RU2764487C1

RU2764487C1 - Hybrid wave plasma engine for low orbit space vehicle

Info

Publication number: RU2764487C1
Application number: RU2021119943A
Authority: RU
Inventors: Андрей Иванович Шумейко; Вера Ивановна Майорова; Виктор Дмитриевич Телех
Priority date: 2021-07-07
Filing date: 2021-07-07
Publication date: 2022-01-17

Abstract

FIELD: space technology.

SUBSTANCE: invention relates to space technology, in particular to electric propulsion systems with an electric rocket engine (ERE). A hybrid wave plasma engine for a low-orbit spacecraft contains a gas-discharge chamber made open to the external atmosphere from two opposite ends with the possibility of forming two thrust vectors opposite to each other in direction, an antenna, an HF generator module, which is electrically connected to the antenna, magnetic systems, located one at each of the opposite ends of the gas discharge chamber, having electrical communication lines with power sources of magnetic systems, a storage and supply system of the working fluid connected to the gas discharge chamber by means of two radial gas inlets, hermetically connected to the gas discharge chamber in two places, located to the locations of the magnetic systems. A material with a low work function of electrons is applied to the inner surface of the gas-discharge chamber. The antenna is located on the outer surface of the gas-discharge chamber in the center and on its outer side is surrounded by a ring of dielectric material, covered from its outer side with a layer of an electric current-conducting material. The engine contains a magnetic attitude control system of a low-orbit spacecraft, consisting of three current coils directed along three orthogonal axes associated with the coordinate system of a low-orbit spacecraft, which, when interacting with the earth's magnetic field, lead to the emergence of controlled magnetic moments, with the help of which it is possible to change the orientation low-orbit spacecraft.

EFFECT: implementation of the invention provides a reduction in the mass and dimensions of the engine, an increase in specific thrust and specific impulse of the engine per unit of power consumption.

1 cl, 1 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеThe technical field to which the invention belongs

Изобретение относится к космической технике, в частности к электроракетным двигательным установкам с электрическим ракетным двигателем (ЭРД) с безъэлектродными источником плазмы и ускорительной ступенью, использующей в качестве рабочего тела широкий круг веществ, предназначенная, главным образом, для установки на низкоорбитальных космических аппаратах (КА) для их до выведения с опорной на целевую орбиту, коррекции и поддержания орбиты, ориентации, разгрузки систем ориентации, маневрам между орбитами, увода КА с целевой орбиты в конце его срока активного существования (САС).The invention relates to space technology, in particular to electric propulsion systems with an electric rocket engine (EP) with an electrodeless plasma source and an accelerating stage using a wide range of substances as a working fluid, intended mainly for installation on low-orbit spacecraft (SC) for them before insertion from the reference to the target orbit, correction and maintenance of the orbit, orientation, unloading of attitude control systems, maneuvers between orbits, removal of the spacecraft from the target orbit at the end of its active lifetime (SAS).

Уровень техникиState of the art

Известен аналог - изобретение Helicon plasma electric propulsion device (патент CN104405603 В, опубликован 12.04.2017). Изобретение относится к электро-ракетным двигателям. Изобретение включает минимум одно металлическое кольцо, составляющие корпус двигателя, первый и второй металлические фланцы, геликонную антенну, газоразрядную камеру, газоввод, минимум два кольца магнитов.An analogue is known - the invention of the Helicon plasma electric propulsion device (patent CN104405603 B, published on 04/12/2017). The invention relates to electric rocket engines. The invention includes at least one metal ring constituting the engine housing, the first and second metal flanges, a helicon antenna, a gas discharge chamber, a gas inlet, and at least two rings of magnets.

Недостатком является то, что газоввод подсоединен к газоразрядной камере с одного из ее торцов. При этом теряется возможность использовать торец газоразрядной камеры для истечения плазмы и создания тяги в данном направлении. Таким образом, увеличиваются объем, масса и потребляемая мощность двигательной установки при размещении нескольких таких двигателей для управления несколькими осями тяги, что делает неэффективным или не возможным их использование на борту космического аппарата. Ввод газа в начале газоразрядной камеры приведет к потерям мощности на процессы повторной ионизации рекомбинировавших частиц рабочего тела по длине газоразрядной камеры, что в свою очередь приведет с снижению удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу мощности. Использование геликонной антенны без защитных диэлектрических колец приведет возникновению паразитных ВЧ емкостных разрядов на поверхности как самой антенны, так и на поверхностях предлагаемого в изобретении двигателя вследствие возникновения ВЧ емкостной связи между этими элементами, что в итоге снизит эффективность работы двигателя, в частности снизит удельные тягу и удельный импульс на единицу подводимой ВЧ-мощности, приведет к уменьшению ресурса двигателя вследствие разрушения элементов конструкции при их распылении возникающими ВЧ емкостными разводами, приведет к невозможности вклада мощности в плазму, т.е. к отказу работы двигателя, т.к. газоразрядная камера покроется продуктами распыленных металлических антенны и элементов двигателя.The disadvantage is that the gas inlet is connected to the gas discharge chamber from one of its ends. In this case, the possibility of using the end of the gas-discharge chamber for the outflow of plasma and the creation of thrust in this direction is lost. Thus, the volume, mass and power consumption of the propulsion system increase when placing several such engines to control several thrust axes, which makes their use on board the spacecraft inefficient or impossible. The introduction of gas at the beginning of the gas discharge chamber will lead to power losses due to the processes of re-ionization of the recombined particles of the working fluid along the length of the gas discharge chamber, which in turn will lead to a decrease in the specific thrust and specific impulse of the engine per unit power. The use of a helicon antenna without protective dielectric rings will lead to parasitic HF capacitive discharges on the surface of both the antenna itself and on the surfaces of the engine proposed in the invention due to the occurrence of HF capacitive coupling between these elements, which will ultimately reduce the efficiency of the engine, in particular, reduce specific thrust and specific impulse per unit of supplied RF power, will lead to a decrease in the engine resource due to the destruction of structural elements when they are sputtered by emerging RF capacitive divorces, will lead to the impossibility of the power contribution to the plasma, i.e. to failure of the engine, tk. the gas-discharge chamber will be covered with products of sprayed metal antennas and engine elements.

Известен аналог - изобретение Ракетный двигатель малой тяги для космического летательного аппарата (патент RU 2445510 C2, опубликован 20.03.2012). Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Изобретение включает газоразрядную камеру (главную камеру), определяющую ось сил тяги, инжектор для введения ионизируемого газа в главную камеру, антенну, генераторы магнитного поля, генератор электромагнитного поля, генератор для изменения направления магнитного поля.An analogue is known - the invention of a low-thrust rocket engine for a spacecraft (patent RU 2445510 C2, published on March 20, 2012). The invention relates to low-thrust rocket engines. The invention includes a gas-discharge chamber (main chamber) that determines the axis of thrust forces, an injector for introducing ionized gas into the main chamber, an antenna, magnetic field generators, an electromagnetic field generator, a generator for changing the direction of the magnetic field.

Недостатком является то, что в изобретении есть только одно направление тяги газоразрядного канала. Инжектор ввода ионизируемого газа закрывает один из концов газоразрядной камеры, что в свою очередь приводит к неэффективности ее использования, т.к. при применении предложенного способа ионизации газа - электромагнитный, плазма может истекать из двух концов газоразрядной камеры. При разработке двигателя для космического аппарата (КА), в частности, двигателя с более чем одним вектором тяги, использование только одного торца газоразрядной камеры приведет к увеличению массы и габаритов двигателя, что вследствие приведет к удорожанию разработки и запуска КА или к невозможности использовать на борту КА. Предлагаемое устройство антенны, в частности использование в нем емкостно связанных электродов, является нецелесообразным для использования на борту КА. Это связано с тем, что паразитный емкостной разряд начнет возникать на всех элементах двигательной установки и КА. близко расположенных к емкостно связанным электродам, при этом емкостной разряд будет разрушать как сами электроды, так и элементы конструкции двигателя и КА. Проблема возникновения и последствий паразитного емкостного разряда описана в работе Takahashi, K. (2012). Radiofrequency antenna for suppression of parasitic discharges in a helicon plasma thruster experiment. Review of Scientific Instruments, 83(8), 083508 (doi.org/10.1063/1.4748271). Также использование емкостного разряда для ионизации рабочего тела является неэффективным способом генерации плазмы для космических двигателей, так как плазма высокочастотного емкостного разряда имеет низкую плотность (не выше 10¹⁶ м^-3) при низком давлении и низкой мощности, которой будет недостаточно для эффективной работы двигателя. Данные по плотности плазмы емкостного разряда представлены в работе Chabert, Р., & Braithwaite, N. (2011). Physics of radio-frequency plasmas. Cambridge University Press. Предлагаемое устройство антенны, в частности использование в нем индуктивно связанной катушки, является нецелесообразным для использования на борту КА. Это связано с тем, что в данном случае энергия от индуктора в плазму будет передаваться как в трансформаторе, при этом коэффициент трансформации будет не выше 0,5. Учитывая потери мощности на линии ВЧ-генератор-Индуктор и потери в антенне, для генерации плотной плазмы (выше 10¹⁸ м^-3) потребуется высокая мощность (выше 800 Вт), делая невозможным использование двигателя с таким источником плазмы на К А, которые обладают низкой энерговооруженностью. Предлагаемое устройство антенны, в частности использование в нем антенн типов Doubie-Saddle и Loop, также является нецелесообразным для использования на борту КА. Это связано с тем, что, как и в случае с применением емкостно связанных электродов, при низких мощностях будут возникать паразитные емкостные разряды на поверхности самой антенны и на элементах конструкции двигателя и КА. При этом при долгой продолжительности этих процессов, вследствие распыления металлической антенны и металлических элементов конструкции двигателя, внешняя поверхность газоразрядной трубки покроется металлической пленкой, которая будет поглощать генерируемое антенной электромагнитное излучение и процесс ионизации рабочего тела внутри газоразрядной камеры будет невозможным, т.е. двигатель выйдет из строя. Предлагаемое местоположение инжектора для ввода газа в газоразрядную камеру является неэффективным с точки зрения вложения мощности в плазму и ионизации рабочего тела. При ионизации рабочего тела в начале газоразрядной камеры и при использовании в ионизаторе антенны, которая генерирует электромагнитные волны в плазме (предложенные в рассматриваемом изобретении антенны Double-Saddle и Loop), будет затрачиваться больше мощности на ионизацию и будет вкладываться меньше мощности в плазму, т.к. образование волн в плазме происходит за антенной, а именно волны эффективно ионизируют газ и вкладывают мощность в плазму. Использование большого количества магнитных систем является нецелесообразным, т.к. для ускорения плазмы достаточно одного магнитного сопла на выходе из газоразрядной камеры. Большое количество магнитных систем утяжеляет массу двигателя и занимает полезный объем, что делает непригодным использование такого двигателя на борту КА. В изобретении отсутствует система электромагнитного экранирования. Устройство, использующего электромагнитные волны и магнитное поле для генерации и ускорения плазмы, создает электромагнитное излучение, которое при поглощении элементов конструкции КА может вызвать возникновение магнитного момента, который начнет вращать КА. а также вызвать сбои в работе целевой нагрузки КА или вывести ее из строя.The disadvantage is that in the invention there is only one direction of thrust of the gas discharge channel. The injector for introducing the ionized gas closes one of the ends of the gas-discharge chamber, which in turn leads to inefficiency of its use, because when applying the proposed method of gas ionization - electromagnetic, the plasma can flow from the two ends of the gas discharge chamber. When developing an engine for a spacecraft (SC), in particular, an engine with more than one thrust vector, the use of only one end of the gas discharge chamber will lead to an increase in the mass and dimensions of the engine, which, as a result, will lead to an increase in the cost of development and launch of the SC or to the inability to use it on board. KA. The proposed antenna device, in particular the use of capacitively coupled electrodes in it, is inappropriate for use on board the spacecraft. This is due to the fact that a parasitic capacitive discharge will begin to occur on all elements of the propulsion system and the spacecraft. located close to the capacitively coupled electrodes, while the capacitive discharge will destroy both the electrodes themselves and the structural elements of the engine and spacecraft. The problem of the occurrence and consequences of parasitic capacitive discharge is described in Takahashi, K. (2012). Radiofrequency antenna for suppression of parasitic discharges in a helicon plasma thruster experiment. Review of Scientific Instruments, 83(8), 083508 (doi.org/10.1063/1.4748271). Also, the use of a capacitive discharge to ionize the working fluid is an inefficient way of generating plasma for space engines, since the plasma of a high-frequency capacitive discharge has a low density (not higher than 10 ¹⁶ m ^-3 ) at low pressure and low power, which will not be enough for the efficient operation of the engine. Capacitive discharge plasma density data are presented in Chabert, R., & Braithwaite, N. (2011). Physics of radio-frequency plasmas. Cambridge University Press. The proposed antenna device, in particular, the use of an inductively coupled coil in it, is inappropriate for use on board a spacecraft. This is due to the fact that in this case the energy from the inductor to the plasma will be transferred as in a transformer, while the transformation ratio will not be higher than 0.5. Taking into account the power losses in the HF-generator-Inductor line and the losses in the antenna, ^{high power (above 800 W) is required to generate dense plasma (above 10 18} m ^-3 ), making it impossible to use an engine with such a plasma source on K A, which have low power supply. The proposed antenna device, in particular, the use of antennas of the Doubie-Saddle and Loop types in it, is also inappropriate for use on board the spacecraft. This is due to the fact that, as in the case with the use of capacitively coupled electrodes, at low powers parasitic capacitive discharges will occur on the surface of the antenna itself and on the structural elements of the engine and spacecraft. At the same time, with a long duration of these processes, due to the sputtering of the metal antenna and metal elements of the engine structure, the outer surface of the gas discharge tube will be covered with a metal film that will absorb the electromagnetic radiation generated by the antenna and the process of ionization of the working fluid inside the gas discharge chamber will be impossible, i.e. the engine will fail. The proposed location of the injector for introducing gas into the gas discharge chamber is inefficient from the point of view of power input into the plasma and ionization of the working fluid. When the working fluid is ionized at the beginning of the gas-discharge chamber and when an antenna is used in the ionizer that generates electromagnetic waves in the plasma (the Double-Saddle and Loop antennas proposed in the invention under consideration), more power will be spent on ionization and less power will be put into the plasma, i.e. To. the formation of waves in the plasma occurs behind the antenna, namely, the waves effectively ionize the gas and put power into the plasma. The use of a large number of magnetic systems is impractical, because To accelerate the plasma, one magnetic nozzle at the outlet of the gas-discharge chamber is sufficient. A large number of magnetic systems makes the mass of the engine heavier and takes up useful volume, which makes it unsuitable to use such an engine on board a spacecraft. The invention does not include an electromagnetic shielding system. A device that uses electromagnetic waves and a magnetic field to generate and accelerate plasma creates electromagnetic radiation, which, when absorbed by the elements of the spacecraft structure, can cause a magnetic moment, which will begin to rotate the spacecraft. as well as cause malfunctions in the operation of the target load of the spacecraft or disable it.

Известен ближайший аналог (прототип) - изобретение Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата (патент RU 2741401 C1, опубликован 25.01.2012). Изобретение относится к ЭРД с безъэлектродными источником плазмы и ускорительной ступенью. Изобретение включает элементы жесткой конструкции модуля, минимум три газоразрядных камеры, минимум три антенны, минимум три кольца из диэлектрического материала, систему хранения и подачи рабочего тела, минимум шесть радиальных газовводов, модуль из ВЧ-генераторов, минимум три линии связи ВЧ-генераторов с антеннами, минимум шесть магнитных систем, модуль преобразования бортового питания, модуль из ВЧ-генераторов, систему питания магнитных систем, управляющий модуль, систему электромагнитного экранирования.Known closest analogue (prototype) - the invention Module with a multi-channel plasma propulsion system for a small spacecraft (patent RU 2741401 C1, published 25.01.2012). The invention relates to an electric propulsion engine with an electrodeless plasma source and an accelerating stage. The invention includes elements of a rigid module design, at least three gas discharge chambers, at least three antennas, at least three rings of dielectric material, a working fluid storage and supply system, at least six radial gas inlets, a module of RF generators, at least three communication lines of RF generators with antennas , at least six magnetic systems, an onboard power conversion module, a module of RF generators, a power supply system for magnetic systems, a control module, an electromagnetic shielding system.

Недостатком является то, что в изобретении предлагается использовать несколько газоразрядных камер для создания нескольких векторов тяги. Данный подход нерационален, т.к. несмотря на то, что является возможным создание отдельной компактной по массе и габаритам газоразрядной камеры совместно с магнитными системами и антенной, покрытой слоем диэлектрического материала, способные создавать минимум два вектора тяги, совокупность нескольких таких газоразрядных камер совместно с магнитными системами и антеннами, покрытыми слоем диэлектрического материла, будет представлять собой устройство с достаточно высокими массой и объемами, что будет представлять затруднение для установки на борту малого космического аппарата, которые на данный момент испытывают наибольшую потребность в двигателях со способностью генерирования нескольких векторов тяги, в частности, такую потребность испытывают низкоорбитальные группировки малых космических аппаратов, например, Starlink и OneWeb. Более того, при наличии нескольких отдельных газоразрядных камер, которые совместно с антеннами и магнитными системами, представляют собой несколько отдельных источников плазмы с ускорительными ступенями, будет требоваться относительно высокое потребление мощности, возможности предоставления которой на борту малых космических аппаратов затруднительно, в особенности, низкоорбитальных малых космических аппаратов, для которых на сегодняшнем уровне развития техники основным источником генерации мощности являются солнечные батареи, обладающие низкими эффективностью и удельной плотностью генерации мощности по массе и объему. Также, ввиду ограниченности мощности, которая может быть потреблена двигателем, для эффективной ионизации различных рабочих тел в нескольких газоразрядных камерах будет недостаточно использования волнового режима генерации плазмы. Например, представленные на рынке ЭРД двигатели для малых космических аппаратов, такие как, геликонный двигатель REGULUS итальянской компании T4i и ионный двигатель BIT-3 американской компании BUSEK Inc. требуют для работы от 50 до 80 Вт. Сопоставимое энергопотребление устройством, предложенным в изобретении RU 2741401 C1, содержащим три газоразрядных канала приведет к тому, что на каждую камеры совместно с магнитными системами будет приходиться лишь по 20 Вт мощности, при этом только магнитные системы предлагаемого устройства будут потреблять не менее 25% от мощности на каждый канал, т.е. 5 Вт, что приведет к тому, что в газоразрядных каналах режим генерации плазмы будет близок к емкостному разряду, характеризующемуся низкой плотностью плазмы, что будет являться неэффективным режимом генерации тяги. Более того, предложенный способ подавления паразитных разрядов вокруг антенны и между антенной и окружающими ее металлическими поверхностями - использование диэлектрического материала, покрывающего внешнюю поверхность антенны - является неэффективным, т.к. часть электромагнитного излучения будет распространяться за пределы диэлектрического материала. При предложенной в изобретении RU 2741401 C1 конфигурации системы подавления паразитных разрядов в первую очередь будет распыляться диэлектрический материал, что со временем приведет и к распылению антенны и последующему отказу двигательного модуля.The disadvantage is that the invention proposes to use multiple gas discharge chambers to create multiple thrust vectors. This approach is irrational, because despite the fact that it is possible to create a separate gas-discharge chamber compact in mass and dimensions together with magnetic systems and an antenna coated with a layer of dielectric material, capable of creating at least two thrust vectors, a combination of several such gas-discharge chambers together with magnetic systems and antennas coated with a layer of dielectric material, will be a device with a sufficiently high mass and volume, which will be difficult to install on board a small spacecraft, which currently have the greatest need for engines with the ability to generate multiple thrust vectors, in particular, such a need is experienced by low-orbit constellations of small spacecraft such as Starlink and OneWeb. Moreover, in the presence of several separate gas-discharge chambers, which, together with antennas and magnetic systems, represent several separate sources of plasma with accelerator stages, a relatively high power consumption will be required, which is difficult to provide on board small spacecraft, especially for low-orbit small spacecraft. spacecraft, for which, at the current level of technological development, the main source of power generation is solar batteries, which have low efficiency and specific power generation density in terms of mass and volume. Also, due to the limited power that can be consumed by the engine, for the effective ionization of various working bodies in several gas-discharge chambers, it will not be enough to use the wave mode of plasma generation. For example, EJE engines for small spacecraft on the market, such as the REGULUS helicon engine of the Italian company T4i and the BIT-3 ion engine of the American company BUSEK Inc. require 50 to 80 watts to operate. Comparable power consumption by the device proposed in the invention RU 2741401 C1, containing three gas discharge channels, will lead to the fact that each camera together with magnetic systems will have only 20 W of power, while only the magnetic systems of the proposed device will consume at least 25% of the power for each channel, i.e. 5 W, which will lead to the fact that in the gas-discharge channels the plasma generation mode will be close to the capacitive discharge, which is characterized by a low plasma density, which will be an inefficient thrust generation mode. Moreover, the proposed method of suppressing parasitic discharges around the antenna and between the antenna and the metal surfaces surrounding it - the use of a dielectric material covering the outer surface of the antenna - is inefficient, because. part of the electromagnetic radiation will propagate outside the dielectric material. With the configuration of the parasitic discharge suppression system proposed in the invention RU 2741401 C1, the dielectric material will be sprayed first, which will eventually lead to antenna spraying and subsequent failure of the motor module.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Технической задачей, которую решает предлагаемое изобретение, является создание гибридного волнового плазменного двигателя для низкоорбитального космического аппарата, с уменьшенными массой и габаритами для выполнения маршевых операций, коррекции и поддержания орбиты космического аппарата, его ориентации, маневров между орбитами, увода космического аппарата в конце его срока активного существования, обеспечивающего увеличение удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицы потребляемой мощности, массы и объема, увеличение эффективности ионизации различных рабочих тел, а также в котором не возникают паразитные разряды, разрушающие элементы конструкции двигателя и космического аппарата, отсутствуют потери при вкладе мощности в плазму на электромагнитной линии связи антенна-плазма, а также в котором отсутствует необходимость использования механических устройств для изменения ориентации космического аппарата для начала выполнения маршевых операций в заданном направлении, отличном от того, в котором космический аппарата пребывает до выполнения маршевых операций.The technical problem that the present invention solves is the creation of a hybrid wave plasma engine for a low-orbit spacecraft, with reduced weight and dimensions for performing marching operations, correcting and maintaining the orbit of the spacecraft, its orientation, maneuvers between orbits, and removal of the spacecraft at the end of its life. active existence, which provides an increase in the specific thrust and specific impulse of the engine per unit of power consumption, mass and volume, an increase in the efficiency of ionization of various working bodies, and also in which there are no parasitic discharges that destroy elements of the engine and spacecraft design, there are no losses due to the contribution of power to plasma on the electromagnetic antenna-plasma communication line, and also in which there is no need to use mechanical devices to change the orientation of the spacecraft to start marching operations in a given direction, different from m of the one in which the spacecraft stays before performing marching operations.

Технический результат заключается в снижении массы и габаритов двигателя, увеличении удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу потребляемой мощности, исключении паразитных разрядов, разрушающих элементы конструкции двигателя и космического аппарата, исключении потерь при вкладе мощности в плазму на электромагнитной линии связи антенна-плазма, сокращение времени выполнения космических маневров, требующие участия двигательной установки, отсутствии необходимости использования механических устройств для изменения ориентации космического аппарата для начала выполнения маршевых операций в заданном направлении, отличном от того, в котором космический аппарата пребывает до выполнения маршевых операций.The technical result consists in reducing the mass and dimensions of the engine, increasing the specific thrust and specific impulse of the engine per unit of power consumed, eliminating parasitic discharges that destroy the structural elements of the engine and the spacecraft, eliminating losses due to the contribution of power to the plasma on the electromagnetic antenna-plasma communication line, reducing space maneuvers, requiring the participation of the propulsion system, the absence of the need to use mechanical devices to change the orientation of the spacecraft to start marching operations in a given direction, different from the one in which the spacecraft stays before performing marching operations.

Для решения поставленной задачи с достижением заявленного технического результата гибридный волновой плазменной двигатель для низкоорбитального космического аппарата содержит газоразрядную камеру, на внутренней поверхности которой нанесен материал с низкой работой выхода электронов, выполненную открытой во внешнюю атмосферу с двух противоположных торцов с возможностью формирования двух векторов тяги, противоположных друг другу по направлению, антенну, с внешней своей стороны окруженную кольцом из диэлектрического материала, покрытого с его внешней стороны слоем проводящего электрический ток материала модуль ВЧ-генератора, имеющий электрическую связь с антенной, магнитные системы, расположенные по одной на каждом из противоположных концов газоразрядной камеры, имеющие линии электрической связи с источниками питания магнитных систем, систему магнитного управления ориентацией низкоорбитального космического аппарата, состоящую из трех токовых катушек, направленных по трем ортогональным осям, систему хранения и подачи рабочего тела, соединенную с газоразрядной камерой при помощи двух радиальных газовводов, герметично соединенных с газоразрядной камерой в двух местах, расположенных до мест расположения магнитных систем.To solve the problem with the achievement of the claimed technical result, the hybrid wave plasma engine for a low-orbit spacecraft contains a gas discharge chamber, on the inner surface of which a material with a low electron work function is applied, made open to the outer atmosphere from two opposite ends with the possibility of forming two thrust vectors opposite to each other in direction, the antenna, on its outer side, is surrounded by a ring of dielectric material, coated on its outer side with a layer of electrically conductive material, an RF generator module having an electrical connection with the antenna, magnetic systems located one at each of the opposite ends of the gas discharge chambers having electric communication lines with power sources of magnetic systems, a magnetic attitude control system for a low-orbit spacecraft, consisting of three current coils directed along three orthogonal axes m, a system for storing and supplying the working fluid, connected to the gas discharge chamber using two radial gas inlets, hermetically connected to the gas discharge chamber in two places located up to the locations of the magnetic systems.

Краткое описание чертежейBrief description of the drawings

Фиг. 1 - конструктивная блок-схема предлагаемого двунаправленного волнового плазменного двигателя для низкоорбитального космического аппарата;Fig. 1 is a structural block diagram of the proposed bidirectional wave plasma engine for a low-orbit spacecraft;

Осуществление изобретенияImplementation of the invention

Гибридный волновой плазменный двигатель предлагается использовать на низкоорбитальных космических аппаратах (КА), в том числе на малых низкоорбитальных космических аппаратах (МКА), для их до выведения с опорной на целевую орбиту, коррекции и поддержания орбиты, прецизионной ориентации, разгрузки систем ориентации, маневрам между орбитами, увода КА с целевой орбиты в конце его срока активного существования (САС).The hybrid wave plasma thruster is proposed to be used on low-orbit spacecraft (SC), including small low-orbit spacecraft (SSC), for their launch from the reference to the target orbit, correction and maintenance of the orbit, precision orientation, unloading attitude control systems, maneuvers between orbits, removal of the spacecraft from the target orbit at the end of its active lifetime (SAS).

Предлагаемый в данном изобретении двигатель выполнен состоит из следующих элементов с их функциями:Proposed in this invention, the engine is made up of the following elements with their functions:

- газоразрядной камеры (1), на внутреннюю поверхность которой нанесен материал с низкой работой выхода электронов (2). Газоразрядная камера (1) выполнена из диэлектрического материала в виде цилиндра со стенками, толщина которых может быть в разном исполнении, но такой, чтобы на оси цилиндра был сквозной цилиндрический тракт, расположенный внутри объема газоразрядной камеры (1). На внешней поверхности газоразрядной камеры (1) по центру расположена антенна (3), генерирующая электромагнитное поле внутри газоразрядной камеры (1) для ионизации рабочего тела, имеющая линию электрической связи с модулем ВЧ-генератора (4). Каждый противоположный торец газоразрядной камеры открыт во внешнее пространство. На каждом торце газоразрядной камеры (1) имеется по одной магнитной системе (7), имеющих линии электрической связи с источниками питания магнитных систем (8). Каждая магнитная система (7) представляет собой соленоид. Газоразрядная камера (1) является каналом, где генерируется плазма. Из газоразрядной камеры (1) ускоренный поток плазмы может выходить по двум противоположным направлениям, т.е. газоразрядная камера (1) обеспечивает генерацию двух векторов тяги, противоположных по направлению. За счет выполнения газоразрядной камеры (1) двигателя открытой во внешнюю атмосферу с двух противоположных торцов, обеспечивая возможность формирования двух векторов тяги, противоположных друг другу по направлению, могут быть уменьшены вес и габариты космического аппарата, поскольку для формирования двух векторов тяги достаточно не двух отдельных двигателей, каждый из которых формирует один вектор тяги, а одного, предложенного в изобретении. Материал с низкой работой выхода электронов (2) обеспечивает эффективную ионизацию рабочего тела внутри газоразрядной камеры (1) за счет эмитирования электронов при воздействии газового разряда, генерируемого во внутренней полости газоразрядной камеры (1) за счет электромагнитного излучения, создаваемого антенной (3), даже при низких значениях мощности, вкладываемой антенной (3) в плазму во внутренней полости газоразрядной камеры (1). В качестве материала с низкой работой выхода электронов могут выступать оксид иттрия Y₂O₃ или гексаборид лантана LaB₆. При этом, предлагаемые к использованию материалы с низкой работой выхода электронов являются диэлектриками, а также за счет их нанесения на поверхность внутренней полости газоразрядной камеры (1) тонким слоем - не более 1 мм - они не будут препятствовать проникновению электромагнитного излучения, генерируемого антенной (3), во внутреннюю полость газоразрядной камеры (1) для ионизации рабочего тела. На каждом конце газоразрядной камеры (1) до места расположения магнитных систем (7) имеется место герметичного соединения газоразрядной камеры (1) с системой хранения и подачи рабочего тела (9) по средством радиальных газовводов (10);- a gas-discharge chamber (1), on the inner surface of which a material with a low work function of electrons (2) is deposited. The gas-discharge chamber (1) is made of a dielectric material in the form of a cylinder with walls, the thickness of which can be in different versions, but such that there is a through cylindrical path on the axis of the cylinder, located inside the volume of the gas-discharge chamber (1). On the outer surface of the gas-discharge chamber (1), an antenna (3) is located in the center, generating an electromagnetic field inside the gas-discharge chamber (1) for ionization of the working fluid, having an electrical communication line with the RF generator module (4). Each opposite end of the gas discharge chamber is open to the outer space. At each end of the gas-discharge chamber (1) there is one magnetic system (7) having electric communication lines with power sources of magnetic systems (8). Each magnetic system (7) is a solenoid. The gas discharge chamber (1) is the channel where the plasma is generated. From the gas-discharge chamber (1), the accelerated plasma flow can exit in two opposite directions, i.e. gas-discharge chamber (1) provides generation of two thrust vectors opposite in direction. Due to the execution of the gas-discharge chamber (1) of the engine open to the external atmosphere from two opposite ends, providing the possibility of forming two thrust vectors opposite to each other in direction, the weight and dimensions of the spacecraft can be reduced, since more than two separate thrust vectors are sufficient to form two thrust vectors. engines, each of which forms one thrust vector, and one proposed in the invention. The material with a low work function of electrons (2) ensures effective ionization of the working fluid inside the gas discharge chamber (1) due to the emission of electrons when exposed to a gas discharge generated in the internal cavity of the gas discharge chamber (1) due to electromagnetic radiation generated by the antenna (3), even at low values of the power deposited by the antenna (3) into the plasma in the internal cavity of the gas-discharge chamber (1). _{Yttrium oxide Y 2} O ₃ or lanthanum hexaboride LaB ₆ can serve as a material with a low electron work function. At the same time, the materials proposed for use with a low work function of electrons are dielectrics, and also due to their application to the surface of the internal cavity of the gas discharge chamber (1) with a thin layer - no more than 1 mm - they will not prevent the penetration of electromagnetic radiation generated by the antenna (3 ), into the internal cavity of the gas discharge chamber (1) for ionization of the working fluid. At each end of the gas discharge chamber (1) up to the location of the magnetic systems (7) there is a place for a hermetic connection of the gas discharge chamber (1) with the system for storing and supplying the working fluid (9) by means of radial gas inlets (10);

- антенны (3), электрически соединенной по линии электрической связи с модулем ВЧ-генератора (4). На антенну (3) по линии электрической связи модуля ВЧ-генератора (4) с антенной (3) от модуля ВЧ-генератора (4) подается ВЧ-мощность. которая преобразуется антенной (3) в переменное электромагнитное поле во внутренней полости газоразрядной камеры (1). Переменные электромагнитные поля, создаваемые антенной (3) во внутренней полости газоразрядной камеры (1). вызывают колебания свободных электронов, присутствующих в любом пространстве, например, при нормальных условиях в окружающем пространстве присутствует порядка 10²³ м^-3 электронов, при этом при колебаниях электроны набирают энергию для ионизации рабочего тела, вводимого в газоразрядную камеру (1) из системы хранения и подачи рабочего тела (9) через радиальные газовводы (10). При наличии осевого магнитного поля, создаваемого магнитной системой (7), и электромагнитных полей, генерируемых антенной (3). начинается процесс образования собственных электромагнитных волн в плазме, в частности геликонных волн, которые в свою очередь создают волны Трайвелписа-Гоулда или косые волны Ленгмюра, которые увеличивают степень ионизации плазмы внутри газоразрядной камеры (1) и способствуют повышению вклада мощности, передаваемой антенной (3), в плазму во внутренней полости газоразрядной камеры (1). Со стороны внешней поверхности антенна (3) окружена кольцом из диэлектрического материала (5), которое покрыто с внешней стороны слоем проводящим электрический ток материала (6). что обеспечивает исключение влияния электромагнитного излучения, генерируемого антенной (3);- an antenna (3) electrically connected via an electrical communication line to the RF generator module (4). RF power is supplied to the antenna (3) via the electrical communication line of the RF generator module (4) with the antenna (3) from the RF generator module (4). which is converted by the antenna (3) into an alternating electromagnetic field in the internal cavity of the gas discharge chamber (1). Variable electromagnetic fields generated by the antenna (3) in the internal cavity of the gas discharge chamber (1). cause vibrations of free electrons present in any space, for example, under normal conditions, about 10 ²³ m ^-3 electrons are present in the surrounding space, while during vibrations, electrons gain energy to ionize the working fluid introduced into the gas discharge chamber (1) from the storage system and supply of the working fluid (9) through the radial gas inlets (10). In the presence of an axial magnetic field generated by the magnetic system (7) and electromagnetic fields generated by the antenna (3). the process of formation of electromagnetic eigenwaves in the plasma begins, in particular helicon waves, which in turn create Trivelpeace-Gould waves or oblique Langmuir waves, which increase the degree of plasma ionization inside the gas discharge chamber (1) and contribute to an increase in the contribution of the power transmitted by the antenna (3) , into the plasma in the internal cavity of the gas-discharge chamber (1). On the side of the outer surface, the antenna (3) is surrounded by a ring of dielectric material (5), which is covered on the outside with a layer of electrically conductive material (6). which ensures the exclusion of the influence of electromagnetic radiation generated by the antenna (3);

- кольца из диэлектрического материала (5), покрытого с его внешней стороны слоем проводящим электрический ток материала (6), при этом кольцо из диэлектрического материала (5) окружает антенну (3) со стороны се внешней поверхности. Кольцо из диэлектрического материала (5) может быть выполнено из любого диэлектрического материала, например, Al₂O₃, керамического стекла. Кольцо из диэлектрического материала (5) совместно с нанесенным на его внешнюю поверхность слоем проводящим электрический ток материала (6) препятствуют распространению электромагнитного излучения, создаваемого антенной (3), во внутренний объем гибридного волнового плазменного двигателя для низкоорбитального космического аппарата. Кольцо из диэлектрического материала (5) совместно с нанесенным на его внешнюю поверхность слоем проводящим электрический ток материала (6) препятствуют образованию паразитных емкостных разрядов на поверхности антенны (3). а также на элементах конструкции двигателя;- a ring of dielectric material (5) coated on its outer side with a layer of conductive material (6), while the ring of dielectric material (5) surrounds the antenna (3) from its outer surface. The dielectric material ring (5) can be made of any dielectric material, eg Al ₂ O ₃ , ceramic glass. A ring of dielectric material (5) together with a layer of conductive material (6) deposited on its outer surface prevent the propagation of electromagnetic radiation generated by antenna (3) into the internal volume of a hybrid wave plasma engine for a low-orbit spacecraft. A ring made of dielectric material (5) together with a layer of conductive material (6) deposited on its outer surface prevent the formation of parasitic capacitive discharges on the surface of the antenna (3). as well as on the elements of the engine design;

- магнитных систем (7), каждая из которых располагается на одном из двух концов газоразрядной камеры (1), электрически соединенных с источниками питания магнитных систем (8). Магнитные системы (7) расположены непосредственно возле торцев газоразрядной камеры (1), создают осевые магнитные поля, за счет которых ускоряют плазму, генерируемую во внутренней полости газоразрядной камеры (1) при помощи четырех механизмов ускорения плазмы - электростатического, электромагнитного, газодинамического, Джоулева нагрева;- magnetic systems (7), each of which is located at one of the two ends of the gas discharge chamber (1), electrically connected to the power sources of the magnetic systems (8). Magnetic systems (7) are located directly near the ends of the gas discharge chamber (1), create axial magnetic fields, due to which they accelerate the plasma generated in the internal cavity of the gas discharge chamber (1) using four plasma acceleration mechanisms - electrostatic, electromagnetic, gas dynamic, Joule heating ;

- модуля ВЧ-генератора (4). который обеспечивает подачу и регулирование мощности, вкладываемой в плазму во внутренней полости газоразрядной камеры (1) при помощи антенны (3), имеющей линию электрической связи с модулем ВЧ-генератора (4). Регулирование мощности, вкладываемой при помощи антенны (3) в плазму во внутренней полости газоразрядной камеры (1) необходимо для того, чтобы регулировать величину тяги F_T путем регулирования вложенной мощностью плотности плазмы во внутренней полости газоразрядной камеры (1);- RF generator module (4). which ensures the supply and regulation of the power deposited into the plasma in the internal cavity of the gas discharge chamber (1) using an antenna (3) having an electrical communication line with the RF generator module (4). Regulation of the power deposited by means of the antenna (3) into the plasma in the internal cavity of the gas discharge chamber (1) is necessary in order to regulate the amount of thrust F _T by controlling the plasma density in the internal cavity of the gas discharge chamber (1) by the input power;

- системы хранения и подачи рабочего тела (9), включающую минимум один бак для хранения рабочего тела, два радиальных газоввода (10), которые герметично соединены с каждым из концов газоразрядной камеры (1) до места расположения магнитных систем (7). Система хранения и подачи рабочего тела (9) служит для хранения рабочего тела в баке, подготовки и регулировании расхода рабочего тела в элементах подачи рабочего тела, ввода рабочего тела во внутреннюю полость газоразрядной камеры (1) при помощи радиальных газовводов (10);- systems for storing and supplying the working fluid (9), including at least one tank for storing the working fluid, two radial gas inlets (10), which are hermetically connected to each end of the gas discharge chamber (1) to the location of the magnetic systems (7). The working fluid storage and supply system (9) serves to store the working fluid in the tank, prepare and regulate the flow of the working fluid in the working fluid supply elements, enter the working fluid into the internal cavity of the gas discharge chamber (1) using radial gas inlets (10);

- систему магнитного управления ориентацией низкоорбитального космического аппарата (11), состоящую из трех токовых катушек, направленных по трем ортогональным осям, связанным с системой координат низкоорбитального космического аппарата, которые при взаимодействии с магнитным полем земли приводят к возникновению управляемых магнитных моментов, с помощью которых возможно изменение ориентации низкоорбитального космического аппарата. За счет системы магнитного управления ориентацией низкоорбитального космического аппарата (11) возможно направление вектора тяги, создаваемого за счет ускорения магнитной системой (7) плазмы, создаваемой во внутренней полости газоразрядной камеры (1), без переориентирование космического аппарата за счет потоков ускоренной плазмы или использования механических систем ориентации космического аппарата, что приводит к уменьшению занимаемых двигателем массы и объема, и как следствие, увеличению удельных тяги и удельного импульса на единицу массы и объема.- a magnetic attitude control system for the low-orbit spacecraft (11), consisting of three current coils directed along three orthogonal axes associated with the coordinate system of the low-orbit spacecraft, which, when interacting with the earth's magnetic field, lead to the emergence of controlled magnetic moments, with the help of which it is possible change in the orientation of the low-orbit spacecraft. Due to the magnetic attitude control system of the low-orbit spacecraft (11), it is possible to direct the thrust vector created by accelerating the plasma generated in the internal cavity of the gas-discharge chamber (1) by the magnetic system (7), without reorienting the spacecraft due to accelerated plasma flows or using mechanical spacecraft orientation systems, which leads to a decrease in the mass and volume occupied by the engine, and as a result, an increase in specific thrust and specific impulse per unit mass and volume.

Одной из основных задач, которую решает гибридный волновой плазменный двигатель для низкоорбитального космического аппарата - это создание двух векторов тяги и трех вращающих моментов, выполняющих управляющие воздействия на низкоорбитальный космический аппарат для до выведения КА с опорной на целевую орбиту, коррекции и поддержания орбиты, прецизионной ориентации, разгрузки систем ориентации, маневрам между орбитами, увода КА с целевой орбиты в конце его срока активного существования (САС).One of the main tasks that a hybrid wave plasma engine solves for a low-orbit spacecraft is the creation of two thrust vectors and three torques that perform control actions on a low-orbit spacecraft for the launch of a spacecraft with a reference to the target orbit, correction and maintenance of the orbit, precision orientation , unloading of attitude control systems, maneuvers between orbits, removal of the spacecraft from the target orbit at the end of its active lifetime (SAS).

В перспективных разработках в области электроракетных двигателей (ЭРД) рассматривается применение магнитного сопла с целью контроля плазменного потока, т.е. его ускорения. ЭРД, использующие магнитные сопла, классифицируются как электромагнитные, и включают магнитоплазмодинамические, геликонные двигатели и двигатель VASIMR. Эти передовые двигатели необходимы для того, чтобы отвечать требованиям будущих космических миссий и разрабатываются для производства большого удельного импульса и тяги большей, чем у существующих ЭРД при том же уровне мощности.In promising developments in the field of electric rocket engines (EP), the use of a magnetic nozzle is considered to control the plasma flow, i.e. its acceleration. EJEs using magnetic nozzles are classified as electromagnetic and include magnetoplasmodynamic, helicon and VASIMR thrusters. These advanced engines are needed to meet the requirements of future space missions and are being developed to produce high specific impulse and more thrust than existing EJs at the same power level.

Магнитные сопла, представленные в изобретении электромагнитами, подобно соплам Лаваля, преобразуют термическую энергию частиц рабочего тела или их хаотически направленную кинетическую энергию в направленную кинетическую энергию. Преимущество магнитных сопел заключается в том, что минимизирован контакт высокотемпературной плазмы с поверхностью сопла, при этом магнитные сопла предоставляют возможность использования дополнительных механизмов образования тяги за счет взаимодействия плазмы и их магнитных полей.Magnetic nozzles, represented in the invention by electromagnets, like Laval nozzles, convert the thermal energy of the particles of the working fluid or their randomly directed kinetic energy into directed kinetic energy. The advantage of magnetic nozzles is that the high-temperature plasma contact with the nozzle surface is minimized, while magnetic nozzles make it possible to use additional mechanisms for generating thrust due to the interaction of plasma and their magnetic fields.

Вклад мощности в плазму, отрыв плазмы от магнитных линий и передача импульса ускоренной плазмы в электромагнитном поле, созданном антенной (3), по линиям магнитного поля, созданного магнитными системами (7), являются важными этапами для генерирования тяги в магнитном сопле. Механизмы, при помощи которых извлекается кинетическая энергия из плазмы при помощи электромагнитов магнитных систем для создания сил тяги, включают закон сохранения адиабатического инварианта магнитного момента, силы электрического поля, направление термической энергии и нагрев Джоуля. Механизмы отрыва плазмы включают резистивную диффузию магнитного поля, процессы рекомбинации в плазме, магнитное пересоединение линий магнитного поля, потеря адиабатичности процесса расширения плазмы, эффекты инерционных сил и эффекты расслоения линий собственных электромагнитных полей. Процесс передачи импульса от плазмы к космическому аппарату является следствием взаимодействия между линиями приложенного магнитного поля, созданного электромагнитами и индуцированных потоков, которые формируются вследствие магнитного давления.The contribution of power to the plasma, separation of the plasma from the magnetic lines, and transfer of the momentum of the accelerated plasma in the electromagnetic field generated by the antenna (3) along the lines of the magnetic field generated by the magnetic systems (7) are important steps for generating thrust in the magnetic nozzle. The mechanisms by which kinetic energy is extracted from a plasma using electromagnets of magnetic systems to create thrust forces include the law of conservation of the adiabatic invariant of the magnetic moment, the strength of the electric field, the direction of thermal energy, and Joule heating. Plasma separation mechanisms include resistive diffusion of the magnetic field, recombination processes in plasma, magnetic reconnection of magnetic field lines, loss of adiabaticity of the plasma expansion process, effects of inertial forces, and line separation effects of intrinsic electromagnetic fields. The process of momentum transfer from the plasma to the spacecraft is a consequence of the interaction between the lines of the applied magnetic field created by electromagnets and the induced flows that are formed due to magnetic pressure.

Три ключевых этапа требуются для образования тяги в магнитном сопле:Three key steps are required to generate thrust in a magnetic nozzle:

- Преобразование магнитоплазменной энергии в направленную кинетическую энергию;- Conversion of magnetoplasma energy into directed kinetic energy;

- Эффективный отрыв плазмы от линий магнитного поля;- Effective separation of plasma from magnetic field lines;

- Передачу момента импульса от плазмы к космическому аппарату.- Transfer of angular momentum from the plasma to the spacecraft.

Основные механизмы преобразования энергии в магнитном сопле и соответствующие им типы ускорения, между которыми энергия передается, представлены ниже:The main mechanisms of energy conversion in a magnetic nozzle and their corresponding types of acceleration between which energy is transferred are presented below:

- Сохранение адиабатического инварианта магнитного момента (ускорение в электромагнитном поле);- Preservation of the adiabatic invariant of the magnetic moment (acceleration in an electromagnetic field);

- Ускорение в электрическом поле;- Acceleration in an electric field;

- Направление движения термически нагретых частиц (газодинамическое ускорение);- The direction of movement of thermally heated particles (gas-dynamic acceleration);

- Нагрев Джоуля (термическое ускорение).- Joule heating (thermal acceleration).

В работе Shumeiko, А.I., & Telekh, V.D. (2019, November). Probe diagnostics of the plasma plume created by a magnetic nozzle of an inductively coupled plasma source. In Journal of Physics: Conference Series (Vol. 1393, No. 1, p. 012027). IOP Publishing (doi:10.1088/1742-6596/1393/1/012027) приведены результаты измерения скорости потока плазмы на выходе из магнитного сопла (в изобретении электромагниты), ускоренного при помощи электростатического ускорения плазмы, т.е. образования двойного электростатического слоя в потоке плазмы на выходе из магнитного сопла. В данной статье рассмотрена конструкция двигателя с одним вектором тяги, и приведена для примера подтверждения возможности ускорения плазмы безэлектродным методом.Shumeiko, A.I., & Telekh, V.D. (2019, November). Probe diagnostics of the plasma plume created by a magnetic nozzle of an inductively coupled plasma source. In Journal of Physics: Conference Series (Vol. 1393, No. 1, p. 012027). IOP Publishing (doi:10.1088/1742-6596/1393/1/012027) shows the results of measuring the plasma flow velocity at the outlet of a magnetic nozzle (electromagnets in the invention) accelerated by electrostatic plasma acceleration, i.e. formation of a double electrostatic layer in the plasma flow at the outlet of the magnetic nozzle. This article considers the design of an engine with one thrust vector, and is given as an example to confirm the possibility of plasma acceleration by the electrodeless method.

В работе исследовали лабораторную модель двигателя с геликонным источником плазмы и магнитным соплом АВНРТ. Двигатель состоял из разрядной камеры из кварцевого стекла с закрытым концом, толщиной стенки 3 мм, внутренним диаметром 50 мм и длиной 200 мм. На открытом конце разрядной камеры находилась мембрана с отверстием диаметром 20 мм, которое служило для формирования коллимированного потока плазмы.In this work, a laboratory model of an engine with a helicon plasma source and an AVNRT magnetic nozzle was investigated. The thruster consisted of a closed end quartz glass discharge chamber with a wall thickness of 3 mm, an inner diameter of 50 mm, and a length of 200 mm. At the open end of the discharge chamber, there was a membrane with a hole 20 mm in diameter, which served to form a collimated plasma flow.

Геликонная антенна длиной 12 см, изготовленная из меди, окружала газоразрядную камеру и была прикреплена к одному из фланцев вакуумной камеры. Антенна находилась в нескольких миллиметрах от газоразрядной камеры, чтобы минимизировать емкостную связь и уменьшить тепловые эффекты. Электромагниты создавали расходящееся магнитное поле с максимальной величиной магнитного поля в 200 Гс.A helicon antenna 12 cm long, made of copper, surrounded the gas discharge chamber and was attached to one of the flanges of the vacuum chamber. The antenna was placed a few millimeters from the gas discharge chamber to minimize capacitive coupling and reduce thermal effects. Electromagnets created a diverging magnetic field with a maximum magnetic field of 200 gauss.

АВНРТ был установлен внутри вакуумной камеры диаметром 0,7 м и длиной 1 м. Камера была изготовлена из немагнитной нержавеющей стали, которая устойчива к деформации, вызванной тепловыми циклами, высоким вакуумом и дегазацией, для моделирования вакуумных условий низкой околоземной орбиты (НОО), в которых давление обычно составляет менее 10^-2 Па. Вакуумная камера имела турбомолекулярную/роторную насосную систему, которая поддерживала базовое давление менее 10^-3 Па, а эффективная скорость откачки, измеренная для воздуха, составляла приблизительно 300 л×с^-1. При таких давлениях может быть смоделирована тепловая среда космического пространства, поскольку теплопроводность газов мала по сравнению с лучистой теплопередачей. Давление в камере измерялось с помощью устройства MKS 220СА Baratron, которое было расположено на одном из фланцев вакуумной камеры.The AVNRT was installed inside a vacuum chamber 0.7 m in diameter and 1 m long. The chamber was made of non-magnetic stainless steel, which is resistant to deformation caused by thermal cycles, high vacuum and outgassing, to simulate the vacuum conditions of low Earth orbit (LEO), in which the pressure is usually less than 10 ^-2 Pa. The vacuum chamber had a turbomolecular/rotary pumping system that maintained a base pressure of less than 10 ^-3 Pa, and the effective pumping rate, measured for air, was approximately 300 l·s ^-1 . At such pressures, the thermal environment of outer space can be modeled, since the thermal conductivity of gases is small compared to radiant heat transfer. The pressure in the chamber was measured using an MKS 220CA Baratron device, which was located on one of the flanges of the vacuum chamber.

Четыре фланца вакуумной камеры обеспечивали подвод линий подачи рабочего тела, электрического питания для электромагнитов, высокочастотного тока для антенны и питания схемы систем диагностики плазмы. Рабочее тело (воздух) подавалось в газоразрядную камеру с использованием полиамидной трубки, прикрепленной к ее закрытому концу, а его расход регулировался регулятором массового расхода, установленным снаружи вакуумной камеры. В качестве регулятора расхода использовался регулятор массового расхода MKS Туре 2160В.Four flanges of the vacuum chamber provided the supply lines for the supply of the working fluid, electric power for electromagnets, high-frequency current for the antenna, and power supply for the circuit of plasma diagnostic systems. The working fluid (air) was supplied to the gas discharge chamber using a polyamide tube attached to its closed end, and its flow rate was regulated by a mass flow controller installed outside the vacuum chamber. The MKS Type 2160V mass flow controller was used as a flow controller.

Устройства ВЧ согласования нагрузка/генератор снаружи вакуумной камеры было соединено с антенной АВНРТ коаксиальным кабелем RG-213 и двумя медными стержнями, заключенными в медный экран. Высокочастотная мощность (13,56 МГц) поддерживалась на уровне 120 Вт, чтобы уменьшить тепловую нагрузку на АВНРТ. По тем же причинам ток, приложенный к каждому соленоиду, был ограничен 2 А, чтобы избежать перегрева и плавления медного провода соленоида.The RF load/generator matching device outside the vacuum chamber was connected to the ABHPT antenna with an RG-213 coaxial cable and two copper rods enclosed in a copper shield. The RF power (13.56 MHz) was kept at 120 W to reduce the thermal load on the AVHRT. For the same reasons, the current applied to each solenoid was limited to 2A to avoid overheating and melting the solenoid's copper wire.

Для подтверждения характеристик АВНРТ, необходимых для поддержки вышеупомянутого КА на орбите 200 км, функция распределения энергии ионов и локальный потенциал плазмы измерялись как анализатором энергии ионов (АЭИ) и зондом Ленгмюра соответственно.To confirm the characteristics of the AVNRT required to support the aforementioned spacecraft in a 200 km orbit, the ion energy distribution function and the local plasma potential were measured by both an ion energy analyzer (AEI) and a Langmuir probe, respectively.

АЭИ устанавливался на осевой линии АВНРТ и вакуумной камеры. АЭИ состоял из трех сеток и коллекторной пластины. Частицы плазмы поступали в анализатор через 5-миллиметровое отверстие в пластине с отверстиями из нержавеющей стали толщиной 0,1 мм. Пластина с отверстиями находилась в электрическом контакте с корпусом анализатора, который был соединен с заземленной вакуумной камерой. Напряжения на сетках анализатора устанавливали на -90, -20 и -10 В. Измеренный ток представлял собой сумму тока коллектора и тока вторичной сетки, которая соответствует любым вторичным электронам, испускаемым из пластины коллектора при воздействии ионов. Для этого смещение вторичной сетки устанавливалось на -20 В. Анализатор использовался только в режиме сбора ионов. Напряжение на сетке дискриминатора изменялось от 0 до -150 В с шагом 0,5 В, причем 100 измерений тока усреднялись на каждый шаг измерений.The AEI was installed on the axial line of the AVNRT and the vacuum chamber. AEI consisted of three grids and a collector plate. The plasma particles entered the analyzer through a 5 mm hole in a plate with holes made of stainless steel 0.1 mm thick. The plate with holes was in electrical contact with the body of the analyzer, which was connected to a grounded vacuum chamber. The analyzer grid voltages were set to -90, -20 and -10 V. The measured current was the sum of the collector current and the secondary grid current, which corresponds to any secondary electrons emitted from the collector plate when exposed to ions. For this, the bias of the secondary grid was set to -20 V. The analyzer was used only in the ion collection mode. The voltage on the discriminator grid was varied from 0 to -150 V in steps of 0.5 V, with 100 current measurements being averaged for each measurement step.

Зонд Ленгмюра монтировался на осевой линии АВНРТ. Напряжение на смещающем источнике изменялось от -150 до 150 В с шагом 0,5 В, при этом 100 измерений тока усреднялись на каждый шаг, чтобы получить усредненную по времени кривую I-V. Локальный плазменный потенциал определялся производной кривой I-V.The Langmuir probe was mounted on the centerline of the AVNRT. The bias voltage was varied from -150V to 150V in 0.5V steps, with 100 current measurements averaged over each step to obtain a time-averaged I-V curve. The local plasma potential was determined by the derivative of the I-V curve.

Характеристики плазмы и плазменного потока, созданных АВНРТ, были исследованы при расходе рабочего тела 1,5 мг×с^-1, давлении 50 мП, магнитном поле 200 Тс и ВЧ-мощности 120 Вт. Локальный потенциал плазмы V_local, измеренный зондом Ленгмюра, соотвествовал месту расположения наибольшего градиента магнитного поля и в этом положении составлял 60 В относительно камеры. Измеренная энергия ионов в этой точке была равна 80 В. В этом случае скорость потока плазмы, выходящего из магнитного сопла, равнялась 11 км×с^-1.The characteristics of the plasma and plasma flow created by AVNRT were studied at a working fluid flow rate of 1.5 mg×s ^-1 , a pressure of 50 MPa, a magnetic field of 200 Ts, and an RF power of 120 W. The local plasma potential V _local , measured by the Langmuir probe, corresponded to the location of the largest magnetic field gradient and in this position was 60 V relative to the chamber. The measured ion energy at this point was equal to 80 V. In this case, the velocity of the plasma flow coming out of the magnetic nozzle was equal to 11 km·s ^-1 .

Это исследование продемонстрировало экспериментальные результаты тестирования АВНРТ в условиях НОО. Эти результаты показывают, что двигатель с магнитным соплом (в изобретении электромагниты) может успешно поддерживать КА на НОО. Показано, что ионы, генерируемые в источнике волновой (геликонной) плазмы, могут ускоряться в АВНРТ магнитным соплом при помощи механизма электростатического ускорения, обеспечивающегося формирующимся двойным электростатическим слоем на выходе из магнитного сопла, до скоростей 11 км×с^-1 при мощности 120 Вт. Двигатель создавал тягу в 18 мН.This study demonstrated the experimental results of testing AVNRT in an IEO setting. These results show that an engine with a magnetic nozzle (electromagnets in the invention) can successfully support a spacecraft in LEO. It is shown that the ions generated in the wave (helicon) plasma source can be accelerated in the AWNRT by a magnetic nozzle using the electrostatic acceleration mechanism provided by the emerging electrostatic double layer at the exit from the magnetic nozzle, up to velocities of 11 km s ^-1 at a power of 120 W. The engine created a thrust of 18 mN.

Выполнение заявленного двигателя вышеуказанным образом обеспечивает снижение массы и габаритов космического аппарата, исключение паразитных разрядов, разрушающих элементы конструкции двигателя и космического аппарата, исключение потерь при вкладе мощности в плазму на электромагнитной линии связи антенна-плазма, исключение влияния электромагнитного излучения на элементы конструкции двигательной установки и элементы конструкции космического аппарата, приводящее к вращению космического аппарата в пространстве, обеспечивает увеличение удельных тяги и удельного импульса двигателя на единицу потребляемой мощности.The implementation of the claimed engine in the above manner provides a reduction in the mass and dimensions of the spacecraft, the exclusion of parasitic discharges that destroy the structural elements of the engine and the spacecraft, the exclusion of losses due to the contribution of power to the plasma on the electromagnetic antenna-plasma communication line, the exclusion of the influence of electromagnetic radiation on the structural elements of the propulsion system and structural elements of the spacecraft, leading to the rotation of the spacecraft in space, provides an increase in the specific thrust and specific impulse of the engine per unit of power consumption.

Claims

Гибридный волновой плазменный двигатель для низкоорбитального космического аппарата, содержащий газоразрядную камеру, выполненную открытой во внешнюю атмосферу с двух противоположных торцов с возможностью формирования двух векторов тяги, противоположных друг другу по направлению, антенну, модуль ВЧ-генератора, имеющий электрическую связь с антенной, магнитные системы, расположенные по одной на каждом из противоположных концов газоразрядной камеры, имеющие линии электрической связи с источниками питания магнитных систем, систему хранения и подачи рабочего тела, соединенную с газоразрядной камерой при помощи двух радиальных газовводов, герметично соединенных с газоразрядной камерой в двух местах, расположенных до мест расположения магнитных систем, отличающийся тем, что на внутреннюю поверхность газоразрядной камеры нанесен материал с низкой работой выхода электронов; антенна расположена на внешней поверхности газоразрядной камеры по центру и с внешней своей стороны окружена кольцом из диэлектрического материала, покрытого с его внешней стороны слоем проводящего электрический ток материала; содержит систему магнитного управления ориентацией низкоорбитального космического аппарата, состоящую из трех токовых катушек, направленных по трем ортогональным осям, связанным с системой координат низкоорбитального космического аппарата, которые при взаимодействии с магнитным полем земли приводят к возникновению управляемых магнитных моментов, с помощью которых возможно изменение ориентации низкоорбитального космического аппарата.A hybrid wave plasma engine for a low-orbit spacecraft, containing a gas discharge chamber made open to the outer atmosphere from two opposite ends with the possibility of forming two thrust vectors opposite to each other in direction, an antenna, an RF generator module electrically connected to the antenna, magnetic systems , located one at each of the opposite ends of the gas discharge chamber, having lines of electrical communication with power sources of magnetic systems, a system for storing and supplying the working fluid connected to the gas discharge chamber using two radial gas inlets, hermetically connected to the gas discharge chamber in two places located up to locations of magnetic systems, characterized in that a material with a low work function of electrons is deposited on the inner surface of the gas discharge chamber; the antenna is located on the outer surface of the gas-discharge chamber in the center and on its outer side is surrounded by a ring of dielectric material, covered on its outer side with a layer of electrically conductive material; contains a magnetic control system for the orientation of a low-orbit spacecraft, consisting of three current coils directed along three orthogonal axes associated with the coordinate system of the low-orbit spacecraft, which, when interacting with the earth's magnetic field, lead to the emergence of controlled magnetic moments, with the help of which it is possible to change the orientation of the low-orbit spacecraft spacecraft.