RU2472965C2 - Ионный ускоритель с устройством для уменьшения воздействия положительно заряженных ионов на участок поверхности - Google Patents
Ионный ускоритель с устройством для уменьшения воздействия положительно заряженных ионов на участок поверхности Download PDFInfo
- Publication number
- RU2472965C2 RU2472965C2 RU2010114723/06A RU2010114723A RU2472965C2 RU 2472965 C2 RU2472965 C2 RU 2472965C2 RU 2010114723/06 A RU2010114723/06 A RU 2010114723/06A RU 2010114723 A RU2010114723 A RU 2010114723A RU 2472965 C2 RU2472965 C2 RU 2472965C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- potential
- spacecraft
- ion accelerator
- plasma beam
- ions
- Prior art date
Links
- 150000002500 ions Chemical class 0.000 title claims abstract description 60
- 230000001603 reducing effect Effects 0.000 title abstract description 3
- 238000012216 screening Methods 0.000 claims abstract description 16
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 3
- 238000004544 sputter deposition Methods 0.000 claims description 5
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 3
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 3
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000005686 electrostatic field Effects 0.000 description 1
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 description 1
- 238000010849 ion bombardment Methods 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
- 230000003204 osmotic effect Effects 0.000 description 1
- 230000001846 repelling effect Effects 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 1
- 229910052724 xenon Inorganic materials 0.000 description 1
- FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N xenon atom Chemical compound [Xe] FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
- F03H1/0037—Electrostatic ion thrusters
- F03H1/0062—Electrostatic ion thrusters grid-less with an applied magnetic field
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/405—Ion or plasma engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/411—Electric propulsion
- B64G1/413—Ion or plasma engines
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)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Plasma Technology (AREA)
- Elimination Of Static Electricity (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ионному ускорителю в качестве приводного устройства космического летательного аппарата. Ионный ускоритель содержит устройство для уменьшения воздействия положительно заряженных ионов на участок поверхности, ионизационную камеру и устройство для ионизации рабочего газа. Рабочий газ подается в ионизационную камеру. Также ионный ускоритель содержит электроды для электростатического ускорения образовавшихся ионов с помощью статического поля высокого напряжения и их испускания в виде плазменного пучка из выходного отверстия для пучка ионизационной камеры. Предусмотрена экранирующая поверхность. Экранирующая поверхность расположена с боковым смещением относительно выходного отверстия и окружает его. Также экранированная поверхность обращена к испускаемому плазменному пучку. Во время работы ионного ускорителя экранированная поверхность пространственно расположена между испускаемым плазменным пучком и элементами с потенциалом массы. Элементами являются внешние поверхности космического летательного аппарата с потенциалом массы. Экранированная поверхность имеет электрический потенциал, отделенный от потенциала массы космического летательного аппарата. Техническим результатом является уменьшение повреждений поверхностей, подверженных воздействию ионов. 11 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к устройству для уменьшения воздействия на участок поверхности с помощью положительно заряженных ионов, а также к ионному ускорителю, в частности, в качестве приводного устройства космического летательного аппарата.
Для приводных устройств в космических летательных аппаратах как, например, в частности, в спутниках или в космических зондах, наряду с химическими приводами или тепловыми приводами, работающими в пульсирующем режиме, известны также электростатические приводы. Последние используют особо высокое напряжение, в частности, для ускорения положительно заряженных ионов рабочего газа, ионизированного в ионизационной камере, в статическом поле высокого напряжения и для их испускания через отверстие в ионизационной камере в виде плазменного пучка. При этом космический летательный аппарат ускоряется по реактивному принципу в противоположном направлении. В качестве рабочего газа, предпочтительно, служит инертный газ как, например, в частности, ксенон. Такие электростатические приводы особенно предпочтительны благодаря своим мощным удельным импульсам.
При эксплуатации таких устройств оказывается, что окружающая выходное отверстие для пучка поверхность ионного ускорителя, обращенная в направлении испускаемого плазменного пучка, или корпус космического летательного аппарата корродируют. Повреждения из-за ионов могут появиться также на других участках поверхности, в частности, с чувствительными поверхностями или конструктивными элементами, причем такие повреждения у космических летательных аппаратов без возможности ремонта могут быть особенно существенными.
В основу изобретения положена задача уменьшения повреждений поверхностей, подверженных воздействию ионов, в частности эрозии участка поверхности, окружающего выходное отверстие ионного ускорителя.
Решения поставленной задачи согласно изобретению описаны в независимых пунктах формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения содержат варианты выполнения и усовершенствованные варианты изобретения.
За счет магнитного поля, преимущественно направленного параллельно участку поверхности в пространственной области, расположенной в направлении нормали к участку поверхности впереди него, неожиданно достигается значительное уменьшение воздействия ионов на участок поверхности, хотя действие магнитного поля на положительно заряженные ионы является незначительным. Действие магнитного поля, в частности, основывается на том, что положительный заряд участка поверхности, возникающий в результате начального воздействия ионов на участок поверхности, создает электрическое поле, отталкивающее другие ионы, причем электроны, ускоряющиеся таким полем в направлении участка поверхности, из-за их незначительной массы и высокой скорости в магнитном поле отклоняются и задерживаются перед упомянутым участком поверхности. В результате положительный заряд участка поверхности и результирующее из этого электрическое поле, отталкивающее ионы, сохраняется.
Участок поверхности, предпочтительно, имеет непроводящую поверхность или он отделен от проводящих поверхностей общего устройства, например космического летательного аппарата, высокоомным сопротивлением. Участок поверхности предпочтительным образом может быть элементом электрического устройства, в частности системой солнечных элементов космического летательного аппарата. Магнитное поле, предпочтительно, имеет по меньшей мере одну конфигурацию касп (от Cusp, магнитная щель), которая под влиянием большого градиента поля действует на электроны, движущиеся вдоль магнитных силовых линий по спиральным траекториям отражающим образом.
В ионном ускорителе оказывается неожиданным, что благодаря поверхности, окружающей выходное отверстие, обращенной к испускаемому плазменному пучку и именуемой в последующем и в формуле изобретения экранирующей поверхностью, которая во время работы ионного ускорителя пространственно расположена между испускаемым плазменным пучком, в частности, так называемой областью сгустка плазмы (Plume), и элементами с потенциалом массы, в частности, космического летательного аппарата, и имеет электрический потенциал, отделенный от потенциала массы космического летательного аппарата, может быть достигнуто существенное уменьшение эрозии поверхности.
В частности, предпочтительным является вариант исполнения, при котором экранирующая поверхность во время работы ионного ускорителя, то есть во время испускания плазменного пучка из выходного отверстия для пучка, имеет скользящий потенциал относительно потенциала массы космического летательного аппарата. Это может быть осуществлено, в частности, с помощью непроводящего исполнения экранирующей поверхности и/или электрической изоляции экранирующей поверхности от потенциала массы космического летательного аппарата. Тогда в режиме привода у экранирующей поверхности автоматически устанавливается потенциал, отделенный от потенциала массы.
В изобретении используется понимание того, что наблюдаемая эрозия в решающей степени объясняется тем, что в испускаемом плазменном пучке в направлении испускания за пределами ионизационной камеры так называемый потенциал сгустка для положительно заряженных ионов выше потенциала массы космического летательного аппарата, и поэтому ионы, образовавшиеся в области сгустка плазмы или находящиеся в ней, отклоняются от плазменного пучка и ускоряются в направлении потенциала массы космического летательного аппарата и при этом в области экранирующей поверхности, предпочтительно, ударяются о поверхность, окружающую выходное отверстие для пучка. Сам потенциал сгустка изменяется не целенаправленно. Плотность газа с увеличением расстояния от цента области сгустка плазмы быстро уменьшается. Типичное расширение области сгустка в направлении испускания за пределами выходного отверстия для пучка ионизационной камеры имеет порядок 10-40 см.
Благодаря отделению потенциала экранирующей поверхности от потенциала массы, в частности, с помощью скользящего потенциала в режиме привода, у экранирующей поверхности быстро устанавливается потенциал, располагающийся между потенциалом сгустка и более низким потенциалом массы, и экранирующий потенциал массы от ионов испускаемого плазменного пучка.
В другом варианте выполнения экранирующая поверхность может быть проводящей и иметь экранирующий потенциал, смещенный на определенное напряжение относительно массы.
В особенно предпочтительном варианте выполнения магнитное поле, преимущественно параллельное поверхностной области, у выходного отверстия для пучка может переходить в структуру касп, причем у структуры касп направление поля преимущественно направлено перпендикулярно направлению испускания плазменного пучка и действует больший градиент поля, чем над указанной поверхностной областью. Структура касп окружает ось испускания кольцеобразно и радиально располагается внутри бокового ограничения стенки камеры. Структура касп может быть, в частности, направлена на магнитомягкий полюсный наконечник магнитной системы. Предпочтительным образом структура касп смещена относительно области магнитного поля, проходящей преимущественно параллельно поверхностной области, в направлении градиента потенциала для электронов между катодом и анодом, установленным в ионизационной камере. Структура касп действует на электроны, движущиеся в направлении стенки камеры вдоль магнитных силовых линий, отражающим образом.
В принятом самом по себе виде электрод-катод предпочтительным образом установлен за пределами плазмореакционной камеры с боковым смещением относительно выходного отверстия для пучка. Анод, находящийся под высоким напряжением относительно электрода-катода, установлен у основания ионизационной камеры. Катод эмитирует электроны, которые в качестве первичных электронов служат для ионизации рабочего газа и для нейтрализации испускаемого плазменного пучка. Электрод-катод предпочтительным образом установлен радиально относительно центральной продольной оси ионизационной камеры дальше наружи, чем экранирующая поверхность, то есть по меньшей мере часть экранирующей поверхности расположена в радиальном направлении между катодом и выходным отверстием для пучка. При этом электроны, движущиеся с катода под действием высокого напряжения в направлении выходного отверстия для пучка и плазменного пучка, пересекают пространственную область между экранирующей поверхностью и испускаемым плазменным пучком. Предпочтительным образом ионный ускоритель содержит магнитную систему для создания магнитного поля, которое в пространственной области между экранирующей поверхностью и плазменным пучком формирует искривление магнитных силовых линий поля с составляющей поля преимущественно параллельной экранирующей поверхности. В результате электроны предпочтительным образом в значительной мере удерживаются от движения в направлении экранирующей поверхности.
Экранирующая поверхность предпочтительным образом по меньшей мере в своей преобладающей части поверхности может быть выполнена воронкообразной с расширением в направлении в сторону от космического летательного аппарата. Экранирующая поверхность может быть частично образована за счет поверхности полюсного наконечника в области выходного отверстия для пучка.
Экранирующая поверхность, предпочтительно, состоит из материала, устойчивого против ионного распыления, как, например, керамики или графита. Экранирующая поверхность, устойчивая против ионного распыления, в частности, может быть образована за счет слоя из материала, устойчивого против ионного распыления.
Ниже изобретение подробно показано также на предпочтительных примерах выполнения со ссылкой на фигуры, на которых:
фиг.1 изображает общее устройство для защиты участка поверхности,
фиг.2 - частичный разрез ионного ускорителя.
На фиг.1 изображен участок FA1 поверхности, который, в частности, может быть фотогальванически активной поверхностью системы солнечных элементов космического летательного аппарата. Движение положительно заряженных ионов из окружающего космического пространства также направлено на участок FA1 поверхности, в частности, за счет градиента потенциала для ионов, в направлении расположенной за участком поверхности проводящей поверхности FL с потенциалом массы космического летательного аппарата. Обозначим "расположенным впереди участка поверхности" полупространство VR со стороны участка FA1 поверхности, не закрытой от попадания ионов, "расположенным позади участка FA1 поверхности" - полупространство HR с противоположной стороны, с которой участок поверхности в значительной мере затенен от ионной бомбардировки корпусом, основой или самим космическим летательным аппаратом.
Магнитная система AS, содержащая, предпочтительно, магнитопровод РК с постоянным магнитом, установлена около участка FA1 и создает в пространственной области RS в направлении нормали к поверхности участка FA поверхности впереди участка поверхности магнитное поле MS с направлением поля, преимущественно параллельным участку поверхности, то есть чтобы силовые линии поля имели наклон относительно нормали к поверхности более чем на 45°, а относительно направления, параллельного поверхности, менее чем на 45°. Магнитная система в изображенном примере содержит позади участка поверхности магнитопроводы РК1, РК2 с постоянными магнитами, установленными с одинаковой ориентацией поля параллельно плоскости участка поверхности и соединенными магнитомягким ярмом. Другая часть магнитной системы, аналогичная РК1, РК2, JS, позади соседнего участка FA2 поверхности показана как магнитопровод РК3 с постоянным магнитом, причем ориентация полюсов другой части магнитной системы противоположна первой части РК1, РК2, JS магнитной системы, так что у магнитопроводов РК2, РК3 с постоянными магнитами одноименные магнитные полюса S расположены друг против друга. Между магнитопроводами РК2, РК3 с постоянными магнитами установлен магнитомягкий полюсный наконечник SS. У полюсного наконечника SS магнитное поле в переднем полупространстве VR содержит структуру касп с особенно большим градиентом поля. Другой полюсный наконечник SE может быть установлен у магнитопровода РК1 с постоянным магнитом.
Если, покидая электрически нейтральную поверхность участка FA1 поверхности, ионы и электроны по направлению своего движения нацелены на участок FA1 поверхности, то положительно заряженные ионы, почти не подвергаясь воздействию магнитного поля, попадают на поверхность участка FA1 поверхности и заряжают ее положительно, так что быстро создается электрическое поле, действующее на другие ионы отталкивающим образом. Электроны, поступающие в направлении участка FA1 поверхности из полупространства VR и/или ускоряемые положительно заряженной поверхностью в направлении участка FA1 поверхности, из-за своей незначительной массы под действием магнитного поля вынуждены двигаться по круговым или спиральным траекториям вокруг магнитных силовых линий и могут дрейфовать вдоль них в направлении магнитопровода РК1 с постоянным магнитом или структуры касп у полюсного наконечника SS, где они из-за большого градиента поля преимущественно отражаются. Из-за запирающего действия магнитного поля для электронов отталкивающее поле на поверхности участка FA1 поверхности, предпочтительно, непроводящей или по меньшей мере отделенной от других проводящих элементов, как, например, поверхность FL, высокоомным сопротивлением, сохраняется.
В качестве пространственной области RS впереди участка FA1 поверхности рассмотрим, в частности, область впереди участка поверхности, протяженность которого в направлении нормали к поверхности меньше расстояния между полюсами, или полюсными наконечниками, магнитной системы с внешним воздействием, например, полюсных наконечников SE и SS.
На фиг.2 в сечении секущей плоскостью, содержащей ось испускания плазменного пучка, схематически изображен частичный разрез ионного ускорителя в космическом летательном аппарате RF.
Ионизационная камера IK с центральной продольной осью LA, предпочтительно, имеет круговое поперечное сечение вокруг продольной оси, и она в направлении поперек продольной оси ограничена, предпочтительно, диэлектрической стенкой KW камеры. Со стороны стенки камеры, радиально противоположной ионизационной камере, установлена магнитная система МА, окружающая ионизационную камеру и создающая в ней магнитное поле. Ионизационная камера в продольном направлении с одной стороны открыта за счет выходного отверстия АО для пучка, через которое положительно заряженные ионы, образовавшиеся под влиянием электростатического поля в результате ионизации рабочего газа, испускаются в продольном направлении в виде плазменного пучка РВ.
Часть магнитной системы и/или другие элементы ионного ускорителя, и/или проводящие элементы космического летательного аппарата имеют потенциал М массы космического летательного аппарата. Катод КА, установленный за пределами ионизационной камеры с боковым смещением относительно выходного отверстия АО для пучка, типичным образом также имеет потенциал массы. Не показанный на фиг.1 анод, противоположно расположенный у основания ионизационной камеры, находится под высоким напряжением порядка 1 кВ относительно потенциала массы.
В области плазменного пучка, называемой областью сгустка, которая расположена в направлении движения плазменного пучка после его выхода из выходного отверстия для пучка, действует потенциал сгустка, который для положительно заряженных ионов типичным образом превышает потенциал массы на 20-100 В, так что область сгустка устанавливает для ионов градиент потенциала в направлении элементов, имеющих потенциал массы, и ионы ускоряются в направлении потенциала массы. Протяженность области сгустка в направлении испускания типичным образом располагается между 10 и 40 см.
В изображенном примере полюсный наконечник PR предусмотрен около выходного отверстия для пучка, кольцеобразно окружая его. Кольцеобразный полюсный наконечник типичным образом состоит из железа. Полюсный наконечник изолирующим корпусом IR изолирован от частей магнитной системы с потенциалом массы и/или от других элементов, имеющих потенциал массы. Воронкообразный корпус TR, расширяющийся в продольном направлении или направлении испускания плазменного пучка, примыкает к кольцеобразному корпусу PR полюсного наконечника. Кольцеобразный корпус может состоять из металла, не являющегося магнитомягким и не влияющего на магнитное поле, или из диэлектрика.
Катод располагается в радиальном направлении за пределами поверхностной области воронкообразного корпуса NR и установлен предпочтительным образом в продольном направлении со смещением относительно воронкообразного корпуса.
Если при включении ионного ускорителя предполагается, что полюсный наконечник PR и воронкообразный корпус TR имеют потенциал массы или потенциал, близкий к нему, то ионы из области сгустка PL ускоряются в направлении элементов с потенциалом массы и попадают на поверхности полюсного наконечника PR и воронкообразного корпуса TR, обращенные к области сгустка, и создают на этих корпусах или - при исполнении воронкообразного корпуса в качестве диэлектрического корпуса - на его поверхности, обращенной к области сгустка, электростатический заряд. При этом эти корпуса или их поверхности приобретают промежуточный потенциал, превышающий для ионов потенциал массы. Градиент потенциала для ионов из области сгустка, "видящих" только этот промежуточный потенциал, существенно снижается, и быстро устанавливается состояние равновесия с отсутствием или с наличием лишь незначительного ионного тока из области сгустка в направлении корпусов PR, TR.
Остающийся остаточный ионный ток из области сгустка в направлении корпусов PR, TR, в частности, может получиться за счет того, что на корпуса PR, TR поступают также электроны, в частности электроны, эмитируемые катодом КА, смещенным в сторону относительно выходного отверстия. Катод поставляет первичные электроны для ионизации рабочего газа в ионизационной камере и служит нейтрализатором для испускаемого плазменного пучка РВ.
Чтобы электронный ток в направлении корпусов PR, TR был небольшим, предусмотрено, чтобы в магнитном поле MFE, создаваемом магнитной системой за пределами ионизационной камеры в пространственной области между областью сгустка плазмы и корпусами PR, TR, в частности в области NB, близко расположенной к поверхностям корпусов, магнитные силовые линии преимущественно проходили параллельно поверхностям. При этом под их преимущественно параллельным прохождением следует понимать, что для большей части (>50%) участков поверхности поверхностей корпусов PR, TR в области NB в направлении нормалей к поверхностям над этими участками поверхностей направление искривленных магнитных силовых линий скорее является параллельным поверхности, чем перпендикулярным. Тогда электроны направляются вдоль магнитных силовых линий преимущественно параллельно поверхности на некотором расстоянии от нее, и не попадая на нее. Ионы благодаря их большой массе и незначительным скоростям по существу не подвергаются воздействию магнитного поля.
Магнитное поле при его преимущественно параллельном прохождении относительно поверхностной области корпуса TR основы переходит из области NB в структуру касп CS около выходного отверстия ионизационной камеры, в которой направление магнитного поля является преимущественно радиальным и действует большой радиальный градиент поля. Радиальная составляющая поля у структуры касп направлена противоположно радиальной составляющей поля в области NB, так что силовые линии между областью NB и структурой касп претерпевают изменение направления. Электроны, эмитируемые катодом, в области NB отводятся магнитным полем от поверхности воронкообразного корпуса и направляются в сторону области сгустка PL, то есть ионизационной камеры, и там подаются, в частности, в структуру касп, где они под действием структуры касп удерживаются с большим временем задержки. Действие структуры касп в таком ионном ускорителе само по себе известно из упомянутого выше уровня техники.
Воронкообразный корпус TR предпочтительным образом состоит из ненамагничивающегося материала с хорошей теплопроводностью, и с хорошей теплопроводностью он соединен с полюсным наконечником, вследствие чего потерянное тепло, выделяемое на полюсном наконечнике, предпочтительным образом быстро отводится и излучается в окружающее космическое пространство благодаря существенно большей поверхности воронкообразного корпуса. Как показано на фиг.2, поверхность воронкообразного корпуса TR, обращенная к области сгустка PL плазмы, является экранирующей поверхностью.
Корпус PR полюсного наконечника и/или воронкообразный корпус TR, предпочтительно, могут быть снабжены покрытием как, например, в частности, из графита или керамики, которые по сравнению с материалами этих корпусов имеют большую устойчивость против ионного распыления.
Признаки, приведенные выше и в пунктах формулы изобретения, а также в различных сочетаниях, успешно реализуются. Изобретение не ограничено описанными примерами выполнения, а может различным образом модифицироваться в рамках профессиональных знаний.
Claims (12)
1. Ионный ускоритель с устройством для уменьшения воздействия положительно заряженных ионов на участок поверхности с ионизационной камерой и устройством для ионизации рабочего газа, подаваемого в ионизационную камеру, а также с электродом для электростатического ускорения образовавшихся ионов с помощью статического поля высокого напряжения и их испускания в виде плазменного пучка из выходного отверстия для пучка ионизационной камеры, отличающийся тем, что предусмотрена экранирующая поверхность, расположенная с боковым смещением относительно выходного отверстия, в частности, окружающая его и обращенная к испускаемому плазменному пучку, которая в работе ионного ускорителя пространственно расположена между испускаемым плазменным пучком и элементами с потенциалом массы, в частности, внешними поверхностями космического летательного аппарата с потенциалом массы, а электрически имеет потенциал, отделенный от потенциала массы космического летательного аппарата.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что экранирующая поверхность по меньшей мере частично является непроводящей.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что экранирующая поверхность электрически изолирована от потенциала массы ионного ускорителя.
4. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что экранирующая поверхность в режиме привода приводного устройства имеет скользящий потенциал.
5. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что экранирующая поверхность в режиме привода приводного устройства смещена на определенное напряжение относительно потенциала массы ионного ускорителя.
6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электрод-катод за пределами ионизационной камеры смещен в сторону относительно выходного отверстия.
7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что экранирующая поверхность в радиальном направлении проходит между электродом-катодом и выходным отверстием для пучка.
8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что магнитная система создает магнитное поле, которое между экранирующей поверхностью и пространственной областью плазменного пучка, испускаемого из отверстия для пучка, проходит преимущественно параллельно экранирующей поверхности.
9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что поле, созданное магнитной системой между центральной продольной осью ионизационной камеры и краем выходного отверстия для пучка с преимущественно радиальным расположением магнитного поля, образует структуру Cusp.
10. Устройство по п.1, отличающееся тем, что экранирующая поверхность по меньшей мере преимущественно расширяется в виде воронки.
11. Устройство по п.1, отличающееся тем, что экранирующая поверхность образована покрытием на корпусе основы, имеющем большую устойчивость против ионного распыления, чем корпус основы.
12. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно выполнено в космическом летательном аппарате на его внешней стороне с направлением испускания плазменного пучка в сторону от космического летательного аппарата и работает как приводное устройство.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102007043955.7 | 2007-09-14 | ||
DE102007043955A DE102007043955B4 (de) | 2007-09-14 | 2007-09-14 | Vorrichtung zur Verminderung der Beaufschlagung eines Flächenabschnitts durch positiv geladene Ionen und Ionenbeschleunigeranordnung |
PCT/EP2008/062152 WO2009037197A2 (de) | 2007-09-14 | 2008-09-12 | Vorrichtung zur verminderung der beaufschlagung eines flächenabschnitts durch positiv geladene ionen und ionenbeschleunigeranordnung |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010114723A RU2010114723A (ru) | 2011-10-20 |
RU2472965C2 true RU2472965C2 (ru) | 2013-01-20 |
Family
ID=40329257
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010114723/06A RU2472965C2 (ru) | 2007-09-14 | 2008-09-12 | Ионный ускоритель с устройством для уменьшения воздействия положительно заряженных ионов на участок поверхности |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8944385B2 (ru) |
EP (1) | EP2193272B1 (ru) |
JP (1) | JP5357879B2 (ru) |
KR (1) | KR101525150B1 (ru) |
CN (1) | CN101855449B (ru) |
DE (1) | DE102007043955B4 (ru) |
RU (1) | RU2472965C2 (ru) |
WO (1) | WO2009037197A2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2696975C1 (ru) * | 2018-12-07 | 2019-08-08 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский ядерный университет МИФИ" (НИЯУ МИФИ) | Плазменный ускоритель |
RU2726152C1 (ru) * | 2019-12-09 | 2020-07-09 | Федеральное государственное бюджетное военное образовательное учреждение высшего образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Электрический ракетный двигатель (варианты) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP6323277B2 (ja) * | 2014-09-19 | 2018-05-16 | 三菱電機株式会社 | 太陽電池パネル |
US9480140B2 (en) | 2014-11-21 | 2016-10-25 | Applied Materials, Inc. | Material modification by neutral beam source with selected collision angle |
US9253868B1 (en) * | 2014-11-21 | 2016-02-02 | Applied Materials, Inc. | Neutral beam source with plasma sheath-shaping neutralization grid |
RU2612474C1 (ru) * | 2015-10-13 | 2017-03-09 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Способ защиты космического аппарата от статического электричества и устройство для его осуществления |
DE102017123397B3 (de) * | 2017-10-09 | 2018-06-28 | Airbus Defence and Space GmbH | Passiver Schutz vor Strahlung |
CN109515762A (zh) * | 2018-12-24 | 2019-03-26 | 中国医科大学附属第医院 | 一种阳极高温防护方法及防护装置 |
RU2771059C1 (ru) * | 2021-11-10 | 2022-04-25 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва» | Регулятор электризации космического аппарата |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH04218498A (ja) * | 1990-12-18 | 1992-08-10 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 宇宙構造物のプラズマシールド装置 |
RU2188521C2 (ru) * | 2000-07-12 | 2002-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Российского авиационно-космического агентства "Опытное конструкторское бюро "Факел" | Плазменный двигатель с замкнутым дрейфом электронов |
UA52278A (ru) * | 2002-04-02 | 2002-12-16 | Національний Аерокосмічний Університет Ім. М.Є.Жуковського "Харківський Авіаційний Інститут" | Стационарный плазменный двигатель |
DE69919675T2 (de) * | 1999-02-01 | 2005-09-08 | Chugai Ro Co., Ltd. | Vakuumbeschichtungsvorrichtung |
JP2005317698A (ja) * | 2004-04-28 | 2005-11-10 | Mitsubishi Electric Corp | 磁場生成装置及び、衛星 |
DE69734062T2 (de) * | 1997-05-23 | 2006-06-14 | Moteurs D Aviat Paris Soc Nat | Plasmatriebwerk mit einer Ionenstrahlfokussierungsvorrichtung |
US20060169931A1 (en) * | 2005-01-28 | 2006-08-03 | The Boeing Company | Method and device for magnetic space radiation shield providing isotropic protection |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2089186A (en) * | 1935-08-30 | 1937-08-10 | Lancey Ralph W De | Liquid meter |
DE1220530B (de) * | 1964-10-24 | 1966-07-07 | Siemens Ag | Verfahren zur Nachbeschleunigung und/oder Reflexion von Plasmoiden in einem elektrodenlosen Plasmabeschleuniger |
US3983695A (en) * | 1975-09-12 | 1976-10-05 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Ion beam thruster shield |
US4821509A (en) * | 1985-06-10 | 1989-04-18 | Gt-Devices | Pulsed electrothermal thruster |
US6075321A (en) * | 1998-06-30 | 2000-06-13 | Busek, Co., Inc. | Hall field plasma accelerator with an inner and outer anode |
US6260808B1 (en) | 1998-10-23 | 2001-07-17 | Hughes Electronics Corporation | Passive electrical grounding of a spacecraft to the ambient plasma environment |
US6216445B1 (en) * | 1999-05-19 | 2001-04-17 | Trw Inc. | Micro pulsed plasma thruster and method of operating same |
US6448721B2 (en) * | 2000-04-14 | 2002-09-10 | General Plasma Technologies Llc | Cylindrical geometry hall thruster |
US6507142B1 (en) * | 2000-07-26 | 2003-01-14 | Aerojet-General Corporation | Plume shield for ion accelerators |
DE10130464B4 (de) * | 2001-06-23 | 2010-09-16 | Thales Electron Devices Gmbh | Plasmabeschleuniger-Anordnung |
US6919672B2 (en) * | 2002-04-10 | 2005-07-19 | Applied Process Technologies, Inc. | Closed drift ion source |
US7059571B2 (en) * | 2003-02-21 | 2006-06-13 | The Boeing Company | Deployable spacecraft mount for electric propulsion |
DE602004024993D1 (de) * | 2004-09-22 | 2010-02-25 | Elwing Llc | Antriebssystem für Raumfahrzeuge |
-
2007
- 2007-09-14 DE DE102007043955A patent/DE102007043955B4/de active Active
-
2008
- 2008-09-12 JP JP2010524503A patent/JP5357879B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-09-12 WO PCT/EP2008/062152 patent/WO2009037197A2/de active Application Filing
- 2008-09-12 CN CN2008801156289A patent/CN101855449B/zh active Active
- 2008-09-12 US US12/733,625 patent/US8944385B2/en active Active
- 2008-09-12 RU RU2010114723/06A patent/RU2472965C2/ru active
- 2008-09-12 EP EP08832724.2A patent/EP2193272B1/de active Active
- 2008-09-12 KR KR1020107008166A patent/KR101525150B1/ko active IP Right Grant
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH04218498A (ja) * | 1990-12-18 | 1992-08-10 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 宇宙構造物のプラズマシールド装置 |
DE69734062T2 (de) * | 1997-05-23 | 2006-06-14 | Moteurs D Aviat Paris Soc Nat | Plasmatriebwerk mit einer Ionenstrahlfokussierungsvorrichtung |
DE69919675T2 (de) * | 1999-02-01 | 2005-09-08 | Chugai Ro Co., Ltd. | Vakuumbeschichtungsvorrichtung |
RU2188521C2 (ru) * | 2000-07-12 | 2002-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Российского авиационно-космического агентства "Опытное конструкторское бюро "Факел" | Плазменный двигатель с замкнутым дрейфом электронов |
UA52278A (ru) * | 2002-04-02 | 2002-12-16 | Національний Аерокосмічний Університет Ім. М.Є.Жуковського "Харківський Авіаційний Інститут" | Стационарный плазменный двигатель |
JP2005317698A (ja) * | 2004-04-28 | 2005-11-10 | Mitsubishi Electric Corp | 磁場生成装置及び、衛星 |
US20060169931A1 (en) * | 2005-01-28 | 2006-08-03 | The Boeing Company | Method and device for magnetic space radiation shield providing isotropic protection |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2696975C1 (ru) * | 2018-12-07 | 2019-08-08 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский ядерный университет МИФИ" (НИЯУ МИФИ) | Плазменный ускоритель |
RU2726152C1 (ru) * | 2019-12-09 | 2020-07-09 | Федеральное государственное бюджетное военное образовательное учреждение высшего образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Электрический ракетный двигатель (варианты) |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN101855449A (zh) | 2010-10-06 |
RU2010114723A (ru) | 2011-10-20 |
EP2193272A2 (de) | 2010-06-09 |
KR20100082780A (ko) | 2010-07-19 |
CN101855449B (zh) | 2013-01-02 |
US20110080085A1 (en) | 2011-04-07 |
JP2010539375A (ja) | 2010-12-16 |
WO2009037197A3 (de) | 2009-08-13 |
EP2193272B1 (de) | 2018-03-28 |
KR101525150B1 (ko) | 2015-06-03 |
DE102007043955B4 (de) | 2010-07-22 |
WO2009037197A2 (de) | 2009-03-26 |
US8944385B2 (en) | 2015-02-03 |
DE102007043955A1 (de) | 2009-04-09 |
JP5357879B2 (ja) | 2013-12-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2472965C2 (ru) | Ионный ускоритель с устройством для уменьшения воздействия положительно заряженных ионов на участок поверхности | |
KR100751594B1 (ko) | 플라즈마 가속장치 | |
RU2092983C1 (ru) | Плазменный ускоритель | |
US10172227B2 (en) | Plasma accelerator with modulated thrust | |
US10480493B2 (en) | Hall effect thruster electrical configuration | |
RU2526847C2 (ru) | Рентгеновская трубка с пассивным ионособирающим электродом | |
JP6360903B2 (ja) | 反応スラスタを試験する地上システムおよび方法 | |
US3956666A (en) | Electron-bombardment ion sources | |
US20110248179A1 (en) | Ion source | |
JP2002352765A (ja) | イオン注入装置 | |
CN111868872B (zh) | 低溅射交叉场气体开关及操作方法 | |
US9362078B2 (en) | Ion source using field emitter array cathode and electromagnetic confinement | |
US6960888B1 (en) | Method of producing and accelerating an ion beam | |
JP2002324511A (ja) | イオンビーム照射装置および関連の方法 | |
US10131453B2 (en) | Hall effect thruster and a space vehicle including such a thruster | |
US9053893B2 (en) | Radiation generator having bi-polar electrodes | |
JP2018503774A5 (ru) | ||
RU2163309C2 (ru) | Устройство концентрации пучка ионов для плазменного двигателя и плазменный двигатель, оборудованный таким устройством | |
EP0095879B1 (en) | Apparatus and method for working surfaces with a low energy high intensity ion beam | |
JP2627420B2 (ja) | 高速原子線源 | |
JPS62122210A (ja) | 薄膜形成装置 | |
RU2187915C1 (ru) | Сильноточный микротрон | |
Foster | METHOD OF PRODUCING AND ACCELERATING AN ION BEAM | |
Foster | Compact plasma accelerator | |
JPH077640B2 (ja) | イオン源 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20131217 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20140113 |