RU2747067C1 - Ion propulsion engine, method for operation thereof and corona forming electrode - Google Patents
Ion propulsion engine, method for operation thereof and corona forming electrode Download PDFInfo
- Publication number
- RU2747067C1 RU2747067C1 RU2020119230A RU2020119230A RU2747067C1 RU 2747067 C1 RU2747067 C1 RU 2747067C1 RU 2020119230 A RU2020119230 A RU 2020119230A RU 2020119230 A RU2020119230 A RU 2020119230A RU 2747067 C1 RU2747067 C1 RU 2747067C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- propellant
- electrode
- cavity
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Plasma Technology (AREA)
- Lasers (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области ракетного двигателестроения на жидком топливе с применением ионов и плазмы.The group of inventions relates to the field of rocket propulsion on liquid fuel using ions and plasma.
Пока люди ступили только на Луну, высадка на дальние объекты была зарезервирована только для беспилотных летательных аппаратов и роботов.While humans have only set foot on the moon, landings on distant objects have been reserved only for unmanned aerial vehicles and robots.
Однако люди очень заинтересованы в посещении Марса и др. планет. Помимо реальных проблем приземления и больших затрат существует проблема длительности полета. В среднем, до Марса около 225,3 миллиона километров от Земли. Даже в ближайшей точке он все еще находится на расстоянии около 56,3 миллионов километров от нашей планеты. Используя обычные химические ракеты, которые переносят нас в космическое пространство, потребуется не менее семи месяцев, чтобы добраться туда - не совсем короткий промежуток времени. Есть ли способ сделать это быстрее? Да! С применением плазменных ракетных двигателей!However, people are very interested in visiting Mars and other planets. In addition to real landing problems and high costs, there is the problem of flight duration. On average, Mars is about 225.3 million kilometers from Earth. Even at its closest point, it is still about 56.3 million kilometers from our planet. Using conventional chemical rockets that transport us into outer space, it will take at least seven months to get there - not exactly a short amount of time. Is there a way to make it faster? Yes! With the use of plasma rocket engines!
В этом типе двигателей используется сочетание электрических и магнитных полей для разрушения атомов и молекул пропеллентов в коллекцию частиц, которые имеют либо положительный заряд (ионы), либо отрицательный заряд (электроны). Другими словами, газ-пропеллент становится плазмой.This type of motor uses a combination of electric and magnetic fields to break down propellant atoms and molecules into a collection of particles that are either positively charged (ions) or negatively charged (electrons). In other words, the propellant gas becomes plasma.
Во многих конфигурациях этого двигателя затем применяется электрическое поле для извлечения ионов из задней части двигателя, которые обеспечивают тягу космическому аппарату в противоположном направлении. Благодаря этой технологии, космический корабль мог теоретически достичь скорости 198000 км/ч. В итоге Марс можно достичь за 40 дней.In many configurations of this engine, an electric field is then applied to extract ions from the rear of the engine, which thrust the spacecraft in the opposite direction. Thanks to this technology, the spacecraft could theoretically reach speeds of 198,000 km / h. As a result, Mars can be reached in 40 days.
Плазменная технология также используется в ракетах, чтобы помочь нам преодолевать космическое пространство, и она обещает доставить людей в места, о которых мы могли только мечтать. Эти ракеты должны находиться в вакууме космического пространства для работы, поскольку плотность воздуха вблизи земной поверхности замедляет ускорение ионов в плазме, необходимых для создания тяги, поэтому мы не можем фактически использовать их для старта с Земли. Однако некоторые из этих плазменных двигателей работают в космосе с 1971 года. NASA обычно использует их на Международной космической станции и спутниках, а также для основного источника для движения в глубокое пространство.Plasma technology is also being used in rockets to help us traverse outer space, and it promises to take people to places we could only dream of. These rockets must be in the vacuum of outer space to operate, since the density of the air near the earth's surface slows down the acceleration of the ions in the plasma needed to create thrust, so we cannot actually use them to launch from Earth. However, some of these plasma thrusters have been in space since 1971. NASA typically uses them on the International Space Station and satellites, as well as the primary source for deep space propulsion.
Известен плазменный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2219371, МПК F03H 1/00, опубл. 20.12.2003.Known plasma rocket engine for RF patent for invention No. 2219371, IPC
Этот плазменный ракетный двигатель с замкнутым дрейфом электронов использует магнитную систему для создания магнитного поля в главном кольцевом канале для ионизации и ускорения. Магнитная система содержит по существу радиальный первый внешний полюсный наконечник, конический второй внешний полюсный наконечник, по существу радиальный первый внутренний полюсный наконечник, конический второй внутренний полюсный наконечник, множество внешних магнитных сердечников, окруженных внешними катушками, для соединения между собой первого и второго внешних полюсных наконечниковThis closed electron drift plasma rocket engine uses a magnetic system to create a magnetic field in the main annular channel for ionization and acceleration. The magnetic system comprises a substantially radial first outer pole piece, a tapered second outer pole piece, a substantially radial first inner pole piece, a tapered second inner pole piece, a plurality of outer magnetic cores surrounded by outer coils for interconnecting the first and second outer pole pieces
Недостатком таким двигателей является низкий КПД и сложность конструкции.The disadvantage of such engines is their low efficiency and design complexity.
Известен плазменно-реактивный двигатель, содержащий соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, состоящую из камеры воспламенения и сжигания топлива и имеющую форсунку подачи, магнитный ускоритель плазмы и гидродинамическое сопло заявка DE №3900427, МКИ F03H 1/00, опубл. 1990.Known plasma jet engine containing interconnected and coaxially located combustion chamber, consisting of an ignition and fuel combustion chamber and having a feed nozzle, a magnetic plasma accelerator and a hydrodynamic nozzle application DE No. 3900427, MKI
Недостатком данного двигателя является большой расход топлива при малой реактивной тяге.The disadvantage of this engine is high fuel consumption with low jet thrust.
Теплотворная способность топлива и количество кислорода (воздуха) определяют температуру горения. От режима горения зависит мощность двигателя и расход топлива. Чрезвычайно важным в реактивном двигателестроении является не только подъем температуры горения, но и скорость сгорания и распространение фронта горения горючей смеси. Процесс работы двигателя включает характер подвода реагентов в зону горения и взаимную "диффузию" в зоне реакции. Интенсивное испарение и газообразование топлива, диффузия окислителя и ускорение фронта горения приводят к увеличению давления и образование ударной (взрывной) волны, распространяющейся по направляющим сопла.The calorific value of the fuel and the amount of oxygen (air) determine the combustion temperature. The engine power and fuel consumption depend on the combustion mode. Extremely important in jet engine building is not only the rise in the combustion temperature, but also the rate of combustion and the propagation of the combustion front of the combustible mixture. The process of engine operation includes the nature of the supply of reagents to the combustion zone and mutual "diffusion" in the reaction zone. Intensive evaporation and gassing of fuel, diffusion of the oxidizer and acceleration of the combustion front lead to an increase in pressure and the formation of a shock (explosive) wave propagating along the nozzle guides.
В зависимости от высоты полета летательного средства (самолета или ракеты) работа двигателя будет в разных режимах: плотных слоях атмосферы; в стратосфере (до 50 км над Землей) и мезосфере (свыше 50 км).Depending on the flight altitude of the aircraft (aircraft or rocket), the engine will operate in different modes: dense layers of the atmosphere; in the stratosphere (up to 50 km above the Earth) and the mesosphere (over 50 km).
Известен плазменный реактивный двигатель по патенту РФ на изобретение №2099572, МПК F02K 11/00, опубл. 20.12.1997 г., прототип.Known plasma jet engine for RF patent for invention No. 2099572, IPC F02K 11/00, publ. 12/20/1997, prototype.
Этом плазменно-реактивный двигатель содержит соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, состоящую из камеры воспламенения с форсунками подачи горючего и окислителя и сужающееся- расширяющуюся торовую часть, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и долее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся торовой и конической расширяющейся частями, по меньшей мере один запальник на камере воспламенения, на торовой расширяющейся части камеры, коронирующие электроды.This plasma-jet engine contains a combustion chamber connected to each other and located coaxially, consisting of an ignition chamber with fuel and oxidizer supply nozzles and a converging-expanding torus part, to which a magnetic plasma accelerator is connected and, moreover, a supersonic gas-dynamic nozzle with a converging torus and conical expanding parts, at least one igniter on the ignition chamber, on the torus expanding part of the chamber, corona electrodes.
Недостатки этого двигателя: невозможность работы в космосе, плохое зажигание, ненадежное охлаждение сопла и неэффективное управления вектором тяги.Disadvantages of this engine: inability to work in space, poor ignition, unreliable cooling of the nozzle and ineffective thrust vector control.
Задачи создания группы изобретений: обеспечение надежного запуска и улучшение охлаждения.The tasks of creating a group of inventions: ensuring reliable start-up and improving cooling.
Достигнутый технический результат: обеспечение надежного запуска и улучшение охлаждения.The achieved technical result: ensuring reliable start-up and improving cooling.
Решение указанных задач достигнуто в ионном ракетном двигателе, содержащем, соединенные между собой и расположенные соосно камеру, содержащую головку и цилиндрическую часть, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, средство создания коронирующего разряда, тем, что средство создания коронирующего разряда выполнено виде коронирующего электрода, установленного вдоль оси камеры в головке, и магнитного ускорителя, внутри камеры установлен разгонный электрод, на выходном торце сверхзвукового газодинамического сопла установлен компенсационный электрод, камера и сопло выполнены с охлаждающим зазором между «холодной» и «горячей» стенками, полость зазора соединена с патрубком пропеллента, установленным концентрично выходному торцу свехзвукового газодинамического сопла, а лазерные свечи зажигания установлены в полости коронирующего электрода.The solution of these problems has been achieved in an ion rocket engine containing, connected to each other and located coaxially, a chamber containing a head and a cylindrical part to which a magnetic plasma accelerator is connected and then a supersonic gas-dynamic nozzle with converging and expanding parts, a means for creating a corona discharge, thus, that the means for creating a corona discharge is made in the form of a corona electrode installed along the axis of the chamber in the head, and a magnetic accelerator, an accelerating electrode is installed inside the chamber, a compensation electrode is installed at the outlet end of the supersonic gas-dynamic nozzle, the chamber and the nozzle are made with a cooling gap between "cold" and " hot "walls, the cavity of the gap is connected to the propellant pipe installed concentrically to the outlet end of the supersonic gas-dynamic nozzle, and the laser spark plugs are installed in the cavity of the corona electrode.
Магнитный ускоритель может содержать, установленную концентрично цилиндрической части камеры, осевую обмотку, к ней присоединены электрические провода, в которых установлен регулятор тока.The magnetic accelerator may contain, installed concentrically to the cylindrical part of the chamber, an axial winding, electric wires are connected to it, in which the current regulator is installed.
На цилиндрической части камеры может быть установлен дополнительный кольцевой постоянный магнит.An additional annular permanent magnet can be installed on the cylindrical part of the chamber.
На выходном торце расширяющейся части газодинамического сопла может быть шарнирно с возможностью поворота закреплена насадка-зонд.At the outlet end of the expanding part of the gas-dynamic nozzle, a nozzle-probe can be hinged and rotatable.
Насадка-зонд может быть выполнена в виде телескопических стержней.The probe attachment can be made in the form of telescopic rods.
Решение указанных задач достигнуто в способе работы ионного ракетного двигателя, включающем образование ионов и плазмы в камере сгорания путем подачи в нее пропеллента и создания коронного разряда во внутренней полости камеры, тем, что после возникновения коронного разряда периодически включают лазерные свечи зажигания для разогрева коронирующего электрода.The solution of these problems is achieved in the method of operation of an ion rocket engine, including the formation of ions and plasma in the combustion chamber by supplying a propellant to it and creating a corona discharge in the inner cavity of the chamber, by the fact that after the occurrence of a corona discharge, laser spark plugs are periodically turned on to heat the corona electrode.
В качестве пропеллента может быть использован газ ксенон.Xenon gas can be used as a propellant.
Решение указанных задач достигнуто в коронирующем электроде ионного ракетного двигателя, содержащем корпус с холодным и горячим торцами и его излучающими выступами, при этом корпус выполнен пустотелым в виде усеченного конуса и в его полости установлены несколько лазерных свечей зажигания, фокусы которых находится на нагреваемой поверхности горячего торца, с противоположной стороны которого выполнены излучающие выступы, на боковой стенке корпуса выполнены соединяющие отверстия для прохождения пропеллента в полость корпуса, на горячем торце - форсунки пропеллента, при этом излучающие выступы коронирующего электрода могут быть выполнены коническими или в виде концентричных кольцевых выступов.The solution to these problems is achieved in the corona electrode of an ion rocket engine, containing a body with cold and hot ends and its emitting protrusions, while the body is made hollow in the form of a truncated cone and several laser spark plugs are installed in its cavity, the focuses of which are on the heated surface of the hot end , on the opposite side of which the emitting protrusions are made, on the side wall of the case there are connecting holes for the passage of the propellant into the cavity of the case, on the hot end there are propellant nozzles, while the emitting protrusions of the corona electrode can be made conical or in the form of concentric annular protrusions.
Коронирующий электрод ионного ракетного двигателя по может содержать свечу зажигания, установленную вдоль оси камеры сгорания и несколько, установленных равномерно и концентрично ей под углом к ее оси от 7 до 10°.The corona electrode of an ion rocket engine can contain a spark plug installed along the axis of the combustion chamber and several, installed uniformly and concentrically to it at an angle from 7 to 10 ° to its axis.
Излучающие выступы коронирующего электрода могут быть выполнены коническими или виде концентричных кольцевых выступов.The emitting protrusions of the corona electrode can be made conical or in the form of concentric annular protrusions.
Предлагаемый двигатель схематически изображен на фиг. 1…13, где:The proposed engine is shown schematically in FIG. 1 ... 13, where:
на фиг. 1 приведен продольный разрез двигателя,in fig. 1 shows a longitudinal section of the engine,
на фиг. 2 приведен разрез А - А,in fig. 2 shows a section A - A,
на фиг. 3 приведен вид В на фиг. 1,in fig. 3 is a view B in FIG. one,
на фиг. 4 приведен коронирующий электрод с лазерными свечами зажигания, первый вариант,in fig. 4 shows a corona electrode with laser spark plugs, the first version,
на фиг. 5 приведен коронирующий электрод с лазерными свечами зажигания, второй вариант,in fig. 5 shows a corona electrode with laser spark plugs, the second option,
на фиг. 6 приведен вид С,in fig. 6 shows view C,
на фиг. 7 приведен вид D,in fig. 7 shows the view D,
на фиг. 8 приведена схема лазерной свечи зажигания,in fig. 8 shows a diagram of a laser spark plug,
на фиг. 9 приведен фрагмент излучающего торца для второго варианта коронирующего электрода,in fig. 9 shows a fragment of the emitting end for the second version of the corona electrode,
на фиг. 10 приведен фрагмент излучающего торца для третьего варианта коронирующего электродаin fig. 10 shows a fragment of the emitting end for the third version of the corona electrode
на фиг. 11 приведена более подробно конструкция лазерной свечи зажигания,in fig. 11 shows in more detail the construction of a laser spark plug,
на фиг. 12 приведена схема измерения,in fig. 12 shows the measurement diagram,
на фиг. 13 приведена схема управления.in fig. 13 shows the control diagram.
Перечень условных обозначений, принятых в описании,List of conventions used in the description,
камера 1,
головка 2,
плита 3,
цилиндрическая часть 4,
коронирующий электрод 5,
магнитный ускоритель плазмы 6,
сверхзвуковое газодинамическое сопло 7,supersonic gas-
конический корпус 8,
полость пропеллента 9,
корпус электрода 10,
холодный торец 11,
горячий торец 12,
излучающие выступы 13,radiating
полость камеры 14,
нагреваемая поверхность 15,
полость электрода 16,
огневое днище 17,fire bottom 17,
внешний изолятор 18,
внутренний изолятор 19,
горячая стенка 20,
холодная стенка 21,
зазор охлаждения 22,cooling
ребра 23,ribs 23,
контактная сварка 24.resistance welding 24.
выходной торец 25,
коллектор пропеллента 26,
лазерная свеча зажигания 27,
сообщающие отверстия 28,communication holes 28,
отверстия охлаждения 29,cooling holes 29,
форсунки пропеллента 30,
ионно-динамический зонд 31,ion
телескопический стержень 32,
шарнир 33,hinge 33,
шток 34,
привод 35,
насосный агрегат 36,
привод агрегата 37,
насос пропеллента 38,
выходной трубопровод пропеллента 39,
регулятор расхода 40,
привод регулятора 41,
входной трубопровод пропеллента 42,
отсечной клапан пропеллента 43,shut-off valve for
осевая обмотка 44,axial winding 44,
блок управления 45,
электрические провода 46,
регулятор тока 47,
блок питания 48,
силовой кабель 49,
блок накачки 50,
оптиковолоконный кабель 51,
оптическое волокно 52,
источник высокого напряжения 53.
первый высоковольтный провод 54,the first high-
второй высоковольтный провод 55,second high-
ускоряющий электрод 56,accelerating
электрический провод 57,
сужающаяся часть 58,the tapering
коническая расширяющаяся часть 59,conical expanding part 59,
компенсационный электрод 60,
контроллер управления 61,
стакан 62,
полость 63,
микрочип-лазер 64,
металлическая втулка 65,
вакуумная металлическая трубка 66,
фокусирующая линза 67,focusing
цилиндрический корпус 68,
торец 69,
днище 70.bottom 70.
резьбовой участок 71,threaded
отверстие 72,
уплотнение 73,seal 73,
заглушка 74,plug 74,
осевое отверстие 75,
уплотнение 76.
гайка 77,
центральное отверстие 78,
уплотнение 79,seal 79,
средство демпфирования 80,damping means 80,
заземление 81,grounding 81,
отводящий провод 82,
дополнительный постоянный кольцевой магнит 83,additional
контроллер измерения 84,
канал измерения 85,
датчик давления пропеллента 86,
датчик расхода пропеллента 87,
датчик температуры пропеллента 88,
датчик тока разряда 89,discharge
датчик тока в осевой обмотке 90,axial winding
датчик тока возврата 91,return
канал управления 92,
бак с маслом 93,oil tank 93,
гидростанция 94,hydroelectric station 94,
трубопровод высокого давления 95,
клапан 96,
трубопровод сброса масла 97,
регулятор тока разряда 98.discharge
Двигатель (фиг. 1) состоит из четырех основных блоков, соединенных между собой и соосно расположенных вдоль оси симметрии.The engine (Fig. 1) consists of four main blocks, interconnected and coaxially located along the axis of symmetry.
Сначала идет камера 1, с головкой 2 и плитой 3 и цилиндрическая часть 4. На плите 3 установлен коронирующий электрод 5. На цилиндрической части 4 установлен магнитный ускоритель плазмы 6, и далее идет сверхзвуковое газодинамическое сопло 7.First comes
Камера 1 с головкой 2 более подробно показаны на фиг. 2. Головка 2 имеет конический корпус 8. Между плитой 3 и коническим корпусом 8 выполнена полость пропеллента 9. Коронирующий электрод 5 имеет корпус электрода 0 в форме усеченного конуса с холодным торцом 11 и горячим торцом 12. Горячий торец 12 имеет излучающие выступы 13 со стороны полости камеры 14 и нагреваемую поверхность 15 со стороны полости электрода 16. Цилиндрическая часть 4 камеры 1 содержит огневое днище 17.
На головке 2 размещен внешний изолятор 18, а на огневом днище 17 = внутренний изолятор 19, они предназначены для изоляции коронирующего электрода 5 от камеры 1.On the
Назначение коронирующего электрода 5 - ионизация пропеллента для получения ионов.The purpose of the
Цилиндрическая часть 4 камеры 1 и сверхзвуковое газодинамическое сопло 7 содержат горячую стенку 20 и холодную стенку 21 и зазор охлаждения 22 с ребрами 23 между ними. Ребра 23 выполнены на стальной горячей стенке 20 и приварены к холодной стенке 21 контактной сваркой 24.The
На выходном торце 25 сверхзвукового газодинамического сопла 7 установлен коллектор пропеллента 26 для подвода пропеллента с целью охлаждения сверхзвукового газодинамического сопла 7, цилиндрической части 4 камеры 1 и лазерных свеч зажигания 27.At the outlet end 25 of the supersonic gas-
На коронирующем электроде 5 внутри полости электрода 16 установлено несколько лазерных свеч зажигания 27. Лазерная свеча зажигания 27 повышает температуру излучающих выступов 13 коронирующего электрода 5 при работе двигателя для лучшей ионизации пропеллента.Several laser spark plugs 27 are installed on the
Фокусы лазерных свеч зажигания 27 расположены на нагреваемой поверхности 15 горячего торца 12. Нагреваемая поверхность 15 имеет сферическую форму.Focuses of laser spark plugs 27 are located on the
При работе двигателя на ионах его тяга по сравнению с двигателями, работающими на химическом топливе, многократно уменьшается. Но удельный импульс увеличивается в 5…10 раз, и время работы возрастает в тысячи раз. При этом запасы энергии могут пополняться из космоса при помощи солнечных батарей (не показано).When the engine is running on ions, its thrust is significantly reduced in comparison with engines running on chemical fuel. But the
Сообщающие отверстия 28 выполнены на корпусе электрода 10 для прохождения пропеллента в полость пропеллента 9, а отверстия охлаждения 29 для охлаждения лазерных свеч зажигания 27.Communication holes 28 are made on the body of the
Пропеллент выходит в полость камеры 14 через форсунки пропеллента 30. На выходном торце 25 закреплен ионно-динамический зонд 31, который содержит телескопические стержни 32, установленные на шарнирах 33, Телескопические стержни 32 выполнены в виде штоков 34, к котором прикреплены привода 35, например гидроцилиндры.The propellant comes out into the
Двигатель (фиг. 1) содержит насосный агрегат 36, который содержит привод агрегата 37 и насос пропеллента 38, соединенные с приводом агрегата 37.The engine (Fig. 1) contains a
Выходной трубопровод пропеллента 39 через регулятор расхода 40 к которому присоединен привод регулятора 41 соединены с коллектором пропеллента 26.The outlet pipeline of the
Входной трубопровод пропеллента 42 соединен с входом в насос пропеллента 38. Во входном трубопроводе пропеллента 42 установлен отсечной клапан пропеллента 43.The
Двигатель содержит осевую обмотку 44 для ускорения ионов в магнитном ускорителе плазмы 6, установленную на стальной цилиндрической части 4.The engine contains an axial winding 44 for accelerating ions in a
Двигатель для управления всеми его системами имеет блок управления 45, который электрическими проводами 46 соединен с регулятором тока 47, блоком питания 48, который силовыми кабелями 49 соединен с блоком накачки 50 и всеми потребителями электроэнергии.The engine for controlling all of its systems has a
Блок накачки 50 оптиковолоконным кабелем 51, содержащим оптические волокна 52 соединен с лазерными свечами зажигания 27.The
Двигатель содержит источник высокого напряжения 53, первым высоковольтным проводом 54 соединен с плитой 3, а второй высоковольтный провод 55 соединен с ускоряющим электродом 56. По линии низкого напряжения источник высокого напряжения 53 соединен электрическими проводами 57 с блоком питания 48. В качестве блока питания 48 может быть использованы солнечные батареи или генератор (на фиг. 1…13 не показано).The engine contains a high-
Сверхзвуковое газодинамическое сопло 7 содержит сужающуюся часть 58, коническую расширяющуюся часть 59. На выходном торце 25 сверхзвукового газодинамического сопла 7 установлен компенсационный электрод 60 для отвода отрицательных электронов.The supersonic gas-
Двигатель содержит каналы управления 61, соединенные с выходами блока управления 45 и всеми приводами (будет показано далее).The engine contains
Двигатель обязательно содержит несколько лазерных свеч зажигания 27 при этом одна размещена вдоль оси ОО двигателя а другие - параллельно ей (фиг. 4) или под углом к оси 7°…10° (фиг. 5)The engine necessarily contains several laser spark plugs 27, while one is placed along the axis of the engine RO and the others are parallel to it (Fig. 4) or at an angle to the axis of 7 ° ... 10 ° (Fig. 5)
Схема лазерной свечи зажигания 27 приведена на фиг. 4 и 5.A schematic diagram of a
На головке 2, параллельно оси OO камеры 1 установлен коронирующий электрод 5 с встроенными в них свечами лазерного зажигания 27 (фиг. 1 и 4, 5). Применение нескольких лазерных свеч зажигания 27 необходимо, потому что их ремонт в полете практически невозможен и при отказе единственной лазерной свечи зажигания 27 будет невозможно дальнейшее продолжение полета.On the
Свеча лазерного зажигания 27 выполнена в виде стакана 62 с полостью 63, в которой установлен микрочип-лазер 64 (фиг. 4 и 5).The
Наиболее распространенные типы лазерных кристаллов для лазеров на микрочипах являются: Nd : YAG и Nd : YVO4 с длиной волны в диапазоне от 1-1,3 мкм, в исключительных случаях 0,95 мкм. Спектральный диапазон излучения достаточно широкий из-за короткой длины резонаторной области. Конструктивно лазер может быть выполнен с использованием еще одного элемента, который располагается между активной средой и торцами зеркал. Например, это может быть нелинейный кристалл, который используется как электрооптический модулятор для добротности или внутрирезонаторного удвоения частоты; также может быть использована нелегированная прозрачная пластина для увеличения мощности или эффективной площади. Лазеры на микрочипах с пассивной модуляцией добротности позволяют создавать частоту импульса свыше 100 кГц, а иногда даже нескольких мегагерц. При очень низких временах импульса пиковая мощность такого лазера может составлять несколько киловатт. Для воспламенения компонентов топлива в газогенераторе может понадобиться мощность, в несколько раз превышающая мощность запальных устройств камеры сгорания. Это обусловлено двумя причинами: применением криогенных компонентов топлива и неоптимальным соотношением компонентов топлива.The most common types of laser crystals for microchip lasers are: Nd: YAG and Nd: YVO 4 with wavelengths ranging from 1-1.3 microns, in exceptional cases 0.95 microns. The spectral range of radiation is rather wide due to the short length of the resonator region. Structurally, the laser can be made using one more element, which is located between the active medium and the ends of the mirrors. For example, it can be a nonlinear crystal that is used as an electro-optical Q-switch or intracavity frequency doubling; an unalloyed transparent plate can also be used to increase power or effective area. Passively Q-switched microchip lasers allow pulse frequencies in excess of 100 kHz, and sometimes even several megahertz. At very low pulse times, the peak power of such a laser can be several kilowatts. To ignite the fuel components in the gas generator, power may be required several times higher than the power of the ignition devices of the combustion chamber. This is due to two reasons: the use of cryogenic fuel components and non-optimal ratio of fuel components.
На фиг. 5 приведен второй вариант коронирующего электрода 5 аналогичный варианту на фиг. 4. Отличие - в применении одной свечи лазерного зажигания 27 вдоль оси ОО двигателя и нескольких, установленных концентрично под углом β = 1…10°, используемых как резервные.FIG. 5 shows the second variant of the
На фиг. 6 приведен вид С на холодный торец 11 двигателя, а на фиг. 7 - вид D на горячий торец 12.FIG. 6 shows a view C of the
На фиг. 8 приведен первый вариант излучающего выступа 13 на горячем торце 12 в форме конуса. При этом фокусы всех лазерных свеч зажигания Ф находятся на нагреваемой поверхности 15 в одной точке или на небольшом расстоянии друг от друга. При этом форма нагреваемой поверхности выполнена в виде части сферы для лучшей настройки фокусов Ф.FIG. 8 shows the first variant of the radiating
На фиг. 9 приведен второй вариант излучающих выступов 13 коронирующего электрода 5 в виде конуса и одного кольца с острой кромкой,FIG. 9 shows the second version of the emitting
На фиг. 10 приведен третий вариант излучающих выступов в виде конуса и нескольких колец с острой кромкой.FIG. 10 shows a third variant of radiating protrusions in the form of a cone and several rings with a sharp edge.
Более подробно конструкция свечи лазерного зажигания 27 показана на фиг. 11.The construction of the
Она содержит полость 63 стакана 62, которая соединена металлической втулкой 65 с зоной воспламенения. Внутри металлической втулки 65 установлена вакуумная металлическая трубка 66 с фокусирующей линзой 67 на конце. Другой конец вакуумной металлической трубки 66 соединен с микрочип-лазером 64. Микрочип-лазер 64 оптическим волокном 52 соединен с блоком накачки 48. Блок накачки 48 электрическими проводами 57 соединен с блоком питания 48.It contains a
Лазерная свеча зажигания 27 (фиг. 4, 5 и 11), как упомянуто ранее, содержит стакан 62, который, в свою очередь, содержит цилиндрический корпус 68 и торец 69. На днище 70 выполнен резьбовой участок 71 с отверстием 72 для прохода вакуумной металлической втулки 66, которая уплотнена уплотнениями 73. Сверху стакан 62 закрыт заглушкой 74, имеющей осевое отверстие 75 для вывода оптического волокна 52, которое уплотнено уплотнением 76, поджато гайкой 77 с центральным отверстием 78. Заглушка 74 уплотнена относительно стакана 62 уплотнением 79.The laser spark plug 27 (Figs. 4, 5 and 11), as mentioned earlier, contains a
Микрочип-лазер 64 и вакуумная металлическая трубка 66 установлены внутри средства демпфирования 80, которое выполнено из металлорезины.
Минусовой вывод блока питания 48 заземлен заземлением 81, к нему же присоединен отводящий провод 82.The negative terminal of the
На уилиндрической части 4 камеры 1 может быть установлен дополнительный постоянный кольцевой магнит 83 с осевой намагниченностью (фиг. 1). Он предназначен для интенсификации образования ионов без потребления электрической энергии.On the
Двигатель (фиг. 12) содержит контроллер измерения 84 который каналами измерения 85 соединен с блоком управления 45.The engine (Fig. 12) contains a
Двигатель (фиг. 12) оборудован следующими датчиками;The engine (Fig. 12) is equipped with the following sensors;
датчик давления пропеллента 86, датчик расхода пропеллента 87, датчик температуры пропеллента 88, датчик тока разряда 89 и датчик тока в осевой обмотке 90.
Система управления вектором тяги (фиг. 13) кроме контроллера управления 61 с каналами управления 92 содержит бак с маслом 93, соединенный с гидростанцией 94 трубопроводом высокого давления 95, клапан 96, трубопровод сброса 97.The thrust vector control system (Fig. 13), in addition to the
На первом высоковольтном проводе 54 установлен регулятор тока разряда 98 для управления тягой двигателя.On the first high-
Работа двигателяEngine operation
При работе ионного двигателя (фиг. 1…13) включают блок накачки 50 и подают лазерный луч по оптическому кабелю 51 и по конкретному оптическому волокну 52 в одну из лазерных свеч зажигания 27 и далее через фокусирующую линзу 67 на нагреваемую поверхность 15 для подогрева горячего торца 12 (фиг. 1 и 4).When the ion engine is operating (Fig. 1 ... 13), the
Включают источник высокого напряжения 53 (фиг. 1) и подают высокое напряжение на коронирующий электрод 5, между коронирующим электродом 5 и укоряющим электродом 56, к которому присоединен второй высоковольтный электродом 55 возникают коронные разряды и происходит ионизация продуктов сгорания и превращение ее в плазму и образование ионов под воздействием магнитного поля создаваемого при помощи магнитного ускорителя плазмы 6 и при наличии дополнительного постоянного кольцевого постоянного магнита 83 (при его наличии).A
Плазма выбрасывается из сверхзвукового газодинамического сопла 7.Plasma is ejected from the supersonic gas-
При этом энтальпия ионно-радиационной ионизированной плазмы возрастает. Источником электронов в вышеприведенных реакциях является коронный пульсирующий разряд в высокотемпературной ионизированной плазме. Горячая ионно-радиационная плазма из камеры 1 поступает в магнитный ускоритель плазмы 6, где вращающимся переменным магнитным полем она ускоряется и разделяется.In this case, the enthalpy of the ion-radiation ionized plasma increases. The source of electrons in the above reactions is a pulsating corona discharge in a high-temperature ionized plasma. Hot ion-radiation plasma from
При концентрации и стечении поверхностных зарядов от ионизирующих газов с ионно-динамического зонда 31 возникает добавочная реактивная сила.With the concentration and flow of surface charges from ionizing gases from the ion-
Для управления вектором тяги ионного двигателя он содержит ионно-динамический зонд 31, который имеет телескопические стержни 32, которые могут поворачиваться вокруг шарниров 33 для управления вектором тяги. С выдвинутого ионно-динамического зонда 31 стекают электрические заряды, создавая реактивную силу и вращающий момент, обеспечивающий поворот летательного средства. При работе ионно-динамического зонда 31 истекающие положительные ионы создают реактивную силу.To control the thrust vector of the ion thruster, it contains an ion
Регулирование тяги двигателя осуществляют одновременным изменением расхода пропеллента и тока через коронирующий электрод 5. Изменение тока через коронирующий электрод 5 осуществляют по команде с блока управления 46 подаче команды на регулятор тока 98 разряда (фиг. 1).The engine thrust is controlled by simultaneously changing the flow rate of the propellant and the current through the
Отрицательные заряды с компенсационного электрода 60 по отводящему проводу 82 передаются в блок питания 48 для его зарядки.Negative charges from the
Тяга, создаваемая ионно при небольшом расходе инертного газа - пропеллента. В связи с тем, что скорость истечения - динамическим зондом 31 двигателем, работающим в режиме ионного двигателя невелика, но она может действовать длительное время (несколько дней или месяцев) ионов и плазмы в десятки и сотни раз превышает скорость истечения продуктов сгорания (которая не превышает М=4,5), то происходит постоянное увеличение скорости полета летательного аппарата в течение длительного времени до очень больших скоростей.The thrust created ionically at a low consumption of an inert gas - propellant. Due to the fact that the outflow rate - by the
Для активации процесса ионизации и образования плазмы с лазерных свеч зажигания 27 периодически подают импульсы лазерного луча на коронирующий электрод 5 для его разогрева и создания объемного коронного разряда.To activate the ionization process and the formation of plasma from the laser spark plugs 27, laser beam pulses are periodically applied to the
Дополнительный постоянный кольцевой магнит 83 с осевой намагниченностью, установленный на цилиндрической части 4 камеры 1 создает дополнительное магнитное поле в полости камеры 14 и усиливает ионизацию в ней.An additional permanent
Применение группы изобретений позволило:The use of a group of inventions allowed:
- повысить надежность двигателя за счет применения одного коронирующего электрода и нескольких, охлаждаемых инертным пропеллентом, лазерных свеч зажигания,- to increase the reliability of the engine through the use of one corona electrode and several laser spark plugs cooled with an inert propellant,
- улучшить запуск двигателя за счет использования одной из нескольких свеч лазерного зажигания и использования остальных в качестве резервных,- improve engine starting by using one of several laser spark plugs and using the rest as backup,
- улучшить охлаждение двигателя и наиболее его уязвимых частей,- improve the cooling of the engine and its most vulnerable parts,
- улучшить управляемость ракет с установленным на них разработанным двигателем за счет применения ионно-днамического зонда с телескопическими стержнями, установленными на шарнирах,- improve the controllability of missiles with a developed engine installed on them through the use of an ion-dynamic probe with telescopic rods mounted on hinges,
- обеспечить регулирования тяги ионного двигателя.- to provide regulation of the ion engine thrust.
- обеспечить безопасность полета за счет применения в качестве основного компонента топлива инертного газа - пропеллента.- to ensure flight safety by using an inert gas - propellant - as the main fuel component.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020119230A RU2747067C1 (en) | 2020-06-03 | 2020-06-03 | Ion propulsion engine, method for operation thereof and corona forming electrode |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020119230A RU2747067C1 (en) | 2020-06-03 | 2020-06-03 | Ion propulsion engine, method for operation thereof and corona forming electrode |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2747067C1 true RU2747067C1 (en) | 2021-04-23 |
Family
ID=75584975
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020119230A RU2747067C1 (en) | 2020-06-03 | 2020-06-03 | Ion propulsion engine, method for operation thereof and corona forming electrode |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2747067C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2099572C1 (en) * | 1995-01-16 | 1997-12-20 | Козлов Николай Степанович | Plasma-jet engine |
| RU2527500C1 (en) * | 2013-08-05 | 2014-09-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Device for laser ignition of fuel in gas generator of liquid propellant rocket engine |
| US20170088293A1 (en) * | 2014-05-21 | 2017-03-30 | Safran Aircraft Engines | Engine for a spacecraft, and spacecraft comprising such an engine |
-
2020
- 2020-06-03 RU RU2020119230A patent/RU2747067C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2099572C1 (en) * | 1995-01-16 | 1997-12-20 | Козлов Николай Степанович | Plasma-jet engine |
| RU2527500C1 (en) * | 2013-08-05 | 2014-09-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Device for laser ignition of fuel in gas generator of liquid propellant rocket engine |
| US20170088293A1 (en) * | 2014-05-21 | 2017-03-30 | Safran Aircraft Engines | Engine for a spacecraft, and spacecraft comprising such an engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2738136C1 (en) | Ionic rocket engine and method of operation thereof | |
| Glumb et al. | Concepts and status of laser-supported rocket propulsion | |
| EP3938653B1 (en) | Spacecraft propulsion devices and systems with microwave excitation | |
| US4815279A (en) | Hybrid plume plasma rocket | |
| CN110439771A (en) | A kind of air-breathing pulse plasma thruster | |
| EP2853736B1 (en) | Chemical-electromagnetic hybrid propulsion system with variable specific impulse | |
| US9410539B2 (en) | Micro-nozzle thruster | |
| US7703273B2 (en) | Dual-mode chemical-electric thrusters for spacecraft | |
| US11143171B2 (en) | Air-breathing pulsed plasma thruster with a variable spacing cathode | |
| RU2747067C1 (en) | Ion propulsion engine, method for operation thereof and corona forming electrode | |
| RU2339840C2 (en) | Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect | |
| RU2761693C1 (en) | Ion rocket engine, method of its operation and coroning electrode | |
| RU2745180C1 (en) | Combined ion rocket engine and coroning electrode | |
| RU2738522C1 (en) | Ionic rocket engine and method of operation thereof | |
| RU2724375C1 (en) | Ionic rocket engine and method of its operation | |
| Mani | Combined chemical--electric propulsion design and hybrid trajectories for stand-alone deep-space CubeSats | |
| RU2733076C1 (en) | Plasma-rocket engine | |
| CN109131943B (en) | Piston-driven charging structure for laser chemical combined thruster | |
| RU2449170C1 (en) | Inertial engine by bogdanov | |
| Dyrda et al. | Diode Laser Ignition Testing for PMMA/GOX Hybrid Motors | |
| RU2562822C2 (en) | Aircraft gas turbine engine and method of its speedup | |
| Brandstein et al. | Laser propulsion system for space vehicles | |
| JPH0771361A (en) | Production device for space navigation craft | |
| Miyagi et al. | Characterization of a Liquid-propellant Pulsed Plasma Thruster Using Various Nozzle Configurations | |
| Kumar | Rocket Propulsion: Classification of Different Types of Rocket Propulsion System and Propulsive Efficiency |