WO2021154124A1 - Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата - Google Patents

Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата Download PDF

Info

Publication number
WO2021154124A1
WO2021154124A1 PCT/RU2021/050046 RU2021050046W WO2021154124A1 WO 2021154124 A1 WO2021154124 A1 WO 2021154124A1 RU 2021050046 W RU2021050046 W RU 2021050046W WO 2021154124 A1 WO2021154124 A1 WO 2021154124A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
module
gas
plasma
magnetic
spacecraft
Prior art date
Application number
PCT/RU2021/050046
Other languages
English (en)
French (fr)
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
Publication of WO2021154124A1 publication Critical patent/WO2021154124A1/ru

Links

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
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05H—PLASMA TECHNIQUE; PRODUCTION OF ACCELERATED ELECTRICALLY-CHARGED PARTICLES OR OF NEUTRONS; PRODUCTION OR ACCELERATION OF NEUTRAL MOLECULAR OR ATOMIC BEAMS
    • H05H1/00—Generating plasma; Handling plasma
    • H05H1/54—Plasma accelerators

Definitions

  • 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 working fluid as a working medium, intended mainly for installation on small spacecraft ( SSC) for them before launching from the reference orbit into the target orbit, correcting and maintaining the orbit, orientation, unloading the attitude control systems, maneuvers between orbits, removing the ISA from the target orbit at the end of its active life (SAS).
  • EEE electric rocket engine
  • SSC small spacecraft
  • An analogue is known - the invention of the More efficient RF plasma electric thruster (patent US6293090B1, 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.
  • 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.
  • 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 many emitting elements powered by one 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 emitting elements along the length of the channel, which in turn will lead to a decrease in thrust and efficient impulse of the engine.
  • 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.
  • An analogue is known - the invention of the Helicon plasma electric propulsion device (patent CN104405603B, published 04/12/2017).
  • the invention relates to electric rocket engines.
  • the invention includes at least one metal ring constituting the engine body, the first and second metal flanges, a helicon antenna, a gas discharge chamber, a gas inlet, at least two rings of magnets.
  • 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.
  • 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 closest analogue is known - the invention of a low-thrust rocket engine for a spacecraft (patent RU2445510C2, published 03/20/2012).
  • the invention relates to low-thrust rocket engines.
  • Invention according to i. 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.
  • the disadvantage is that in the invention there is 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 ineffectiveness of its use, because when using the proposed method of gas ionization - electromagnetic, plasma can flow out of the two ends of the gas-discharge chamber.
  • SSC small spacecraft
  • 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 small spacecraft or to the impossibility of using the device proposed in the present 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 proposed antenna device in particular the use of Double-Saddle and Loop antennas in it, 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 the 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.
  • the working fluid is ionized at the beginning of the gas-discharge chamber and when using an antenna 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.
  • a large number of magnetic systems are 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 take up useful volume, which makes it unsuitable for the use of such an engine on board the small spacecraft.
  • 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 malfunctioning of the target load of the small spacecraft or disable it. Disclosure of invention
  • the objectives of the proposed invention are:
  • a module with a multichannel plasma propulsion system for a small spacecraft containing:
  • - 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 from holes for the ends of the gas-discharge chamber;
  • each end of the gas-discharge chambers is open to the outer space, reaching the outer surface of the module as described in the previous paragraph, at each end of which there are magnetic systems, and each end is hermetically sealed connected to radial gas inlets, which are connected to each the end of the gas discharge chamber to the location at each end of the gas discharge chambers of the magnetic systems;
  • At least three antennas (by the number of gas-discharge chambers), connected via communication lines with a module of HF-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;
  • 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;
  • 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, electrically connected to the onboard power conversion module;
  • 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 of electrostatic, electromagnetic, gas-dynamic, Joule heating;
  • onboard power conversion module electrically connected to onboard power supplies on board a small spacecraft, HF generator module, magnetic system power supplies;
  • 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, magnetic system power supplies, a module of a multichannel plasma propulsion system that collects information on the characteristics of systems, and transmits this information to the board of a small spacecraft for its further transmission to the command post;
  • an electromagnetic shielding system consisting of thin elements of a material that shields electromagnetic and magnetic radiation.
  • the module with a multichannel plasma propulsion system for a small spacecraft is proposed to be used on small spacecraft for their before launching from the reference orbit into the target orbit, correcting and maintaining the orbit, precision orientation, unloading attitude control systems, maneuvers between orbits, and removing the small spacecraft from the target orbit at the end of it.
  • the period of active existence ( ⁇ ⁇ ).
  • FIG. 1 shows a structural block diagram of the proposed module with a multichannel plasma propulsion system for a small spacecraft.
  • the device consists of the following elements with their functions:
  • the elements of the rigid structure of the module (1) which perform the function of maintaining the components of the multichannel plasma propulsion system, such as gas-discharge chambers (2), the storage and supply system of the working fluid (3), the 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;
  • 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 the magnetic systems (5) - an electromagnet (10), which creates axial, coinciding with the axis of the corresponding gas discharge chamber (2), and an electromagnet (11), which creates magnetic fields perpendicular to the axis of the corresponding gas discharge chamber (2).
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • each antenna (9) is connected to one communication line of the RF generator with 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).
  • Antennas (9) are fed HF power through the communication lines of RF generators with antennas (13) from RF generators (14) located in the module of RF generators (4), which is converted by antennas (9) into an alternating electromagnetic field inside the gas discharge chambers (2).
  • Alternating electromagnetic fields created 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).
  • 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).
  • rings made of dielectric material (15) are fixed; - at least three rings made 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;
  • the storage and supply system of the working fluid (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 );
  • 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 control 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 regulate the direction of the main thrust vector, which is the sum of the thrust vectors FT corresponding to the axes and directions of the plasma exit from the gas-discharge chambers
  • Electromagnets (10) are located closer to the cuts of the gas discharge chambers (2), electromagnets (11) are located next to the electromagnets (10) from the side that is farther from the cuts of the gas discharge chambers (2).
  • 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 using 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 ).
  • 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 the outflow of plasma in these directions, i.e. with the help of 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;
  • 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;
  • 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 on board a small spacecraft for its further transmission to command post, receiving information about control actions that were sent to board the small spacecraft from the command post;
  • 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 a module with a multichannel plasma propulsion system on structural elements, systems and modules of a small spacecraft.
  • 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 that performs control actions, i.e. before the launch of the small spacecraft from the reference to the target orbit, correction and maintenance of the orbit, precision orientation, unloading of attitude control systems, maneuvers between orbits, removal of the spacecraft from the target orbit at the end of its active life (C AS).
  • C AS active life
  • EJEs using magnetic nozzles are classified as electromagnetic and include magnetoplasma dynamic, helicon thrusters and VASIMR thrusters. 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.
  • 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 chaotically directed kinetic energy into directed kinetic energy.
  • electromagnets like Laval nozzles
  • the advantage of magnetic nozzles is that the contact of 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.
  • 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 momentum 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.
  • Three key stages are required for the formation of thrust in the magnetic nozzle: - Conversion of magnetoplasma energy into directed kinetic energy; -Effective separation of plasma from magnetic field lines;
  • 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 magnitude of the magnetic field induction.
  • 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 compared to ions. This increased mobility is characterized by thermal velocity.
  • 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 decelerates electrons. This leads to an exchange of energy between the thermal velocity of electrons and the velocity of the ion flow.
  • 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.
  • 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 are similar to those used for analysis of Laval nozzles, can be used to analyze this energy conversion, if we neglect the losses that appear during the formation of the magnetic wall.
  • 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:
  • Plasma confinement may also require the formation of a current sheet at the plasma-vacuum interface. The processes of diffusion and convection can degrade the current sheet, so they must be understood in order to prevent losses caused by non-ideal confinement of the plasma.
  • Plasma detachment 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.
  • Collisional separation can be achieved by means of Bohm diffusion across the magnetic field lines and recombination of ions and electrons. Bohm diffusion. It is assumed that Bohm diffusion is a factor in achieving detachment and is determined by plasma diffusion 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. Resistivity must also be reduced. It is assumed that a gradually diverging magnetic field is more suitable for providing Bohm plasma separation.
  • the magnetic Reynolds number is used to quantify the binding of plasma in a magnetic nozzle. For large 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.
  • 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 formation of neutrals is primarily a consequence of 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 to ensure effective separation.
  • the recombination frequency can be increased by the configuration of a sharply decreasing magnetic field or by the rapid cooling of electrons in an expanding nozzle.
  • 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.
  • Loss of adiabaticity Separation due to the loss of adiabaticity occurs when the conditions for adiabatic expansion of the 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.
  • 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 ions alone 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 detachment due to the loss of adiabaticity can also be studied using the more complex Lagrangian invariant, which defines the individual regions in which charged particles can be found.
  • Inertial separation As mentioned in the previous section, in the case of inertial separation, the case is considered when only particles of one type are demagnetized and an electric field is formed that maintains the quasineutrality of the plasma flow leaving the nozzle. However, plasma detachment can still be achieved by particles which have sufficient inertia to overcome the forces of the binding magnetic field. 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:
  • Inertial pull-off is often referred to as a lower pull-off limit that can be enhanced by other mechanisms.
  • 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 efficiency of separation due to induced fields can be studied by considering the currents that these fields have created.
  • 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:
  • the plasma is considered superalfvend and moves faster than the speed with which changes in the magnetic field affect the flow.
  • 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 mode 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.
  • 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 promote separation, are beneficial due to the transfer of momentum to the spacecraft, but 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.
  • 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.
  • 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.
  • a membrane 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.
  • 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 located a few millimeters from the gas discharge chamber in order to minimize capacitive coupling and reduce thermal effects. Electromagnetic (in the invention, electromagnets (10)) created a diverging magnetic field with a maximum magnetic field of 200 G.
  • 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 modeled, since the thermal conductivity of gases is small 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.
  • the working fluid air
  • MKS Ture 2160V was used as a flow regulator.
  • the RF load / generator 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.
  • the current applied to each solenoid was limited to 2A to avoid overheating and melting of the solenoid copper wire.
  • the ion energy distribution function and the local plasma potential were measured by both an ion energy analyzer (AEI) and a Langmuir probe, respectively.
  • 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 hole 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.
  • 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.
  • the Langmuir probe was mounted on the AVHRT centerline.
  • the bias voltage was varied from -150 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.
  • Characteristics of the plasma and plasma flux created AVNRT were investigated at the working fluid flow rate of 1.5 mg "-1, a pressure of 50 mPas, a magnetic field of 200 Gauss and the RF power of 120 watts.
  • 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 equal to 80 V.
  • the velocity of the plasma flow emerging from the magnetic nozzle in the invention of electromagnets (10) was equal to 11 km " s -1 .

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

Изобретение относится к электроракетным двигательным установкам для малых космических аппаратов (МКА). Установка содержит элементы жесткой конструкции модуля, минимум три газоразрядных камеры, минимум три антенны, минимум три кольца из диэлектрического материала, систему хранения и подачи рабочего тела, минимум шесть радиальных газовводов, модуль из ВЧ-генераторов, минимум три линии связи ВЧ-генераторов с антеннами, минимум шесть магнитных системы, модуль преобразования бортового питания, модуль из ВЧ-генераторов, систему питания магнитных систем, управляющий модуль, систему электромагнитного экранирования. Техническим результатом является устранение возникновения паразитных разрядов, разрушающих элементы конструкции двигателя и МКА; уменьшение потерь при вкладе мощности в плазму на электромагнитной линии связи антенна-плазма; устранение влияния электромагнитного излучения на элементы конструкции двигательной установки и МКА, приводящего к вращению МКА в пространстве; 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; увеличение КПД установки.

Description

Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата
Область техники
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 рабочего тела, 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).
Уровень техники
Известен аналог - изобретение More efficient RF plasma electric thruster (патент US6293090B1, опубликован 25.09.2001). Изобретение относится к электро-ракетным двигателями. 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.
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 приведёт к возникновению неустойчивостей в объёме генерируемой плазмы, которые связаны с различием генерируемых излучающими элементами электромагнитных излучений по длине канала, что в свою очередь приведёт к уменьшению тяги и дельного импульса двигателя. Использование множества близко расположенных излучающих элементов, работающих на ВЧ-частотах приведёт 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, приведёт 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. газоразпядная камера покроется продуктами распыленных металлических антенны и элементов двигателя. Ввод газа в начале газоразрядной камеры приведёт к потерям мощности на процессы повторной ионизации рекомбинировавших частиц рабочего тела по длине газоразрядной камеры, что в свою очередь приведёт с снижению удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу мощности.
Известен аналог - изобретение Helicon plasma electric propulsion device (патент CN104405603B, опубликова 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.
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 приведёт к потерям мощности на процессы повторной ионизации рекомбинировавших частиц рабочего тела по длине газоразрядной камеры, что в свою очередь приведёт с снижению удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу мощности. Использование геликонной антенны без защитных диэлектрических колец приведёт 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, приведёт 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. газоразпядная камера покроется продуктами распыленных металлических антенны и элементов двигателя.
Известен ближайший аналог (прототип) - изобретение Ракетный двигатель малой тяги для космического летательного аппарата (патент RU2445510C2, опубликован 20.03.2012). Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Изобретение по и. 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.
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 и. 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, К. (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. Раскрытие изобретения
Задачами предлагаемого изобретения являются:
- устранение недостатков аналогов и прототипа, а именно:
- возникновение паразитных разрядов, разрушающих элементы конструкции двигателя и малого космического аппарата;
- потери при вкладе мощности в плазму на электромагнитной линии связи антенна- плазма;
- влияние электромагнитного излучения на элементы конструкции двигательной установки и элементы конструкции малого космического аппарата, приводящее к вращение малого космического аппарата в пространстве;
-и улучшение следующих характеристик:
-уменьшение занимаемых двигательной установкой 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;
-увеличение удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу потребляемой мощности.
Для решения задач и достижения технического результата предлагается модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата, содержащий:
-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;
-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;
-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;
-минимум три кольца из диэлектрического материала (по количеству антенн), закрывающие антенны с их внешней стороны от остального объема модуля плазменной двигательной установки;
-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;
-минимум шесть радиальных газовводов (по удвоенному количеству газоразрядных камер), которые герметично соединены с каждым из концов газоразрядных камер до места расположения электромагнитов магнитных систем экранирования с одной стороны, каждый из которых соединен с элементами подачи рабочего тела;
-модуль из ВЧ-генераторов, состоящий из минимум трех ВЧ-генераторов (по количеству антенн) для независимого регулирования мощности, вкладываемой в плазму в каждой газоразрядной камере, электрически соединенные с модулем преобразования бортового питания;
-минимум три линии связи ВЧ-генераторов с антеннами (по количеству антенн), которые электрически связывают ВЧ-генераторы с антеннами;
- 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;
- модуль преобразования бортового питания, электрические соединенную с источниками бортового питания на борту малого космического аппарата, модулем ВЧ- генераторов, источниками питания магнитной системы;
- 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;
- систему электромагнитного экранирования, состоящую из тонких элементов из материала, экранирующего электромагнитное и магнитное излучения.
Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата 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 (С АС).
Перечень фигур
На фиг. 1 представлена конструктивная блок-схема предлагаемого модуля с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космическо аппарата.
Осуществление изобретения
Устройство состоит из следующих элементов с их функциями:
- 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;
- 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);
- 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); - 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;
- 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);
- 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);
- 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
- 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);
- 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;
- 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;
- 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;
- 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.
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 (С АС).
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.
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.
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.
Три ключевых этапа требуются для образования тяги в магнитном сопле: -Преобразование магнитоплазменной энергии в направленную кинетическую энергию; -Эффективный отрыв плазмы от линий магнитного поля;
-Передачу момента импульса от плазмы к космическому аппарату.
Основные механизмы преобразования энергии в магнитном сопле и соответствующие им типы ускорения между которыми энергия передается представлены ниже:
-Сохранение адиабатического инварианта магнитного момента (ускорение в электромагнитном поле);
-Ускорение в электрическом поле;
-Направление движения термически нагретых частиц (газодинамическое ускорение); -Нагрев Джоуля (термическое ускорение).
Сохранение адиабатического инварианта магнитного момента.
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 rL = mvj /(qB') к характеристическому размеру изменения магнитного поля определяемого как l/\gradB\: rL\gra.dB\ « ί.
Для дальнейшего описания адиабатного обмена энергии положим упрощенное энергетическое выражение для изоэнтропической, бесстолкновительной и эквипотенциальной плазмы в следующем виде:
Figure imgf000015_0001
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:
Figure imgf000015_0002
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:
Figure imgf000015_0003
Ускорение электростатическим полем.
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.
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.
Направление движения термически нагретых частиц.
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.
Основное условие ограничения плазмы применительно к тепловым силам характеризуется отношением давления сплошной среды к магнитному давлению, представленного в следующем выражении:
Figure imgf000016_0001
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.
Нагрев Джоуля.
Обмен энергией также может возникнуть при взаимодействии электромагнитных и гидродинамических полей. Такой обмен лучше всего описывается уравнением энергии магнитогидродинамики, приведенного ниже:
Figure imgf000016_0002
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:
Figure imgf000016_0003
Отрыв плазмы.
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.
Столкновителъный отрыв. Столкновительный отрыв может быть достигннут путем Бомовской диффузии поперек линиям магнитного поля и рекомбинации ионов и электронов. 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.
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.
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 .
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.
Бесстолкновителъный отрыв. Основными средствами для достижения бесстолкновительного отрыва являются потеря адиабатичности, эффекты электронно инерции и эффекты наведенного магнитного поля.
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.
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.
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:
Q _ еВ . еВ7 rg те Mi UQ '
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.
Отрыв вследствие инерционного механизма часто относят к нижнему пределу отрыва, который может быть усилен при помощи других механизмов.
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.
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:
Figure imgf000019_0001
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.
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.
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.
В работе Shumeiko, A. L, & 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.
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.
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.
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 102 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.
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 2160В.
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.
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.
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.
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.
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.
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.

Claims

Формула изобретения
Модуль с многоканальной 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.
PCT/RU2021/050046 2020-01-29 2021-02-24 Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата WO2021154124A1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020104083 2020-01-29
RU2020104083A RU2741401C1 (ru) 2020-01-29 2020-01-29 Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021154124A1 true WO2021154124A1 (ru) 2021-08-05

Family

ID=74213182

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2021/050046 WO2021154124A1 (ru) 2020-01-29 2021-02-24 Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата

Country Status (2)

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

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4001645A1 (en) * 2020-11-16 2022-05-25 Advanced Propulsion Systems LLC Bi-directional wave plasma thruster for spacecraft

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2764487C1 (ru) * 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) Гибридный волновой плазменный двигатель для низкоорбитального космического аппарата
CN115600317B (zh) * 2022-10-17 2023-06-20 哈尔滨工业大学 一种载人航天器密封舱气体泄漏失效评估方法及系统

Citations (5)

* 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
RU2374148C2 (ru) * 2007-03-01 2009-11-27 Общество с ограниченной ответственностью "Айдис" Модульная конструкция космического аппарата
RU2445510C2 (ru) * 2004-09-22 2012-03-20 Элвинг Ллс Ракетный двигатель малой тяги для космического летательного аппарата
RU2688630C2 (ru) * 2016-10-11 2019-05-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Космическая платформа
RU2703854C1 (ru) * 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) Двигатель на забортном воздухе с геликонным источником плазмы для поддержания малых космических аппаратов на низкой околоземной орбите

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2166667C1 (ru) * 1999-09-16 2001-05-10 Мулин Вадим Венедиктович Способ получения тяги и устройство, реализующее этот способ
CN102767497B (zh) * 2012-05-22 2014-06-18 北京卫星环境工程研究所 基于空间原子氧的无燃料航天器推进系统及推进方法
WO2015031450A1 (en) * 2013-08-27 2015-03-05 The Regents Of The University Of Michigan Electrodeless plasma thruster
CN104405603B (zh) * 2014-10-15 2017-04-12 大连理工大学 螺旋波等离子体电推进装置
CN111140447A (zh) * 2019-12-23 2020-05-12 北京航空航天大学 一种用于电推进的包括旁置电磁线圈的矢量磁喷管
CN111648930B (zh) * 2020-05-19 2021-06-04 上海空间推进研究所 用于霍尔推力器供配电功率模块架构的优化配置方法

Patent Citations (5)

* 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
RU2445510C2 (ru) * 2004-09-22 2012-03-20 Элвинг Ллс Ракетный двигатель малой тяги для космического летательного аппарата
RU2374148C2 (ru) * 2007-03-01 2009-11-27 Общество с ограниченной ответственностью "Айдис" Модульная конструкция космического аппарата
RU2688630C2 (ru) * 2016-10-11 2019-05-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Космическая платформа
RU2703854C1 (ru) * 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) Двигатель на забортном воздухе с геликонным источником плазмы для поддержания малых космических аппаратов на низкой околоземной орбите

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4001645A1 (en) * 2020-11-16 2022-05-25 Advanced Propulsion Systems LLC Bi-directional wave plasma thruster for spacecraft

Also Published As

Publication number Publication date
RU2741401C1 (ru) 2021-01-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6334302B1 (en) Variable specific impulse magnetoplasma rocket engine
Ahedo Plasmas for space propulsion
Mazouffre Electric propulsion for satellites and spacecraft: established technologies and novel approaches
WO2021154124A1 (ru) Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата
US6121569A (en) Plasma jet source using an inertial electrostatic confinement discharge plasma
Aanesland et al. Electric propulsion using ion-ion plasmas
Rafalskyi et al. Brief review on plasma propulsion with neutralizer-free systems
US4866929A (en) Hybrid electrothermal/electromagnetic arcjet thruster and thrust-producing method
EP2853736B1 (en) Chemical-electromagnetic hybrid propulsion system with variable specific impulse
Navarro-Cavallé et al. Helicon Plasma Thrusters: prototypes and advances on modeling
Morishita et al. Application of a microwave cathode to a 200-W Hall thruster with comparison to a hollow cathode
Vavilov et al. Review of electric thrusters with low consumption power for corrective propulsion system of small space vehicles
US20160083119A1 (en) Thrust Augmentation Systems
US20230403780A1 (en) Plasma Engine using Ion Extraction
CN111997853A (zh) 一种临近空间环境吸气式射频等离子体推进器
Hoyt et al. Magnetic nozzle design for coaxial plasma accelerators
RU2764823C1 (ru) Двунаправленный волновой плазменный двигатель для космического аппарата
WO2016178701A1 (en) Thrust augmentation systems
RU2764487C1 (ru) Гибридный волновой плазменный двигатель для низкоорбитального космического аппарата
RU2796728C1 (ru) Многоканальный плазменный двигатель с полусферической газоразрядной камерой
Vereen et al. Recent advances in the clustering of high power helicon thrusters
RU2771908C1 (ru) Волновой ионный двигатель с замкнутой газоразрядной камерой
RU2776324C1 (ru) Прямоточный релятивистский двигатель
Zhil’tsov et al. Fusion and Space
Turchi et al. Review of some plasma gun techniques for fusion at megagauss energy densities

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 21747152

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

32PN Ep: public notification in the ep bulletin as address of the adressee cannot be established

Free format text: NOTING OF LOSS OF RIGHTS PURSUANT TO RULE 112(1) EPC (EPO FORM 1205A DATED 09.01.2023)

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 21747152

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1