RU2771562C2 - Устройство регулирования расхода рабочего тела для электрического ракетного двигателя - Google Patents
Устройство регулирования расхода рабочего тела для электрического ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2771562C2 RU2771562C2 RU2019139400A RU2019139400A RU2771562C2 RU 2771562 C2 RU2771562 C2 RU 2771562C2 RU 2019139400 A RU2019139400 A RU 2019139400A RU 2019139400 A RU2019139400 A RU 2019139400A RU 2771562 C2 RU2771562 C2 RU 2771562C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nickel
- max
- iron
- chromium
- rocket engine
- Prior art date
Links
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 title claims abstract description 6
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 80
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 59
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims abstract description 59
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 40
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 46
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 claims description 24
- 239000011651 chromium Substances 0.000 claims description 24
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 23
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 claims description 23
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 13
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 12
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims description 12
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 claims description 12
- 239000010703 silicon Substances 0.000 claims description 12
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 11
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 11
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 11
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 11
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 11
- ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N Molybdenum Chemical compound [Mo] ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- 229910052750 molybdenum Inorganic materials 0.000 claims description 10
- 239000011733 molybdenum Substances 0.000 claims description 10
- 229910052758 niobium Inorganic materials 0.000 claims description 10
- 239000010955 niobium Substances 0.000 claims description 10
- GUCVJGMIXFAOAE-UHFFFAOYSA-N niobium atom Chemical compound [Nb] GUCVJGMIXFAOAE-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 claims description 8
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 claims description 8
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- WPBNNNQJVZRUHP-UHFFFAOYSA-L manganese(2+);methyl n-[[2-(methoxycarbonylcarbamothioylamino)phenyl]carbamothioyl]carbamate;n-[2-(sulfidocarbothioylamino)ethyl]carbamodithioate Chemical compound [Mn+2].[S-]C(=S)NCCNC([S-])=S.COC(=O)NC(=S)NC1=CC=CC=C1NC(=S)NC(=O)OC WPBNNNQJVZRUHP-UHFFFAOYSA-L 0.000 claims description 8
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 claims description 7
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 claims description 7
- 239000010949 copper Substances 0.000 claims description 7
- PWHULOQIROXLJO-UHFFFAOYSA-N Manganese Chemical compound [Mn] PWHULOQIROXLJO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N Zirconium Chemical compound [Zr] QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 229910052748 manganese Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000011572 manganese Substances 0.000 claims description 6
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 claims description 6
- 229910052727 yttrium Inorganic materials 0.000 claims description 6
- VWQVUPCCIRVNHF-UHFFFAOYSA-N yttrium atom Chemical compound [Y] VWQVUPCCIRVNHF-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 230000005355 Hall effect Effects 0.000 claims description 5
- YPFNIPKMNMDDDB-UHFFFAOYSA-K 2-[2-[bis(carboxylatomethyl)amino]ethyl-(2-hydroxyethyl)amino]acetate;iron(3+) Chemical compound [Fe+3].OCCN(CC([O-])=O)CCN(CC([O-])=O)CC([O-])=O YPFNIPKMNMDDDB-UHFFFAOYSA-K 0.000 claims 1
- 229910052746 lanthanum Inorganic materials 0.000 claims 1
- FZLIPJUXYLNCLC-UHFFFAOYSA-N lanthanum atom Chemical compound [La] FZLIPJUXYLNCLC-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229910001026 inconel Inorganic materials 0.000 description 12
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 9
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 6
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 5
- 229910052724 xenon Inorganic materials 0.000 description 5
- FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N xenon atom Chemical compound [Xe] FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 4
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 4
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 4
- NINIDFKCEFEMDL-UHFFFAOYSA-N Sulfur Chemical compound [S] NINIDFKCEFEMDL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 150000002500 ions Chemical class 0.000 description 3
- 229910052717 sulfur Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000011593 sulfur Substances 0.000 description 3
- OAICVXFJPJFONN-UHFFFAOYSA-N Phosphorus Chemical compound [P] OAICVXFJPJFONN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 2
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 2
- -1 for example Substances 0.000 description 2
- 229910052743 krypton Inorganic materials 0.000 description 2
- DNNSSWSSYDEUBZ-UHFFFAOYSA-N krypton atom Chemical compound [Kr] DNNSSWSSYDEUBZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- 229910052698 phosphorus Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011574 phosphorus Substances 0.000 description 2
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 2
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 2
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052715 tantalum Inorganic materials 0.000 description 2
- GUVRBAGPIYLISA-UHFFFAOYSA-N tantalum atom Chemical compound [Ta] GUVRBAGPIYLISA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 238000001556 precipitation Methods 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 238000005204 segregation Methods 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
- F03H1/0006—Details applicable to different types of plasma thrusters
- F03H1/0012—Means for supplying the propellant
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/405—Ion or plasma engines
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
- C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
- C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
- C22C19/051—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W
- C22C19/055—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W with the maximum Cr content being at least 20% but less than 30%
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Plasma Technology (AREA)
- Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
- Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)
- Flow Control (AREA)
- Conductive Materials (AREA)
- Earth Drilling (AREA)
Abstract
Устройство (52) регулирования расхода рабочего тела для электрического ракетного двигателя типа термокапиллярного устройства содержит по меньшей мере один электропроводящий капиллярный канал и выполнено с возможностью регулирования расхода рабочего тела под действием изменения температуры канала. Стенки упомянутого по меньшей мере одного капиллярного канала выполнены из сплава на основе никеля. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области регулирования расходов рабочего тела и, в частности, регулирования очень малых расходов питания рабочим газом электрических космических ракетных двигателей.
Предпочтительно, но не ограничительно, изобретение применимо к ионному или плазменному ракетному двигателю типа двигателей, используемых в космической области для реактивного движения с помощью электрических двигателей, в частности, для приведения в движение геостационарных телекоммуникационных спутников.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В рамках использования электрического ракетного двигателя с ним необходимо объединить контроллер расхода. Учитывая небольшие применяемые расходы, средством регулирования такого расхода, известным специалисту в данной области, является устройство, известное под названием «термокапиллярного», то есть электропроводящий капиллярный канал, который может быть соединен с источником электрического тока. Такой электрический ток, проходящий чрез капиллярный канал, приводит к его нагреву за счет эффекта Джоуля, при этом нагрев изменяет условия потока рабочего тела в капиллярном канале и, следовательно, массовый расход рабочего тела, проходящего через капиллярный канал, при определенном давлении питания.
Кроме того, потребность в мощности плазменных двигателей меняется либо в сторону более высоких мощностей, либо в сторону более низких мощностей. Следовательно, контроллер расхода должен быть рассчитан таким образом, чтобы обеспечивать более высокие или более низкие расходы, позволяя при этом плазменному двигателю работать не на единственной рабочей точке, а обеспечивать ему широкий диапазон рабочих точек. Иначе говоря, контроллер расхода должен обеспечивать более широкий диапазон расхода, чем в известных технических решениях.
Проблема заключается в том, что применяемая в настоящее время технология имеет предел использования, который не позволяет удовлетворить эту потребность. Следовательно, технологию контроллера необходимо адаптировать для обеспечения удовлетворения растущей потребности в более широком диапазоне расхода.
С этим связаны самые разные трудности. Капиллярный канал должен быть стойким к высоким температурам. Действительно, учитывая незначительные размеры такой трубки, удельное сопротивление этой трубки является высоким, и эффект Джоуля создает температуры, которые могут доходить до 1000°С. Кроме того, чем большое требуемый диапазон расхода, тем чаще встречаются высокие температуры. Кроме того, чтобы контролировать габарит по отношению к размерам данного кожуха и чтобы контролировать потери напора в этой трубке, необходимо, кроме изготовления самой трубки, которое является сложной задачей, учитывая небольшие размеры (диаметр в несколько сот микрометров), иметь возможность придавать форму капиллярному каналу: эту операцию называют сгибанием и обычно осуществляют при окружающей температуре для применяемого оборудования. Наконец, необходимо также иметь возможность интегрировать капиллярную трубку внутрь конструкции при помощи способа соединения (например, пайки или сварки).
Как правило, в настоящее время капиллярный канал выполняют из нержавеющей стали, например, из стали X2CrNi18–10. Этот материал характеризуется тем, что он является относительно пластичным при 20°С, что облегчает его применение во время сгибания. Кроме того, этот материал можно легко соединять с другими деталями посредством пайки, что облегчает его интегрирование в конструкцию. Недостатком является деградация свойств этого материала, что приводит к изменению потока внутри капиллярной трубки и влечет за собой уменьшение максимального расхода газа (получаемого при нулевом токе). Действительно, капиллярный канал снижает свои свойства, когда он подвергается в течение нескольких часов действию тока в несколько ампер (от 3 до 4 А). Однако, чтобы получить надлежащий диапазон расхода, контроллер расхода должен быть рассчитан для электрического тока, который может варьировать от 0 до 4 А (значение 0 А соответствует максимальному расходу, а 4 А – минимальному расходу). Деградация капиллярной трубки, которая может привести даже к разрыву трубки и к утечке всего количества ксенона, обычно выражается в уменьшении гидравлического сечения внутри трубки. Следовательно, максимальный расход, достигаемый при 0 А, подвергается влиянию от предварительного приложения тока большей силы. Диапазон расхода контроллера уменьшается при этом на 10%. Альтернативой могло бы стать ограничение тока термокапиллярного устройства, например, до 0–2 А. Недостатком такой альтернативы является сужение диапазона расхода контроллера примерно на 40%, что отрицательно сказывается на эффективности плазменного ракетного двигателя.
Настоящее изобретение призвано преодолеть эти недостатки и предложить устройство регулирования расхода рабочего тела для электрического ракетного двигателя, оснащенное надежным капиллярным каналом и обеспечивающее широкий диапазон расхода рабочего тела с одновременным контролем размеров термокапиллярного канала.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Объектом изобретения является устройство регулирования расхода рабочего тела для электрического ракетного двигателя типа термокапиллярного устройства, содержащее по меньшей мере один электропроводящий капиллярный канал и выполненное с возможностью регулирования расхода рабочего тела под действием изменения температуры канала.
В заявленном устройстве упомянутый по меньшей мере один капиллярный канал содержит сплав на основе никеля.
Заявитель установил, что применение этого сплава для капиллярного канала позволяет расширить интервал расхода рабочего газа и одновременно контролировать размерность канала и возможность придания ему формы.
Под сплавом на основе никеля следует понимать сплав, который содержит не менее 50 мас.% никеля.
Предпочтительно упомянутый по меньшей мере один капиллярный канал выполнен из сплава на основе никеля, то есть канал содержит только упомянутый сплав.
Сплав на основе никеля может содержать по меньшей мере один элемент, выбранный среди хрома, железа, марганца, меди, ниобия и молибдена.
В частности, сплав на основе никеля может содержать, например, железо. Содержание железа может быть меньше или равно 10 мас.% сплава.
Сплав на основе никеля может содержать железо и хром.
Предпочтительно сплав на основе никеля выбирают среди а) сплава, содержащего по меньшей мере 72 мас.% никеля, 14–17 мас.% хрома и 6–10 мас.% железа, b) сплава, содержащего по меньшей мере 58 мас.% никеля, 20–23 мас.% хрома и железо с содержанием, меньшим или равным 5 мас.%, и с) сплава, содержащего 50–55 мас.% никеля и 17–21 мас.% хрома.
Сплав на основе никеля можно выбрать из сплавов, производимых под названием Inconel® компанией Special Metal Corporation, в частности, среди сплавов Inconel® 600, Inconel® 625 и Inconel® 718.
Его можно выбрать также среди сплава, производимого под названием RA 602 CA® компанией Rolled Alloys, сплава, производимого под названием HAYNES® 214® компанией Haynes International, а также сплава, производимого под названием HAYNES® 230® компанией Haynes International.
Сплав RA 602 CA® является сплавом, содержащим в массовых процентах 24–26% хрома, 0,15–0,25% углерода, 1,8–2,4% алюминия, 0,1–0,2% титана, 0,05–0,12% иттрия, 0,01–0,10% циркония, не более 0,15% марганца, не более 0,5% кремния, не более 0,1% меди, 8–11% железа, остальное составляет никель.
Сплав HAYNES® 214® является сплавом, содержащим в массовых процентах 16% хрома, 4,5% алюминия, 3% железа, не более 2% кобальта, не более 0,5% марганца, не более 0,5% молибдена, не более 0,5% титана, не более 0,5% вольфрама, не более 0,15% ниобия, не более 0,2% кремния, не более 0,1% циркония, 0,04% углерода, не более 0,01% бора, 0,01% иттрия, остальное составляет никель.
Сплав HAYNES® 230® является сплавом, содержащим в массовых процентах 22% хрома, 14% вольфрама, 2% молибдена, не более 3% железа, не более 5% кобальта, 0,5% марганца, 0,4% кремния, не более 0,5% ниобия, 0,3% алюминия, не более 0,1% титана, 0,1% углерода, 0,02% тантала, не более 0,015% бора, остальное составляет никель.
Упомянутый по меньшей мере один капиллярный канал обычно соединен с источником электрического тока.
Рабочее тело может быть ксеноном или криптоном.
Объектом изобретения является также электрический ракетный двигатель. Заявленный электрический ракетный двигатель содержит описанное выше устройство.
Как правило, электрический ракетный двигатель является плазменным ракетным двигателем с эффектом Холла.
Наконец, объектом изобретения является спутник. Заявленный спутник содержит описанный выше электрический ракетный двигатель.
ОПИСАНИЕ ФИГУР
Изобретение, его другие детали, признаки и преимущества будут более понятны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 – электрический ракетный двигатель в соответствии с изобретением.
Фиг. 2 – схема питания двигателя газообразным рабочим телом.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
На фиг. 1 представлен общий вид плазменного ракетного двигателя 10 с эффектом Холла. Центральная магнитная обмотка 12 окружает центральный сердечник 14, проходящий вдоль главной продольной оси А. Центральная обмотка 12 окружена внутренней кольцевой стенкой 16. Эта внутренняя стенка 16 окружена наружной кольцевой стенкой 18, при этом кольцевые стенки 16 и 18 ограничивают кольцевой разрядный канал 20, расположенный вокруг главной оси А. В представленном примере внутренняя стенка 16 и наружная стенка 18 являются частью единой керамической детали 19.
В дальнейшем тексте описания термин «внутренний» обозначает часть, расположенную ближе к главной оси А, а термин «наружный» – часть, расположенную дальше от этой оси.
Термины «входной» и «выходной» определены относительно нормального направления потока газа (от входа к выходу) через разрядный канал 20.
Входной конец 20а разрядного канала 20 (слева на фиг. 1) закрыт системой 22 нагнетания, содержащей трубопровод 24 подачи ионизируемого газа (как правило, ксенона), при этом трубопровод 24 соединен через отверстие 25 питания с анодом 26, выполняющим роль распределителя для введения молекул газа в разрядный канал 20.
Выходной канал 20b разрядного канала 20 остается открытым (справа на фиг. 1).
Вокруг наружной стенки 18 расположены несколько периферических магнитных обмоток 30, ось которых проходит параллельно главной оси А. Центральная магнитная обмотка 12 и наружные магнитные обмотки позволяют генерировать радиальное магнитное поле В, интенсивность которого является максимальной на уровне выходного конца 20b разрядного канала 20.
Снаружи периферических обмоток 30 расположен полый катод 40, при этом его выход ориентирован таким образом, чтобы эмитировать электроны в направлении главной оси А и зоны, находящейся на выходе выходного конца 20b разрядного канала 20. Между катодом 40 и анодом 26 устанавливается разность потенциалов.
Эмитируемые электроны частично направляются внутрь разрядного канала 20. Под влиянием электрического поля, генерируемого между катодом 40 и анодом 26, некоторые из этих электронов доходят до анода 26, тогда как большинство этих электронов захватывается интенсивным магнитным полем В вблизи выходного конца 20b разрядного канала 20.
Молекулы газа, проходящие от входа к выходу в разрядном канале 20, ионизируются электронами, с которыми они сталкиваются.
Кроме того, электроны, присутствующие в разрядном канале 20, создают осевое электрическое поле Е, которое ускоряет ионы между анодом 26 и выходным концом 20b разрядного канала 20, в результате чего эти ионы выбрасываются на высокой скорости из разрядного канала 20, за счет чего и создается тяга двигателя.
Более конкретно, изобретение относится к системе питания электрического ракетного двигателя.
Прежде всего необходимо отметить, что современные ракетные двигатели требуют небольшого расхода газа, регулируемого для получения постоянной тяги. Этот расход получают при помощи резервуара и регулятора давления, который приводит давление к значениям в постоянной области, после чего расход регулируют таким образом, чтобы обеспечивать подачу количества газа, необходимого для двигателя и для полого катода. Это регулирование обычно осуществляют при помощи термокапиллярной трубки, питаемой током, и при помощи редукторов расхода, обеспечивающих распределение рабочего тела между анодом и катодом.
На фиг. 2 представлена система 50 питания электрического ракетного двигателя 10 в соответствии с изобретением.
Эта система 50 питания содержит резервуар 1 высокого давления с ионизируемым газом, например, ксеноном или криптоном, соединенный через трубопровод 51 с буферным резервуаром 2 низкого давления.
Объем буферного резервуара 2 низкого давления составляет около 1 литра. Давление в резервуаре 1 высокого давления варьирует примерно от 150 бар до 1 бара; давление в буферном резервуаре 2 низкого давления варьирует примерно от 1,5 до 3 бар.
На трубопроводе 51 установлен редуктор 7 для понижения давления между резервуаром 1 высокого давления и буферным резервуаром 2 низкого давления.
Трубопровод 51 содержит также клапан 6 регулирования расхода газа между резервуаром 1 высокого давления и буферным резервуаром 2 низкого давления.
Система 50 питания содержит средства 53 для управления открыванием и закрыванием регулировочного клапана 6 и для измерения давления в буферном резервуаре 2 низкого давления во взаимодействии с датчиком 54 давления.
На выходе буферного резервуара 2 низкого давления система 50 питания содержит два запорных клапана V3, V4, избыточный запорный клапан V1 и термокапиллярное устройство 52, обеспечивающее тонкое регулирование потока газа в направлении анода 26 и катода 40 соответственно. Возможны также другие конструкции, например, можно предусмотреть, чтобы избыточным был клапан V1 и чтобы клапаны V3 и V4 отсутствовали.
Редукторы 3 и 4, связанные соответственно с катодом 40 и с анодом 26, позволяют распределять поток газа между катодом и анодом, то есть примерно 8–10% в сторону катода и 90–92% в сторону анода.
Система 50 питания содержит также силовую электронику 81, выполненную с возможностью подачи напряжения на двигатель, и электронику 82 зажигания, выполненную с возможностью устанавливать разрядный ток между анодом 26 и катодом 40. Программа управления позволяет устанавливать последовательность зажигания двигателя и обеспечивает управление клапанами для подачи газа и электричества в двигатель в соответствии с определенной последовательностью.
На фиг. 2 DA обозначает разряд зажигания, необходимый только для запуска, а DM обозначает разряд двигателя, происходящий между анодом 26 и катодом 40. Следует отметить, что в случае плазменного двигателя с эффектом Холла вышеупомянутая электроника 81, 82 часто находится на удалении от двигателя, при этом между двигателем и силовой электроникой используют блок фильтров, чтобы подавлять электромагнитные помехи. Электроника 81 питает также термокапиллярное устройство 52, а также клапаны V1, V3 и V4.
Обычно подсистема, включающая в себя регулировочный клапан 6, редуктор 7, буферный резервуар 2 низкого давления, средства 53 управления открыванием и закрыванием регулировочного клапана 6 и датчик 54 давления, образует блок PRG регулирования давления.
Точно так же, запорный клапан V1, термокапиллярное устройство 52 и клапаны V3, V4 образуют блок RDX регулирования расхода ионизирующего газа.
Газ циркулирует в тонкой трубке, называемой капиллярной трубкой. При подаче электрического тока на капиллярную трубку она нагревается за счет эффекта Джоуля. Поскольку трубка нагревается, вязкость проходящего в ней газа изменяется, и поэтому условия прохождения газа в трубке тоже изменяются, что позволяет регулировать расход в зависимости от подаваемого на трубку электрического тока.
Блок RDX регулирования расхода обычно должен регулировать массовый расход питания рабочим газом в очень малом значении, порядка нескольких мг/с. Именно поэтому, как известно, используют термокапиллярное устройство 52, в котором газ проходит через капиллярный канал, соединенный с источником тока для регулирования расхода газа посредством нагрева капиллярного канала за счет эффекта Джоуля. Однако на практике известные устройства регулирования расхода газа позволяют изменять расход только в очень узких диапазонах, особенно когда давление питания является постоянным. Так, устройство регулирования расхода, используемое в ракетном двигателе с эффектом Холла, выпускаемого под названием PPS®1350, с давлением питания ксеноном в 265 кПа может изменять расход только в диапазоне от 4 до 8 мг/с. Хотя это значение является достаточным для этого известного двигателя с эффектом Холла, который оптимизирован для единственной рабочей точки, его явно недостаточно для электростатических ракетных двигателей, предусмотренных для работы в широких диапазонах мощности и тяги, то есть необходимо регулирование расходов газа, которые могут варьировать, например, от 10 до 17 мг/с и даже от 17 до 50 мг/с.
Согласно изобретению, эту проблему решают, используя для термокапиллярного устройства 52 капиллярный канал, содержащий сплав на основе никеля. В частности, используют сплавы, выпускаемые под названием Inconel® компанией Special Metal Corporation, в частности, сплавы Inconel® 600, Inconel® 625 и Inconel® 718.
Сплав Inconel® 600 является сплавом, содержащим в массовых процентах не менее 73% никеля, 14–17% хрома, 6–10% железа, не более 1% марганца, не более 0,5% меди, не более 0,5% кремния, не более 0,15% углерода и не более 0,015% серы.
Сплав Inconel® 625 является сплавом, содержащим в массовых процентах не менее 58% никеля, 20–23% хрома, не более 5% железа, 8–10% молибдена, 3,15–4,15% ниобия, не более 1% кобальта, не более 0,5% марганца, не более 0,4% алюминия, не более 0,4% титана, не более 0,5% кремния, не более 0,1% углерода, не более 0,015% серы и не более 0,015% фосфора.
Сплав Inconel® 718 является сплавом, содержащим в массовых процентах 50–55% никеля, 17–21% хрома, 2,8–3,3% молибдена, 4,75–5,5% ниобия, не более 1% кобальта, не более 0,35% марганца, не более 0,3% меди, 0,2–0,8% алюминия, 0,65–1,15% титана, не более 0,35% кремния, не более 0,08% углерода, не более 0,015% серы, не более 0,015% фосфора и не более 0,006% бора, остальное может составлять железо.
В качестве сплава на основе никеля можно также использовать сплав, производимый под названием RA 602 CA® компанией Rolled Alloys, сплав, производимый под названием HAYNES® 214® компанией Haynes International, а также сплав, производимый под названием HAYNES® 230® компанией Haynes International.
Сплав RA 602 CA® является сплавом, содержащим в массовых процентах 24–26% хрома, 0,15–0,25% углерода, 1,8–2,4% алюминия, 0,1–0,2% титана, 0,05–0,12% иттрия, 0,01–0,10% циркония, не более 0,15% марганца, не более 0,5% кремния, не более 0,1% меди, 8–11% железа, остальное составляет никель.
Сплав HAYNES® 214® является сплавом, содержащим в массовых процентах 16% хрома, 4,5% алюминия, 3% железа, не более 2% кобальта, не более 0,5% марганца, не более 0,5% молибдена, не более 0,5% титана, не более 0,5% вольфрама, не более 0,15% ниобия, не более 0,2% кремния, не более 0,1% циркония, 0,04% углерода, не более 0,01% бора, 0,01% иттрия, остальное составляет никель.
Сплав HAYNES® 230® является сплавом, содержащим в массовых процентах 22% хрома, 14% вольфрама, 2% молибдена, не более 3% железа, не более 5% кобальта, 0,5% марганца, 0,4% кремния, не более 0,5% ниобия, 0,3% алюминия, не более 0,1% титана, 0,1% углерода, 0,02% тантала, не более 0,015% бора, остальное составляет никель.
Изменение материала для капиллярного канала влечет за собой изменение всех его физических свойств и, в частности, термических и электрических свойств. Действительно, раньше не было очевидным, что связь этих свойств позволяет отвечать требованиям рабочих условий термокапиллярного устройства, при этом не влияя существенно на его современную конструкцию. Однако было доказано, что сплавы на основе никеля, в частности, вышеупомянутые сплавы Inconel®, легко обеспечивают функцию термокапиллярного устройства в широком диапазоне расхода рабочего тела. Эти сплавы позволяют решить проблему, связанную с термическим ограничением, оставаясь при этом совместимыми с размерными требованиями и с задачей интегрирования существующих контроллеров расхода. В частности, эти сплавы позволяют решить проблему деградации, проявляющейся при высокой температуре на капиллярных каналах из нержавеющей стали. Это явление деградации включает в себя окисление капиллярной трубки, дифференциальные сегрегации хрома и никеля внутри материала по обе стороны от стенки трубки, а также выделение карбидов хрома.
Claims (14)
1. Устройство (52) регулирования расхода рабочего тела для электрического ракетного двигателя типа термокапиллярного устройства, содержащее по меньшей мере один электропроводящий капиллярный канал и выполненное с возможностью регулирования расхода рабочего тела под действием изменения температуры упомянутого канала, отличающееся тем, что стенки упомянутого по меньшей мере одного капиллярного канала содержат сплав на основе никеля.
2. Устройство (52) по п. 1, отличающееся тем, что упомянутый по меньшей мере один капиллярный канал выполнен из сплава на основе никеля.
3. Устройство (52) по п. 1 или 2, отличающееся тем, что сплав на основе никеля содержит по меньшей мере один элемент, выбранный среди хрома, железа, марганца, меди, ниобия и молибдена.
4. Устройство (52) по п. 3, отличающееся тем, что сплав на основе никеля содержит железо.
5. Устройство (52) по п. 4, отличающееся тем, что содержание железа меньше или равно 10 мас.% сплава.
6. Устройство (52) по п. 4 или 5, отличающееся тем, что сплав на основе никеля содержит железо и хром.
7. Устройство (52) по п. 6, отличающееся тем, что сплав на основе никеля выбирают среди а) сплава, содержащего по меньшей мере 72 мас.% никеля, 14–17 мас.% хрома и 6–10 мас.% железа, b) сплава, содержащего по меньшей мере 58 мас.% никеля, 20–23 мас.% хрома и количество железа, меньшее или равное 5 мас.%, и с) сплава, содержащего 50–55 мас.% никеля и 17–21 мас.% хрома.
8. Устройство (52) по одному из пп. 1–4, отличающееся тем, что сплав на основе никеля содержит в массовых процентах 24–26% хрома, 0,15–0,25% углерода, 1,8–2,4% алюминия, 0,1–0,2% титана, 0,05–0,12% иттрия, 0,01–0,10% циркония, не более 0,15% марганца, не более 0,5% кремния, не более 0,1% меди, 8–11% железа, остальное составляет никель.
9. Устройство (52) по одному из пп. 1–4, отличающееся тем, что сплав на основе никеля содержит в массовых процентах 16% хрома, 4,5% алюминия, 3% железа, не более 2% кобальта, не более 0,5% марганца, не более 0,5% молибдена, не более 0,5% титана, не более 0,5% вольфрама, не более 0,15% ниобия, не более 0,2% кремния, не более 0,1% циркония, 0,04% углерода, не более 0,01% бора, 0,01% иттрия, остальное составляет никель.
10. Устройство (52) по одному из пп. 1–4, отличающееся тем, что сплав на основе никеля содержит в массовых процентах 22% хрома, 14% вольфрама, 2% молибдена, не более 3% железа, не более 5% кобальта, 0,5% марганца, 0,4% кремния, не более 0,5% ниобия, 0,3% алюминия, не более 0,1% титана, 0,1% углерода, 0,02% лантана, не более 0,015% бора, остальное составляет никель.
11. Устройство (52) по одному из пп. 1–10, отличающееся тем, что упомянутый по меньшей мере один капиллярный канал соединен с источником электрического тока.
12. Электрический ракетный двигатель (10), отличающийся тем, что содержит устройство (52) по одному из пп. 1–11.
13. Электрический ракетный двигатель (10) по п. 12, отличающийся тем, что является плазменным ракетным двигателем с эффектом Холла.
14. Спутник, отличающийся тем, что содержит электрический ракетный двигатель (10) по п. 12 или 13.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1754314 | 2017-05-16 | ||
| FR1754314A FR3066557B1 (fr) | 2017-05-16 | 2017-05-16 | Dispositif de regulation de debit de fluide propulsif pour propulseur electrique |
| PCT/EP2018/062724 WO2018210929A1 (fr) | 2017-05-16 | 2018-05-16 | Dispositif de regulation de debit de fluide propulsif pour propulseur electrique |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2019139400A RU2019139400A (ru) | 2021-06-16 |
| RU2019139400A3 RU2019139400A3 (ru) | 2021-10-05 |
| RU2771562C2 true RU2771562C2 (ru) | 2022-05-05 |
Family
ID=59253788
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019139400A RU2771562C2 (ru) | 2017-05-16 | 2018-05-16 | Устройство регулирования расхода рабочего тела для электрического ракетного двигателя |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20200148397A1 (ru) |
| EP (1) | EP3625456B1 (ru) |
| JP (1) | JP7039619B2 (ru) |
| CN (1) | CN110799751A (ru) |
| BR (1) | BR112019024088A2 (ru) |
| CA (1) | CA3063811A1 (ru) |
| FR (1) | FR3066557B1 (ru) |
| IL (1) | IL270643B2 (ru) |
| RU (1) | RU2771562C2 (ru) |
| WO (1) | WO2018210929A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110318964B (zh) * | 2019-07-08 | 2020-07-28 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于毛细管的工质流量供给量调节装置 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2973081A1 (fr) * | 2011-03-22 | 2012-09-28 | Snecma | Unite de regulation pour systeme d'alimentation dans un propulseur electrique |
| WO2015086982A1 (fr) * | 2013-12-11 | 2015-06-18 | Snecma | Système de régulation de débit améliore pour l'alimentation en fluide propulseur d'un propulseur électrique de véhicule spatial |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2743191B1 (fr) * | 1995-12-29 | 1998-03-27 | Europ Propulsion | Source d'ions a derive fermee d'electrons |
| FR2845098B1 (fr) * | 2002-09-26 | 2004-12-24 | Framatome Anp | Alliage a base de nickel pour la soudure electrique d'alliages de nickel et d'aciers fil de soudage et utilisation |
| US20070056262A1 (en) | 2003-06-25 | 2007-03-15 | Rachel Leach | Laser propulsion thruster |
| FR2912836B1 (fr) | 2007-02-21 | 2012-11-30 | Snecma | Emetteur pour propulseur ionique. |
| US20080308057A1 (en) * | 2007-06-18 | 2008-12-18 | Lykowski James D | Electrode for an Ignition Device |
| US8407979B1 (en) * | 2007-10-29 | 2013-04-02 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Magnetically-conformed, variable area discharge chamber for hall thruster, and method |
| CN102782320B (zh) * | 2010-03-01 | 2015-01-28 | 三菱电机株式会社 | 霍尔推进器及宇宙航行体及推进方法 |
| AU2011248179B2 (en) | 2010-05-05 | 2014-10-02 | Perkinelmer U.S. Llc | Inductive devices and low flow plasmas using them |
| FR2963811B1 (fr) | 2010-08-12 | 2012-08-31 | Snecma | Propulseur electrique, procede d'arret d'un moteur electrique compris dans un tel propulseur et satellite comprenant un tel propulseur |
| CN201945164U (zh) * | 2010-12-23 | 2011-08-24 | 海南金亿新材料股份有限公司 | 一种氧化亚镍全自动双隧道电阻炉 |
| US8610356B2 (en) * | 2011-07-28 | 2013-12-17 | Busek Co., Inc. | Iodine fueled plasma generator system |
| CN102767496B (zh) * | 2012-05-22 | 2014-12-03 | 北京卫星环境工程研究所 | 化学-电磁混合可变比冲的推进器 |
| CN103606499B (zh) * | 2013-10-25 | 2017-07-07 | 北京卫星环境工程研究所 | 卫星场致发射电推进器的发射体制备方法 |
| US20170248345A1 (en) * | 2014-10-08 | 2017-08-31 | Gtherm Geo, Inc. | Heat Pipes for a Single Well Engineered Geothermal System |
| CN104696180B (zh) * | 2014-12-29 | 2017-07-28 | 中国空间技术研究院 | 磁场调控型液相工质大面积微腔放电等离子体微推进器 |
| CA2883766C (en) * | 2015-03-04 | 2022-03-29 | Gerald Leeb | Methods of building a pipe wall |
| FR3034214B1 (fr) * | 2015-03-25 | 2017-04-07 | Snecma | Dispositif et procede de regulation de debit |
| FR3059050B1 (fr) * | 2016-11-23 | 2019-11-29 | L'air Liquide, Societe Anonyme Pour L'etude Et L'exploitation Des Procedes Georges Claude | Dispositif et procede de regulation de debit de gaz |
-
2017
- 2017-05-16 FR FR1754314A patent/FR3066557B1/fr active Active
-
2018
- 2018-05-16 EP EP18724884.4A patent/EP3625456B1/fr active Active
- 2018-05-16 JP JP2019563238A patent/JP7039619B2/ja active Active
- 2018-05-16 CA CA3063811A patent/CA3063811A1/fr active Pending
- 2018-05-16 US US16/614,135 patent/US20200148397A1/en active Pending
- 2018-05-16 RU RU2019139400A patent/RU2771562C2/ru active
- 2018-05-16 BR BR112019024088-8A patent/BR112019024088A2/pt unknown
- 2018-05-16 WO PCT/EP2018/062724 patent/WO2018210929A1/fr unknown
- 2018-05-16 CN CN201880036939.XA patent/CN110799751A/zh active Pending
-
2019
- 2019-11-13 IL IL270643A patent/IL270643B2/en unknown
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2973081A1 (fr) * | 2011-03-22 | 2012-09-28 | Snecma | Unite de regulation pour systeme d'alimentation dans un propulseur electrique |
| WO2015086982A1 (fr) * | 2013-12-11 | 2015-06-18 | Snecma | Système de régulation de débit améliore pour l'alimentation en fluide propulseur d'un propulseur électrique de véhicule spatial |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| http://msk.metal-trade.ru/trade_947183.html, 2012 г. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3066557A1 (fr) | 2018-11-23 |
| JP7039619B2 (ja) | 2022-03-22 |
| FR3066557B1 (fr) | 2019-05-10 |
| EP3625456A1 (fr) | 2020-03-25 |
| BR112019024088A2 (pt) | 2020-06-02 |
| RU2019139400A (ru) | 2021-06-16 |
| JP2020519811A (ja) | 2020-07-02 |
| EP3625456B1 (fr) | 2024-04-17 |
| RU2019139400A3 (ru) | 2021-10-05 |
| CA3063811A1 (fr) | 2018-11-22 |
| IL270643A (ru) | 2019-12-31 |
| IL270643B1 (en) | 2023-01-01 |
| IL270643B2 (en) | 2023-05-01 |
| WO2018210929A1 (fr) | 2018-11-22 |
| US20200148397A1 (en) | 2020-05-14 |
| CN110799751A (zh) | 2020-02-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5809699B2 (ja) | 電気スラスタ及びかかるスラスタ内の電気エンジンの停止方法並びにかかるスラスタを有する人工衛星 | |
| JP4650258B2 (ja) | 電源装置 | |
| EP2663168A2 (en) | Plasma torch of non-transferred and hollow type | |
| CN105848398B (zh) | 等离子体焰炬 | |
| RU2771562C2 (ru) | Устройство регулирования расхода рабочего тела для электрического ракетного двигателя | |
| ES2707649T3 (es) | Boquilla de larga duración para una pistola de pulverización térmica y método de fabricación y uso de la misma | |
| Lev et al. | Scaling of efficiency with applied magnetic field in magnetoplasmadynamic thrusters | |
| JP2007275971A (ja) | プラズマトーチ | |
| JP2011144699A (ja) | 電源装置 | |
| Pedrini et al. | Hollow cathodes development at sitael | |
| KR970003774B1 (ko) | 연료 조립체 스퍼터링 방법 | |
| JP6214874B2 (ja) | イオンエンジンのプラズマ着火用ガス供給方法及びシステム | |
| US20230238153A1 (en) | Electrode and decomposable electrode material for z-pinch plasma confinement system | |
| CN110318964B (zh) | 一种基于毛细管的工质流量供给量调节装置 | |
| CN110870389B (zh) | 等离子切割方法及实施该方法的割炬 | |
| CN213880371U (zh) | 一种用于等离子体火炬的阳极及等离子体火炬 | |
| US5140130A (en) | Construction of nozzle for plasma cutting torch | |
| JPH09237634A (ja) | 燃料電池発電装置 | |
| JP2019108924A (ja) | リリーフ弁およびガス燃料供給ユニット | |
| Asakawa et al. | Response of the Arc Plasma Source to Combustion Chamber Pressure Fluctuation of the Small Size Thruster Using Plasma Support Combustion | |
| Timerkaev et al. | Internal characteristics of distribution of glow discharge at supersonic speed gas flow in the positive column area | |
| Kazakov et al. | Experience with developing equipment for welding with a hollow thermoemission cathode under outer space conditions | |
| UA90536C2 (ru) | Газоразрядная электронная пушка | |
| DE2162290A1 (de) | Anlage mit einem im Dauerbetrieb arbeitenden Lichtbogen | |
| KINEFUCHI et al. | Multi-hour Test of Tungsten Anodes for a Low Power DC Arcjet |