ЭЛЕКТРОДУГОВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1997 года по МПК F02K11/00 

Предлагаемое изобретение относится к электродуговым ракетным двигателям космических летательных аппаратов (КЛА) и может быть использовано для коррекции и стабилизации орбитальных параметров космических аппаратов, перевода спутников с низких (200-250 км) орбит на более высокие (600-1500 км) орбиты, на геостационарную орбиту, а также для управления спутниками.

В связи с тем, что электродуговые двигатели устанавливаются на космических аппаратах, предназначенных для длительного (несколько лет) функционирования, необходимо обеспечивать длительный ресурс работоспособности двигателей. Следует также отметить, что необходима высокая надежность работы двигателя, должен обеспечиваться безотказный запуск двигателя в работу при нескольких тысячах циклов (пуск останов).

В настоящее время разработаны электродуговые двигатели различных схем.

В изобретении [1] дано описание электродугового ракетного двигателя, основными элементами которого являются стержневой катод и анод, являющийся соплом и корпусом двигателя. Рабочий участок катода расположен на небольшом расстоянии от критического сечения сопла (анода).

Этот двигатель имеет существенные недостатки. Известно, что катод подвергается сильному эрозионному воздействию в момент зажигания дугового разряда. Происходит это от того, что перед зажиганием дуги катод холодный и термоэмиссия электронов отсутствует. Запуск производится в условиях автоэлектронной эмиссии при повышенном напряжении. В зоне дуговой привязки на катоде при зажигании дугового разряда процесс носит взрывной характер, сопровождающийся интенсивной эрозией. При высокой рабочей цикличности (несколько тысяч циклов пуска останова) рабочий ресурс существенно снижается. Недостатком является и то, что катод в этом двигателе может работать при относительно небольшой силе тока (практически при 10-20 A). Мощность этого двигателя ограничена (~ 2кВт). Поэтому такие однодуговые схемы применяются для двигателей малых тяг.

В изобретении [2] описан гибридный электродуговой электромагнитный двигатель, предназначенный для малых двигательных установок космических летательных аппаратов.

В этом двигателе нагрев и ускорение рабочего тела осуществляется в двух ступенях. Первая дуговая ступень состоит из четырех электронагревных двигателей, расположенных по окружности на среднем радиусе в основной камере. В первой ступени рабочее тело нагревается в дугах и ускоряется за счет расширения в соплах. Затем частично ионизованное рабочее тело превращается в плазму в дуге между катодом и анодом второй ступени и под воздействием электромагнитного поля получает значительное ускорение. Это позволяет повысить удельный импульс. Этот двигатель может работать при повышенной (суммарной) силе тока и повышенной мощности по сравнению с однодуговым двигателем.

Однако этот двигатель имеет недостатки. Дело здесь в том, что каждый из четырех двигателей первой ступени является однодуговым и работает "сам за себя", а следовательно, в момент запуска холодные катоды подвергаются сильному эрозионному воздействию, существенно снижающему рабочий ресурс как катодов, так и двигателя. При малой рабочей поверхности каждого стержневого катода в условиях набегания холодного рабочего тела катоды подвергаются эрозии и в рабочем режиме. Следует также отметить усложненность конструкции при наличии пяти дуговых зон, а также ухудшение массогабаритных характеристик. Представляет также определенные трудности добиться одновременного зажигания четырех дуг первой ступени. При экспериментальных исследованиях однодугового двигателя наблюдались случаи, когда для обеспечения зажигания дуги требовалось несколько пусковых высоковольтных импульсов. Двигатели с несколькими дугами в первой ступени требуют мощных пусковых устройств.

Целью настоящего изобретения является повышение рабочего ресурса двигателя, упрощение его конструкции, повышение надежности запуска двигателя в работу при большом количестве рабочих циклов, а также повышение мощности двигателя при незначительном увеличении его массы и габаритов.

Согласно изобретению катод первой дуговой ступени имеет форму полого цилиндра, что дает возможность увеличить его рабочую поверхность в десятки и даже сотни раз (в зависимости от диаметра цилиндра) по сравнению с катодом стержневой формы. Подача рабочего тела осуществляется через тангенциальные отверстия, позволяющие придать потоку рабочего тела вращательное (вихревое) движение. Это дает возможность перемещать опорное пятно дугового разряда по кольцевой рабочей поверхности катода, сохраняющего при этом работоспособность при большой силе тока.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображена конструктивная схема предлагаемого электродугового ракетного двигателя.

Двигатель включает в себя катод 1 первой дуговой ступени, выполненный в форме цилиндра, анод 2 (общий для двух дуговых ступеней), токоподвод 3 к аноду, катод 4 второй дуговой ступени, трубопровод 7 подачи рабочего тела в первую дуговую ступень, изолятор 8, трубопровод 9 подачи рабочего тела во вторую дуговую ступень, токопровод 10 к катоду первой дуговой ступени, токопровод 11 к катоду второй дуговой ступени, контактное кольцо 12 с фиксатором 13, изолятор 14, прижимной фланец 15, катодный фланец 16. Катод первой дуговой ступени имеет форму полого цилиндра и расположен на одной оси с катодом второй дуговой ступени и общим анодом. Конструкция стягивается шпильками, снабженными изолирующими втулками.

Описанный двигатель работает следующим образом. Перед запуском подается по трубопроводам 7 и 9 заданный пусковой расход рабочего тела в первую и вторую дуговые ступени; подается напряжение по токоподводам 3 и 10 на анод 2 и катод 1 первой дуговой ступени. Затем на электроды 1 и 2 подается высоковольтный импульс и в межэлектродном зазоре происходит электрический пробой, возбуждающий дуговой разряд 6. Под воздействием вращающегося потока рабочего тела столб дугового разряда перемещается по кольцевой рабочей поверхности цилиндрического катода 1, что позволяет исключить повышенную эрозию его рабочей поверхности.

Высокотемпературный поток рабочего тела, выходящий из первой дуговой ступени, производит разогрев рабочей поверхности катода 4 второй дуговой ступени до рабочей температуры, соответствующей высокой термоэлектронной эмиссии (для вольфрама ≈2500^oC). По достижении заданной температуры катода 4 (сигнал от термопары вольфрам рений) по токопроводу 11 подается рабочее напряжение на катод 4 и возникает дуговой разряд 5. Зажигание разряда 5 происходит мягко в высокотемпературном потоке и в режиме термоэлектронной эмиссии катода, что исключает повышенную эрозию его рабочей поверхности. После зажигания дугового разряда 5 расход рабочего тела, подаваемого во вторую ступень, поднимается до заданной величины.

Работа двигателя может осуществляться по двум вариантам. Если заданную величину мощности, а следовательно, и величину тяги может обеспечить одна вторая дуговая ступень, то первая дуговая ступень после запуска второй дуговой ступени отключается (снятием напряжения с токоподвода 10).

Если требуется работа двигателя при повышенной мощности, например при ускоренном переводе космического аппарата на геостационарную орбиту, то в рабочем режиме должны работать обе дуговые ступени. При этом мощность двигателя может быть увеличена не менее чем в 1,5 раза при высокой надежности и устойчивости его работы. Катод первой дуговой ступени работает при этом в термоэмиссионном режиме, что в сочетании с перемещением прикатодного участка дуги существенно снижает эрозионный износ рабочей поверхности и повышает ресурс. Катод второй дуговой ступени работает в облегченных условиях, так как на его рабочий участок набегает предварительно подогретый поток рабочего тела. Отбор тепла от дугового разряда при этом происходит менее интенсивно (по сравнению с тем случаем, когда на разряд набегает холодный газ), и опорное дуговое пятно на катоде распространяется на большую площадь, что существенно снижает тепловой поток в электрод.

В предлагаемом двигателе электроды позволяют работать при силе тока до ≈200 A, что дает возможность реализовать мощность двигателя в десятки киловатт при большом рабочем ресурсе.

Использование: в электродуговых ракетных двигателях космических летательных аппаратов. Сущность изобретения: двигатель содержит анод, катод первой дуговой ступени, катод второй дуговой ступени, изоляторы, двигатель имеет тангенциальные отверстия, создающие вращающийся поток рабочего тела, перемещаемый по поверхности катода первой ступени, последний имеет форму полого цилиндра и расположен на одной оси с катодом второй ступени и общим анодом. 1 ил.

Электродуговой ракетный двигатель, содержащий анод, катод первой дуговой ступени, катод второй дуговой ступени, изоляторы, отличающийся тем, что двигатель имеет тангенциальные отверстия, создающие вращающийся поток рабочего тела, перемещаемый по поверхности катода первой ступени, последний имеет форму полого цилиндра и расположен на одной оси с катодом второй ступени и общим анодом.