Разработка и летные испытания двунаправленного волнового плазменного ускорителя тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Шумейко Андрей Иванович

• Шумейко Андрей Иванович
• кандидат наук
• 2025

Оглавление диссертации кандидат наук Шумейко Андрей Иванович

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ИССЛЕДОВАНИЙ МНОГОВЕКТОРНЫХ ПЛАЗМЕННЫХ УСКОРИТЕЛЕЙ

1.1. Обзор задач управления движением космического аппарата с помощью многовекторных плазменных ускорителей и варианты реализации таких ускорителей

1.2. Экспериментальные работы и математические модели исследования зажигания разряда в безэлектродных плазменных ускорителях

1.3. Математические модели исследования характеристик выходного потока

1.4. Выводы по Главе

ГЛАВА 2. ДВУНАПРАВЛЕННЫЙ ВОЛНОВОЙ ПЛАЗМЕННЫЙ УСКОРИТЕЛЬ

2.1. Выбор схемы безэлектродной векторизации тяги

2.2. Описание двунаправленного волнового плазменного ускорителя

2.3. Физические принципы работы безэлектродных ускорителей

2.4. Система хранения и подачи рабочего тела ускорителя

2.5. Электрическая система ускорителя

2.6. Выводы по Главе

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ЗАЖИГАНИЯ РАЗРЯДА В МНОГОВЕКТОРНЫХ УСКОРИТЕЛЯХ

3.1. Экспериментальное исследование зажигания разряда в двунаправленном ускорителе

3.2. Теоретическое объяснение экспериментальных данных процессов зажигания разряда

3.3. Режимы зажигания разряда в ускорителе в натурных условиях

3.4. Выводы по Главе

ГЛАВА 4. МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ХАРАКТЕРИСТИК ПОТОКА В СТАЦИОНАРНОМ РЕЖИМЕ МНОГОВЕКТОРНОГО УСКОРИТЕЛЯ

Стр.

4.1. Описание разработанной математической модели в дифференциальном виде

4.2. Аналитическое описание разработанной математической модели

4.3. Расчет характеристик потока на основе разработанной модели

4.4. Наземное экспериментальное подтверждение разработанной модели

4.5. Выводы по Главе

ГЛАВА 5. ПОДГОТОВКА И ЗАПУСК УСКОРИТЕЛЯ ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ

5.1. Виброиспытания двунаправленного ускорителя

5.2. Интеграция ускорителя в космический аппарат Хорс-1

5.3. Подготовка ускорителя к запуску на космодроме Восточный

5.4. Запуск ускорителя

5.5. Выводы по Главе

ГЛАВА 6. ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ПОТОКА ДВУНАПРАВЛЕННОГО УСКОРИТЕЛЯ И РЕЗУЛЬТАТЫ ЕГО ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ

6.1. Программа летных испытаний двунаправленного ускорителя

6.2. Управление ускорителем и получаемые данные

6.3. Подтверждение работы ускорителя в космическом пространстве

6.4. Методика определения тяговых характеристик ускорителя

6.5. Сравнение смоделированных и экспериментальных данных по характеристикам потока в стационарном режиме

6.6. Результаты летных испытаний ускорителя

6.7. Сравнение ускорителя с другими устройствами его класса

6.8. Выводы по Главе

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ПРИЛОЖЕНИЕ

СПИСОК ОСНОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

БПУ - безэлектродный плазменный ускоритель;

ВЧ - высокочастотный;

ВЧЕ - высокочастотный емкостной;

ВЧИ - высокочастотный индукционный;

ГНСС - глобальная навигационная спутниковая система;

ДАС - двигатель с анодным слоем;

ДВПД - двунаправленный волновой плазменный двигатель;

ДВПУ - двунаправленный волновой плазменный ускоритель;

ДГВПУ - двунаправленный гибридный волновой плазменный ускоритель;

ДУ - двигательная установка;

ИД - ионный двигатель;

ИИД - импульсный индукционный двигатель; ИПД - импульсный плазменный двигатель; КА - космический аппарат;

КМПД - кольцевой многоканальный плазменный двигатель;

КПД - коэффициент полезного действия;

ЛАД - лазерный абляционный двигатель;

МВПУ - многовекторный волновой плазменный ускоритель;

МГДД - магнитогидродинамический двигатель;

МКА - малый космический аппарат;

МПД - магнитоплазменный двигатель;

МПУ - многоканальный плазменный ускоритель;

ППД - полусферический плазменный двигатель;

СПД - стационарный плазменный двигатель;

СХПРТ - система хранения и подачи рабочего тела;

УНВТ - управление направлением вектора тяги;

ЭРД - электрический ракетный двигатель;

ЭРДУ - электрическая ракетная двигательная установка;

NORAD ID (др. SCN или номер объекта USSPACECOM) - номер по спутниковому каталогу, представляющий собой уникальный пятизначный идентификационный номер искусственных спутников Земли; SMA (англ. semimajor axis) - большая полуось;

TLE (англ. two-line element set) - двухстрочный формат данных, представляющий собой набор элементов орбиты для спутника Земли; 1U - кубическая ячейка с размерами сторон в 100 мм (размеры могут быть незначительно изменены в зависимости от габаритов пускового контейнера).

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка и летные испытания двунаправленного волнового плазменного ускорителя»

ВВЕДЕНИЕ

Плазменные установки применяются в многочисленных сферах от обработки поверхностей материалов до создания сил для движения в космосе [110, 18,19]. В основе плазменных установок лежит воздействие электрических и магнитных полей на ионизированную среду, приводя к набору заряженными частицами энергии и/или к возникновению потоков заряженных частиц. Ключевую роль в работе плазменных установок различных типов играют зажигание разряда (переход из неионизированного в ионизированное состояние среды) и процессы ускорения потока (в ионизированной газообразной среде) [20].

Одними из представителей плазменных установок являются плазменные ускорители [21]. Они используются для разнообразных задач: от инжекторов в токамаках до создания сил для движения космических аппаратов. Космические плазменные ускорители можно классифицировать, например, по типу ускорения на: тепловые, электростатические, электромагнитные, лазерные. Большинство плазменных ускорителей объединяет создание движущей силы только в одном направлении. Однако для современных космических миссий желательно создание движущих сил в нескольких направления при помощи одного устройства [22]. Такое свойство ускорителя именуют векторизацией тяги (на англ. thrust-vectoring) [23]. Здесь и далее, для замены термина векторизация тяги будем использовать следующий - управление направлением вектора тяги (УНВТ).

Возможность УНВТ, реализованная в плазменном ускорителе, является желательным свойством для КА малого форм-фактора, которые получили широкое распространение. Например, c появлением на рынке космических технологий производства лекарственных средств, организованного американской компанией Varda Space, отчетливо продемонстрирована необходимость многовекторности тяги для технологических космических

миссий [24]. На борту их малого КА Winnebago-1 производилась малая партия лекарственных средств. Для реализации такого технологического процесса в космическом пространстве может потребоваться изменения ориентации КА, например, для охлаждения или нагрева определенных технологических областей естественным солнечным светом. Следует отметить, что Varda Space предполагает запускать такие КА регулярно и в большом количестве для обеспечения рынка лекарственных средств медицинскими препаратами нового поколения. Учитывая регулярность и большое количество запусков таких технологических КА, для реализации такого проекта потребуется создание векторов тяги на борту КА в нескольких направлений. Учитывая, что Varda Space планирует использовать малые КА, создание векторов тяги в нескольких направлениях при помощи нескольких двигателей может быть нецелесообразно. В таком случае может быть использован ускоритель, в котором реализована возможность управления направлением вектора.

УНВТ при помощи одного устройства без наличия физических и технических препятствий может быть реализована на базе безэлектродных плазменных ускорителей (БПУ). В частности, на их базе возможна реализация многовекторных волновых плазменных ускорителей (МВПУ).

В основе простейшего МВПУ лежит источник высокочастотного индукционного разряда во внешнем магнитном поле, имеющий открытую с двух концов во внешнее пространство газоразрядную камеру, систему электромагнитов со сменой направления электрического тока. Такая камера и магнитная система позволяют управлять направлением истечения газоплазменного потока. Исследования процессов зажигания разряда и характеристик потока в МВПУ, в частности процессов, связанных с выходом этих устройств на рабочий режим и с ускорением потоков нейтрального и ионизированного газа, - представляют большой интерес, т.к. способствуют реализации этих устройств, которые могут являться одной из ключевых технологий для перехода от статических к динамическим космическим миссиям [25]. К статическим миссиям относятся те, в которых КА не изменяет свои

орбитальные характеристики на всем протяжении его срока активного существования, либо делает это не более 2-3 раз. При этом, этот КА может поддерживать свою орбиту и изменять свою ориентацию. Например, геостационарные КА или орбитальные группировки Starlink выполняют статические космические миссии. К динамическим космическим миссиям относятся те, в которых КА регулярно изменяет орбитальных параметры. Например, КА, обеспечивающие техническое обслуживание геостационарных космических аппаратов, выполняют динамические космические миссии.

Отметим, что теоретические и экспериментальные работы выполнены только для однонаправленных БПУ. До настоящего времени исследования БПУ с возможностью УНВТ, состоящие из нескольких ячеек 1U, не проводились. Тем не менее, реализация МВПУ именно в таких размерах наиболее желательна для текущих космических проектов по разработке и эксплуатации околоземных орбит. В качестве объекта исследования в данной работе выбрана двунаправленная схема реализации МВПУ. В такой схеме применяется газоразрядная камера открытой конфигурации, оба конца которой открыты во внешнее пространство. При такой конфигурации возможно создания векторов тяги в двух и более направлениях, что является перспективным для использования на борту КА малого форм-фактора. В частности, при использовании двунаправленной схемы возможно фазировать КА и изменять высоту их орбиты без переориентации, что может быть важно для находящейся на их борту полезной нагрузки или выполняемого технологического процесса. Также, на базе такой схемы возможно создание других схем МВПУ. В безэлектродных плазменных ускорителях малого форм-фактора и малой мощности с открытой с двух сторон газоразрядной камерой процессы зажигания разряда и характеристики потока плазмы в стационарном режиме не изучались. Поэтому необходима разработка теоретических моделей, проведение их экспериментального подтверждения, проводимого непосредственно в параметрах внешней среды (космическое пространство) и окружающих условиях (на борту КА), разработка летного образца БПУ с УНВТ для малого КА

для заложения научных основ исследований и проектирования таких ускорителей и демонстрация его возможностей при работе на борту малого космического аппарата в космическом пространстве.

Цели диссертационной работы:

Разработка двунаправленного волнового плазменного ускорителя и проведение его летных испытаний.

Для достижения поставленной цели потребовалось решение следующих основных задач:

1. Создать двунаправленный волновой плазменный ускоритель, способный создавать газо-плазменные потоки в двух направлениях, и провести цикл наземных испытаний для подготовки проведения его летных испытаний;

2. Экспериментально исследовать и определить параметры устойчивого зажигания разряда в симметричной газоразрядной камере, открытой с двух концов во внешнее пространство, в зависимости от напряженности азимутального электрического и индукции внешнего статического магнитного полей и расхода рабочего тела;

3. Разработать математическую модель, позволяющую проводить количественное описание характеристик выходящего потока плазмы в стационарном режиме, энергетической эффективности и интегральных характеристик разряда - температуры и концентрации электронов, - при изменении тока в индукторе (напряженности наведенного вихревого электрического поля), тока в электромагнитах (индукции внешнего статического магнитного поля) и расхода рабочего тела (давления в газоразрядной камере);

4. Провести летные испытания (демонстрацию возможностей) двунаправленного волнового плазменного ускорителя на борту малого космического аппарата в космическом пространстве;

5. Проверить результаты, получаемые при расчетах при помощи разработанной математической модели, экспериментальными данными, полученными в космическом пространстве при проведении летных испытаний.

Научная новизна. В диссертации получены следующие новые научные

результаты:

1. Предложена концепция волнового плазменного ускорителя малого размера, способного генерировать управляемые газо-плазменные потоки в двух направлениях за счет использования газоразрядной камеры открытого типа и управляемых магнитных полей. Предложенный ускоритель был создан и была продемонстрирована его успешная работа в ходе летных испытаний на борту малого космического аппарата;

2. Экспериментально определены режимы зажигания высокочастотного индукционного разряда во внешнем статическом осевом магнитном поле в симметричной газоразрядной камере, открытой с двух концов во внешнее пространство. Обнаружено, что в отличие от предыдущих работ по изучению газового пробоя в однонаправленных безэлектродных ускорителях плазмы, пороговая напряженность электрического поля для зажигания разряда снижается при увеличении индукции внешнего осевого статического магнитного поля в газоразрядной камере открытой конфигурации;

3. Предложено теоретическое обоснование тенденций изменения пороговой напряженности электрического поля для осуществления высокочастотного газового пробоя в зависимости от индукции внешнего статического магнитного поля в газоразрядной камере открытой конфигурации;

4. Разработана математическая модель, позволяющая проводить количественное описание характеристик выходящего потока плазмы в стационарном режиме для двунаправленного волнового плазменного ускорителя. Основным преимуществом разработанной модели является возможность учитывать открытую геометрию газоразрядной камеры, т.е. возможность определения газодинамического истечения неионизированной части рабочего тела с концов газоразрядной камеры, не участвующих в создании тяги. Разработанная модель также обеспечивает определение энергетической эффективности и интегральных характеристик разряда - температуры и концентрации электронов, - при изменении тока в индукторе (напряженности наведенного вихревого электрического поля), тока в электромагнитах (индукции

внешнего статического магнитного поля) и расхода рабочего тела (давления в газоразрядной камере). Результаты расчета характеристик выходящего потока ускорителя, полученные при помощи разработанной модели, подтверждены в ходе выполнения летного эксперимента.

Практическая значимость результатов работы.

1. Разработан двунаправленный волновой плазменный ускоритель малого размера, способный создавать потоки плазмы в двух направлениях, предназначенный для установки на борту малых космических аппаратов;

2. Разработанный ускоритель используется в качестве двигательной установки для изменения орбитальных характеристик малого космического аппарата размером 6ШЪ Хорс-1 МГТУ им. Н.Э. Баумана (NORAD ГО 57188);

3. Найденные режимы зажигания разряда - напряженность электрического (ток в индукторе) и индукция магнитного (в единицах тока в электромагнитах) полей, расход рабочего тела - использованы для проектирования и эксплуатации ускорителя для малого космического аппарата Хорс-1;

4. Разработанная математическая модель использована для разработки компанией ООО «Эдвансд Пропалшн Системс» новых моделей многовекторных волновых плазменных ускорителей.

Достоверность и обоснованность научных результатов обусловлены применением фундаментальных законов физики плазмы и термодинамики при составлении уравнений разрабатываемых математических моделей; согласованием результатов расчетных исследований с экспериментальными данными, полученными в натурных условиях (низкие околоземные орбиты).

Положения, выносимые на защиту:

1. Двунаправленный волновой плазменный ускоритель размером 2и, способный создавать потоки плазмы в двух направлениях;

2. Экспериментально определенные параметры зажигания разряда в двунаправленном волновом плазменном ускорителе и их теоретическое обоснование;

3. Разработанная математическая модель для двунаправленного волнового

плазменного ускорителя, учитывающая истечение нейтральной компоненты рабочего тела с нескольких концов газоразрядной камеры открытой конфигурации, позволяющая проводить количественное описание характеристик выходящего потока плазмы в стационарном режиме, энергетической эффективности и интегральных характеристик разряда -температуры и концентрации электронов, - при изменении тока в индукторе (напряженности наведенного вихревого электрического поля), тока в электромагнитах (индукции внешнего статического магнитного поля) и расхода рабочего тела (давления в газоразрядной камере);

4. Проведенные летные испытания (демонстрация возможностей) двунаправленного волнового плазменного ускорителя при работе на борту малого космического аппарата Хорс-1 МГТУ им. Н.Э. Баумана (NORAD ID 57188) в космическом пространстве;

5. Сравнительный анализ рассчитанных значений тяги двунаправленного волнового плазменного ускорителя, полученных при помощи разработанной математической модели, и измеренных значений тяги при эксперименте в натурных условиях (околоземном космическом пространстве).

Апробация результатов работы проведена на российских и международных конференциях: 14th International Conference on Gas Discharge Plasmas and Their Applications (Томск, 2019), 71st International Astronautical Congress (Онлайн, 2020), 72nd International Astronautical Congress (Дубай, 2021), Dubai Air Show 2021 (Дубай, 2021), AIAA Region VII Student Conference 2021 (Онлайн, 2021) AIAA SciTech Forum 2022 (Сан Диего, 2022), 73rd International Astronautical Congress (Париж, 2022), III International Conference on Gas Discharge Plasma and Synthesis of Nanostructures (Казань, 2022), 74th International Astronautical Congress (Баку, 2023), IoM CAS Lecture Series 2023 (Пекин, 2023), IEEE ICOPS 2024 (Пекин, 2024), 75th International Astronautical Congress (Милан, 2024).

Публикации. По теме диссертации были опубликованы 11 научных статей в журналах и в сборниках конференций, включенных в базу цитирований Scopus

(общий объем публикаций 6 п.л./5 п.л.). 7 из них включены в базу цитирований Web of Science. Опубликованы 11 тезисов докладов на международных конференциях. Получены 9 патентов на изобретения в России и США.

Личный вклад соискателя заключается в проектировании двунаправленного безэлектродного плазменного ускорителя и других предложенных МВПУ, составлении плана экспериментов, подготовки экспериментальных стендов, подготовки ДВПУ к летным испытаниям, проведении экспериментов в лабораторных и натурных условиях, проведении интеграции ДВПУ в малый космический аппарата Хорс-1 МГТУ им. Н.Э. Баумана, обработке экспериментальных данных, теоретическом исследовании ДВПУ, написании и подаче патентов, написании статей и ответов по ним рецензентам.

Реализация результатов работы. Внедрение результатов выполненных в диссертационной работе исследований осуществлено в ООО «Эдвансд Пропалшн Системс». Разработанный в рамках выполнения диссертационной работы двунаправленный волновой плазменный ускоритель в настоящее время используется в качестве двигательной установки на борту малого космического аппарата Хорс-1 МГТУ им. Н.Э. Баумана (NORAD ID 57188).

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения; шести глав, заключения, списка использованных источников. Общий объем диссертации 187 страниц, включая 22 таблицы, 74 рисунков и схем. Список использованной литературы содержит 179 наименований.

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ИССЛЕДОВАНИЙ МНОГОВЕКТОРНЫХ ПЛАЗМЕННЫХ УСКОРИТЕЛЕЙ

Цель Главы 1 привести обзор космических миссий, для которых необходимы ускорители с возможностью УНВТ, и вариантов их реализации. Также, в Главе 1 рассмотрены экспериментальные и теоретические работы по процессам зажигания и динамики потока в стационарном режиме в безэлектродных плазменных ускорителях.

1.1. Обзор задач управления движением космического аппарата с

помощью многовекторных плазменных ускорителей и варианты

реализации таких ускорителей

Использование ДУ на КА стало желательным для коммерческих и научных миссий. Существует множество целей, для которых используются ДУ [26]. В начале развития космического двигателестроения, ДУ использовались в основном для операций до выведения - перевода КА с опорной орбиты на целевую [27]. В дальнейшем интерес к космосу привел к бурному развитию космических миссий, что сопровождалось ростом требований к ДУ. Теперь, для обеспечения многих космических миссий желательно управление положением КА для наведения антенн и камер, управление высотой и положением для геостационарных КА и межпланетных маневров.

По мере развития космической отрасли появились новые цели для ДУ, которые следует достичь для удовлетворения потребностей космических миссий в дополнение к существующим целям [28,29]. Использование ДУ переходит от однозадачного к многозадачному. Это означает, что ДУ на борту КА становится инструментом для выполнения нескольких задач, а не одной.

Во-первых, огромное развитие получили орбитальные группировки -полеты групп КА, распределенных по орбитам в определенных позициях [30].

Например, орбитальные группировки используются для предоставления быстрых и глобально доступных услуг связи или для выполнения распределенных вычислений. Для таких полетов ДУ на борту КА должны выполнять операции по до выведению, а также управление положением и высотой КА. Для таких задач ДУ должна создавать векторы тяги в разных направлениях.

Еще одна важная способность, необходимая современным КА, -межорбитальная маневренность. Эта способность позволяет переходить от статических к динамическим космическим миссиям [25]. Отметим еще раз, что в статических космических миссиях КА изменяет свои орбитальные параметры не более 2-3 раз за весь срок активного существования. При этом, в динамических космических миссиях орбитальные параметры КА изменяются постоянно. Примером динамической космической миссии является обслуживание на орбите - продление срока активного существования КА путем их ремонта или дозаправки с помощью роботов. Кроме того, по мере расширения использования космоса, растет и количество мусора, который необходимо удалять для обеспечения безопасности будущих полетов. Удаление мусора требует от КА использования ДУ для приближения и последующего увода с орбиты обломков.

Последние достижения в области материаловедения и печати живых тканей определяют требования к двигателям для будущих космических миссий [31,32]. Чтобы обеспечить условия для синтеза материалов или выращивания живых тканей на орбите, необходимы ДУ для точного управления положением КА. Например, при помощи ДУ с возможностью УНВТ можно раскачивать с определенной амплитудой КА для обеспечения технологических процессов создания материалов [31].

В ближайшем будущем, в контексте экспансии человечества к объектам Солнечной системы, ускорители должны будут обеспечить возможности для межпланетных полетов, которые невозможно реализовать, дожидаясь благоприятных условий для гравитационных маневров [33,34]. Даже сектор

космического туризма, который в последнее время переживает новый скачок развития, не ставит своей границей короткие орбитальные экскурсионные туры. Существуют проекты космических курортов, и ДУ должны обладать многозадачностью, чтобы обслуживать эти искусственные объекты. Например, для того, чтобы проводить гравитационные маневры, необходимы двигательные установки, которые смогут выводить КА на позиции, из которых траектории для выполнения этих маневров будут оптимальными. Для вывода КА к таким позициям, векторы тяги должны быть в нескольких направлениях для того, чтобы не ожидать условий, благоприятных для проведения гравитационных маневров.

Для большинства из обсуждаемых задач, эффективным решением является использование малых космических аппаратов. В частности, для миссий связи, в том числе ультракоротковолновой связи, использование МКА позволяет предоставлять услуги передачи текстовой информации по минимальной стоимости. В случае производства лекарственных средств в космическом пространстве, использование группировок МКА позволяет производить большой объем продукции, при этом снижая стоимость выведения производственных мощностей в космической пространство, а также снижая риски производства.

Отметим, что для выполнения современных космических миссий желательно создание векторов тяги в нескольких направлениях для оптимизации характеристик миссии во время маневров и для преодоления смещения центра тяжести. Принимая во внимание, что возможность УНВТ должна быть реализована на борту малых космических аппаратов, необходимо, чтобы одно устройство обладало возможностью управления направлением вектора тяги.

В общем, ДУ, способные обеспечить многонаправленную тягу, могут состоять из нескольких ускорителей с непараллельными осями тяги или одного ускорителя с возможностью УНВТ. УНВТ - это широко используемая техника для ракетных двигателей. В ракетных двигателях направление вектора тяги может быть изменено путем создания возмущения сверхзвукового потока в

сопле или управления направлением выходящего потока при помощи подвеса. Возмущение сверхзвукового потока в сопле может быть создано различными препятствиями на стенке сопла: твердым препятствием, струей жидкости или газа, комбинацией твердого препятствия с инжектируемыми струями [35-45].

Ракетные двигатели с УНВТ были бы хорошим решением для удовлетворения требованию современных космических миссий в многовекторности тяги. Однако, несмотря на высокую тягу, удельный импульс ракетных двигателей - скорость истечения горючего из ускорителя - сильно ограничен (до 400 с), что критично для длительных полетов или обеспечения проведения технологических процессов на борту малых КА. Ограничения по удельному импульсу связаны с химической природой (энергией связи) компонентов топлива или с инженерными барьерами. Изменить энергию связи химической смеси невозможно. Что касается инженерных барьеров, то ракетные двигатели достигли высокого уровня зрелости как одна из первых и наиболее развитых наук о космическом движении. Например, сопла ракетных двигателей уже разработаны до уровня совершенства. Поэтому совершенствование их элементов не может привести к прорыву, который позволил бы существенно увеличить удельный импульс (даже если удельный импульс будет увеличен до 1000 с). Таким образом, несмотря на возможность УНВТ в ракетных двигателях, они не могут радикально повысить маневренность, например, для длительных миссий - работы КА, предоставляющих орбитальные услуги, или являющиеся орбитальными курортами, или для роев малых КА.

Среди различных типов двигателей, ЭРД включают широкий спектр ускорителей с удельным импульсом, по крайней мере, в два раза превышающим импульс химических ускорителей [46]. Некоторые из концепций ЭРД даже способны генерировать потоки рабочего тела со скоростями, ограниченными только скоростью света [47].

За исключением подвесов, УНВТ не может быть реализована в большинстве ЭРД так же, как в ракетных двигателях. Это связано с тем, что потоки рабочего тела в большинстве ЭРД имеют плотность, недостаточную для

управления тягой при помощи жидкостных струй и твердых препятствий. Тем не менее, существует несколько методов реализации векторизации тяги в ЭРД.

Большое разнообразие ЭРД можно классифицировать в зависимости от преобладающего механизма ускорения — это газодинамические, тепловые, электростатические, электромагнитные, механические и лазерные.

ЭРД с тепловым ускорением включают дуговые [48], резистивные [49], лазерные тепловые [50], ЛАД [51] и двигатели на ядерном делении и синтезе

[52]. Электростатические системы включают в себя Холловские двигатели (СПД

[53] и ДАС [54]), ИД [55-57] и электроспреи [58]. Электромагнитные двигатели включают в себя ИПД [59], безъэлектродные плазменные двигатели (БПД) [6072], МГД [73], МПД [74]. Лазерные двигатели включают системы, создающие тягу за счет взаимодействия излучения с веществом [47].

Использование ЭРД с УНВТ может облегчить переход к динамическим космическим миссиям [22]. В частности, этот переход может быть облегчен за счет того, что для изменения орбитальных параметров не потребуется их ступенчатое выполнение. Под ступенчатым выполнением понимается то, что для маневра КА изменяет свою ориентацию для изменения оси двигателя для изменения направления вектора тяги. В некоторых типах ЭРД с тепловым ускорением, а именно в дуговых, резистивных и лазерных тепловых двигателях, УНВТ может быть реализована так же, как и в ракетных двигателях, поскольку в этих ускорителях на выходе имеется поток сплошной среды с высокой плотностью. Тем не менее, для большинства типов ЭРД, реализация возможности УНВТ требует других подходов.

Возможность УНВТ для ЭРД может быть реализована при использовании одного двигателя или нескольких двигателей, оси которых направлены в разные стороны. Последний подход связан с увеличением массы и объема, занимаемыми ДУ, что приводит к уменьшению массы и объема полезной нагрузки, которую можно разместить на КА. Такой подход к реализации УНВТ может быть невыполним для малых космических аппаратов, например таких, как Winnebago-1. Более того, возможность УНВТ при использовании нескольких

ускорителей на борту КА может привести к снижению экономической эффективности миссии из-за запуска и эксплуатации нескольких ускорителей. Такое снижение может привести к невозможности коммерческой реализации новых космических миссий, в частности миссий по производству лекарственных средств.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Шумейко Андрей Иванович, 2025 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Кралькина Е.А. Особенности энерговклада в пространственно ограниченные ВЧ индуктивные источники плазмы низкого давления. Дисс. доктора физико-математических наук. Москва, 2008. 301 с.

2. Задириев И.И., Рухадзе А.А., Кралькина Е.А., Павлов В.Б., Вавилин К.В., Тараканов В.П. Математическое моделирование емкостного ВЧ разряда низкого давления, помещенного во внешнее радиальное поле, посредством программы KARAT // Инженерная физика. 2016. Т. 2. С. 59-65.

3. Хартов С.А. Разработка стационарных плазменных двигателей с контролируемым взаимодействием плазмы со стенками разрядной камеры. Дисс. доктора технических наук. Москва, 2010. 349 с.

4. Надирадзе А.Б. Прогнозирование воздействия струй электроракетных двигателей на элементы и системы космических летательных аппаратов. Дисс. доктора технических наук. Москва, 2002. 431 с.

5. Ивахненко С.Г. Исследование эффекта азимутального отклонения ионов в двигателях с замкнутым дрейфом. Дисс. кандидата технических наук. Москва, 2013. 158 с.

6. Воробьев Е.В. Метод испытаний электроракетных двигателей для ускоренного определения профиля и скорости эрозии поверхности их элементов. Дисс. кандидата технических наук. Москва, 2020. 172 с.

7. Морозов А.В. Численное моделирование электромагнитного управления вектором тяги плазменного двигателя. Дисс. кандидата технических наук. Москва, 2013. 112 с.

8. Ильичев И.В. Лабораторное моделирование взаимодействия астрофизических джетов с окружающей средой в плазменном фокусе ПФ-3. Дисс. кандидата физико-математических наук. Москва, 2022. 127 с.

9. Балашова С.А. Математическое моделирование взаимодействия лазерного излучения с плазменным потоком для повышения прочности покрытий. Дисс. кандидата технических наук. Москва, 2009. 147 с.

10. Терешонок Д.В. Численное моделирование задач тепловой и плазменной аэродинамики. Дисс. кандидата физико-математических наук. Москва, 2010. 115 с.

11. Патент на изобретение в РФ № 2196396. Способ регулирования вектора тяги электроракетного двигателя и устройство для его реализации / Петросов В.А. Заявл. 23.10.2000. Опубл. 10.01.2003. Бюл. № 1.

12. Патент на изобретение в РФ №2 2823875. Коаксиальный абляционный импульсный плазменный двигатель с векторизацией тяги / Федорова Д.К. Заявл. 30.11.2023. Опубл. 31.07.2024. Бюл. № 22.

13. Патент на изобретение в РФ №2 2764823. Двунаправленный волновой плазменный двигатель для космического аппарата / Шумейко А.И. Заявл. 16.11.2020. Опубл. 21.01.2022. Бюл. № 3.

14. Патент на изобретение в РФ № 2764487. Гибридный волновой плазменный двигатель для низкоорбитального космического аппарата / Шумейко А.И. Заявл. 07.07.2021. Опубл. 17.01.2022. Бюл. № 2.

15. Патент на изобретение в РФ № 2796728. Многоканальный плазменный двигатель с полусферической газоразрядной камерой / Шумейко А.И. Заявл. 24.08.2022. Опубл. 29.05.2023. Бюл. № 16.

16. Патент на изобретение в РФ № 2741401. Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата / Шумейко А.И. Заявл. 29.01.2020. Опубл. 25.01.2021. Бюл. № 3.

17. Гриценко, В.В. Погрешности измерений / В.В. Гриценко. - Рубцовск: РИИ, 2018. - 35 с.

18. Levchenko I., Xu S., Mazouffre S., Lev D., Pedrini D., Goebel D., Garrigues L., Taccogna F. and Bazaka K. Perspectives, frontiers, and new horizons for plasma-based space electric propulsion // Physics of Plasmas. 2020. Vol. 27, №2. P. 020601.

19. Levchenko I., Xu S., Teel G., Mariotti D., Walker M.L.R., and Keidar M. Recent progress and perspectives of space electric propulsion systems based on smart nanomaterials // Nature communications. 2018. Vol. 9, №1. P. 879.

20. Scheubert P., Fantz U., Awakowicz P., Paulin, H. Experimental and theoretical characterization of an inductively coupled plasma source // J. Appl. Phys. 2001. Vol. 90, №2. P. 587-598.

21. Rovey J.L., Christopher T.L., Alex J.M., Rasmont N., Matthew S.G., Wainwright M.J., and Berg S.P. Review of multimode space propulsion // Progress in Aerospace Sciences. 2020. Vol. 118. P. 100627.

22. Shumeiko A.I. Development of a Bi-Directional Wave Plasma Thruster for Small Satellites. Thesis of Master of Science in Mechanical Engineering. Abu Dhabi, 2022. 120 p.

23. Deere K. Summary of fluidic thrust vectoring research at NASA Langley Research Center // 21st AIAA applied aerodynamics conference. 2003. Vol. 2003. P. 3800.

24. Albertinazzi G. Winnebago-1 has landed with a special payload made in space // Spacevoyaging.com. 22.02.2024. URL: https://www. spacevoyaging. com/winnebago-1 -has-landed-with-a-special-payload-made-in-space/ (дата обращения 25.09.2023).

25. Erwin S. Space Command argues for shift from static to dynamic satellite operations // Spacenews.com. 06.07.2023. URL: https://spacenews.com/space-command-argues-for-shift-from-static-to-dynamic-satellite-operations/ (дата обращения 25.09.2023).

26. Garzaniti N. Review of technology trends in new space missions using a patent analytics approach // Progress in Aerospace Sciences. 2021. Vol. 125. P. 100727.

27. Choueiri E.Y. A critical history of electric propulsion: The first 50 years (1906-1956) // Journal of Propulsion and Power. 2004. Vol. 20.2. PP. 193-203.

28. Erwin S. Space Command: U.S. satellites 'constrained' by lack of mobility// Spacenews.com. 06.07.2023. URL: https://spacenews.com/space-

command-u-s-satellites-constrained-by-lack-of-mobility/ (дата обращения 25.09.2023).

29. Autry G. Op-ed | NASA must shift its focus to infrastructure and capabilities that support dynamic missions // Spacenews.com. 22.08.2019. URL: https://spacenews.com/op-ed-nasa-must-shi^-its-focus-to-infrastructure-and-capabilities-that-support-dynamic-missions/ (дата обращения 25.09.2023).

30. Laursen L. Space 5G Changes Course Cellular industry predictions for 2023 fell short, as satellite technology branched into IoT // IEEE Spectrum. 12.10.2023. URL: https://spectrum.ieee.org/5g-satellite-2665870437 (дата обращения 25.09.2023).

31. Harris M. The Space-Based Drug Factory That Can't Come Home Orbiting lab pioneers space-made medicines—and the red tape needed to land // IEE Spectrum. 24.10.2023. URL: https://spectrum.ieee.org/space-manufacturing-varda#toggle-gdpr (дата обращения 25.09.2023).

32. Patel P. 4 Products That Make Sense to Manufacture in Orbit Organs and fiber optic cables will justify the "made in space" label // IEEE Spectrum. 26.11.2019. URL: https://spectrum.ieee.org/4-products-that-make-sense-to-manufacture-in-orbit (дата обращения 25.09.2023).

33. Soleimani S., et al. Astro-tourism conceptualisation as special-interest tourism (SIT) field: A phenomonological approach // Current Issues in Tourism. 2019. Vol. 22, №18. P. 2299-2314.

34. Chang E. Y.-W. From aviation tourism to suborbital space tourism: A study on passenger screening and business opportunities // Acta Astronautica. 2020. Vol. 177. P. 410-420.

35. Lloyd R. and Thorp G. A review of thrust vector control systems for tactical missiles // Proceedings of the 14th Joint Propulsion Conference. 1978. Vol. 1978. P. 1071.

36. Shakouchi T. and Shunsuke F. Fluidic thrust, propulsion, vector control of supersonic jets by flow entrainment and the Coanda effect // Energies. 2022. Vol. 15, №22. P. 8513.

37. Resta E., Marsilio R., and Ferlauto M. Thrust vectoring of a fixed axisymmetric supersonic nozzle using the shock-vector control method // Fluids. 2021. Vol. 6, №12 P. 441.

38. Lee E., Kang H., and Kwon S. Demonstration of thrust vector control by hydrogen peroxide injection in hybrid rockets // Journal of Propulsion and Power. 2019. Vol. 35, №1. P. 109-114.

39. Guo C. Thrust control by fluidic injection in solid rocket motors // Journal of Propulsion and Power. 2017. Vol. 33, №4. P. 815-829.

40. Ferlauto M. and Marsilio R. A numerical method for the study of fluidic thrust-vectoring // Advances in Aircraft and Spacecraft Science. 2016, Vol. 3, №4. P. 367.

41. Zmijanovic V. Experimental-numerical parametric investigation of a rocket nozzle secondary injection thrust vectoring // Journal of Propulsion and Power. 2016. Vol. 32, №1. P. 196-213.

42. Pelt H., Neely A.J., and Young J. A system study on fluidic thrust vectoring // Proceedings of the 20th AIAA international space planes and hypersonic systems and technologies conference. Vol. 2015. P. 3565.

43. Simurda L. Design and development of a thrust vector controlled Paraffin/Nytrox hybrid rocket // Proceedings of the 48th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Vol. 2012. P. 4310.

44. Walker R.E. and Shandor M. Influence of injectant properties for fluid injection thrust vector control // Journal of Spacecraft and Rockets. 1964. Vol. 1, №4. P. 409-413.

45. Ensworth C. Thrust vector control for nuclear thermal rockets // Proceedings of the 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Vol. 2012. P. 4310.

46. Lev D. The technological and commercial expansion of electric propulsion // Acta Astronautica. 2019. Vol. 159. P. 213-227.

47. Levchenko I. Prospects and physical mechanisms for photonic space propulsion // Nature Photonics. 2018. Vol. 12, №11. P. 649-657.

48. Takahashi T. and Kinefuchi K. Low power arcjet thruster using LaB6 hollow cathode // Acta Astronautica. 2023. Vol. 206 P. 89-99.

49. Romei F. and Grubisic A.N. Validation of an additively manufactured resistojet through experimental and computational analysis // Acta Astronautica. 2020. Vol. 167. P. 14-22.

50. Duplay E., Design of a rapid transit to Mars mission using laser-thermal propulsion // Acta Astronautica. 2022. Vol. 192. P. 143-156.

51. Phipps C. Laser-ablation propulsion // J. Propul. Power. 2010. Vol. 26, №4. P. 609-637.

52. Shumeiko A.I. Nature-Inspired Concepts for High-Power Electric Propulsion Systems // Fusion Science and Technology. 2024. Vol. 80, №27. P. 856-869.

53. Morozov A.I. and Savelyev V.V. Fundamentals of stationary plasma thruster theory // Reviews of Plasma Physics. 2000. Vol. 21. P. 203-391.

54. Keidar M., Boyd I.D., and Beilis I.I. Modeling of a high-power thruster with anode layer // Physics of Plasmas. 2004. Vol. 11, №4. P. 1715-1722.

55. Killinger R. ARTEMIS orbit raising inflight experience with ion propulsion // Acta Astronautica. 2003. Vol. 53, №4-10. P. 607-621.

56. Kural A. Design of an ion thruster movable grid thrust vectoring system // Acta Astronautica. 2004. Vol. 55, №3-9. P. 421-432.

57. Zhi Y. Experimental study of a neutralizer-free gridded ion thruster using radio-frequency self-bias effect // Plasma Science and Technology. 2023. Vol. 25, .№4. P. 045506.

58. Krejci D. and Reissner A. Large number system integration aspects: on orbit data and lessons learnt from launching 144 FEEP propulsion systems // Journal of Electric Propulsion. 2022. Vol. 1, №1. P. 30.

59. Huang T. Study and modeling of propellant ablation in coaxial ablative pulsed plasma thrusters // Acta Astronautica. 2020. Vol. 173. P. 69-75.

60. Magarotto M. Numerical model of a helicon plasma thruster // IEEE Transactions on Plasma Science. 2020. Vol. 48, №4. P. 835-844.

61. Ahedo E. and Navarro-Cavalle J. Helicon thruster plasma modeling: Two-dimensional fluid-dynamics and propulsive performances // Physics of Plasmas. 2014. Vol. 20, №4. P. 043512.

62. Chen F.F. Permanent magnet helicon source for ion propulsion // IEEE Transactions on Plasma Science. 2008. Vol. 36, №5. P. 2095-2110.

63. Williams L.T. and Walker M.L.R. Plume structure and ion acceleration of a helicon plasma source // IEEE Transactions on Plasma Science. 2015. Vol. 43, №5. P. 1694-1705.

64. Sercel C., Gill T.M., and Jorns B.A. Inductive probe measurements in a rotating magnetic field thruster // Plasma Sources Science and Technology. 2023. Vol. 32, №10. P. 105017.

65. West M.D., Charles C., and Boswell R.W. Testing a helicon double layer thruster immersed in a space-simulation chamber // Journal of Propulsion and Power. 2008. Vol. 24, №1. P. 134-141.

66. Charles C. Plasmas for spacecraft propulsion // Journal of Physics D: Applied Physics. 2009. Vol. 42, №16. P. 163001.

67. Lafleur T. Helicon plasma thruster discharge model // Physics of Plasmas. 2014. Vol. 21, №4. P. 043507.

68. Manente M. REGULUS: A propulsion platform to boost small satellite missions // Acta Astronautica. 2019. Vol. 157. P. 241-249.

69. Takahashi K. Comparison of vacuum-immersed helicon thrusters terminated by upstream magnetic and physical walls // Journal of Physics D: Applied Physics. 2023. Vol. 56, №47. P. 475207.

70. Takahashi K. Thirty percent conversion efficiency from radiofrequency power to thrust energy in a magnetic nozzle plasma thruster // Scientific Reports. 2022. Vol. 12, №1. P. 18618.

71. Takahashi K., Takao Y., and Ando A. Increased thrust-to-power ratio of a stepped-diameter helicon plasma thruster with krypton propellant // Journal of Propulsion and Power. 2020. Vol. 36, №6. P. 961-965.

72. High-Density Helicon Plasma Science: From Basics to Applications / Shinohara S. Springer Nature, Online, 2023. 322 P.

73. Lani A. A Magnetohydrodynamic enhanced entry system for space transportation: MEESST // Journal of Space Safety Engineering. 2023. Vol. 10, №1. P. 27-34.

74. Zuin M. Critical regimes and magnetohydrodynamic instabilities in a magneto-plasma-dynamic thruster // Physics of Plasmas. 2004. Vol. 11, №210. P. 47614770.

75. Shumeiko A.I., et. al. Thrust-vectoring schemes for electric propulsion: a review // Chinese Journal of Aeronautics. 2024.

76. Chapurin O. On the mechanism of ionization oscillations in Hall thrusters // Journal of Applied Physics. 2021. Vol. 129, №23. P. 233307.

77. Simmonds J. Studies of a modulated Hall thruster // Plasma Sources Science and Technology. 2021. Vol. 30, №5. P. 055011.

78. Chapurin O. Fluid and hybrid simulations of the ionization instabilities in Hall thruster // Journal of Applied Physics. 2022. Vol. 132, №5. P. 053301.

79. Kaganovich I.D. Kinetic effects in a Hall thruster discharge // Physics of Plasmas. 2007. Vol. 14, №5. P. 057104.

80. Sydorenko D. Kinetic simulation of secondary electron emission effects in Hall thrusters // Physics of Plasmas. 2006. Vol. 13, №1. P. 014501.

81. Sydorenko D. Plasma-sheath instability in Hall thrusters due to periodic modulation of the energy of secondary electrons in cyclotron motion // Physics of Plasmas. 2008. Vol. 15, №5. P. 053506.

82. Romadanov I. On limitations of laser-induced fluorescence diagnostics for xenon ion velocity distribution function measurements in Hall thrusters // Physics of Plasmas. 2018. Vol. 25, №3. P. 033501.

83. Sydorenko D. Effects of non-Maxwellian electron velocity distribution function on two-stream instability in low-pressure discharges // Physics of Plasmas. 2007. Vol. 14, №1. P. 013508.

84. Cusson S.E., Hall S.J., Dale E.T., and Gallimore A.D. Performance and initial investigation of channel interactions on nested-channel Hall thrusters // 2016 IEEE International Conference on Plasma Science. Vol. 2016. P. 7534017.

85. Garrigues L. Performance Modeling of a Thrust Vectoring Device for Hall Effect Thrusters // J. Prop. Power. 2009. Vol. 25, №5. P. 1003-1012.

86. Stark W., Gondol N., and Tajmar M. Concept and design of a hall-effect thruster with integrated thrust vector control // Journal of Electric Propulsion. 2022. Vol. 1 , №1. P. 21.

87. Gozhaya E., Kudriavtzev S., and Nikulin N. SPT thrust vector control // Proceedings of the 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Vol. 1998. P. 3643.

88. Ding M. Performance and plume characteristics of a Hall-effect thruster with asymmetrical gas supply // Vacuum. 2021. Vol. 190. P. 110285.

89. Garrigues L. Performance modeling of a thrust vectoring device for Hall effect thrusters // Journal of Propulsion and Power. 2009. Vol. 25, №5. P. 1003-1012.

90. US Patent Application No. 2021/0300599A1. Ion thruster for thrust vectored propulsion of a spacecraft / Buldrini N., Seifert B., and Reissner A. Filed 02.08.2018.

91. Fearn D.G. Ion thruster thrust vectoring requirements and techniques // Proceedings of the International Electric Propulsion Conference. Vol. 2001. P. 115.

92. Tsay M., Maturation of iodine fueled BIT-3 RF ion thruster and RF neutralizer // Proceedings of the 52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Vol. 2016. P. 4544.

93. Conversano R.W. and Wirz R.E. Mission capability assessment of CubeSats using a miniature ion thruster // Journal of Spacecraft and Rockets. 2013. Vol. 50, №5. P. 1035-1046.

94. Snyder J. Vibration Test of a Breadboard Gimbal for the NEXT Ion Engine // Proceedings of the 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Vol. 2006. P. 4665.

95. Brophy J.R. Dawn ion propulsion system: Initial checkout after launch // Journal of Propulsion and Power. 2009. Vol. 25, №6. P. 1189-1202.

96. Ma G. and Kong X. Planning Allocation for GTO-GEO Transfer Spacecraft with Triple Orthogonal Gimbaled Thruster Boom // Mathematics. 2023. Vol. 11, №13. P. 2844.

97. Svotina V.V., Mogulkin A.I., and Kupreeva A.Y. Ion source—Thermal and thermomechanical simulation // Aerospace. 2021. Vol. 8, №7. P. 189.

98. Hruby P. Overview of Busek electric propulsion // Proceedings of the 36th International Electric Propulsion Conferenc. Vol. 2019. P. 926.

99. Stesina F., Corpino S., and Calvi D. A Test Platform to Assess the Impact of Miniaturized Propulsion Systems // Aerospace. 2020. Vol. 7, №11. P. 163.

100. Krejci D. Informing FEEP thruster design utilizing the flight heritage from 167 thrusters in LEO and GEO // Proceedings of the AIAA SCITECH 2024 Forum. Vol. 2024. P. 1343.

101. Pashaev A.D., Shumeiko A.I., and Telekh V.D. Determination of the minimum size of a small spacecraft of the cubesat standard for the possibility of using modern propulsion systems // AIP Conference Proceedings. 2023. Vol. 2549, №1. P. 050002.

102. Savytskyy I. Development of a Vectored Electrospray Thruster for Nanosatellites. Thesis of Master of Applied Science in Aeronautical Engineering. Kingston, 2023. 94 P.

103. Savytskyy I., and M. Jugroot, Design and Modeling of a Vectored Electrospray Thruster // Proceedings of the ASCEND 2022. Vol. 2022. P. 4271.

104. Whittaker C.B., Gorodetsky A., and Jorns B.A. Model Inference from Electrospray Thruster Array Tests // Proceedings of the AIAA SciTech 2022 Forum. Vol. 2022. P. 0041.

105. Arrington L. and Haag T. Multi-axis thrust measurements of the EO-1 pulsed plasma thruster // Proceedings of the 35th Joint Propulsion Conference and Exhibit. Vol. 1999. P. 2290.

106. Luke J.R., James R., Phipps C.R., and McDuff G.G. Laser plasma thruster // Applied Physics A. 2003. Vol. 77. P. 343-348.

107. Shumeiko A.I. and Swei S.S. Electrodeless plasma thruster concepts for high-power propulsion systems // 73rd International Astronautical Congress. 2022. Vol. C4. P. 73541.

108. Shumeiko A.I. and Telekh V.D. Helicon Engine in Outboard Air as a Successful Solution for Maintaining Small Space Vehicle in Orbits up to 200 km // AIP Conf. Proceed. 2019. Vol. 2171, №1. P. 170019.

109. Shumeiko A.I. and Telekh V.D. Probe diagnostics of the plasma plume created by a magnetic nozzle of an inductively coupled plasma source // J. Phys. Conf. S. 2019. Vol. 1393, №1. P. 012027.

110. Cater J. Vectoring of Plasma Thrusters for CubeSats // New Zealand University Report. 2023. Vol. 1. P. 1-30.

111. Jiménez P, et. al. Analysis of a cusped helicon plasma thruster discharge // Plasma Sources Science and Technology. 2023. Vol. 32, №10. P. 105013.

112. Nakahama Y. and Takahashi K. Effect of a permanent-magnet-induced cusp field on a magnetic nozzle radio frequency plasma thruster // AIP Advances. 2024. Vol. 14, №1. P. 015059.

113. Furukawa T., Hiroto A., Yuya O., and Nishida H. Ion acceleration in expanding plasma in small radio frequency plasma thruster with a magnetic cusp // Applied Physics Letters. 2023. Vol. 123, №22. P. 224101.

114. Cox W. Magnetic ion beam deflection in the helicon double-layer thruster // Journal of Propulsion and Power. 2010. Vol. 26, №5. P. 1045-1052.

115. Merino M. and Ahedo E. Contactless steering of a plasma jet with a 3D magnetic nozzle // Plasma Sources Science and Technology. 2017. Vol. 26, №9. P. 095001.

116. Kajimura Y., Kawabuchi R., and Nakashima H. Control techniques of thrust vector for magnetic nozzle in laser fusion rocket // Fusion Engineering and Design. 2006. Vol. 81, №23-24. P. 2871-2875.

117. Chen Z. Plume deflection using an asymmetrical magnetic nozzle for an applied-field magnetoplasmadynamic thruster - An experimental demonstration and numerical analysis // Acta Astronautica. 2023. Vol. 209. P. 82-94.

118. Takahashi K. and Imai R. Two-dimensional deflection of a plasma plume exhausted from a magnetically steered radiofrequency plasma thruster // Physics of Plasmas. 2022. Vol. 29, №5. P. 054501.

119. Caldarelli A. Radial characterization of an ion beam in a deflected magnetic nozzle // Journal of Electric Propulsion. 2022. Vol. 1, №1. P. 10.

120. Malik L. Novel concept of tailorable magnetic field and electron pressure distribution in a magnetic nozzle for effective space propulsion // Propulsion and Power Research. 2023. Vol. 12, №1. P. 59-68.

121. Caldarelli A. Preliminary measurements of a magnetic steering system for RF plasma thruster applications // AIAA Propulsion and Energy 2021 Forum. Vol. 2021. P. 3401.

122. Imai R. and Takahashi K. Deflections of dynamic momentum flux and electron diamagnetic thrust in a magnetically steered rf plasma thruster // Journal of Physics D: Applied Physics. 2021. Vol. 55, №13. P. 135201.

123. Imai R. and Takahashi K. Demonstrating a magnetic steering of the thrust imparted by the magnetic nozzle radiofrequency plasma thruster // Applied Physics Letters. 2021. Vol. 118, №26. P. 264102.

124. Cichocki F., Merino M., and Ahedo E. Three-dimensional geomagnetic field effects on a plasma thruster plume expansion // Acta Astronautica. 2020. Vol. 175. P. 190-203.

125. Malik L. In-Flight Plume Control and Thrust Tuning in Magnetic Nozzle Using Tapered-Coils System Under the Effect of Density Gradient // IEEE Transactions on Plasma Science. 2023. Vol. 51, №5. P. 1325-1333.

126. EU Granted Patent No. ES2733773B2 U-Geometry Electrodeless Plasma Space Engine and Use of U Geometry /Merino M. Granted 01.10.2021.

127. Takahashi K., Charles C., Boswell R.W., and Ando A. Demonstrating a new technology for space debris removal using a bi-directional plasma thruster // Sci. Rep. 2018. Vol. 8. P. 14417.

128. Shumeiko A.I. and Telekh V.D. Direct thrust measurements of 2U-sized bi-directional wave plasma thruster // AIP Adv. 2023. Vol. 2171. P. 170019.

129. Shumeiko A.I. Bi-Directional Wave Plasma Thruster characteristics // OSF. 01.02.2024. URL: https://archive.org/details/osf-registrations-4cxd2-v1. (Дата обращения 01.06.2024).

130. Shumeiko A.I., F.S. Jarrar, and S.S. Swei, Advanced wave plasma thruster with multiple thrust vectoring capability // AIAA SCITECH 2022 Forum. 2022. Vol. 2022. P. 2190.

131. Shumeiko A.I., Telekh V.D., and Ryzhkov S.V. Probe diagnostics and optical emission spectroscopy of wave plasma source exhaust // Symmetry. 2022. Vol. 14, №10. P. 1983.

132. Shumeiko A.I., Telekh V.D., and Ryzhkov S.V. Starting Modes of BiDirectional Plasma Thruster Utilizing Krypton // Symmetry. 2023. Vol. 15, №9. P. 1705.

133. Patent Application in the United States No. 2023/0271728A1. Electrodeless plasma thruster with close ring-shaped gas discharge chamber / Shumeiko A.I. Filed 21.11.2022.

134. Shumeiko A.I., Telekh V.D., and Mayorova V.I. Development of a novel wave plasma propulsion module with six-directional thrust vectoring capability // Acta Astronaut. 2022. Vol. 191. P. 431-437.

135. Shumeiko A.I., V.D. Telekh, and V.I. Mayorova, Development of a six-directional plasma propulsion module for small satellites // Proceedings of the 71st International Astronautical Congress. Vol. 2020. P. 56583.

136. Shumeiko A.I., F.S. Jarrar, S.S. Swei, Development of novel electrodeless plasma thruster with multiple thrust vectoring capability // Proceedings of the 72nd International Astronautical Congress. Vol. 2021. P. 64834.

137. Takahashi K. Helicon-type radiofrequency plasma thrusters and magnetic plasma nozzles. Reviews of Modern Plasma Physics. 2019. Vol. 3, №1. P. 3.

138. Kihara T. The mathematical theory of electrical discharges in gases // Rev. of Modern Phys. 1952. Vol. 24, №1. P. 45.

139. Lisovsky V.A. and Yegorenkov V.D. Low-pressure gas breakdown in combined fields // J. of Phys. D: Appl. Phys. 1994. Vol. 27, №11. P. 2340.

140. Smith H.B., Charles C., Boswell R.W. Breakdown behavior in radio-frequency argon discharges // Phys. Plasm. 2003. Vol. 10, №3. P. 875-881.

141. Kumar S., Chandra A., John P.I., Sarkar D.C. Study of rf breakdown characteristics in the presence of parallel electric and magnetic fields // J. of Phys. D: Applied Physics. 1971. Vol. 4, №7. P. 959.

142. Radmilovic-Radjenovic M. and Radjenovic B. The effect of magnetic field on the electrical breakdown characteristics // J. of Phys. D: Applied Physics. 2006. Vol. 39, №14. P. 3002.

143. Radmilovic-Radjenovic M. and Radjnovic B. The influence of the magnetic field on the electrical breakdown phenomena // Plasma Sci. and Tech. 2007. Vol. 9, №1. P. 45.

144. Wiebold M., Ren H., Denning C.M., Scharer J.E. Low-pressure helicon-plasma discharge initiation via magnetic field ramping // IEEE transactions on plasma science. 2009. Vol. 37, 11. P. 2110-2115.

145. Souhair N., Magarotto M., Andriulli R., and Ponti F. Prediction of the propulsive performance of an atmosphere-breathing electric propulsion system on cathode-less plasma thruster // Aerospace. 2023. Vol. 10. P. 100.

146. Andrews S., Andriulli R., Souhair N., Fede S.D., Pavarin D., Ponti F., and Magarotto M. Coupled global and pic modelling of the regulus cathodeless plasma thrusters operating on xenon, iodine and krypton // Acta Astronautica. 2023. Vol. 6. P. 227-239.

147. Magarotto M., Di Fede S., Souhair N., Andrews S., and Ponti F. Numerical suite for cathodeless plasma thrusters // Acta Astronautica. 2022. Vol. 197. P. 126-138.

148. Martinez-Sanchez M., Navarro-Cavalle J., and Ahedo E. Electron cooling and finite potential drop in a magnetized plasma expansion // Physics of Plasmas, 2015. Vol. 22. P. 5.

149. Zhou J., Sanchez-Arriaga G., and Ahedo E. Time-dependent expansion of a weakly-collisional plasma beam in a paraxial magnetic nozzle // Plasma Sources Science and Technology, 2021. Vol. 30, №4. P. 045009.

150. Lafleur T., Takahashi K., Charles C., and Boswell R.W. Direct thrust measurements and modelling of a radio-frequency expanding plasma thruster // Physics of Plasmas, 2011. Vol. 18, №8. P. 080701.

151. Lafleur T. Helicon plasma thruster discharge model // Physics of Plasmas, 2014. Vol. 21, №4. P. 043507.

152. Magarotto M., Manente M., Trezzolani F., and Pavarin D. Numerical Model of a Helicon Plasma Thruster // IEEE Transactions on Plasma Science, 2020. Vol. 48, №4. P. 835-844.

153. Ahedo E., Navarro-Cavalle J. Helicon thruster plasma modeling: Two-dimensional fluid-dynamics and propulsive performances // Physics of Plasmas, 2013. Vol. 20, №4. P. 043512.

154. Tsaglov O.I., Nesterenk S. Yu., Loyan A.V. Mechanisms of plasma acceleration in helicon plasma thruster // Aerospace Technics and Technology, 2014. Vol. 8, №115. P. 150150

155. Scheubert P., Fantz U., Awakowicz P., Paulin H. Experimental and theoretical characterization of an inductively coupled plasma source // J. Appl. Phys. 2001. Vol. 90. P. 587-598.

156. Godyak V. Hot plasma effects in gas discharge plasma // Phys. Plasm. 2005. Vol. 12, №5. P. 055501.

157. Smolyakov A.I., Godyak V., Tyshetskiy Y. Effect of the electron thermal motion on the ponderomotive force in inductive plasma // Phys. Plasm., 2001. Vol. 8, №9. P. 3857-3860.

158. Hooper E.B. Plasma detachment from a magnetic nozzle // Journal of Propulsion and Power, 1993. Vol. 9, №5. P. 757-763.

159. Arefiev A., Breizman B. Theoretical components of the VASIMR plasma propulsion concept // Physics of Plasmas, 2004. Vol. 11, №5. P. 2942-2949.

160. Arefiev A., Breizman B. Magnetohydrodynamic scenario of plasma detachment in a magnetic nozzle // Physics of Plasmas, 2005. Vol. 12, №4. P. 043504.

161. Winglee R. Simulation and laboratory validation of magnetic nozzle effects for the high power helicon thruster // Physics of Plasmas, 2007. Vol. 14, №6. P. 063501.

162. Arefiev A., Breizman B. Ambipolar acceleration of ions in a magnetic nozzle // Physics of Plasmas, 2008. Vol. 15, №4. P. 042109.

163. Breizman B., Tushentsov M., Arefiev A. Magnetic nozzle and plasma detachment model for a steady-state flow // Physics of Plasmas, 2008. Vol. 15, №5. P. 057103.

164. Ahedo E., Merino M. Two-dimensional supersonic plasma acceleration in a magnetic nozzle // Physics of Plasmas, 2010. Vol. 17, №7. P. 073501.

165. Ahedo E., Merino M. On plasma detachment in propulsive magnetic nozzles // Physics of Plasmas, 2011. Vol. 18, №5. P. 033510.

166. Ahedo E. Double-layer formation and propulsive assessment for a three-species plasma expanding in a magnetic nozzle // Physics of Plasmas, 2011. Vol. 18, №3. P. 033510.

167. Fruchtman A. A magnetic nozzle calculation of the force on a plasma // Physics of Plasmas, 2012. Vol. 19, №3. P. 033507.

168. Takahashi K. Axial force imparted by a current-free magnetically expanding plasma // Physics of Plasmas, 2012. Vol. 19, №8. P. 083509.

169. Sheehan J.P. Temperature gradients due to adiabatic plasma expansion in a magnetic nozzle // Plasma Sources Science and Technology, 2014. Vol. 23, №4. P. 045014.

170. Charles C., Boswell R. Current-free double-layer formation in a high-density helicon discharge // Applied Physics Letters, 2003. Vol. 82, №9. P. 1356-1358.

171. Takahashi K. Magnetic nozzle radiofrequency plasma thruster approaching twenty percent thruster efficiency // Scientific reports, 2021. Vol. 11, .№1. P. 2768.

172. Takahashi K., Christine C., Boswell R. Wave-driven electron inward transport in a magnetic nozzle // Scientific reports, 2022. Vol. 12, №1. P. 20137.

173. Godyak V. On helicon thrusters: Will they ever fly? // Journal of Applied Physics, 2020. Vol. 127, №10. P. 103301.

174. Takahashi K. Commentary: On helicon thrusters: Will they ever fly? // Frontiers in Physics, 2020. Vol. 8. P. 277.

175. Takahashi K. Helicon-type radiofrequency plasma thrusters and magnetic plasma nozzles // Reviews of Modern Plasma Physics. 2019. Vol. 3, №1. P. 3.

176. Sumikawa S., Takahashi K. Measurement of a force imparted to a magnetic nozzle by electron diamagnetism // Physics of Plasmas, 2024. Vol. 31, №3. P. 034501.

177. Light M. Axial propagation of helicon waves // Physics of Plasmas, 1995. Vol. 2, №11. P. 4094-4103.

178. Fruchtman A. Electric field in a double layer and the imparted momentum // Physical Review Letters, 2006. Vol. 96, №6. P. 065002.

179. Shumeiko A.I. and Telekh V.D. Starting modes of multidirectional plasma thruster operated in noble gases // Proceedings of the 74th International Astronautical Congress, 2023. Vol. 2023. P. 80159.

ПРИЛОЖЕНИЕ

П. 1.

Содержание

1 Протокол.....................................................................................................................3

2 Оценка тяги ЭРДУ.....................................................................................................5

3 Выводы........................................................................................................................6

Приложение А (обязательное) Перечень принятых сокращений..........................13

1 Протокол

18:02:36: Автовыключение DCDC HV2 - 600 с 18:02:41: Автовыключение ЭРДУ1 - 600 с

18:02:49 Включён DCDC HV 2. Запрошен статус, статус корректный. 18:03:32 Включено питание ЭРДУ (20 В)

18:03:37 Задан РМ генератора, запрошен статус генератора, ток корректный (около 5 А).

18:04:28 Питание БОС выключено в БУБК 18:04:33 Питание БОС включено в БУБК 18:04:59 БОС переведён в индикаторный режим 18:05:04 Запрос ТМИ БОС

Напряжение DC-DC HV повышено постепенно до 27 В с шагом 1 В

18:07:03 Включено питания источников тока ЭРДУ (10В) 18:07:26 Запрос ТМИ БОС, включён автозапрос раз в 2850 мс 18:07:49 Команда на запуск ЭРДУ (обратная тяга, РМ зажигания 30, РМ тяги 100, ток катушек 5 А, длительность 15 с, автоматическая выдача телеметрии раз в 300 мс).

Пошла телеметрия ЭРДУ. По графику CR запуск состоялся.

Исходя из расшифровки телеметрии запуска, зажигание случилось в 18:07:53. 18:08:01 Последняя отметка ТМИ ЭРДУ - работа ЭРДУ завершена штатно. Двигатель отработал 10 с.

Далее ЭРДУ была выключена.

В таблице 1 приведён лог телеметрии ЭРДУ. В таблице 2 приведён лог данных, полученных с гироскопа.

2 Оценка тяги ЭРДУ

Угловая скорость МКА по Ъ до включения ЭРДУ (значение перед включением двигателя): 0,008843114 рад/с.

Угловая скорость МКА по Z сразу после завершения работы ЭРДУ (значение сразу после завершения работы двигателя): 0,01310056 рад/с.

Время работы двигателя принимается равным 7 с (общее время работы ЭРДУ 10 с, но зажигание произошло примерно через 3 секунды после включения ЭРДУ). Таким образом угловое ускорение:

0,01310056 - (0,008843114) рад е =-^-- = 0,000608201

7

Момент инерции МКА по оси Ъ\ Yz — 0,1876 кг/м2. Плечо тяги ЭРДУ по оси ъ\ и = 0,013 м.

Таким образом тяга ЭРДУ:

еУ2 0,000608201-0,1876

Р = -г- =-—-——;-= 0,008776 Н.

к 0,013

В приведённых выше формулах наибольшую погрешность имеет значение плеча тяги ЭРДУ.

Таблица 1 - Телеметрия ЭРДУ в процессе запуска

dateTime Burn time state srl sr2 cr Pi" vr gen cur gen freq Gen volt dir valve 11 12 13 14 15 temperature pnt

2023.10.11 18:07:50 0 1 184 0 167 12 66 13,741 8,333333 26,4 28 0 0 0 0 0 8,98 30

2023.10.11 18:07:50 10 2 184 0 4 0 69 -7,448999 0 27,6 28 0 0 0 0 0 8,98 0

2023.10.11 18:07:50 310 2 184 0 4 0 66 -7,448999 0 26,4 28 0 0 0 0 0 8,92 0

2023.10.11 18:07:50 610 3 184 0 172 67 14,391 9,090909 26,8 28 0 0 0 0 0 8,94 30

2023.10.11 18:07:50 910 3 184 0 169 66 14,001 9,090909 26,4 28 0 0 0 0 0 9,55 30

2023.10.11 18:07:51 1210 3 184 0 167 66 13,741 8,333333 26,4 28 0 0 0 0 0 9,98 30

2023.10.11 18:07:51 1520 3 184 0 172 67 14,391 9,090909 26,8 28 0 0 0 0 0 10,22 30

2023.10.11 18:07:51 1820 3 184 0 168 66 13,871 9,090909 26,4 28 0 0 0 0 0 10,57 30

2023.10.11 18:07:53 2630 5 184 0 72 66 1,391 9,090909 26,4 28 0 0 0 0 0 10,83 30

2023.10.11 18:07:53 2930 6 184 0 97 66 4,64! 9,090909 26,4 28 2440 1920 1960 2440 2780 10,99 200

2023.10.11 18:07:53 3230 6 184 0 99 67 4,901 9,090909 26,8 28 4920 4060 4080 4940 4920 11,05 200

2023.10.11 18:07:53 3530 6 184 0 too 67 5,031 9,090909 26,8 28 4960 5020 5060 5000 4980 11,39 200

2023.10.11 18:07:53 3840 6 184 0 102 66 5,291 9,090909 26,4 28 5080 4960 5000 4900 4880 11,67 200

2023.10.11 18:07:54 4140 6 184 0 103 66 5.421 9,090909 26,4 28 4960 5020 5080 5000 5000 11,87 200

2023.10.11 18:07:54 4440 6 184 0 105 66 5,681 9,090909 26,4 28 5060 4940 5000 5080 5100 12,22 200

2023.10.11 18:07:54 4740 6 184 0 109 66 6,201 9,090909 26,4 28 4940 5020 5060 4980 4980 12,23 200

2023.10.11 18:07:55 5640 6 184 0 111 67 6,461 9,090909 26,8 28 5040 5060 4980 5060 5080 12,81 200

2023.10.11 18:07:56 5940 6 184 0 115 66 6,981 9,090909 26,4 28 4920 4980 5040 4960 4980 13,37 200

2023.10.11 18:07:56 6250 6 184 0 97 67 4,641 9,090909 26,8 29 5020 5060 4960 5060 5080 14,06 200

2023.10.11 18:07:56 6550 6 184 0 96 67 4,511 9,090909 26,8 29 4920 4980 5040 4960 4960 14,55 200

2023.10.11 18:07:56 6850 6 184 0 94 66 4,251 9,090909 26,4 29 5040 5060 4980 5060 5080 14,66 200

2023.10.11 18:07:57 7150 6 184 0 96 66 4,511 9,090909 26,4 29 4920 4980 5040 4960 4980 14,53 200

2023.10.11 18:07:57 7450 6 184 tí 94 67 4,251 9,090909 26,8 29 5020 5060 4960 5060 5080 14,93 200

2023.10.11 18:07:58 8360 6 184 0 98 67 4,771 9,090909 26,8 29 4920 4980 5040 4960 4980 15,66 200

2023.10.11 18:07:58 8660 6 184 0 97 65 4,641 9,090909 26 29 5020 5040 4960 5040 5080 15,58 200

2023.10.11 18:07:59 8960 29 4920 4960 5020 4940 4960 15,43 200

2023.10.1 18:07:59 9260 6 184 0 99 11 66 4,901 9,090909 26,4 1 29 4980 5020 4940 5040 5060 15,24 200

2023.10.1 18:07:59 9560 6 184 0 101 11 67 5,161 9,090909 26,8 1 29 5100 4960 5020 4940 4960 15,1 200

2023.10.1 18:07:59 9860 6 184 0 102 11 65 5,291 9,090909 26 1 29 5000 5020 4940 5040 5060 15,1 200

2023.10.1 18:08:00 10160 7 184 0 77 11 69 2,041 9,090909 27,6 1 29 5060 5080 5000 5100 4900 15,04 22

2023.10.1 18:08:00 10470 7 184 0 61 11 68 -0,039 9,090909 27,2 1 29 4980 5020 4940 5020 5040 14,89 7

2023.10.1 18:08:01 11080 8 184 0 4 0 67 -7,448999 0 26,8 1 29 4980 5020 4940 5020 5040 14,83 0

оо

Таблица 2 - Лог данных гироскопа. Зелёным цветом выделены данные полученные

в интервал времени, соответствующий запуску

Бортовое время относительно \¥х, рад/с \уу, рад/с рад/с М, рад/с

запуска, с

-63,81976295 0,001996174 -0,006460311 0,007441052 0,010054332

-56,79240298 0,002065607 -0,006861866 0,007708662 0,01052499

-51,37182903 0,00173633 -0,006198686 0,007976624 0,010250126

-14,48629105 0,000267141 -0,005662843 0,007508568 0,009408387

-11,675107 0,00026766 -0,005530057 0,008307775 0,009983601

-9,066612959 0,000267401 -0,005330126 0,008107916 0,009706701

-6,25543201 0,000275173 -0,005668665 0,007978261 0,009790921

-3,444239974 0,000402895 -0,005864466 0,008375293 0,010232293

0 -0,000192448 -0,005933864 0,008843114 0,010651218

8,000280023 -0,00013416 -0,005062297 0,009105694 0,010419142

10,81147397 0,000402895 -0,005331818 0,009041103 0,010503911

13,82346296 -0,001531584 -0,005395767 0,009838438 0,011324969

16,63367796 -0,003458547 -0,005065681 0,0115713 0,013096475

19,44484305 -0,005056751 -0,004932331 0,01283622 0,014651524

21,5 -0,006193036 -0,005395202 0,01310056 0,015462425

25,06666398 -0,006189407 -0,005530997 0,01270271 0,015174305

Регистр СК (ток генератора)

|

\

**--? ч

¥ %

\

\

1 \

О 2000 4000 6000 8000 10000 12000

Время, мс

Рисунок 1 - Состояние регистра СЯ генератора

П. 2.

ОБРАБОТКА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ «ПОЛЕТНЫХ» ДАННЫХ №1

Зонд работает в режиме измерения тока микроамперного диапазона в присутствие высокого уровня шумов с частотой 100Гц. Шумы (наводка) симметричная. Хорошо фильтруется. На рис. сигнал тока (СЬаппе12) - серый, простая фильтрация «скользящим средним» на базе 300 точек дает отчетливый и однозначный сигнал. Программа работаете исходным сигналом СЬ|аппе12 и имеет более продвинутую систему фильтраций.

СН1 СН2

-I-1-1-.-1-1.1.0

0 Г0 40

1.8

ФРИЭ пучка для 9 режимов приведено на рисунках ниже

-ОЛ)1 -М-Г--—I.....................................

0 10 го 30 40 50 И) ТО № Егчгду.

Полная плотность ионного тока для всех 9 режимов приведена на сводном рисунке.

Входная апертура зонда 2,5мм, Коэффициент прозрачности сеток К=2.21, Коллекторное сопротивление ЗОкОм, инструментальное усиление А=25.

Можно оценить ток, генерируемый источником проинтегрировав по выходному сечению двигателя. Более строгий подход - проинтегрировать по пространству распределение плотности ионного тока.

15 т-

141312-

1

21 -

0-I—1—г—1--I—4—1—*--Т~~*—1—"I1" т "Г ■ —г—

1 23456789 mode

АНАЛИЗ ФРИЭ ДЛЯ РЕЖИМА 1

Используем гауссову аппроксимацию. Считаем, что присутствует 4 пика. Точно для всех режимов есть два пика - pi и рз, в данном случае с энергией 26 и 39эВ. Главная фракция содержит 74,6%, фракция 3 содержит 17,1% от общего количества ионов (концентрации). Наличие пучков с двумя энергиями свидетельствует в пользу присутствия двух зон генерации ионов. По данным аппроксимации можете рассчитать среднюю энергию основного пучка.

У всех спектров регистрируется высокоэнергетичный пик р2 ( ну, очень хочется...), который можно связать с двухкратной ионизацией ионов фракций pi и рЗ. Доля его не превышает 3% от общего количества ионов.

На некоторых режимах есть низкоэнергетическое «гало», доля его может превышать 5% общего пучка (р4). Если оно присутствует-это то, что можно «оптимизировать», поскольку реального вклада в пучок эти ионы не дают. Обычно это соответствует «рыхлой» (или нестабильной) структуре зоне ионизации, где на периферии и генерируется эти ионы.

Пики р2 и р4- могут быть артефактами измерений в присутствии шумов. Нужно философствовать аккуратно и предпринять дог. измерения.

П. 3.

АРБ

ООО «Эдвансд Пропалшн Системе», ИНН 9731062506, ул. Нобеля, д. 7, 2/35/5. г. Москва, 121205 email: [e-mail]; тел. [phone]

Исх. 08/11-01

В Диссертационный совет 24.2.331.17 105005, Москва, ул. 2-я Бауманская, д. 5/1

СПРАВКА О ВНЕДРЕНИИ

результатов диссертационного исследования Шумейко Андрея Ивановича

в практическую деятельность

Настоящим подтверждаем, что результаты диссертационного исследования Шумейко А.И. на тему: «РАЗРАБОТКА И ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ДВУНАПРАВЛЕННОГО ВОЛНОВОГО ПЛАЗМЕННОГО УСКОРИТЕЛЯ» обладают актуальностью, представляют весомый практический интерес в области оперирования динамическими космическими миссиями и используются ООО «ЭДВАНСД ПРОПАЛШН СИСТЕМС» для разработки многонаправленных плазменных ускорителей, в частности, двунаправленного волнового плазменного ускорителя (находится на борту космического аппарата Хорс-1, ЫОКАО ГО 57188), безэлектродного плазменного ускорителя с магнитной векторизацией тяги (находится на борту космического аппарата Хорс-3) и ускорителя с кольцевой газоразрядной

камерой.

Главный инженер

ООО «Эдвансд Пропалшн Системо Савельев Павел Олегович