ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ELECTRICAL ROCKET ENGINE

Изобретение относится к области создания электрических реактивных двигателей.
Известен электрический ракетный двигатель (см. Гришин С.Д., Лесков Л.В. Электрические ракетные двигатели космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1989 г., с.163), содержащий сверхзвуковые сопла, магнитогидродинамический (МГД) ускоритель, расположенный в цилиндрической плоскости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику ЭДС, системы электропитания стационарного разряда в плазме.
Недостатком является низкая плотность, а следовательно, большой объем рабочего тела, обеспечивающего устойчивую работу двигателя при тяге, не превышающей 0,1 Н.
Известен электрический ракетный двигатель (см. патент РФ №2225533, МПК F03H 1/00, опубл. 10.03.2004), содержащий сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику переменной ЭДС. Это устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, при этом катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС.
Недостатком является сложность доставки и хранения газообразного топлива, значительный его объем, а также небольшой рабочий ресурс, что практически не приемлемо для корректирующих двигателей космических аппаратов многолетнего использования.
Задачей предлагаемого изобретения является создание электрического ракетного двигателя небольшой мощности как корректирующего для космического аппарата многолетнего использования с применением вместо газообразной составляющей твердого топлива в виде металла высокой плотности, преобразованного в плазменный сгусток, под действием электрического разряда.
Технический результат достигается тем, что электрический ракетный двигатель, содержащий сверхзвуковые сопла, канал магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода, катушку возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику ЭДС (при этом устройство снабжено импульсным высокочастотным источником напряжения, подключенным к дополнительной катушке, установленной на входе канала ускорителя, и диффузором с радиальными диэлектрическими ребрами, а катушка возбуждения магнитного поля подключена к источнику переменной ЭДС), содержит в качестве плазмообразующего вещества не газ, а твердое тело. При этом двигатель снабжен источником плазмообразующего вещества, включающим устройство подачи твердого топлива в виде проволоки из металла с высокой плотностью и электроды с фиксатором его положения.
На чертеже представлено поперечное сечение электрического ракетного двигателя.
Электрический ракетный двигатель содержит сверхзвуковые сопла 1, канал 2 магнитогидродинамического ускорителя, расположенного в цилиндрической полости между полюсами коаксиального магнитопровода 3, катушку 4 возбуждения магнитного поля, подключенную к источнику 5 переменной ЭДС, импульсный высокочастотный источник напряжения 6, подключенный к дополнительной катушке 7, установленной на входе в канал 2 ускорителя. Двигатель также содержит диффузор 8 с радиальными диэлектрическими ребрами 9 и источник плазмообразующего вещества 10. Источник плазмообразующего вещества 10 состоит из электродов 11 с фиксатором положения 12 твердого топлива 13 в виде проволоки из металла с высокой плотностью, а также включает устройство подачи твердого топлива 14, состоящее из бобины 15 с намотанной проволокой из металла высокой плотности и привода 16 вращения бобины 15, а также направляющего приспособления 17 для прямоточного перемещения твердого топлива 13 в источнике плазмообразующего вещества 10 и импульсного источника напряжения 18.
Электрический ракетный двигатель работает следующим образом.
Твердое топливо 13 в виде проволоки из металла с высокой плотностью из устройства подачи 14 посредством сматывания с бобины 15 при вращении привода 16 перемещается через направляющее устройство 17, где выпрямляется и прямоточно подается в источник плазмообразующего вещества 10, а при контакте с фиксатором положения 12 закрепляется на электродах 11. После этого включается система импульсного источника напряжения 18 и подается разряд между электродами 11, что способствует возникновению плазменных сгустков перед входом в сверхзвуковое сопло 1. Затем включается система, содержащая источник импульсного высокочастотного напряжения 6, который подключен к дополнительной катушке 7. Расход топлива определяется скоростью подачи проволоки, скважностью источника импульсного напряжения 18 и его мощностью.
Систему импульсного высокочастотного разряда 6 периодически включают с заданной временной скважностью, и каждое включение формирует в газовом потоке плазменный сгусток на входе канала 2 МГД ускорителя. Внешним источником переменной ЭДС создается переменный ток в катушке возбуждения 4, что порождает переменное во времени радиальное магнитное поле между полюсами коаксиального магнитопровода 3. Это генерирует вихревое электрическое поле азимутального направления. Под воздействием азимутального электрического и радиального магнитного полей из плазменных сгустков формируются самоподдерживающиеся азимутальные плазменные токовые витки (T-слои), которые, в свою очередь, действуют на газовый поток как ускоряющие поршни. После канала МГД-ускорителя ускоренный поток попадает в расширяющийся канал-диффузор 8, в котором установлены радиальные диэлектрические ребра 9. Ребра обтекаются газовым потоком, но на них разрываются электрические цепи T-слоев, что позволяет прервать электродинамическую стадию ускорения потока. В диффузоре 8, являющемся продолжением канала МГД-ускорителя, осуществляется дальнейшее ускорение газового потока за счет тепловой энергии, перешедшей из T-слоев в поток.
Предлагаемый электрический ракетный двигатель, обладая невысокой тягой, предназначен преимущественно как корректирующий периодически включаемый в работу двигатель для космических аппаратов.
Оригинальность предлагаемого технического решения заключается в том, что увеличение ресурса использования электрического реактивного двигателя как корректирующего устройства для космических аппаратов достигается путем применения, вместо газа, с известной сложностью доставки, хранения и непродолжительности использования из-за ограничений объема вмещающих резервуаров, твердого топлива в виде металла с высокой плотностью. При этом твердое топливо, например в виде проволоки, размещается в плазмообразующем устройстве между электродами и под действием импульсного напряжения испаряется, превращаясь в плазменные сгустки, разгоняемые в сверхзвуковых соплах и далее в магнитогидродинамическом ускорителе.
Кроме того, предлагаемое использование твердого топлива устраняет проблемы, связанные с доставкой и хранением газа, увеличивает полезный объем аппарата и обеспечивает практически неограниченный срок использования периодически работающего по программе корректирующего двигателя космических аппаратов.