ИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ И КОРОНИРУЮЩИЙ ЭЛЕКТРОД Российский патент 2021 года по МПК F02K9/00 F03H1/00 

Группа изобретений относится к области ракетного двигателестроения на жидком топливе с применением ионов и плазмы.

Пока люди ступили только на Луну, высадка на дальние объекты была зарезервирована только для беспилотных летательных аппаратов и роботов.

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!

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.

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.

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.

Известен плазменный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2219371, МПК F03H 1/00, опубл. 20.12.2003.

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 наконечников

Недостатком таким двигателей является низкий КПД и сложность конструкции.

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.

Недостатком данного двигателя является большой расход топлива при малой реактивной тяге.

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.

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).

Известен плазменный реактивный двигатель по патенту РФ на изобретение №2099572, МПК F02K 11/00, опубл. 20.12.1997 г., прототип.

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.

Недостатки этого двигателя: невозможность работы в космосе, плохое зажигание, ненадежное охлаждение сопла и неэффективное управления вектором тяги.

Задачи создания группы изобретений: обеспечение надежного запуска и улучшение охлаждения.

Достигнутый технический результат: обеспечение надежного запуска и улучшение охлаждения.

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.

Магнитный ускоритель может содержать, установленную концентрично цилиндрической части камеры, осевую обмотку, к ней присоединены электрические провода, в которых установлен регулятор тока.

На цилиндрической части камеры может быть установлен дополнительный кольцевой постоянный магнит.

На выходном торце расширяющейся части газодинамического сопла может быть шарнирно с возможностью поворота закреплена насадка-зонд.

Насадка-зонд может быть выполнена в виде телескопических стержней.

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.

В качестве пропеллента может быть использован газ ксенон.

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.

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°.

Излучающие выступы коронирующего электрода могут быть выполнены коническими или виде концентричных кольцевых выступов.

Предлагаемый двигатель схематически изображен на фиг. 1…13, где:

на фиг. 1 приведен продольный разрез двигателя,

на фиг. 2 приведен разрез А - А,

на фиг. 3 приведен вид В на фиг. 1,

на фиг. 4 приведен коронирующий электрод с лазерными свечами зажигания, первый вариант,

на фиг. 5 приведен коронирующий электрод с лазерными свечами зажигания, второй вариант,

на фиг. 6 приведен вид С,

на фиг. 7 приведен вид D,

на фиг. 8 приведена схема лазерной свечи зажигания,

на фиг. 9 приведен фрагмент излучающего торца для второго варианта коронирующего электрода,

на фиг. 10 приведен фрагмент излучающего торца для третьего варианта коронирующего электрода

на фиг. 11 приведена более подробно конструкция лазерной свечи зажигания,

на фиг. 12 приведена схема измерения,

на фиг. 13 приведена схема управления.

Перечень условных обозначений, принятых в описании,

камера 1,

головка 2,

плита 3,

цилиндрическая часть 4,

коронирующий электрод 5,

магнитный ускоритель плазмы 6,

сверхзвуковое газодинамическое сопло 7,

конический корпус 8,

полость пропеллента 9,

корпус электрода 10,

холодный торец 11,

горячий торец 12,

излучающие выступы 13,

полость камеры 14,

нагреваемая поверхность 15,

полость электрода 16,

огневое днище 17,

внешний изолятор 18,

внутренний изолятор 19,

горячая стенка 20,

холодная стенка 21,

зазор охлаждения 22,

ребра 23,

контактная сварка 24.

выходной торец 25,

коллектор пропеллента 26,

лазерная свеча зажигания 27,

сообщающие отверстия 28,

отверстия охлаждения 29,

форсунки пропеллента 30,

ионно-динамический зонд 31,

телескопический стержень 32,

шарнир 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,

осевая обмотка 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,

второй высоковольтный провод 55,

ускоряющий электрод 56,

электрический провод 57,

сужающаяся часть 58,

коническая расширяющаяся часть 59,

компенсационный электрод 60,

контроллер управления 61,

стакан 62,

полость 63,

микрочип-лазер 64,

металлическая втулка 65,

вакуумная металлическая трубка 66,

фокусирующая линза 67,

цилиндрический корпус 68,

торец 69,

днище 70.

резьбовой участок 71,

отверстие 72,

уплотнение 73,

заглушка 74,

осевое отверстие 75,

уплотнение 76.

гайка 77,

центральное отверстие 78,

уплотнение 79,

средство демпфирования 80,

заземление 81,

отводящий провод 82,

дополнительный постоянный кольцевой магнит 83,

контроллер измерения 84,

канал измерения 85,

датчик давления пропеллента 86,

датчик расхода пропеллента 87,

датчик температуры пропеллента 88,

датчик тока разряда 89,

датчик тока в осевой обмотке 90,

датчик тока возврата 91,

канал управления 92,

бак с маслом 93,

гидростанция 94,

трубопровод высокого давления 95,

клапан 96,

трубопровод сброса масла 97,

регулятор тока разряда 98.

Двигатель (фиг. 1) состоит из четырех основных блоков, соединенных между собой и соосно расположенных вдоль оси симметрии.

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.

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.

Назначение коронирующего электрода 5 - ионизация пропеллента для получения ионов.

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.

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.

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.

Фокусы лазерных свеч зажигания 27 расположены на нагреваемой поверхности 15 горячего торца 12. Нагреваемая поверхность 15 имеет сферическую форму.

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).

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.

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.

Двигатель (фиг. 1) содержит насосный агрегат 36, который содержит привод агрегата 37 и насос пропеллента 38, соединенные с приводом агрегата 37.

Выходной трубопровод пропеллента 39 через регулятор расхода 40 к которому присоединен привод регулятора 41 соединены с коллектором пропеллента 26.

Входной трубопровод пропеллента 42 соединен с входом в насос пропеллента 38. Во входном трубопроводе пропеллента 42 установлен отсечной клапан пропеллента 43.

Двигатель содержит осевую обмотку 44 для ускорения ионов в магнитном ускорителе плазмы 6, установленную на стальной цилиндрической части 4.

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.

Блок накачки 50 оптиковолоконным кабелем 51, содержащим оптические волокна 52 соединен с лазерными свечами зажигания 27.

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).

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.

Двигатель содержит каналы управления 61, соединенные с выходами блока управления 45 и всеми приводами (будет показано далее).

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)

Схема лазерной свечи зажигания 27 приведена на фиг. 4 и 5.

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.

Свеча лазерного зажигания 27 выполнена в виде стакана 62 с полостью 63, в которой установлен микрочип-лазер 64 (фиг. 4 и 5).

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.

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.

На фиг. 6 приведен вид С на холодный торец 11 двигателя, а на фиг. 7 - вид D на горячий торец 12.

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.

На фиг. 9 приведен второй вариант излучающих выступов 13 коронирующего электрода 5 в виде конуса и одного кольца с острой кромкой,

На фиг. 10 приведен третий вариант излучающих выступов в виде конуса и нескольких колец с острой кромкой.

Более подробно конструкция свечи лазерного зажигания 27 показана на фиг. 11.

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.

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.

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.

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.

Двигатель (фиг. 12) содержит контроллер измерения 84 который каналами измерения 85 соединен с блоком управления 45.

Двигатель (фиг. 12) оборудован следующими датчиками;

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.

На первом высоковольтном проводе 54 установлен регулятор тока разряда 98 для управления тягой двигателя.

Работа двигателя

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).

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).

Плазма выбрасывается из сверхзвукового газодинамического сопла 7.

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.

При концентрации и стечении поверхностных зарядов от ионизирующих газов с ионно-динамического зонда 31 возникает добавочная реактивная сила.

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.

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).

Отрицательные заряды с компенсационного электрода 60 по отводящему проводу 82 передаются в блок питания 48 для его зарядки.

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.

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.

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.

Применение группы изобретений позволило:

- повысить надежность двигателя за счет применения одного коронирующего электрода и нескольких, охлаждаемых инертным пропеллентом, лазерных свеч зажигания,

- улучшить запуск двигателя за счет использования одной из нескольких свеч лазерного зажигания и использования остальных в качестве резервных,

- улучшить охлаждение двигателя и наиболее его уязвимых частей,

- улучшить управляемость ракет с установленным на них разработанным двигателем за счет применения ионно-днамического зонда с телескопическими стержнями, установленными на шарнирах,

- обеспечить регулирования тяги ионного двигателя.

- обеспечить безопасность полета за счет применения в качестве основного компонента топлива инертного газа - пропеллента.

Изобретение относится к ионным ракетным двигателям. Предложеный двигатель содержит 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. Средство создания коронирующего разряда выполнено в 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 коллектором пропеллента, установленным концентрично выходному торцу сверхзвукового газодинамического сопла. Лазерные свечи зажигания установлены в полости коронирующего электрода. Коронирующий электрод ионного ракетного двигателя содержит корпус с холодным и горячим торцами и его излучающими выступами. Корпус выполнен пустотелым в виде усеченного конуса и в его полости установлены несколько лазерных свечей зажигания, фокусы которых находятся 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. Излучающие выступы коронирующего электрода выполнены коническими или в виде концентричных кольцевых выступов. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 13 ил.

1. Ионный ракетный двигатель, содержащий 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, отличающийся 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 коллектором пропеллента, установленным концентрично выходному торцу сверхзвукового газодинамического сопла, а лазерные свечи зажигания установлены в полости коронирующего электрода.

2. Ионный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что магнитный ускоритель содержит установленную концентрично цилиндрической части камеры осевую обмотку, к ней присоединены электрически провода, на которых установлен регулятор тока.

3. Ионный ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на цилиндрической части камеры установлен дополнительный кольцевой постоянный магнит.

4. Ионный ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на выходном торце расширяющейся части газодинамического сопла шарнирно с возможностью поворота закреплена насадка-зонд.

5. Ионный ракетный двигатель по п. 4, отличающийся тем, что насадка-зонд выполнена в виде телескопических стержней.

6. Коронирующий электрод ионного ракетного двигателя, содержащий 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 находятся 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, отличающийся тем, что излучающие выступы коронирующего электрода выполнены коническими или в виде концентричных кольцевых выступов.