RU2702773C1 - Pinch erosion-bearing rocket engine - Google Patents
Pinch erosion-bearing rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2702773C1 RU2702773C1 RU2018113689A RU2018113689A RU2702773C1 RU 2702773 C1 RU2702773 C1 RU 2702773C1 RU 2018113689 A RU2018113689 A RU 2018113689A RU 2018113689 A RU2018113689 A RU 2018113689A RU 2702773 C1 RU2702773 C1 RU 2702773C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- electrodes
- light
- translucent
- pinch
- voltage
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги, предназначенным для систем ориентации космических аппаратов в условиях невесомости и частично к области пневмогидравлике.The invention relates to small thrust rocket engines intended for spacecraft orientation systems in zero gravity conditions and partially to the field of pneumohydraulics.
Известен ракетный двигатель [1], содержащий камеру сгорания, сопло с утопленной частью, заряд твердого топлива, состоящий из двух частей, одна из которых имеет пониженное содержание окислителя и расположена достаточно близко к утопленному входу, чтобы создавать пограничный слой продуктов сгорания, имеющих дефицит окислителя, проходящий через кольцевой зазор и обтекающий сужающуюся часть и область критического сечения, снижая тем самым унос упомянутой сужающейся части и участка критического сечения. Рассмотрены две схемы зарядов: с центральным каналом и торцевого горения. Однако такой ракетный двигатель основан на горении твердого топлива, а следовательно температура горения не может превышать 4-5 тысяч градусов Кельвина.Known rocket engine [1], containing a combustion chamber, a nozzle with a recessed part, a solid fuel charge, consisting of two parts, one of which has a reduced oxidizer content and is located close enough to the recessed inlet to create a boundary layer of combustion products having an oxidizer deficiency passing through the annular gap and flowing around the tapering part and the critical section, thereby reducing the entrainment of said tapering part and the critical section. Two charge schemes are considered: with a central channel and end combustion. However, such a rocket engine is based on the burning of solid fuel, and therefore the combustion temperature cannot exceed 4-5 thousand degrees Kelvin.
К недостаткам такого устройство относится то, что низкотемпературная плазма, достигающая относительно небольшой температуры, что не позволяет создать соответствующий импульс.The disadvantages of this device include the fact that the low-temperature plasma reaches a relatively low temperature, which does not allow you to create the corresponding impulse.
В качестве аналога выбран импульсный электроразрядный реактивный двигатель [2], содержащий участок в виде газодинамического резонатора с полой разгонной трубкой, заканчивающийся сверхзвуковым соплом, анодом и катодом, разделенные диэлектриком и соединенные с высоковольтным источником напряжения и высоковольтным конденсатором, снабженный системой подачи и поджига рабочего тела.A pulsed electric-displacement jet engine [2] was selected as an analogue, containing a section in the form of a gas-dynamic resonator with a hollow booster tube, ending with a supersonic nozzle, anode, and cathode, separated by a dielectric and connected to a high-voltage voltage source and high-voltage capacitor, equipped with a supply and ignition system for the working fluid .
Однако в системе подачи рабочего присутствует дозатор подачи рабочего тела. система, инициирующая детонационный разряд достаточно сложна из-за того, что разряд осуществляется в нестабильных условиях, поскольку использование газообразного рабочего тела не всегда позволяет равномерно разместить его в резонатореHowever, in the feed system of the worker there is a dispenser for supplying the working fluid. the system initiating the detonation discharge is rather complicated due to the fact that the discharge is carried out under unstable conditions, since the use of a gaseous working fluid does not always allow it to be uniformly placed in the resonator
В качестве прототипа выбран патент на импульсный детонационный двигатель [3], содержащий систему подачи и поджига, выполненную в виде прозрачной диэлектрической трубки 1, заполненной инертным газом 2, на торцах которой установлены анод 3 и катод 4, подключенные с высоковольтному источнику напряжения 5 и высоковольтному конденсатором 6, а рабочее тело выполнено из светопоглощающего легкоиспаряемого материала 7 и сверхзвукового сопла 8.As a prototype, a patent was chosen for a pulsed detonation engine [3], which contains a feed and ignition system made in the form of a transparent
К недостаткам такого двигателя можно отнести малый ресурс ресурс из-за того, что образующаяся плазма способна непосредственно контактировать с поверхностью кварцевой трубки 1.The disadvantages of such an engine include a low resource resource due to the fact that the resulting plasma is able to directly contact the surface of the
Предложенный пинчевый светоэрозионный ракетный двигатель, содержащий корпус из светопоглощащего легкоиспаряемого материала со сверхзвуковым соплом с соосно установленной прозрачной диэлектрической трубки прозрачной трубки 1, заполненной инертным газом 2 с электродами 3 и 4 расположенными на противоположных концах светопрозрачной оболочки и подключенными к высоковольтному источнику 5 и конденсатору 6..The proposed pinch light erosion rocket engine comprising a housing of a light-absorbing easily evaporated material with a supersonic nozzle with a coaxially mounted transparent dielectric tube of a
К особенностям такого реактивного двигателя можно отнести то, что соосно прозрачной диэлектрической трубки 1, внутри корпуса, установлены последовательно дополнительные стержневые электроды 9 из трудноиспаряемого материала, например, вольфрама, а высоковольтный разрядный конденсатор последовательно соединен с электродами 3 и 4 в светопрозрачной трубке 1 через дополнительные стержневые электроды 9. Другими отличительными признаками можно признать то, что дополнительные электроды 9 соединены меду собой перемычками за пределами светопрозрачной трубки 1.The features of such a jet engine include the fact that coaxially transparent
На фиг. 1 схематично изображен предлагаемый светоэрозионный ракетный двигатель.In FIG. 1 schematically shows the proposed light erosion rocket engine.
Он содержит систему подачи и поджига, выполненную в виде прозрачной диэлектрической трубки 1, заполненной инертным газом 2, на торцах которой установлены анод 3 и катод 4, подключенные с высоковольтному источнику напряжения 5 и высоковольтному конденсатором 6, а рабочее тело выполнено в виде корпуса 7 из светопоглощающего легкоиспаряемого материала и сверхзвукового сопла 8.It contains a supply and ignition system made in the form of a transparent
К отличительным признакам такого реактивного двигателя можно отнести то. что соосно светопрозрачной диэлектрической трубки 1, внутри корпуса 7 из светопоглощающего материала 7, выполненного в виде цилиндра, установлены последовательно дополнительные стержневые электроды 9 из трудноиспаряемого материала, например, вольфрама, а высоковольтный разрядный конденсатор 6 последовательно соединен с электродами 9 в светопрозрачной диэлектрической трубке 1 через дополнительный стержневые электроды 9.The distinguishing features of such a jet engine include that. that coaxially with the translucent
На фиг. 2. изображено поперечное сечение пинчевого светоэрозионного реактивно двигателя, в котором дополнительные электроды 9 соединены меду собой перемычками 10 за пределами светопрозрачной трубки 1 и корпуса 7 из светопоглощащего материала. Вынос дополнительных электродов 9 за пределами светопрозрачной трубки 1 и корпуса 7 из светопоглощащего материала практически не влияет эффект от воздействия импульса магнитного поля поскольку все элементы магнитопрозрачны. Более того, вынос дополнительных электродов 9 за пределами светопрозрачной трубки 1 и корпуса 7 из светопоглощающего материала не экранирует световой поток, попадающий на светопоглощающий материал, выполненный в виде корпуса.In FIG. 2. shows a cross section of a pinch light erosion jet engine, in which the
Фиг. 3 поясняет второй пункт формулы изобретения.FIG. 3 illustrates the second claim.
Работает предлагаемый светоэрозинный ракетный двигатель следующим образом. При разрядке от импульсного высоковольтного разрядного конденсатора ток практически одновременно протекает через дополнительные стержневые электроды 9 и электроды 3 и 4, установленные над прозрачной диэлектрической трубкой 1. Благодаря пинчевому эффекту низкотемпературная плазма внутри светопрозрачной диэлектрической трубки 1 сжимается к центру трубки 1, отходя при этом от непосредственного контакта с кварцевыми стенками трубки 1. При таком эффекте сама светопрозрачная трубка 1 выдерживает на порядок большее число импульсов. К дополнительным эффектам можно отнести и то, что плазма отжатая от поверхности прозрачной диэлектрической трубки 1 разогревается во время импульса до более высоких температур, что способствует более интенсивному испарению светопоглощающего материала, выполненного в виде корпуса 7.The proposed light erosion rocket engine operates as follows. When discharged from a pulsed high-voltage discharge capacitor, the current flows almost simultaneously through
Таким образом, предложен пинчевый светоэрозионный ракетный двигатель с повышенным ресурсом.Thus, a pinch light erosion rocket engine with an increased resource is proposed.
Источники информации:Information sources:
1. Патент RU №200710731- Импульсный электрический реактивный двигатель1. Patent RU No. 200710731- Pulse electric jet engine
2. Патент RU №2433293- Импульсный ДЕТОНАЦИОННЫЙ реактивный двигатель.2. Patent RU No. 2433293 - Pulse detonation jet engine.
3. Прототип - Патент РФ №2644798 на импульсный детонационный двигатель.3. Prototype - RF Patent No. 2644798 for a pulsed detonation engine.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018113689A RU2702773C1 (en) | 2018-04-16 | 2018-04-16 | Pinch erosion-bearing rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018113689A RU2702773C1 (en) | 2018-04-16 | 2018-04-16 | Pinch erosion-bearing rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2702773C1 true RU2702773C1 (en) | 2019-10-11 |
Family
ID=68280076
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018113689A RU2702773C1 (en) | 2018-04-16 | 2018-04-16 | Pinch erosion-bearing rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2702773C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2099573C1 (en) * | 1995-04-27 | 1997-12-20 | Исследовательский центр им.М.В.Келдыша | Electric arc rocket engine |
US6195980B1 (en) * | 1998-08-06 | 2001-03-06 | Daimlerchrysler Aerospace Ag | Electrostatic propulsion engine with neutralizing ion source |
RU2479673C1 (en) * | 2011-09-05 | 2013-04-20 | Александр Григорьевич Григорьянц | Impulse electrogasdynamic formation method of identification marks on surface of solid material |
RU2644798C1 (en) * | 2016-03-18 | 2018-02-14 | Владимир Дмитриевич Шкилев | Pulsed detonation rocket engine |
-
2018
- 2018-04-16 RU RU2018113689A patent/RU2702773C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2099573C1 (en) * | 1995-04-27 | 1997-12-20 | Исследовательский центр им.М.В.Келдыша | Electric arc rocket engine |
US6195980B1 (en) * | 1998-08-06 | 2001-03-06 | Daimlerchrysler Aerospace Ag | Electrostatic propulsion engine with neutralizing ion source |
RU2479673C1 (en) * | 2011-09-05 | 2013-04-20 | Александр Григорьевич Григорьянц | Impulse electrogasdynamic formation method of identification marks on surface of solid material |
RU2644798C1 (en) * | 2016-03-18 | 2018-02-14 | Владимир Дмитриевич Шкилев | Pulsed detonation rocket engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6769241B2 (en) | Description of methods to increase propellant throughput in a micro pulsed plasma thruster | |
SE1051308A1 (en) | Electrode ignition and control of electrically ignitable materials | |
RU2644798C1 (en) | Pulsed detonation rocket engine | |
JP6888961B2 (en) | Solid spark equipment used in aircraft ignition systems | |
US3263418A (en) | Detonation reaction engine | |
US20130025255A1 (en) | Electric discharge apparatus | |
RU2702773C1 (en) | Pinch erosion-bearing rocket engine | |
WO2019241489A1 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (fppt) | |
US3279177A (en) | Apparatus and method for propelling vehicles in space | |
RU2339840C2 (en) | Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect | |
US2894161A (en) | Method and apparatus for electric ignition | |
US10570892B2 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (FPPT) | |
US4007685A (en) | Gas generator | |
RU2740739C2 (en) | Detonation jet engine | |
US20220106944A1 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (fppt) | |
JP4223989B2 (en) | Plasma gun | |
US3537542A (en) | Sparking devices suitable for seismic prospecting | |
US3362158A (en) | Arc ignition system | |
US11242844B2 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (FPPT) | |
US2870376A (en) | Electrical apparatus | |
SU421854A1 (en) | MAPS | |
USH1598H (en) | Liquid propellant igniter | |
RU2734708C2 (en) | Detonation jet engine with cooling system | |
US3032978A (en) | Magnetic compression engine | |
US3073122A (en) | Rocket igniter |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200417 |