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 образованию 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: повысить тягу двигателя при его небольших габаритах и обеспечить надежный запуск.

Достигнутый технический результат: повысить тягу двигателя при его небольших габаритах и обеспечить надежный запуск.

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, отличающийся тем, что средство создания коронирующего разряда выполнено виде коронирующего электрода, установленного вдоль оси симметрии камеры и содержащего «холодную» часть в головке и «горячую» часть с излучателем в полости камеры, излучатель содержит остроконечные конусы, внутри камеры установлены по меньшей мере два разгонных электрода, на выходном торце сверхзвукового газодинамического сопла установлен электрод-нейтрализатор, камера и сверхзвуковое газодинамическое сопло выполнены с охлаждающим зазором между «холодной» и «горячей» стенками, полость зазора соединена с коллектором горючего, установленным концентрично выходному торца сопла, а лазерные свечи зажигания установлены в полости «холодной» части коронирующего электрода.

Магнитный ускоритель содержит установленную концентрично его корпусу осевую обмотку, к ней присоединены электрические провода, в которых установлен регулятор тока.

Камера может содержать форсуночную головку с форсунками пропеллента, а на излучателе между остроконечными конусами выполнены форсунки пропеллента.

Разгонные электроды могут быть выполнены в виде кольцевых втулок, закрепленных внутри камеры через электроизоляционную прокладку.

На выходном торце расширяющейся части газодинамического сопла шарнирно с возможностью поворота закреплен насадка-зонд.

Насадка-зонд может быть выполнена в виде телескопических стержней.

Решение указанных задач достигнуто в коронирующем электроде ионного ракетного двигателя, содержащем холодную и горячую части в виде усеченных конусов с излучателем на конце горячей части, в полости холодной части установлены несколько лазерных свеч зажигания, фокус которых находится на внутренней поверхности излучающего торца, на боковой стенке корпуса выполнены соединяющие отверстия, на излучающем торце - форсунки пропеллента, отличающийся тем, что излучатель выполнен пустотелым в виде сферы с двумя концентричными стенками: стенкой внешней и стенкой внутренней с зазором охлаждения между ними и остроконечными конусами на «горячей» внешней стенке излучателя.

Коронирующий электрод ионного ракетного двигателя может содержать центральную свечу зажигания, установленную вдоль оси камеры сгорания и несколько боковых установленных под углом к ее оси от 7 до 10°.

Излучающая поверхность коронирующего электрода выполнена в виде остроконечных конусов, установленных радиально на внешней стенке излучателя.

В месте пересечения продольной оси симметрии двигателя со стенками излучателя выполнена центральная площадка, на которой установлен один из остроконечных конусов.

Предлагаемый двигатель схематически изображен на фиг. 1…10, где:

на фиг. 1 приведен продольный разрез двигателя,

на фиг. 2 приведен вид А на фиг. 1,

на фиг. 3 приведен коронирующий электрод с лазерными свечами зажигания,

на фиг. 4 приведен вид С,

на фиг. 5 приведен вид D,

на фиг. 6 приведена схема лазерной свечи зажигания,

на фиг. 7 приведен фрагмент излучающего торца коронирующего электрода,

на фиг. 8 приведена более подробно конструкция лазерной свечи зажигания,

на фиг. 9 приведено крепление ускоряющих электродов, разрез В-В,

на фиг. 10 приведена схема разрядов в камере.

Перечень условных обозначений, принятых в описании.

камера 1,

головка 2,

форсуночная плита 3,

цилиндрическая часть 4,

коронирующий электрод 5,

магнитный ускоритель плазмы 6,

сверхзвуковое газодинамическое сопло 7,

конический корпус 8,

полость пропеллента 9,

«холодная часть» 10,

«горячая часть» 11,

излучатель 12,

корпус 13,

внешний торец 14,

стенка внешняя 15,

стенка внутренняя 16,

зазор охлаждения 17.

отверстия 18,

«холодная полость» 19.

«горячая» внешняя стенка 20,

«холодная» внутренняя стенка 21,

зазор для охлаждения 22,

центральная полость 23.

остроконечный конус 24,

центральная площадка 25,

полость камеры 26,

внешняя поверхность 27,

полость электрода 28,

«горячая» стенка сопла 29,

«холодная» стенка сопла 30,

зазор охлаждения 31,

ребра 32,

контактная сварка 33,

выходной торец 34,

коллектор пропеллента 35,

лазерная свеча зажигания 36,

сообщающее отверстие 37,

отверстия охлаждения 38,

форсунки пропеллента 39,

ионно-динамический зонд 40,

телескопический стержень 41,

шарнир 42,

шток 43,

привод 44,

насосный агрегат 45,

привод агрегата 46,

насос пропеллента 47,

выходной трубопровод пропеллента 48,

регулятор расхода 49,

привод регулятора 50,

входной трубопровод пропеллента 51,

отсечной клапан пропеллента 52,

осевая обмотка 53,

блок управления 54,

электрические провода 55,

регулятор тока 56,

блок питания 57,

силовой кабель 58,

блок накачки 59,

оптиковолоконный кабель 60,

оптическое волокно 61,

источник высокого напряжения 62,

первый высоковольтный провод 63,

второй высоковольтный провод 64,

ускоряющий электрод 65,

электрический провод 66,

сужающаяся часть 67,

коническая расширяющаяся часть 68,

компенсационный электрод 69,

канал управления 70,

стакан 71,

полость 72,

микрочип-лазер 73,

металлическая втулка 74,

вакуумная металлическая трубка 75,

фокусирующая линза 76,

цилиндрический корпус 77,

торец 78,

днище 79.

резьбовой участок 80,

отверстие 81,

уплотнение 82,

заглушка 83,

осевое отверстие 84,

уплотнение 85.

гайка 86,

центральное отверстие 87,

уплотнение 88,

средство демпфирования 89,

заземление 90,

отводящий провод 91,

дополнительный постоянный кольцевой магнит 92,

изоляционная прокладка 93,

токоввод 94,

электроизоляционная втулка 95,

линия разряда 96.

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

Сначала идет камера сгорания 1, с головкой 2 и плитой 3 и цилиндрическую 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 содержит «холодную часть» 10 и «горячую часть» 11 с излучателем 12 на конце.

«Холодная часть» 10 выполнена в форме корпуса 13 в виде усеченного конуса с внешним торцом 14 и соединена с плитой 3 и «горячей частью» 11.

«Горячая часть» 11 имеет две коаксиально расположенные стенки внешнюю 15 и внутреннюю 16 с зазором охлаждения 17 между ними. В корпусе 13 «холодной части» 10 имеются отверстия 18 для прохода пропеллента в «холодную полость» 19.

Зазор охлаждения 17 сообщается с «холодной полостью» 19.

Излучатель 12 выполнен сферической формы с двумя стенками внешней стенкой» 20 и внутренней стенкой 21. Между ними выполнен зазор для охлаждения 22. Центральная полость 23 выполнена сферической формы и предназначена для фокусировки лучей лазера всех лазерных свеч зажигания 36 на центральной площадке 25, выполненной в месте пересечения продольной оси симметрии ОО со стенками 20 и 21. Зазор для охлаждения 22 в этом месте отсутствует для прогрева одного из остроконечных конусов 24. Для создания объемного насыщенного разряда электрического поля применено множество остроконечных конусов 24, установленных радиально на «горячей» внешней стенке 20. С этой же целью применено несколько ускоряющих электродов 65.

Конус 21 (фиг. 3) имеет угол при вершине:

ϕ - 7…10°

Диметр основания

d=(0,08…0,12)D, где:

d - диаметр основания остроконечного конуса 24,

D - внутренний диаметр излучателя 12.

Назначение коронирующего электрода 5 - ионизация продуктов сгорания в смеси с пропелленом или чистого пропеллентента без присадок.

Цилиндрическая часть 4 камеры 1 и сверхзвуковое газодинамическое сопло 7 содержат «горячую» стенку сопла 29 и «холодную» стенку сопла 30 и охлаждающий зазор 31 с ребрами 32 между ними. Ребра 32 выполнены на стальной горячей стенке 29 и приварены к «холодной стенке сопла» 30 контактной сваркой 33.

На выходном торце 34 сверхзвукового газодинамического сопла 7 установлен коллектор пропеллента 35 для подвода пропеллента с целью охлаждения сверхзвукового газодинамического сопла 7, цилиндрической части 4 камеры 1 и лазерных всех зажигания 24.

На коронирующем электроде 5 внутри полости электрода 16 установлено несколько лазерных свеч зажигания 36. Лазерная свеча зажигания 36 повышает температуру центральной площадке 25 коронирующего электрода 5 при работе двигателя.

Фокус Ф лазерных свеч зажигания 36 расположен на внутренней поверхности центральной площадки 25, которая 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 37 выполнены на корпусе «холодной» части 10 коронирующего электрода 5 для прохождения пропеллента в полость пропеллента 9, а отверстия охлаждения 38 для охлаждения лазерных свеч зажигания 25.

Пропеллент выходит в полость камеры 26 через форсунки пропеллента 39. На выходном торце 34 закреплен ионно-динамический зонд 40, который содержит телескопические стержни 41, установленные на шарнирах 42, Телескопические стержни 41 выполнены в виде штоков 43, к котором прикреплены привода 44.

Двигатель (фиг. 1) содержит насосный агрегат 45, который содержит привод агрегата 46 и насос пропеллента 47, соединенные с приводом агрегата 46.

Выходной трубопровод пропеллента 48 через регулятор расхода 49 и привод регулятора 50 соединены с коллектором пропеллента 35.

Входной трубопровод пропеллента 51 соединен с входом в насос пропеллента 47. Во входном трубопроводе пропеллента 51 установлен отсечной клапан пропеллента 52.

Двигатель одержит осевую обмотку 53 для ускорения ионов в магнитном ускорителе плазмы 6, установленном на стальной цилиндрической части 4.

Двигатель для управления всеми его системами имеет блок управления 54, который электрическими проводами 55 соединен с регулятором тока 56, блоком питания 57, который силовыми кабелями 58 соединен с блок накачки 59.

Блок накачки 59 оптиковолоконным кабелем 60, содержащим оптические волокна 61 соединен с лазерными свечами зажигания 24.

Двигатель содержит источник высокого напряжения 62, первым высоковольтным проводом 62 соединен с плитой 3, а второй высоковольтный провод 64 соединен с ускоряющим электродом 65. По линии низкого напряжения источник высокого напряжения 62 соединен электрическими проводами 66 с блоком питания 57. В качестве блока питания 57 может быть использованы солнечные батареи или генератор.

Сверхзвуковое газодинамическое сопло 7 содержит сужающуюся часть 67, коническую расширяющуюся часть 68. На выходном торце 23 сверхзвукового газодинамического сопла 7 установлен компенсационный электрод 69 для отвода отрицательных электронов.

Двигатель содержит каналы управления 70, соединенные с выходами блока управления 54 и всеми приводами.

Двигатель обязательно содержит несколько лазерных свеч зажигания 24 при этом одна размещена вдоль оси ОО двигателя а другие параллельно ей или под углом к оси 7…10°.

Конструкция лазерной свечи зажигания 24 приведена на фиг. 4.

На головке 2, параллельно оси OO камеры 1 установлен коронирующий электрод 5 с встроенными в них свечами лазерного зажигания 24 (фиг. 1 и 4). Применение нескольких лазерных свеч зажигания 24 необходимо потому что их ремонт в полете практически невозможен и при отказе единственной лазерной свечи зажигания будет невозможно дальнейшее продолжение полета.

Свеча лазерного зажигания 24 выполнена в виде стакана 60 с полостью 61\, в которой установлен микрочип-лазер 73 (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. 6 приведен практически идентичен коронирующему электроду 5 на фиг. 4, кроме применения одной форсунки пропеллена 39 вместо нескольких и применения кольцевой излучающей поверхности 27 вместо конической и размещения фокуса лазерной свечи зажигания Ф во внутренней полости 26 камеры сгорания 1.

На фиг. 6 приведена схема подогрева центральной площадки 25 коронирующего электрода 5.

На фиг. 7 приведена более детально излучатель 12, точнее его фрагмент с центральной площадкой 25

Более подробно конструкция свечи лазерного зажигания показана на фиг. 8.

Она содержит полость 72 стакана 71 соединена металлической втулкой 74 с зоной горения Внутри металлической втулки 74 установлена вакуумная металлическая трубка 75 с фокусирующей линзой 76 на конце. Другой конец вакуумной металлической трубки 75 соединен с микрочип-лазером 73. Микрочип-лазер 73 оптическим волокном 61 соединен с блоком накачки 59. Блок накачки 59 электрическими проводами 66 соединен с блоком питания 57.

Лазерная свеча зажигания 24 (фиг. 4 и 5), как упомянуто ранее, содержит стакан 71, который, в свою очередь, содержит цилиндрический корпус 77 и торец 78 на днище 79. На днище 79 выполнен резьбовой участок 80 с отверстием 81 для прохода вакуумной металлической трубки 75, которая уплотнена уплотнениями 82. Сверху стакан 71 закрыт заглушкой 83, имеющей осевое отверстие 84 для вывода оптического волокна 61, которое уплотнено уплотнением 85, поджато гайкой 86 с центральным отверстием 87. Заглушка 83 уплотнена относительно стакана 71 уплотнением 88.

Микрочип-лазер 73 и вакуумная металлическая трубка 75 установлены внутри средства демпфирования 89, которое выполнено из металлорезины.

Минусовой вывод блока питания 57 заземлен заземлением 90, к нему же присоединен отводящий провод 91.

На кольцевой части 4 камеры 1 может быть установлен дополнительный постоянный кольцевой магнит 92 с осевой намагниченностью (фиг. 1). Он предназначен для интенсификации образования ионов без потребления электрической энергии.

На фиг. 9 приведен разрез В-В для демонстрации крепления ускоряющих электродов к горячей стенке сопла 29 через изоляционную прокладку 93. Токоввод 94 выведен через электроизоляционную втулку 95 для исключения попадания напряжения на металлические детали камеры 1 и стенок сопла 28 и 29.

На фиг. 10 показана камера с излучателем и разгонными электродами 65 и схема расположения линий разряда 96.

Очевидно, применение нескольких разгонных электродов, ферического излучателя 12 с множеством радиально установленных остроконечных конусов 24 приводит к наполнение всего свободного объема полости камеры 26 линиями разряда 96.

Это многократно повышает образование ионов и тяги ионного двигателя при небольших габаритах.

Работа двигателя

При работе ионного двигателя (фиг. 1…10) включают блок накачки 59 и подают лазерный луч по оптиковолоконному кабелю 60 и по конкретному оптическому волокну 61 в одну из лазерных свечу зажигания 36 и далее через фокусирующую линзу 76 на центральную площадку 25 для подогрева центрального остроконечного конуса 99 (фиг. 1 и 2). Потом включают все лазерные свечи зажигания 36.

Включают источник высокого напряжения 62 (фиг. 1 и 10) и подают высокое напряжение на коронирующий электрод 5, между коронирующим электродом 5, тоне излучателем 12, и всеми укоряющими электродами 65, к которым присоединен второй высоковольтный провод 64 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 кольцевого постоянного магнита 79 при помощи этого магнита.

Плазма выбрасывается из сверхзвукового газодинамического сопла 7 вместе с продуктами сгорания.

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 6, где вращающимся переменным магнитным полем она ускоряется и разделяется.

При концентрации и стечении поверхностных зарядов от ионизирующих газов с ионно-динамического зонда 40 возникает добавочная реактивная сила.

Для управления вектором тяги ионного двигателя он содержит ионно-динамический зонд 40 (фиг. 1), который имеет телескопические стержни 41, которые могут поворачиваться вокруг шарниров 42 для управления вектором тяги. С выдвинутого ионно-динамического зонда 40 стекают электрические заряды, создавая реактивную силу и вращающий момент, обеспечивающий поворот летательного средства. При работе ионно-динамического зонда 40 истекающие положительные ионы создают добавочную реактивную силу.

Отрицательные заряды с компенсационного электрода 69 по отводящему проводу 91 передаются в блок питания 67 для его зарядки.

Тяга, создаваемая ионно-динамическим зондом 40 двигателем, работающим в режиме ионного двигателя невелика, но она может действовать длительное время (несколько дней или месяцев) при небольшом расходе инертного газа-пропеллента. В связи с тем, что скорость истечения 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 25 периодически подают импульсы лазерного луча на коронирующий электрод 5 для его разогрева и создания объемного коронного разряда.

Дополнительный постоянный кольцевой магнит 79 с осевой намагниченностью, установленный на цилиндрической части 4 камеры 1 создает дополнительное магнитное поле в полости камеры 26 и усиливает ионизации в ней.

Применение группы изобретений позволило:

- повысить тягу двигателя при его небольших габаритах за счет интенсификации образования ионов посредством применения нескольких ускоряющих электродов и применения излучателя шаровой формы,

- повысить надежность двигателя за счет применения нескольких коронирующих охлаждаемых лазерных свеч зажигания инертным пропеллентом,

- улучшить запуск двигателя за счет использования нескольких свеч лазерного зажигания и центральной площадки на излучателе с фокусом всех лазерных свеч зажигания на ней,

- улучшить охлаждение двигателя, применив систему его охлаждения пропеллентом.

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

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

Изобретение относится к ракетной технике. Ионный ракетный 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 симметрии камеры. Коронирующий электрод содержит «холодную» часть в головке и «горячую» часть с излучателем в полости камеры. Излучатель содержит остроконечные конусы. Внутри камеры установлены по меньшей мере два разгонных электрода. На выходном торце сверхзвукового газодинамического сопла установлен электрод-нейтрализатор. Камера и сверхзвуковое газодинамическое сопло выполнены с охлаждающим зазором между «холодной» и «горячей» стенками. Полость зазора соединена с патрубком пропеллента, установленным концентрично выходному торцу сопла, а лазерные свечи зажигания установлены в полости «холодной» части коронирующего электрода. При реализации изобретения достигается обеспечение надежного запуска и улучшение охлаждения. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 10 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 симметрии камеры и содержащего «холодную» часть в головке и «горячую» часть с излучателем в полости камеры, излучатель содержит остроконечные конусы, внутри камеры установлены по меньшей мере два разгонных электрода, на выходном торце сверхзвукового газодинамического сопла установлен электрод-нейтрализатор, камера и сверхзвуковое газодинамическое сопло выполнены с охлаждающим зазором между «холодной» и «горячей» стенками, полость зазора соединена с коллектором горючего, установленным концентрично выходному торцу сопла, а лазерные свечи зажигания установлены в полости «холодной» части коронирующего электрода.

2. Ионный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что магнитный ускоритель содержит установленную концентрично его корпусу осевую обмотку, к ней присоединены электрические провода, в которых установлен регулятор тока.

3. Ионный ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что камера содержит форсуночную головку с форсунками пропеллента, а на излучателе между остроконечными конусами выполнены форсунки пропеллента.

4. Ионный ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что разгонные электроды выполнены в виде кольцевых втулок, закрепленных внутри камеры через электроизоляционную прокладку.

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

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

7. Коронирующий электрод ионного ракетного двигателя, содержащий холодную и горячую части в виде усеченных конусов с излучателем на торце горячей части, в полости холодной части установлены несколько лазерных свеч зажигания, фокус которых находится на внутренней поверхности излучающего торца, на боковой стенке корпуса выполнены соединяющие отверстия, на излучающем торце - форсунки пропеллента, отличающийся тем, что излучатель выполнен пустотелым в виде сферы с двумя концентричными стенками: стенкой внешней и стенкой внутренней с зазором охлаждения между ними и остроконечными конусами на «горячей» внешней стенке излучателя.

8. Коронирующий электрод ионного ракетного двигателя по п. 7, отличающийся тем, что он содержит центральную свечу зажигания, установленную вдоль оси камеры сгорания и несколько боковых установленных под углом к ее оси от 7 до 10°.

9. Коронирующий электрод ионного ракетного двигателя по п. 8, отличающийся тем, что излучающая поверхность коронирующего электрода выполнена в виде остроконечных конусов, установленных радиально на внешней стенке излучателя.

10. Коронирующий электрод ионного ракетного двигателя по п. 9, отличающийся тем, что в месте пересечения продольной оси симметрии двигателя со стенками излучателя выполнена центральная площадка, на которой установлен один из остроконечных конусов.