamics, similar to those used in the analysis of Laval nozzles, can be used to analyze this energy conversion, neglecting the losses resulting from the formation of the magnetic wall.

Основное условие ограничения плазмы применительно к тепловым силам характеризуется отношением давления сплошной среды к магнитному давлению, представленного в следующем выражении:The main condition of plasma confinement in relation to thermal forces is characterized by the ratio of the pressure of the continuous medium to the magnetic pressure, presented in the following expression:

Figure 00000006
Figure 00000006

Если это соотношение удовлетворяется, т.е. магнитное давление сильнее, чем тепловое давление, то ограничение плазмы возможно, но не гарантировано. Ограничение плазмы может также потребовать формирование токового слоя на границе плазмы и вакуума. Процессы диффузии и конвекции могут ухудшить токовый слой, поэтому они должны быть поняты для того, чтобы потери, вызванные не идеальностью ограничения плазмы.If this ratio is satisfied, i.e. the magnetic pressure is stronger than the thermal pressure, then plasma confinement is possible but not guaranteed. Plasma confinement may also require the formation of a current sheet at the plasma-vacuum interface. Diffusion and convection processes can degrade the current sheet, so they must be understood in order to prevent losses caused by non-ideal plasma confinement.

Нагрев ДжоуляJoule heating

Обмен энергией также может возникнуть при взаимодействии электромагнитных и гидродинамических полей. Такой обмен лучше всего описывается уравнением энергии магнитогидродинамики, приведенного ниже:Energy exchange can also arise from the interaction of electromagnetic and hydrodynamic fields. This exchange is best described by the magnetohydrodynamics energy equation given below:

Figure 00000007
Figure 00000007

Правая часть выражения, представленного выше, является выражением для нагрева по закону Джоуля-Ленца и описывает энергию, полученную сплошной средой вследствие потерей энергии электромагнитным полем. Такая же часть выражения, только с обратным знаком, представлена в уравнении энергии электромагнитного поля:The right side of the expression presented above is the expression for heating according to the Joule-Lenz law and describes the energy received by a continuous medium due to the loss of energy by an electromagnetic field. The same part of the expression, only with the opposite sign, is presented in the equation for the energy of the electromagnetic field:

Figure 00000008
Figure 00000008

Отрыв плазмыPlasma detachment

Для того чтобы магнитное сопло создало тягу направленная кинетическая энергия должна отсоединиться от линий приложенного поля. Механизмы отсоединения плазмы стали главным аспектом при проектировании магнитного сопла в попытке минимизировать потери, связанные с силами электромагнитного сопротивления и расхождения плазменного потока. Механизмы плазменного отсоединения должны быть разделены на три категории: столкновительные, бесстолкновительные и отсоединения за счет пересоединения магнитных линий.In order for the magnetic nozzle to create thrust, the directed kinetic energy must be disconnected from the lines of the applied field. Plasma decoupling mechanisms have become a major consideration in the design of a magnetic nozzle in an attempt to minimize losses associated with electromagnetic resistance forces and plasma divergence. Plasma disconnection mechanisms should be divided into three categories: collisional, collisionless, and magnetic line reconnection disconnection.

Столкновительный отрыв. Столкновительный отрыв может быть достигнут путем Бомовской диффузии поперек линиям магнитного поля и рекомбинации ионов и электронов.Collisional separation. Collisional separation can be achieved by means of Bohm diffusion across the magnetic field lines and recombination of ions and electrons.

Бомовская диффузия. Предполагается, что Бомовская диффузия является фактором достижения отсоединения и определяется диффузией плазмы поперек линий магнитного поля. Бомовская диффузия представляет противоречивые требования для первоначального связывания, необходимого для правильной геометрии сопла и конечного поперечного диффузионного поля, необходимого для отсоединения. Удельное сопротивление также должно быть уменьшено. Предполагается, что постепенно расходящееся магнитное поле более подходит для обеспечения Бомовского отрыва плазмы.Bohm diffusion. It is assumed that Bohm diffusion is a factor in achieving detachment and is determined by the diffusion of plasma across the magnetic field lines. Bohm diffusion presents conflicting requirements for the initial bonding required for correct nozzle geometry and the final transverse diffusion field required for decoupling. The resistivity must also be reduced. It is assumed that a gradually diverging magnetic field is more suitable for providing Bohm plasma separation.

Магнитное число Рейнольдса используется для количественной оценки связывания плазмы в магнитном сопле. Для больших значений, пренебрегают Бомовским отсоединением по сравнению с эффектами конвекции и связывание достигается. Для промежуточных значений, диффузия является важной, и плазма может двигаться поперек линий магнитного поля. Поэтому большие значения магнитного числа Рейнольдса требуются для связывания, в то время как промежуточные и малые значения требуются для отрыва. Важно отметить, что хотя магнитное число Рейнольдса дает понимание диффузионного режима, количественное сравнение следует проводить с осторожностью вследствие неоднозначности выбора линейного масштаба. Магнитные числа Рейнольдса лучше всего использовать для качественного сравнения и могут быть использованы для количественного сравнения для систем, которые физически и геометрически подобны.The magnetic Reynolds number is used to quantify the binding of plasma in a magnetic nozzle. For larger values, Boom detachment is neglected compared to convection effects and bonding is achieved. For intermediate values, diffusion is important and the plasma can move across the magnetic field lines. Therefore, large values of the magnetic Reynolds number are required for bonding, while intermediate and small values are required for separation. It is important to note that although the magnetic Reynolds number provides insight into the diffusion regime, quantitative comparisons should be made with caution due to the ambiguity in the choice of the linear scale. Magnetic Reynolds numbers are best used for qualitative comparison and can be used for quantitative comparison for systems that are physically and geometrically similar.

Метод прогнозирования величины, при которой плазма будет диффундировать через магнитный барьер, был изучен и предполагает, что плазма может проявлять аномальное удельное сопротивление, которое на несколько порядков больше, чем предсказанное классической теорией плазмы и Бомовсой диффузией. Существование аномального удельного сопротивления, следовательно, должно быть рассмотрено численными методами. В качестве средства обеспечения резистивного отрыв Бомовская диффузия рассматривалась в большей степени как неэффективной в силу побочных воздействий, которые будут влиять на процесс выработки тяги, так же как и расходящаяся диффузия, которая возможно будет иметь место. Тем не менее нельзя пренебрегать резистивными эффектами, так как они могут иметь важное значения при проведении экспериментов. Отрыв плазмы в дальней области от среза магнитного сопла вследствие резистивных эффектов может быть интересен в частности в области, близкой к оси сопла, где время пролета связанных частиц может быть больше по сравнению со времен между столкновениями.A method for predicting the magnitude at which a plasma will diffuse through a magnetic barrier has been studied and suggests that the plasma may exhibit anomalous resistivity that is several orders of magnitude greater than that predicted by classical plasma theory and Bohmov's diffusion. The existence of anomalous resistivity, therefore, must be considered numerically. As a means of providing resistive separation, Bohm diffusion was considered to a greater extent as ineffective due to side effects that would affect the process of generating thrust, as well as divergent diffusion that might take place. Nevertheless, resistive effects cannot be neglected, since they can be important in experiments. Plasma separation in the far region from the exit of the magnetic nozzle due to resistive effects may be of interest, in particular, in the region close to the nozzle axis, where the time of flight of bound particles can be longer than the times between collisions.

Процессы рекомбинации. Процессы рекомбинации частиц реализуют отрыв плазмы вследствие образования нейтральных частиц, которые больше не подвержены влиянию магнитных полей. Процесс образования нейтралов в первую очередь является следствием рекомбинации трех частиц, в котором две из них одного знака взаимодействую с другой противоположного знака, образуя нейтрал и высокоэнергитичную частицу. Процесс рекомбинации требует наличия ион-электронной частоты столкновений на достаточно высоком уровне, который обеспечит эффективный отрыв. Хотя первоначальное рассмотрение процесса рекомбинации как средства достижения отрыва не является обнадеживающим, частота рекомбинации может быть повышена за счет конфигурации резко убывающего магнитного поля или быстрого охлаждения электронов в расширяющемся сопле.Recombination processes. Particle recombination processes implement plasma detachment due to the formation of neutral particles, which are no longer subject to the influence of magnetic fields. The process of formation of neutrals is primarily a consequence of the recombination of three particles, in which two of them of the same sign interact with the other of the opposite sign, forming a neutral and a high-energy particle. The recombination process requires the presence of an ion-electron collision frequency at a sufficiently high level that will ensure effective separation. Although the initial consideration of the recombination process as a means of achieving separation is not encouraging, the recombination frequency can be increased by the configuration of a sharply decreasing magnetic field or the rapid cooling of electrons in an expanding nozzle.

Бесстолкновительный отрыв. Основными средствами для достижения бесстолкновительного отрыва являются потеря адиабатичности, эффекты электронно инерции и эффекты наведенного магнитного поля.Collisionless separation. The main means for achieving collisionless separation are the loss of adiabaticity, the effects of electron inertia, and the effects of the induced magnetic field.

Потеря адиабатичности. Отрыв вследствие потери адиабатичности происходит, когда условия адиабатного расширения плазмы в расходящемся магнитном поле нарушаются и плазма, как результат, становится размагниченной. Размагничивание плазмы подразумевает, что частицы больше не подвержены воздействию, которое заставляет их вращаться вокруг одной линии магнитного поля. Такой режим может быть лучше всего продемонстрирован при помощи представления частицы, которая начинает вращаться вокруг одной линии магнитного поля, а затем в течение своего вращения, пересекая совершенно другую линию магнитного поля, изменяя при этом орбиту движения.Loss of adiabaticity. Detachment due to the loss of adiabaticity occurs when the conditions for adiabatic expansion of plasma in a diverging magnetic field are violated and the plasma, as a result, becomes demagnetized. Plasma demagnetization implies that the particles are no longer subject to the effects that cause them to rotate around a single line of the magnetic field. Such a regime can be best demonstrated by representing a particle that begins to rotate around one magnetic field line, and then, during its rotation, crosses a completely different magnetic field line, while changing the orbit of motion.

Потеря адиабатичности присуща как ионам, так и электронам, но в большей степени ионам, чем электронам, так как размагничивание ионов более вероятно вследствие их значительно большего Ларморовского радиуса по сравнению с электронным. Теоретически предполагается, что потеря адиабатичности только ионов не гарантирует отрыв, вследствие формирования электрических полей между связанными электронами и истекающими оторвавшимися ионами. Отрыв в данном частном сложном случае относится к инерционному отрывы отдельных частиц плазмы и будет обсужден в следующем параграфе. Потеря адиабатичности описывает процесс отрыва отдельных частиц плазмы, однако, отрыв всей истекающей плазмы гарантирован только в случае, когда и ионы, и электроны размагничены. Отрыв вследствие потери адиабатичности также может быть изучен при помощи при помощи более сложного Лагранжевого инварианта, которые определяет отдельные области, в которых заряженные частицы могут находиться.The loss of adiabaticity is inherent in both ions and electrons, but to a greater extent for ions than for electrons, since demagnetization of ions is more likely due to their much larger Larmor radius compared to the electron one. It is theoretically assumed that the loss of adiabaticity of only ions does not guarantee separation due to the formation of electric fields between bound electrons and outflowing separated ions. Detachment in this particular complex case refers to the inertial detachment of individual plasma particles and will be discussed in the next section. The loss of adiabaticity describes the process of detachment of individual plasma particles; however, the detachment of the entire outflowing plasma is guaranteed only in the case when both ions and electrons are demagnetized. The separation due to the loss of adiabaticity can also be studied with the help of a more complex Lagrangian invariant, which determines the individual regions in which charged particles can be found.

Инерционный отрыв. Как было сказана в предыдущем параграфе, при инерционном отрыве рассматривается случай, когда только частицы одного вида размагничиваются и формируется электрическое поле, поддерживающее квазинейтральность выходящего из сопла потока плазмы. Однако отрыв плазмы все еще может быть достигнут частицами, которые имеют достаточную инерцию для того, чтобы преодолеть силы связывающего магнитного поля. Гибридный Ларморовский радиус, основывающийся на гибридной массе частиц, был введен для упрощения изучения этой модели. Отрыв в данном случае может рассматриваться как дрейф гибридных электрон-ионных частиц. Отношение магнитной инерции к инерции потока плазмы описывается безразмерной величиной, представленной в следующем выражении:Inertial separation. As mentioned in the previous section, in the case of inertial separation, the case is considered when only particles of the same type are demagnetized and an electric field is formed that maintains the quasi-neutrality of the plasma flow leaving the nozzle. However, plasma detachment can still be achieved by particles that have sufficient inertia to overcome the binding magnetic field forces. A hybrid Larmor radius based on a hybrid particle mass was introduced to simplify the study of this model. Detachment in this case can be considered as a drift of hybrid electron-ion particles. The ratio of the magnetic inertia to the inertia of the plasma flow is described by a dimensionless quantity represented in the following expression:

Figure 00000009
Figure 00000009

Значительные теоретический и численный вклады были внесены в изучение эффективности процесса инерционного отрыва, при этом одна группа исследователей полагали, что размагничивание, базирующееся на гибридном Ларморовском радиусе, является эффективным средством для отрыва, а другие считали, что только при размагничивание электронов может эффективно быть достигнут отрыв плазмы.Significant theoretical and numerical contributions were made to the study of the efficiency of the inertial separation process, with one group of researchers believed that demagnetization based on the hybrid Larmor radius was an effective means for separation, while others believed that only when demagnetizing electrons could separation effectively be achieved plasma.

Отрыв вследствие инерционного механизма часто относят к нижнему пределу отрыва, который может быть усилен при помощи других механизмов.Inertial pull-off is often referred to as a lower pull-off limit that can be enhanced by other mechanisms.

Отрыв за счет наведенных полей. Отрыв плазмы вследствие наведенных магнитных полей возможен либо за счет удлинения магнитного поля в бесконечность, либо за счет нейтрализации внешнего приложенного магнитного поля и таким образом размагничивания плазмы. Эффективность отрыва за счет наведенных полей может быть изучена при рассмотрении токов, которые эти поля создали.Separation due to the induced fields. Plasma separation due to induced magnetic fields is possible either by lengthening the magnetic field to infinity, or by neutralizing the external applied magnetic field and thus demagnetizing the plasma. The separation efficiency due to induced fields can be studied by considering the currents that these fields created.

Удлинение магнитного поля происходит, когда кинетическая энергия плазмы превосходит магнитную энергию, или другими словами, когда газодинамическая скорость плазмы превышает скорость Альфвена. Удлинение магнитного поля характеризуется безразмерным параметром, представленным в следующем выражении:The lengthening of the magnetic field occurs when the kinetic energy of the plasma exceeds the magnetic energy, or in other words, when the gas-dynamic velocity of the plasma exceeds the Alfven velocity. The elongation of the magnetic field is characterized by a dimensionless parameter presented in the following expression:

Figure 00000010
Figure 00000010

Когда это неравенство удовлетворено, плазма считается суперальвеновской и движется быстрее, чем скорость, с которой изменения в магнитном поле воздействуют на поток. В результате, линии магнитного поля за счет сил трения удлиняются в бесконечность, оставаясь как бы вмороженными в плазменный поток. Токи, требуемые для режима суперальфвеновского отрыва, являются парамагнитными, что в результате приводит к сходящемуся отрыву, однако увеличивает потери тяги вследствие сил притяжения между приложенным полем и полем наведенных токов. Теоретические исследования показали, что переходный режим между доальфвеновским течением и суперальфвеновским течением может минимизировать потери при отрыве плазмы, т.к. магнитное поле будет расходиться медленно. При экспериментальных исследованиях было предположено, что режим отрыва вследствие удлинения магнитного поля более вероятен, чем размагничивание ионов, при этом результаты экспериментов согласуются с результатами численного моделирования. Тем не менее удлинение магнитных линий не может быть измерено. Результаты других экспериментальных исследований и компьютерных моделирований также показали суперальфвеновский отрыв и определили механизм самоколлимации плазменного потока.When this inequality is satisfied, the plasma is considered superalfvend and moves faster than the speed with which changes in the magnetic field affect the flow. As a result, the lines of the magnetic field are lengthened to infinity due to friction forces, remaining as if frozen into the plasma flow. The currents required for the superalfven separation regime are paramagnetic, which results in converging separation, but increases the thrust losses due to the forces of attraction between the applied field and the field of the induced currents. Theoretical studies have shown that the transitional regime between the pre-Alfvén flow and the superalfvén flow can minimize losses during plasma separation, since the magnetic field will diverge slowly. In experimental studies, it was assumed that the separation mode due to the lengthening of the magnetic field is more probable than demagnetization of ions, and the experimental results agree with the results of numerical simulation. However, the elongation of the magnetic lines cannot be measured. The results of other experimental studies and computer simulations also showed superalfven separation and determined the mechanism of self-collimation of the plasma flow.

Нейтрализация внешнего приложенного магнитного поля при помощи наведенного поля относится к процессу саморазмагничивания и происходит вследствие формирования диамагнитных токов в плазме. Эти токи создают осевую ускоряющую силу. Диамагнитные токи, которые способствуют отрыву, выгодны за счет передачи момента космическому аппарату, однако создают расходящуюся плазменную струю. Конфигурация линий магнитного поля для достижения данного вида отрыва похожа на ту, которая будет рассмотрена в случае отрыва при магнитном пересоединении. Отрыв при саморазмагничивании был показан методом компьютерного моделирования.The neutralization of an external applied magnetic field by means of an induced field refers to the process of self-demagnetization and occurs due to the formation of diamagnetic currents in the plasma. These currents create an axial accelerating force. Diamagnetic currents, which facilitate separation, are beneficial due to the transfer of momentum to the spacecraft, but they create a diverging plasma jet. The configuration of the magnetic field lines to achieve this type of separation is similar to the one that will be considered in the case of separation during magnetic reconnection. Detachment during self-demagnetization was shown by the method of computer simulation.

Пересоединение линий магнитного поля. Задача о пересоединении линий магнитного поля широко изучается в физике плазмы, однако до настоящего момента эта задача была недостаточно изучена применительно к вопросу отрыва плазмы для создания тяги. Явление проявления отрыва плазмы за счет магнитного пересоединения замечают при корональном выбросе массы на Солнце и магнитном связывании при термоядерных экспериментах.Reconnection of magnetic field lines. The problem of reconnecting magnetic field lines is widely studied in plasma physics, but until now this problem has been insufficiently studied in relation to the problem of plasma separation to create thrust. The manifestation of plasma detachment due to magnetic reconnection is noticed in coronal mass ejections on the Sun and magnetic binding in thermonuclear experiments.

В работе Shumeiko, А. I., & Telekh, V. D. (2019, November). Probe diagnostics of the plasma plume created by a magnetic nozzle of an inductively coupled plasma source. In Journal of Physics: Conference Series (Vol. 1393, No. 1, p. 012027). IOP Publishing (doi:10.1088/1742-6596/1393/1/012027) приведены результаты измерения скорости потока плазмы на выходе из магнитного сопла (в изобретении электромагниты (10)), ускоренного при помощи электростатического ускорения плазмы, т.е. образования двойного электростатического слоя в потоке плазмы на выходе из магнитного сопла.In Shumeiko, A. I., & Telekh, V. D. (2019, November). Probe diagnostics of the plasma plume created by a magnetic nozzle of an inductively coupled plasma source. In Journal of Physics: Conference Series (Vol. 1393, No. 1, p. 012027). IOP Publishing (doi: 10.1088 / 1742-6596 / 1393/1/012027) shows the results of measuring the plasma flow velocity at the exit from a magnetic nozzle (in the invention of electromagnets (10)), accelerated by electrostatic plasma acceleration, i.e. formation of a double electrostatic layer in the plasma flow at the exit from the magnetic nozzle.

В работе исследовали лабораторную модель двигателя с геликонным источником плазмы и магнитным соплом АВНРТ. Двигатель состоял из разрядной камеры (в изобретении газоразрядная камера (2)) из кварцевого стекла с закрытым концом, толщиной стенки 3 мм, внутренним диаметром 50 мм и длиной 200 мм. На открытом конце разрядной камеры находилась мембрана с отверстием диаметром 20 мм, которое служило для формирования коллимированного потока плазмы.In this work, we investigated a laboratory model of a motor with a helicon plasma source and a magnetic nozzle AVHRT. The engine consisted of a discharge chamber (in the invention a gas discharge chamber (2)) of quartz glass with a closed end, a wall thickness of 3 mm, an inner diameter of 50 mm, and a length of 200 mm. At the open end of the discharge chamber, there was a membrane with a hole 20 mm in diameter, which served to form a collimated plasma flow.

Геликонная антенна (в изобретении антенна (9)) длиной 12 см, изготовленная из меди, окружала газоразрядную камеру и была прикреплена к одному из фланцев вакуумной камеры. Антенна находилась в нескольких миллиметрах от газоразрядной камеры, чтобы минимизировать емкостную связь и уменьшить тепловые эффекты. Электромагнитны (в изобретении электромагниты (10)) создавали расходящееся магнитное поле с максимальной величиной магнитного поля в 200 Гс.A helicon antenna (antenna (9) in the invention), 12 cm long, made of copper, surrounded the gas-discharge chamber and was attached to one of the flanges of the vacuum chamber. The antenna was positioned a few millimeters from the gas discharge chamber to minimize capacitive coupling and reduce thermal effects. Electromagnets (in the invention, electromagnets (10)) created a diverging magnetic field with a maximum magnetic field of 200 G.

АВНРТ был установлен внутри вакуумной камеры диаметром 0,7 м и длиной 1 м. Камера была изготовлена из немагнитной нержавеющей стали, которая устойчива к деформации, вызванной тепловыми циклами, высоким вакуумом и дегазацией, для моделирования вакуумных условий низкой околоземной орбиты (НОО), в которых давление обычно составляет менее 10-2 Па. Вакуумная камера имела турбомолекулярную/роторную насосную систему, которая поддерживала базовое давление менее 10-3 Па, а эффективная скорость откачки, измеренная для воздуха, составляла приблизительно 300 л⋅с-1. При таких давлениях может быть смоделирована тепловая среда космического пространства, поскольку теплопроводность газов мала по сравнению с лучистой теплопередачей. Давление в камере измерялось с помощью устройства MKS 220СА Baratron, которое было расположено на одном из фланцев вакуумной камеры.The AVNRT was installed inside a vacuum chamber 0.7 m in diameter and 1 m in length.The chamber was made of non-magnetic stainless steel, which is resistant to deformation caused by thermal cycles, high vacuum and degassing, to simulate vacuum conditions in low Earth orbit (LEO), in which pressure is usually less than 10 -2 Pa. The vacuum chamber had a turbomolecular / rotary pumping system that maintained a base pressure of less than 10-3 Pa, and the effective pumping rate measured for air was approximately 300 l · s -1 . At such pressures, the thermal environment of outer space can be simulated, since the thermal conductivity of gases is low compared to radiant heat transfer. The pressure in the chamber was measured using an MKS 220CA Baratron device, which was located on one of the flanges of the vacuum chamber.

Четыре фланца вакуумной камеры обеспечивали подвод линий подачи рабочего тела, электрического питания для электромагнитов, высокочастотного тока для антенны и питания схемы систем диагностики плазмы. Рабочее тело (воздух) подавалось в газоразрядную камеру с использованием полиамидной трубки, прикрепленной к ее закрытому концу, а его расход регулировался регулятором массового расхода, установленным снаружи вакуумной камеры. В качестве регулятора расхода использовался регулятор массового расхода MKS Туре 2160 В.Four flanges of the vacuum chamber provided the supply of the working fluid supply lines, electric power supply for electromagnets, high-frequency current for the antenna, and power supply of the plasma diagnostics system circuit. The working fluid (air) was supplied to the gas discharge chamber using a polyamide tube attached to its closed end, and its flow rate was controlled by a mass flow controller installed outside the vacuum chamber. The mass flow controller MKS Ture 2160 V was used as a flow regulator.

Устройства ВЧ согласования нагрузка/генератор снаружи вакуумной камеры было соединено с антенной АВНРТ коаксиальным кабелем RG-213 и двумя медными стержнями, заключенными в медный экран. Высокочастотная мощность (13,56 МГц) поддерживалась на уровне 120 Вт, чтобы уменьшить тепловую нагрузку на АВНРТ. По тем же причинам ток, приложенный к каждому соленоиду, был ограничен 2 А, чтобы избежать перегрева и плавления медного провода соленоида.The load / generator RF matching devices outside the vacuum chamber were connected to the AVHRT antenna with an RG-213 coaxial cable and two copper rods enclosed in a copper shield. High frequency power (13.56 MHz) was maintained at 120 watts to reduce the thermal load on the AVHRT. For the same reasons, the current applied to each solenoid was limited to 2A to avoid overheating and melting of the solenoid copper wire.

Для подтверждения характеристик АВНРТ, необходимых для поддержки вышеупомянутого МКА на орбите 200 км, функция распределения энергии ионов и локальный потенциал плазмы измерялись как анализатором энергии ионов (АЭИ) и зондом Ленгмюра соответственно.To confirm the characteristics of the AVHRT required to support the aforementioned small spacecraft in an orbit of 200 km, the ion energy distribution function and the local plasma potential were measured by both the ion energy analyzer (AEI) and the Langmuir probe, respectively.

АЭИ устанавливался на осевой линии АВНРТ и вакуумной камеры. АЭИ состоял из трех сеток и коллекторной пластины. Частицы плазмы поступали в анализатор через 5-миллиметровое отверстие в пластине с отверстиями из нержавеющей стали толщиной 0,1 мм. Пластина с отверстиями находилась в электрическом контакте с корпусом анализатора, который был соединен с заземленной вакуумной камерой. Напряжения на сетках анализатора устанавливали на -90, -20 и -10 В. Измеренный ток представлял собой сумму тока коллектора и тока вторичной сетки, которая соответствует любым вторичным электронам, испускаемым из пластины коллектора при воздействии ионов. Для этого смещение вторичной сетки устанавливалось на -20 В. Анализатор использовался только в режиме сбора ионов. Напряжение на сетке дискриминатора изменялось от 0 до -150 В с шагом 0,5 В, причем 100 измерений тока усреднялись на каждый шаг измерений.AEI was installed on the center line of the AVNRT and the vacuum chamber. AEI consisted of three grids and a collector plate. Plasma particles entered the analyzer through a 5 mm hole in a 0.1 mm thick stainless steel plate. The perforated plate was in electrical contact with the analyzer body, which was connected to a grounded vacuum chamber. The analyzer grid voltages were set at -90, -20 and -10 V. The measured current was the sum of the collector current and the secondary grid current, which corresponds to any secondary electrons emitted from the collector plate when exposed to ions. For this purpose, the offset of the secondary grid was set at -20 V. The analyzer was used only in the ion collection mode. The voltage on the discriminator grid was varied from 0 to -150 V with a step of 0.5 V, and 100 current measurements were averaged for each measurement step.

Зонд Ленгмюра монтировался на осевой линии АВНРТ. Напряжение на смещающем источнике изменялось от -150 до 150 В с шагом 0,5 В, при этом 100 измерений тока усреднялись на каждый шаг, чтобы получить усредненную по времени кривую I-V. Локальный плазменный потенциал определялся производной кривой I-V.The Langmuir probe was mounted on the AVHRT centerline. The bias voltage was varied from -150 V to 150 V in 0.5 V steps, with 100 current measurements averaged per step to obtain a time-averaged I-V curve. The local plasma potential was determined by the derivative of the I-V curve.

Характеристики плазмы и плазменного потока, созданных АВНРТ, были исследованы при расходе рабочего тела 1,5 мг⋅с-1 давлении 50 мП, магнитном поле 200 Гс и ВЧ-мощности 120 Вт. Локальный потенциал плазмы Vlocal, измеренный зондом Ленгмюра, соотвествовал месту расположения наибольшего градиента магнитного поля и в этом положении составлял 60 В относительно камеры. Измеренная энергия ионов в этой точке была равна 80 В. В этом случае скорость потока плазмы, выходящего из магнитного сопла (в изобретении электромагниты (10)), равнялась 11 км⋅с-1.The characteristics of the plasma and plasma flow, created by AVHRT, were investigated at a working fluid flow rate of 1.5 mg -1s -1, a pressure of 50 mP, a magnetic field of 200 Gs, and an RF power of 120 W. The local plasma potential Vlocal, measured by the Langmuir probe, corresponded to the location of the greatest magnetic field gradient and in this position was 60 V relative to the chamber. The measured ion energy at this point was 80 V. In this case, the velocity of the plasma flow emerging from the magnetic nozzle (in the invention of electromagnets (10)) was 11 km s -1 .

Это исследование продемонстрировало экспериментальные результаты тестирования АВНРТ в условиях НОО. Эти результаты показывают, что двигатель с магнитным соплом (в изобретении электромагниты (10)) может успешно поддерживать МКА на НОО. Показано, что ионы, генерируемые в источнике волновой (геликонной) плазмы, могут ускоряться в АВНРТ магнитным соплом при помощи механизма электростатического ускорения, обеспечивающегося формирующимся двойным электростатическим слоем на выходе из магнитного сопла, до скоростей 11 км⋅с-1 при мощности 120 Вт. Двигатель создавал тягу в 18 мН.This study demonstrated the experimental results of testing AVHRT in LEO conditions. These results show that a motor with a magnetic nozzle (in the invention of electromagnets (10)) can successfully support MCA on LEO. It is shown that ions generated in a wave (helicon) plasma source can be accelerated in an AVHRT by a magnetic nozzle using the electrostatic acceleration mechanism provided by a forming double electrostatic layer at the exit from the magnetic nozzle, up to speeds of 11 km⋅s -1 at a power of 120 W. The engine created a thrust of 18 mN.

Claims (1)

Модуль с плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата, содержащий газоразрядную камеру, определяющую ось сил тяги, антенну, магнитные системы, отличающийся тем, что модуль содержит минимум три газоразрядные камеры, оси которых направлены минимум по трем разным направлениям в пространстве, каждый из двух торцов которых открыт во внешнюю атмосферу, каждая из которых определяет два вектора тяги, находящихся на оси, совпадающей с осью соответствующей газоразрядной камеры, направленные в противоположных направлениях, содержит минимум три антенны, по одной для каждой газоразрядной камеры, расположенные по центру с внешней стороны каждой газоразрядной камеры, с внешней стороны окруженные минимум тремя кольцами из диэлектрического материала, по одному для каждой антенны, содержит модуль из ВЧ-генераторов, состоящий из минимум трех ВЧ-генераторов, каждый из которых имеет электрическую связь с одной из антенн соответственно, содержит минимум шесть магнитных систем, по одной на каждом из концов газоразрядных камер, каждая из которых состоит из двух электромагнитов: первый электромагнит, создающий поперечное оси соответствующей газоразрядной камеры магнитное поле, расположенный дальше от конца соответствующего торца соответствующей газоразрядной камеры, чем второй электромагнит, создающий осевое, параллельное оси соответствующей газоразрядной камеры магнитное поле, электромагниты соединены с системой питания магнитных систем, содержит систему хранения и подачи рабочего тела, соединенную с газоразрядными камерами при помощи минимум шести радиальных газовводов, герметично соединенных с газоразрядными камерами в двух местах, расположенных до мест расположения магнитных систем, содержит модуль преобразования бортового питания, электрически соединенный с модулем из ВЧ-генераторов, системой питания магнитных систем, системой хранения и подачи рабочего тела, содержит управляющий модуль, содержит элементы жесткой конструкции модуля, составляющие параллелепипед, жестко соединенные с газоразрядными камерами, системой хранения и подачи рабочего тела, модулем из ВЧ-генераторов, магнитными системами, модулем преобразования бортового питания, управляющим модулем, содержит систему электромагнитного экранирования, состоящую из тонких элементов, поглощающих электромагнитное излучение, имеющих жесткую связь с элементами жесткой конструкции модуля.A module with a plasma propulsion system for a small spacecraft, containing a gas-discharge chamber that determines the axis of thrust forces, an antenna, magnetic systems, characterized in that the module contains at least three gas-discharge chambers, the axes of which are directed at least in three different directions in space, each of two ends which is open to the external atmosphere, each of which defines two thrust vectors located on an axis coinciding with the axis of the corresponding gas discharge chamber, directed in opposite directions, contains at least three antennas, one for each gas discharge chamber, located centrally on the outside of each gas discharge cameras, surrounded on the outside by at least three rings of dielectric material, one for each antenna, contains a module of RF generators, consisting of at least three RF generators, each of which is electrically connected to one of the antennas, respectively, contains a minimum of six magnetic systems, one by one d at each end of the gas discharge chambers, each of which consists of two electromagnets: the first electromagnet creating a magnetic field transverse to the axis of the corresponding gas discharge chamber, located farther from the end of the corresponding end of the corresponding gas discharge chamber than the second electromagnet, creating an axial parallel to the axis of the corresponding gas discharge chamber magnetic field, electromagnets are connected to the power supply system of magnetic systems, contains a system for storing and supplying a working fluid connected to the gas discharge chambers using at least six radial gas inlets, hermetically connected to the gas discharge chambers in two places located to the locations of the magnetic systems, contains a module for converting the onboard power supply, electrically connected to the module of HF generators, the power supply system of magnetic systems, the storage and supply system of the working medium, contains a control module, contains elements of the rigid structure of the module that make up a parallelepiped, rigidly connected to the gas-discharge chambers, the storage and supply system of the working fluid, the module of RF generators, magnetic systems, the module for converting the onboard power supply, the control module, contains an electromagnetic shielding system consisting of thin elements absorbing electromagnetic radiation, having a rigid connection with the elements of rigid module constructions.
RU2020104083A 2020-01-29 2020-01-29 Module with multichannel plasma propulsion system for small spacecraft RU2741401C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020104083A RU2741401C1 (en) 2020-01-29 2020-01-29 Module with multichannel plasma propulsion system for small spacecraft
PCT/RU2021/050046 WO2021154124A1 (en) 2020-01-29 2021-02-24 Module with a multi-channel plasma propulsion system for a small spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020104083A RU2741401C1 (en) 2020-01-29 2020-01-29 Module with multichannel plasma propulsion system for small spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2741401C1 true RU2741401C1 (en) 2021-01-25

Family

ID=74213182

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020104083A RU2741401C1 (en) 2020-01-29 2020-01-29 Module with multichannel plasma propulsion system for small spacecraft

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2741401C1 (en)
WO (1) WO2021154124A1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2764487C1 (en) * 2021-07-07 2022-01-17 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Hybrid wave plasma engine for low orbit space vehicle
CN115600317A (en) * 2022-10-17 2023-01-13 哈尔滨工业大学(Cn) Manned spacecraft sealed cabin gas leakage failure assessment method and system
RU2796728C1 (en) * 2022-08-24 2023-05-29 Общество С Ограниченной Ответственностью "Эдвансд Пропалшн Системс" Multichannel plasma engine with a hemispherical gas-discharge chamber

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2764823C1 (en) * 2020-11-16 2022-01-21 Общество С Ограниченной Отвественностью «Эдвансд Пропалшн Системс» Bidirectional wave plasma engine for a space vehicle

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2166667C1 (en) * 1999-09-16 2001-05-10 Мулин Вадим Венедиктович Method and device for generating thrust
US6293090B1 (en) * 1998-07-22 2001-09-25 New England Space Works, Inc. More efficient RF plasma electric thruster
RU2445510C2 (en) * 2004-09-22 2012-03-20 Элвинг Ллс Low-thrust rocket engine for space vehicle
WO2015031450A1 (en) * 2013-08-27 2015-03-05 The Regents Of The University Of Michigan Electrodeless plasma thruster
US20150210406A1 (en) * 2012-05-22 2015-07-30 Beijing Institute Of Spacecraft Environment Engineering Fuel-Free Spacecraft Propelling System Based on Spatial Atomic Oxygen and Propelling Method
CN104405603B (en) * 2014-10-15 2017-04-12 大连理工大学 Helicon plasma electric propulsion device
RU2703854C1 (en) * 2018-11-28 2019-10-22 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Engine at outboard air with a helicon plasma source for supporting small spacecrafts in low earth orbit
CN111140447A (en) * 2019-12-23 2020-05-12 北京航空航天大学 Vector magnetic nozzle for electric propulsion comprising a bypass electromagnetic coil
CN111648930A (en) * 2020-05-19 2020-09-11 上海空间推进研究所 Optimal configuration method for Hall thruster power supply and distribution module architecture

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2374148C2 (en) * 2007-03-01 2009-11-27 Общество с ограниченной ответственностью "Айдис" Spacecraft modular design
RU2688630C2 (en) * 2016-10-11 2019-05-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Space platform

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6293090B1 (en) * 1998-07-22 2001-09-25 New England Space Works, Inc. More efficient RF plasma electric thruster
RU2166667C1 (en) * 1999-09-16 2001-05-10 Мулин Вадим Венедиктович Method and device for generating thrust
RU2445510C2 (en) * 2004-09-22 2012-03-20 Элвинг Ллс Low-thrust rocket engine for space vehicle
US20150210406A1 (en) * 2012-05-22 2015-07-30 Beijing Institute Of Spacecraft Environment Engineering Fuel-Free Spacecraft Propelling System Based on Spatial Atomic Oxygen and Propelling Method
WO2015031450A1 (en) * 2013-08-27 2015-03-05 The Regents Of The University Of Michigan Electrodeless plasma thruster
CN104405603B (en) * 2014-10-15 2017-04-12 大连理工大学 Helicon plasma electric propulsion device
RU2703854C1 (en) * 2018-11-28 2019-10-22 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Engine at outboard air with a helicon plasma source for supporting small spacecrafts in low earth orbit
CN111140447A (en) * 2019-12-23 2020-05-12 北京航空航天大学 Vector magnetic nozzle for electric propulsion comprising a bypass electromagnetic coil
CN111648930A (en) * 2020-05-19 2020-09-11 上海空间推进研究所 Optimal configuration method for Hall thruster power supply and distribution module architecture

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2764487C1 (en) * 2021-07-07 2022-01-17 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Hybrid wave plasma engine for low orbit space vehicle
RU2796728C1 (en) * 2022-08-24 2023-05-29 Общество С Ограниченной Ответственностью "Эдвансд Пропалшн Системс" Multichannel plasma engine with a hemispherical gas-discharge chamber
CN115600317A (en) * 2022-10-17 2023-01-13 哈尔滨工业大学(Cn) Manned spacecraft sealed cabin gas leakage failure assessment method and system

Also Published As

Publication number Publication date
WO2021154124A1 (en) 2021-08-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6334302B1 (en) Variable specific impulse magnetoplasma rocket engine
RU2741401C1 (en) Module with multichannel plasma propulsion system for small spacecraft
Ahedo Plasmas for space propulsion
Mazouffre Electric propulsion for satellites and spacecraft: established technologies and novel approaches
US10760552B2 (en) Apparatus, systems and methods for establishing plasma and using plasma in a rotating magnetic field
Aanesland et al. Electric propulsion using ion-ion plasmas
Rafalskyi et al. Brief review on plasma propulsion with neutralizer-free systems
Yongjie et al. Overview of Hall electric propulsion in China
EP2853736B1 (en) Chemical-electromagnetic hybrid propulsion system with variable specific impulse
Morishita et al. Application of a microwave cathode to a 200-W Hall thruster with comparison to a hollow cathode
Navarro-Cavallé et al. Helicon Plasma Thrusters: prototypes and advances on modeling
US7482597B2 (en) Method and device for generating Alfvén waves
Vavilov et al. Review of electric thrusters with low consumption power for corrective propulsion system of small space vehicles
US20230403780A1 (en) Plasma Engine using Ion Extraction
RU2764823C1 (en) Bidirectional wave plasma engine for a space vehicle
Hoyt et al. Magnetic nozzle design for coaxial plasma accelerators
WO2016178701A1 (en) Thrust augmentation systems
RU2764487C1 (en) Hybrid wave plasma engine for low orbit space vehicle
RU2796728C1 (en) Multichannel plasma engine with a hemispherical gas-discharge chamber
Vereen et al. Recent advances in the clustering of high power helicon thrusters
Petit et al. MHD hypersonic flow control for aerospace applications
Choueiri Overview of US academic programs in electric propulsion
Krishnamurthy Development and characterization of an inertial electrostatic confinement thruster
RU2776324C1 (en) Ramjet relativistic engine
Turchi et al. Review of some plasma gun techniques for fusion at megagauss energy densities