Устройство управления полетом ракеты с плазменным двигателем
Изобретение относится к ракетостроению, в частности, к средствам управления полетом ракеты. Реализация изобретения позволяет повысить эффективность и упростить управление полетом ракеты. Сущность изобретения заключается в том, что изменение направления полета ракеты осуществляется путем поворота струи плазмы. Для поворота струи используется магнитная система, которая состоит из трех-четырех электромагнитов (магнитов), симметрично расположенных на кольцевой раме, закрепленной на сопле двигателя. За счет перемещения электромагнитов в сторону потока или изменения величины и направления их магнитных полей, струя плазмы отклоняется в соответствующую сторону. 7 ил.
В связи с работами по созданию ракет с плазменными (или ионными) двигателями, возникает вопрос управления полетом таких ракет или спутников.
Известно, что управление полетом ракет осуществляется с помощью нескольких способов либо их комбинаций.
В основном управление осуществляется:
1. С помощью газовых рулей либо поворотных сопел.
2. Поворотом двигателя относительно оси ракеты.
3. С помощью вспомогательных двигателей.
4.С помощью вторичного впрыскивания (газодинамическое управление).
Осуществление этих способов для ракет с плазменным (и ионным) двигателем сталкивается с рядом трудностей. Некоторые способы малоэффективны, другие сложны в техническом осуществлении, третьи - по-видимому, не применимы принципиально (например, 1 и 4 из указанных).
Предлагается принципиально новый способ управления полетом ракет, применимый только для ракет с плазменным двигателем.
Известно, что во многих типах разрабатываемых плазменных двигателей имеется продольное магнитное поле.
Используя способ нарушения симметрии магнитного поля (изложенный в заявке на изобретение №815029/24 от 04.02.1963 г. "Вывод заряженных частиц из потока ионизованного газа путем нарушения симметрии магнитного поля за источником"), можно на выходе
из источника поворачивать струю плазмы в любом направлении, а следовательно, осуществлять поворот ракеты.
Способ отклонения потока схематично показан на фиг.1, где:
1 - электромагнит источника плазмы,
2 - вспомогательный магнит, "Ю" и "С" - южный и северный полюса магнитов. Вместо магнита можно применять ферромагнетик, в этом случае поток отклоняется в сторону последнего.
На фотографиях (фиг. 2, 3 и 4) показаны неотклоненный высокоскоростной поток плазмы и отклоненный (для случаев б и на фиг.1).
Симметрия магнитного поля за источником нарушена на 5-8% и не влияет на работу источника.
Отклонение потока осуществлялось с помощью вспомогательного постоянного магнита, вес которого относится к весу электромагнита источника ~ 
. Поток плазмы имеет скорость ~ 20÷50 км/с при концентрации ионов ~ 1013 1/см3, получен с помощью источника, конструкция которого описана в заявке автора №818030/24 от 04.02.1963 г. под названием "Двухступенчатый источник высокоскоростной плазмы разреженного газа".
На основе указанного явления предлагается способ управления полетом ракет с плазменными двигателями. На фиг.5 схематично изображена торцевая часть ракеты с приспособлением для управления полетом. Приспособление состоит из рамы и 4-х (в случае расположения под углом 120° достаточно 3-х) электромагнитов (либо ферромагнетиков или постоянных магнитов).
Магниты перемещаются радиально с помощью обычных электрических приводов.
Потребляемая приводами электроэнергия не велика, используется кратковременно и имеется на борту ракеты для обеспечения работы двигателя.
Вся конструкция крепится за двигателем в области, где есть магнитное поле.
(Существует оптимум положения вспомогательного магнита, определяемый геометрией и величиной магнитного поля источника и также положением и величиной напряженности магнитного поля вспомогательного магнита. В нашем случае оптимум находился на расстоянии менее калибра диаметра магнита источника).
Приспособление и приводы следует изготавливать из немагнитных материалов (дюраль, нержавеющая сталь и т.д.).
Данное приспособление при выходе ракеты на заданную траекторию (в зависимости от назначения ракеты) может сбрасываться. Вся конструкция покрывается защитным кожухом от взаимодействия с набегающим потоком при полете в плотных слоях атмосферы. В верхних слоях атмосферы в защитном кожухе нет надобности, его можно сбросить. Крепить приспособление к ракете можно аналогично стыковке ступеней ракет, электропроводку - соединять через штырьковые соединения. Конструктивные элементы предложенной схемы известны (электроприводы, крепление рамы, магниты и т.д.), поэтому нет надобности останавливаться на них подробно.
Для изменения траектории полета ракеты необходимо либо перемещать магниты соответствующим образом, либо менять напряженность их поля, а также менять полюсы магнитов. Наиболее эффективной, по-видимому, будет комбинация этих операций.
Принципиальная схема изменения полюсов магнитов и токов в магнитах изображена на фиг.6. С помощью переключателей меняется направление токов, а следовательно и полюса магнитов, ток в магнитах меняется реостатами.
Аналогичную схему можно применять для питания электроприводов, перемещающих магниты. В этом случае с помощью переключателей можно менять направление перемещения, а реостатами - скорость перемещения.
По-видимому, можно объединить эти схемы и составить программу перемещения магнитов и изменения величины и направления токов в магнитах, таким образом, чтобы отклонять струю в желаемом направлении.
Например, чтобы отклонить ракету вниз достаточно передвинуть электромагнит 3 (см. фиг.5) вверх к центру, либо увеличить напряженность его магнитного поля (ток в обмотке). Для увеличения угла отклонения нужно проделать аналогичную операцию с вспомогательным магнитом №1, изменив направление тока в обмотке на противоположное.
Чтобы отклонить ракету в верхний правый угол, достаточно передвинуть к центру магниты 1 и 2 либо увеличить ток в их цепи. Увеличить угол отклонения позволят также магниты 3 и 4, пустив в цепи ток в обратном направлении.
Таким образом можно менять направление отклонения потока и величину угла отклонения.
В наших экспериментах удалось повернуть струю плазмы в любом направлении почти на 90° к ее первоначальному направлению.
Управление полетом ракеты можно осуществлять с помощью другой конструкции, изображенной на фиг.7. Данная конструкция представляется более простой и эффективной, поскольку можно осуществлять осевое вращение (стабилизацию) ракеты.
В данной конструкции используются 2 магнита. Курсом ракеты можно управлять, когда магниты находятся в горизонтальной плоскости, тангажем - в вертикальной. Угол 
можно менять указанным выше способом, угол 
- перемещением магнитов по окружности рамы либо вращением всей рамы. Если осуществлять вращение рамы с магнитом при включенных магнитах будет осуществляться осевое вращение ракеты в противоположном вращению направлении. Электросхема в данном случае аналогична предыдущей.
Программирование поворотом ракеты и его осуществление в данном случае представляется простым, более того, данный способ позволяет стабилизировать ракету (спутник).
Предлагаемый способ имеет ряд преимуществ по сравнению с существующими.
I. По сравнению с газовыми рулями либо
поворотными соплами:
1. Нет потери импульса на рулях; поворот будет более эффективным, т.к. угол поворота больше.
2. Использование газовых рулей (сопел) представляет большую трудность, т.к. поток высокоскоростной плазмы разрушит рули.
3. Если поток не скомпенсирован в месте положения рулей (сопла), то на последних будет накапливаться электрический заряд и его придется устранять, что встретит принципиальные трудности.
4. Предлагаемая система позволит, по-видимому, в более широком диапазоне менять тангаж, курс и стабилизацию ракеты.
II. По сравнению со способом поворота двигателя
(со сложной системой подвески и небольшим углом поворота), а также системой управления вспомогательными двигателями предлагаемая система :
1. Более проста и надежна в работе.
2. Значительно легче по весу и требует малых электрических мощностей.
3. Имеет возможность поворачивать струю потока, а следовательно - ракету, в любом направлении.
III. Вторичное впрыскивание или газодинамическое управление принципиально не применимо для ракет плазменного типа (см. "Вопросы ракетной техники”, №10, 1962 г., статья МОАК "Схема управления вектором тяги ракетных двигателей на твердом топливе").
IV. В предложенном способе приспособление для управления полетом при выходе на заданную траекторию может сбрасываться, облегчая ракету.
V. Так как точка приложения силы вращения находится за двигателем на расстоянии, большем, чем при перечисленных способах управления, то поворот ракеты будет более эффективным.
Предлагаемый способ управления полетом ракет с двигателями плазменного (ионного) типа с помощью нарушения симметрии магнитного поля за двигателем. В отличие от всех существующих способов
поворот потока на выходе из источника осуществляется электромагнитными силами.
Изменение вектора тяги осуществляется без взаимодействия потока на выходе из источника с элементами ракеты. Управление струей плазмы (полетом ракеты) производится нарушением симметрии магнитного поля за двигателем передвижением по радиусу вспомогательных магнитов, также расположенных за двигателем.
Предлагаемый способ представляется более простым и эффективным, чем существующие, может использоваться для ориентации ракеты.
Система управления полетом может сбрасываться после выхода ракеты на заданную траекторию.
Формула изобретения
Устройство управления полетом ракеты с плазменным двигателем, отличающееся тем, что, с целью изменения направления полета ракеты путем поворота струи плазмы, в нем установлена магнитная система из трех-четырех электромагнитов (магнитов), симметрично расположенных на кольцевой раме, укрепленной на сопле двигателя, перемещение которых в сторону потока либо изменение величины и направления их магнитных полей вызывает отклонение струи плазмы.
РИСУНКИ
