Комбинированный ионный ракетный двигатель и коронирующий электрод
Ионный ракетный двигатель содержит соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, по меньшей мере, один запальник, и средство создания коронирующего разряда. Камера сгорания содержит головку с форсуночной плитой для распыла компонентов топлива и цилиндрическую часть, имеющую на плите форсунки горючего и окислителя. Средство создания коронирующего разряда выполнено в виде коронирующих электродов, установленных равномерно между форсунками на плите во внутренней полости камеры сгорания. В коническом корпусе головки установлен цилиндрический постоянный магнит с осевой намагниченностью. На выходе магнитного ускорителя внутри него установлен разгонный электрод. На выходном торце сопла установлен электрод-нейтрализатор. Сопло выполнено с охлаждающим зазором между «холодной» и «горячей» стенками. Полость зазора соединена с патрубком горючего, установленным концентрично выходному торца сопла, а запальники совмещены с коронирующими электродами. При работе предложенного двигателя обеспечивается надежный запуск и управляемость силой и вектором тяги. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.
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, управляемости силой и вектором тяги, охлаждения.
Достигнутый технический результат: обеспечение надежного запуска и управляемости силой и вектором тяги.
Решение указанных задач достигнуто в ионном ракетном двигателе, содержащем, соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, содержащую головку с форсуночной плитой для распыла компонентов топлива и цилиндрическую часть, имеющую на плите форсунки горючего и окислителя, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, по меньшей мере, один запальник, и средство создания коронирующего разряда, тем, что, тем, что средство создания коронирующего разряда выполнено виде коронирующих электродов, установленных равномерно между форсунками на плите во внутренней полости камеры сгорания, в коническом корпусе головки установлен цилиндрический постоянный магнит с осевой намагниченностью, на выходе магнитного ускорителя внутри него установлен разгонный электрод, на выходном торце сопла установлен электрод-нейтрализатор, сопло выполнено с охлаждающим зазором между «холодной» и «горячей» стенками, полость зазора соединена с патрубком горючего, установленным концентрично выходному торца сопла, а запальники совмещены с коронирующими электродами.
Магнитный ускоритель может содержать, установленный концентрично его корпусу, ферромагнитный сердечник и несколько радиальных обмоток, к радиальным обмоткам присоединены электрических провода, в которых установлены регуляторы 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 закреплен насадка-зонд.
Насадка-зонд может быть выполнена в виде телескопических стержней.
Комбинированный ионный ракетный двигатель может содержать центральный коронирующий электрод, установленный вдоль оси камеры сгорания.
Решение указанных задач достигнуто в коронирующем электроде ионного ракетного двигателя, содержащем корпус в виде цилиндрического стержня и его нагреватель, излучающую поверхностью на торце, тем, что корпус выполнен пустотелым и в его полости установлена лазерная свеча зажигания, фокус которой находится на излучающей поверхности, на боковой стенке корпуса выполнены соединяющие отверстия, на излучающей поверхности по меньшей мере одна форсунка пропеллента, а концентрично корпусу установлен постоянный магнит осевой намагниченности.
Комбинированный ионный ракетный двигатель может содержать центральный коронирующий электрод, установленный вдоль оси камеры сгорания и имеющий одну форсунку пропеллента.
Центральный коронирующий электрод, установленный вдоль оси камеры сгорания выполнен с фокусом лазерной свечи зажигания во внутренней полости камеры сгорания.
Излучающая поверхность коронирующих электродов, кроме центрального, может быть выполнена конической.
Предлагаемый двигатель схематически изображен на фиг. 1…9, где:
на фиг. 1 приведен продольный разрез двигателя,
на фиг. 2 приведена камера сгорания,
на фиг. 3 приведен вид А на фиг. 2,
на фиг. 4 приведен коронирующий электрод с кольцевым постоянным магнитом и лазерной свечой зажигания,
на фиг. 5 приведен центральный коронирующий электрод с кольцевым постоянным магнитом и лазерной свечой зажигания,
на фиг. 6 приведен излучающий торец для боковых коронирующих электродов,
на фиг. 7 приведен вид А на фиг. 8 ,
на фиг. 8 приведен излучающая поверхность центрального коронирующего электрода,
на фиг. 9 приведена схема лазерной свечи зажигания.
Перечень условных обозначений, принятых в описании.
камера сгорания 1,
головка 2,
форсуночная плита 3,
цилиндрическая часть 4,
магнитный ускоритель плазмы 5,
сверхзвуковое газодинамическое сопло 6,
форсунки горючего 7,
форсунки окислителя 8,
средство создания коронирующего разряда 9,
огневое днище 10,
среднее днище 11,
«холодное» днище 12.
полость горючего 13,
полость пропиллента 14,
полость окислителя 15,
конический корпус 16,
патрубок 17,
коронирующий электрод 18,
цилиндрический корпус 19,
полость электрода 20,
внутренняя полость 21,
«холодная» стенка 22,
«горячая» стенка 23,
зазор охлаждения 24,
кольцевой постоянный магнит 25,
лазерная свеча зажигания 26,
излучающая поверхность 27,
сообщающие отверстия 28,
форсунки пропеллента 29,
ионно-динамический зонд 30,
телескопический стержень 31,
шарнир 32,
шток 33,
привод 34,
насосный агрегат 35,
привод агрегата 36,
насос окислителя 37,
насос горючего 38,
насос пропеллента 39,
трубопровод горючего 40,
регулятор расхода 41,
привод регулятора 42,
отсечной клапан горючего 43,
патрубок горючего 44,
трубопровод окислителя 45,
отсечной клапан 46,
коллектор окислителя 47,
трубопровод пропиллента 48,
отсечной клапан пропиллента 49,
регулятор расхода 50,
корпус 51,
ферромагнитный сердечник 52,
радиальная обмотка 53,
блок управления 54,
электрические провода 55,
регулятор тока 56,
блок питания 57,
силовой кабель 58,
блок накачки 59,
оптическое волокно 60,
высоковольтный провод 61,
источник высокого напряжения 62,
второй высоковольтный провод 63,
ускоряющий электрод 64,
электрический провод 65,
сужающуюся часть 66,
коническая расширяющаяся часть 67,
компенсационный электрод 68,
канал управления 69,
стакан 70,
полость 71,
микрочип-лазер 72,
металлическая втулка 73,
вакуумная металлическая трубка 74,
фокусирующая линза 75,
цилиндрический корпус 76,
торец 77,
днище 78.
резьбовой участок 79,
отверстие 80,
уплотнение 81,
заглушка 82,
осевое отверстие 83,
уплотнение 84,
гайка 85,
центральное отверстие 86,
уплотнение 87,
средство демпфирования 88.
заземление 89,
отводящий провод 90,
дополнительный постоянный кольцевой магнит 91,
центральный коронирующий электрод 92.
клапан окислителя 93,
клапан горючего 94.
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 форсуночной плитой 3, цилиндрической частью 4, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы 5, и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло 6.
Камера сгорания 1 с головкой 2 показаны на фиг. 2. Она содержит на форсуночной плите 3 форсунки горючего 7, форсунки окислителя 8 и средство создания коронирующего разряда 9.
Форсуночная плита 3 содержит огневое днище 10, среднее днище 11 и «холодное» днище 12. Между огневым днищем 10 и средним днищем 11 выполнена полость горючего 13, а между средним днищем 11 и «холодным» днищем 12 расположена полость пропиллента 14. Головка 2 имеет конический корпус 15. На конической стенке 13 установлены постоянные магнита с осевой намагниченностью 16 для создания внутри цилиндрической части 2 камеры 1 постоянного магнитного поля.
К коническому корпусу 15 присоединен патрубок 17 для подачи пропеллента. 17.
Роль средства создания коронирующего разряда 9 выполняют установленные параллельно оси OO камеры сгорания 1. равномерно между форсунками горючего 7 и окислителя 8 несколько коронирующих электродов 18, имеющих корпус цилиндрической формы 19, который содержит полость электрода 20.
Головка 2 содержит форсуночную плиту 3 для подачи компонентов топлива и пропеллента во внутреннюю полость 21 камеры сгорания 1.
Назначение коронирующего электрода 18 - ионизация продуктов сгорания в смеси с пропелленом или чистого пропеллентента без присадок.
Камера сгорания 1 и сверхзвуковое газодинамическое сопло 6 содержат «холодную» стенку 22 и горячую стенку 23 с зазором охлаждения 24 между ними.
Снаружи каждого коронирующего электрода 18 концентрично ему установлен кольцевой постоянный магнит 25, предназначенный для создания разгонного магнитного поля (фиг. 1…3).
На коронирующем электроде 18 внутри полости электрода 20 установлена лазерная свеча зажигания 26. Лазерная свеча зажигания 26 выполняет две функции: воспламеняет компоненты топлива и повышает температуру коронирующего электрода 18 при работе двигателя только на ионах без подачи компонентов топлива.
Фокус лазерной свечи зажигания 26 расположен на излучающей поверхности 27.
При работе двигателя только на ионах его тяга 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 сообщают полость пропеллента 24 и полость 20.
На излучающем торце 99 выполнены форсунки пропеллента 29.
К выходному торцу 26 сверхзвукового газодинамического сопла 6 (фиг. 1) прикреплен ионно-динамический зонд 30 в виде телескопических стержней 30, закрепленных на шарнирах 31 и установленных с возможностью поворота. Для этого к ним присоединены штоки 33 приводов 34.
Двигатель содержит насосный агрегат 35 для подачи горючего, окислителя и пропеллента в камеру сгорания 1. В качестве горючего можно использовать водород, а в качестве окислителя - кислород. В качестве пропеллента применен газ ксенон.
Насосный агрегат 35 содержит привод агрегата 36, насос окислителя 37, насос горючего 38 и насос пропеллента 39.
Трубопровод горючего 40, содержащий регулятор расхода 41 с приводом регулятора 42 и отсечным клапаном горючего 43 соединен с патрубком горючего 44, установленный на выходном торце.
Трубопровод окислителя 45 через отсечной клапан 46 соединен с коллектором окислителя 47 на головке 2 камеры сгорания 1.
Трубопровод пропеллента 48 с отсечным клапаном пропеллента 49 соединен с патрубком 17 на головке 2 камеры сгорания 1.
При этом форсунки окислителя 8 соединяют полость пропеллента 14 форсуночной плиты 3 с внутренней полостью 21 камеры сгорания 1, а форсунки горючего 7 соединят полость горючего 13 с внутренней полостью 21.
Магнитный ускоритель плазмы 5 содержит корпус 51 цилиндрической формы и установленный концентрично ему ферромагнитный сердечник 52 и радиальные обмотки 53.
Двигатель содержит блок управления 53. К радиальным обмоткам 54 присоединены электрические провода 55, соединенные через регуляторы тока 56 с блоком управления 54.
Двигатель имеет блок питания 57, который силовыми кабелями 58 соединен с блоком управления 54 и блоком накачки 59.
Блок накачки 59 оптическим волокном 60 соединен с лазерной свечой зажигания 26 (фиг. 1, 4 м 5).
Для подачи высокого напряжения на коронирующие электроды 18 к ним присоединены первые высоковольтные провода 61, который, с другой стороны соединен с источником высокого напряжения 62. Второй высоковольтный провод 63 соединен с ускоряющим электродом 64.
По линии низкого напряжения источник высокого напряжения 62 соединен электрическими проводами 65 с блоком питания 57. В качестве блока питания 57 может быть использованы солнечные батареи или генератор.
Сверхзвуковое газодинамическое сопло 7 содержит сужающуюся часть 66 и коническую расширяющуюся часть 67.
На выходном торце конической расширяющейся части 67 сверхзвукового газодинамического сопла 7 могут быть закреплены компенсационные электроды 68 для отвода отрицательных ионов
На выходном торце 26 конической расширяющейся части 67 сверхзвукового газодинамического сопла 7 могут быть, на шарнирах 32 с возможностью поворота закреплены насадки-зонды 27, к которым присоединены телескопические стержни 31 с приводами 34 и штоками 33 для управления вектором тяги. Привода 34 управления вектором тяги каналами управления 69 соединены с блоком управления 54.
Конструкция лазерной свечи зажигания 26 приведена на фиг. 4.
На головке 2, параллельно оси камеры сгорания 1 установлены коронирующие электроды 18 с встроенными в них свечами лазерного зажигания 26 (фиг. 1 и 4). Свеча лазерного зажигания 26 выполнена в виде стакана 70 с полостью 71, в которой установлен микрочип-лазер 72 (фиг. 4 и 5).
Наиболее распространенные типы лазерных кристаллов для лазеров на микрочипах являются: Nd:YAG и NcLYVO4 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 центральный электрод 92. Он практически идентичен коронирующему электроду 18 на фиг. 4, кроме применения одной форсунки пропеллена 29 вместо нескольких и применения кольцевой излучающей поверхности 27 вместо конической и размещения фокуса лазерной свечи зажигания Ф во внутренней полости 21 камеры сгорания 1.
На фиг. 6 приведен излучающий торец 27 для боковых (всех кроме центрального) коронирующих электродов 18.
На фиг. 7 приведен вид А на фиг. 8 излучающей поверхности 27 в форме конуса.
На фиг. 8 приведен излучающая поверхность 27 центрального коронирующего электрода 92 (фиг. 5) в виде кольца с острой кромкой,
Более подробно конструкция свечи лазерного зажигания показана на фиг. 9.
Они содержит полость 71 стакана 70 соединена металлической втулкой 73 с зоной горения Внутри металлической втулки 73 установлена вакуумная металлическая трубка 74 с фокусирующей линзой 75 на конце. Другой конец вакуумной металлической трубки 75 соединен с микрочип-лазером 72. Микрочип-лазер 72 оптическим волокном 60 соединен с блоком накачки 59. Блок накачки 59 электрическими проводами 65 соединен с блоком питания 57.
Лазерная свеча зажигания 26 (фиг. 4 и 5), как упомянуто ранее, содержит стакан 70, который, в свою очередь, содержит цилиндрический корпус 76 и торец 77 на днище 78. На днище 78 выполнен резьбовой участок 79 с отверстием 80 для прохода вакуумной металлической трубки 74, которая уплотнена уплотнениями 81. Сверху стакан 70 закрыт заглушкой 82, имеющей осевое отверстие 83 для вывода оптического волокна 60, которое уплотнено уплотнением 84, поджато гайкой 85 с центральным отверстием 86. Заглушка 82 уплотнена относительно стакана 70 уплотнением 87.
Микрочип-лазер 72 и вакуумная металлическая трубка 74 установлены внутри средства демпфирования 88, которое выполнено из металлорезины.
Минусовой вывод блока питания 57 заземлен заземлением 89, к нему же присоединен отводящий провод 90.
На кольцевой части 4 камеры 1 может быть установлен дополнительный постоянный кольцевой магнит 91 с осевой намагниченностью (фиг. 1). Он предназначен для интенсификации образования ионов без потребления электрической энергии.
Комбинированный ионный ракетный двигатель (фиг. 1) содержит центральный коронирующий электрод 92. клапан окислителя 93 и клапан горючего 94.
Работа двигателя
При работе комбинированного двигателя (фиг. 1…6) в режиме аботы на химическом топливе (для кратковременного создания большой силы тяги) включают насосный агрегат 35, путем раскрутки привода агрегата и насосов 37, 38 и 39, которые начинают подачу компонентов топлива (окислителя и горючего) и пропеллента в камеру сгорания 1, точнее в его внутреннюю полость 21. Включают блок накачки 59 и подают лазерный луч по оптическому волокну 60 в лазерную свечу зажигания 26 и далее через фокусирующую линзу 75 (фиг. 2) во внутреннюю полость 21 (фиг. 1) камеры сгорания 1, где компоненты топлива (окислитель и горюче) воспламеняются.
Для переключения в режим ионного двигателя включают источник высокого напряжения 62 (фиг. 13 и подают высокое напряжение на коронирующие электроды 18, между коронирующими электродами 18 и вторым высоковольтным электродом 63 возникают коронные разряды и происходит ионизация продуктов сгорания и превращение ее в плазму и образование ионов под воздействием магнитного поля создаваемого при помощи кольцевого постоянного магнита 25 и радиальными обмотками 53.
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 сгорания 1 поступает в магнитный ускоритель 6, где вращающимся переменным магнитным полем она ускоряется и разделяется.
В сечении сужающейся части газодинамического сопла 7, происходит ускорение плазмы и дальнейшее соединение водорода с кислородом. Охладителем (например, жидким водородом) находящимся в зазоре охлаждения 24 сверхзвукового газодинамического сопла 7, «горячая» стенка 23 охлаждаются до температуры 500°С и ниже.
При концентрации и стечении поверхностных зарядов от ионизирующих газов с ионно-динамического зонда 30 возникает добавочная реактивная сила.
Отключаю подачу компонентов топлива путем перекрытия клапанов окислителя и горючего 103 и 104 (фиг. 1).
Для управления вектром тяги ионного двигателя он содержит ионно-динамический зонд 30, который имеет телескопические стержни 31, которые могут поворачиваться вокруг шарниров 32 для управления вектором тяги. Управление летательным аппаратом осуществляется одновременно рассогласованием токов в радиальных обмотках 53 и поворотом телескопических стрежней 31 ионно-динамического зонда 30. С выдвинутого ионно-динамического зонда 30 стекают электрические заряды, создавая реактивную силу и вращающий момент, обеспечивающий поворот летательного средства. При работе ионно-динамического зонда 30 истекающие положительные ионы создают добавочную реактивную силу.
Отрицательные заряды с компенсационного электрода 68 по отводящему проводу 90 передаются в блок питания 57 для его зарядки.
Тяга, создаваемая ионно-динамическим зондом 30 комбинированный 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.
В связи с этим, необходимо через несколько минут после старта двигателя выключить подачу компонентов топлива: горючего и окислителя, закрыв клапаны окислителя и горючего 103 и 104 и отсечные клапаны 43 и 46 (фиг. 1). Двигатель будет работать только за счет истечения ионов, образовавшихся от подачи инертного газа пропилена и его ионизации. Для активации процесса ионизации и образования плазмы с лазерных свеч зажигания 25 периодически подают импульсы лазерного луча на коронирующие электроды 18 для их разогрева и создания объемного коронного раряда..
Дополнительный постоянный кольцевой магнит 91 с осевой намагниченностью, установленный на кольцевой части 4 камеры сгорания 1 создает дополнительное магнитное поле во внутренней полости 21 камеры сгорания 1 и усиливает ионизации в ней.
Применение группы изобретений позволило:
- создать мощный двигатель с высокой экономичностью, работающий как на химическом топливе, так и в режиме ионного двигателя,
- повысить надежность двигателя за счет применения нескольких коронирующих электродов и охлаждения лазерных свеч зажигания инертным пропеллентом,
- улучшить запуск двигателя за счет использования нескольких свеч лазерного зажигания,
- улучшить охлаждение двигателя,
- улучшить управляемость ракет с установленным на них разработанным двигателем за счет применения ионно-днамического зонда с телескопическими стержнями установленными на шарнирах,
- обеспечить безопасность полета за счет применения в качестве основного компонента топлива инертного газа - пропеллента.
1. Комбинированный ионный ракетный двигатель, содержащий соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, содержащую головку с форсуночной плитой для распыла компонентов топлива и цилиндрическую часть, имеющую на плите форсунки горючего и окислителя, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, по меньшей мере, один запальник, и средство создания коронирующего разряда, отличающийся тем, что средство создания коронирующего разряда выполнено в виде коронирующих электродов, установленных равномерно между форсунками на плите во внутренней полости камеры сгорания, в коническом корпусе головки установлен цилиндрический постоянный магнит с осевой намагниченностью, на выходе магнитного ускорителя внутри него установлен разгонный электрод, на выходном торце сопла установлен электрод-нейтрализатор, сопло выполнено с охлаждающим зазором между «холодной» и «горячей» стенками, полость зазора соединена с патрубком горючего, установленным концентрично выходному торца сопла, а запальники совмещены с коронирующими электродами.
2. Комбинированный ионный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что магнитный ускоритель содержит, установленный концентрично его корпусу, ферромагнитный сердечник и несколько радиальных обмоток, к радиальным обмоткам присоединены электрические провода, в которых установлены регуляторы тока.
3. Комбинированный ионный ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на цилиндрической части камеры установлен дополнительный кольцевой постоянный магнит.
4. Комбинированный 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.
5. Комбинированный ионный ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что насадка-зонд выполнена в виде телескопических стержней.
6. Коронирующий электрод комбинированного ионного ракетного двигателя, содержащий корпус в виде цилиндрического стержня и его нагреватель, излучающую поверхностью на торце, отличающийся тем, что корпус выполнен пустотелым и в его полости установлена лазерная свеча зажигания, фокус которой находится на излучающей поверхности, на боковой стенке корпуса выполнены соединяющие отверстия, на излучающей поверхности - форсунки пропеллента, а концентрично корпусу установлен постоянный магнит осевой намагниченности.
7. Коронирующий электрод комбинированного ионного ракетного двигателя по п. 6, отличающийся тем, что он содержит центральный коронирующий электрод, установленный вдоль оси камеры сгорания.
8. Коронирующий электрод комбинированного ионного ракетного двигателя по п. 7, отличающийся тем, что излучающая поверхность коронирующих электродов, кроме центрального, выполнена конической.
