Полый магнетронный катод для электроракетных двигателей и ускорителей плазмы тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Подгуйко Николай Андреевич

• Подгуйко Николай Андреевич
• кандидат наук
• 2025

Оглавление диссертации кандидат наук Подгуйко Николай Андреевич

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

Глава 1. Анализ современного состояния и перспектив развития электроракетных двигателей

1.1 Перспективные электроракетные двигатели

1.2 Альтернативные рабочие тела электроракетных двигателей

1.3 Катоды-компенсаторы электроракетных двигателей

1.4 Альтернативные применения ХПМК

Глава 2. Теоретическое оценка перспектив создания холодного полого магнетронного катода-компенсатора

2.1 Основные характеристики катода-компенсатора

2.2 Перспективы применения катода-компенсатора магнетронного типа и оценка минимального напряжения горения магнетронного разряда

2.3 Ресурс и тепловой режим катода-компенсатора магнетронного типа

2.4 Многоступенчатая схема ХПМК

Глава 3. Описание экспериментального оборудования, методики и погрешности измерений

3.1 Экспериментальные вакуумные стенды и оборудование

3.2 Конструкции холодного полого магнетронного катода

3.3 Методика экспериментов с ХПМК и погрешности измерений

3.4 Методика оценки давления паров иода

Глава 4. Исследование конструкций холодного полого магнетронного катода

4.1 Одноступенчатая конструкция

4.2 Исследование магнетронного разряда в парах иода

4.3 Двухступенчатая конструкция

4.4 Трехступенчатая конструкция

4.5 Анализ результатов исследований ХПМК

Глава 5. Исследование ХПМК совместно с ДАС

5.1 Экспериментальный вакуумный стенд и оборудование

5.2 Методика экспериментов и погрешности измерений

5.3 Исследование совместной работы ХПМК и ДАС

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования

Электроракетные двигатели (ЭРД) используются для коррекции и стабилизации орбиты спутников, довыведения космических аппаратов (КА) и полетов в дальний космос [1]. Благодаря высокой эффективности использования рабочего тела (РТ) их задачи расширяются. В конструировании спутников наблюдается тенденция к «электрификации» всех узлов, включая двигатели [2, 3]. Зарубежные разработчики традиционно применяют ионные двигатели (ИД), российские - стационарные плазменные двигатели (СПД). В последнее время оба типа двигателей активно используются большинством стран мира.

Одним из важных направлений исследований ЭРД является поиск альтернативных рабочих тел. Перспективным РТ считается иод [4,5,6,7]. По сравнению с ксеноном, применяемым сегодня, иод в разы дешевле и его уровень мировой добычи с избытком перекрывает потребности отрасли. Другим потенциальным РТ для ЭРД является атмосферный воздух как дешевое и доступное вещество [8,9,10].

Использование описанных веществ в качестве РТ ЭРД требует адаптации существующих конструкций двигателей, в частности одного из критически важных узлов ЭРД - катода-компенсатора [11,12,13]. Его основными функциями являются объемная нейтрализация заряда и токовая компенсация пучка ионов.

Для перехода на альтернативные рабочие тела необходима разработка катода нового типа, совместимого c химически активными веществами. Замена термоэмиттера на плазму самостоятельного газового разряда может быть одним из вариантов решения поставленной задачи.

Данная работа посвящена исследованию и разработке «холодного» полого магнетронного катода-компенсатора (ХПМК), устойчивого к химически активным средам. Однако, известно, что энергетическая цена электрона в таком катоде в десять раз выше нежели в применяемых термоэмиссионных катодах. В связи с чем,

одной из задач исследования был поиск возможностей снижения затрат энергии на генерацию электронов в самостоятельном магнетронном разряде.

Кроме большей химической стойкости разрабатываемый «холодный» полый магнетронный катод отличается малым временем выхода на рабочей режим. Это преимущество катода позволяет рассматривать его возможное применение в качестве плазменного контактора [14,15] для контроля потенциала корпуса космических аппаратов [16].

Из выше сказанного следует, что разработка и исследование «холодного» полого магнетронного катода, устойчивого к химически активным средам являются актуальными и важными задачами, требующими скорейшего решения.

Степень разработанности темы исследования

Магнетронный разряд исследуется уже более 50 лет, начиная с 70х годов прошлого столетия. Большая часть исследований связанна с технологическим применением для напыления тонких пленок различных материалов.

Известны холодные полые катоды (ХПК), в которых в качестве эмиттера электронов используется самостоятельный газовый разряд. Например, в электронно-лучевых пушках используют эмиттеры электронов с полым катодом на основе тлеющего разряда или разряда Пеннинга [17]. НТК "Платар" серийно производит сеточные ионные источники с одноступенчатыми катодами магнетронного типа.

Существует ряд работ, например Д.А. Голосова и др., в которых исследовалась совместная работа магнетронной распылительной системы (МРС) и ионного ускорителя. Магнетронный разряд в них был источником электронов для ионного ускорителя. В более поздних работах Д.А. Голосова магнетронный разряд поместили в полость и исследовали в качестве самостоятельного источника электронов, названного плазменным источником электронов (ПИЭЛ).

Во всех известных работах катод, в основе которого лежит самостоятельный газовый разряд имеет сравнительно высокую цену электрона и низкий коэффициент использования рабочего тела (КИРТ). В связи с чем была сформулирована цель работы и задачи для ее достижения.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Полый магнетронный катод для электроракетных двигателей и ускорителей плазмы»

Цель работы:

Повышение энергетической и газовой эффективности «холодного» полого катода на основе разряда с замкнутым дрейфом электронов для электроракетных двигателей, плазменных контакторов и технологических ускорителей, в том числе для работы на химически активных веществах.

Основными задачами, решаемыми в данной работе, являются:

- изучение рабочих процессов и определение возможных путей повышения

энергетической и газовой эффективности ХПМК;

- разработка математической модели рабочих процессов в ХПМК;

- исследование характеристик экспериментальных образцов ХМПК с

повышенной газовой и энергетической эффективностью;

- оценка эффективности применения ХПМК в качестве катода-компенсатора

ЭРД.

Достоверность полученных теоретических оценок процессов, определяющих работу исследуемого устройства, обеспечивается использованием фундаментальных физических закономерностей, апробированных математических моделей и проверенных в исследуемых условиях допущений. Достоверность экспериментальных результатов подтверждается применением современного оборудования с известными метрологическими характеристиками, отработанных методик и сопоставлением большого количества экспериментальных данных.

Научная новизна работы:

- предложена многоступенчатая схема ХМПК, отличающаяся тем, что первая «высоковольтная» ступень является источником первичных электронов, а каждая следующая «низковольтная» ступень увеличивает разрядный ток за счет ионизации рабочего вещества относительно предыдущей более чем на единицу, что обеспечивает снижение энергетической цены электрона до 3-7 раз по сравнению с одной ступенью;

- разработана математическая модель рабочих процессов в многоступенчатом ХМПК;

- установлены зависимости параметров эффективности ХПМК от расхода и рода рабочего газа, магнитного поля и количества используемых ступеней;

- экспериментально продемонстрирована работоспособность ХПМК в качестве катода-компенсатора двигателя с замкнутым дрейфом электронов;

- по результатам проведенной работы был зарегистрирован патент Российской Федерации на изобретение № 2792635 С2, опубл. 22.03.2023 /авторы Н.А. Подгуйко, Ю.А. Хохлов.

Практическая значимость работы:

- разработанная схема полого магнетронного катода может быть применена в ЭРД и технологических ускорителях плазмы, работающих на химически активных веществах;

- созданная инженерная математическая модель многоступенчатого ХПМК, позволяет оценить необходимое количество ступеней для заданного рабочего тока;

- разработаны одно- и многоступенчатые схемы «холодного» полого магнетронного катода и получены рабочие характеристики при работе на газах аргоне, криптоне, ксеноне, воздухе и в парах иода;

- экспериментально получено минимальное удельное энергопотребление в трехступенчатом ХПМК - 154 Вт/А, в пятиступенчатом ХПМК - 67 Вт/А, что близко к аналогам в виде ВЧ-катодов с энергопотреблением 43-45 Вт/А.

Рекомендации к внедрению

- Конструкции ХПМК могут быть внедрены при разработке новых ЭРД на альтернативных рабочих телах в профильных организациях Роскосмоса.

- Разработанные ХПМК могут быть использованы при создании плазменных контакторов для космических станций, например, в ПАО «РКК «Энергия».

- Созданные ХПМК могут быть внедрены в разработку «холодных» катодов для технологических ионных ускорителей в профильных организациях промышленности.

- Разработанная инженерная математическая модель может быть внедрена в образовательный процесс на кафедрах, ведущих учебный процесс в области электроракетных двигателей и плазменных энергетических установок.

Апробация работы. Результаты работы докладывались на пяти конференциях: Международная X юбилейная научно-техническая конференция «Низкотемпературная плазма в процессах нанесения функциональных покрытий». Казань, 2018; XLIV Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства. Москва, 2020; XLV Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства. Москва, 2021; XLVI Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства. Москва, 2022; XLVII Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства. Москва, 2023. Материалы диссертации были доложены на заседании научно-технического семинара имени профессора Латышева Л. А. «Проблемы проектирования и применения электроракетных двигателей и энергетических установок летательных аппаратов» в МАИ в 2024 году.

По теме диссертационной работы выполнены два гранта от Фонда содействия инновациям: УМНИК-Аэронет 2018, договор №12966ГУ/2018 от 04.05.2018 и СТАРТ-1, договор №4468ГС1/72631 от 15.02.2022.

Основные результаты, представленные в диссертации опубликованы в 7 научных работах, из них две статьи в рецензируемых изданиях, входящих в перечень, рекомендованный ВАК РФ, одна в журнале, проиндексированном в базе Scopus, 4 тезисов докладов на конференциях, общий объемом 3,6 п.л./ 1,2 п.л.

Личное участие автора. В результате проведенного обзора литературы и патентного поиска автор определил основные требования к холодному катоду, рассмотрел возможные варианты и выбрал схему для исследования в качестве катода-компенсатора ЭРД. С участием автора проведены все экспериментальные исследования с образцами ХПМК и определены основные зависимости рабочих

характеристик, а также исследование совместной работы ХПМК и двигателя с анодным слоем (ДАС). Автор лично разработал инженерную математическую модель многоступенчатого ХПМК.

Положения, выносимые на защиту:

- Многоступенчатая схема ХМПК с ценой электрона, близкой к минимальному ионизационному коэффициенту рабочего вещества.

- Инженерная математическая модель многоступенчатого ХПМК, позволяющая рассчитать необходимое количество ступеней для заданного электронного тока.

- Результаты исследования влияния на рабочие характеристики первой и последующих ступеней ХПМК - расхода и рода рабочего газа, величины магнитного поля и материала катода.

- Результаты исследования совместной работы ХПМК и двигателя с анодным слоем.

Соответствие паспорту специальности

В работе представлены теория и рабочий процесс катода компенсатора нового типа - ХПМК - одного из основных узлов электроракетных двигателей. Проведена оптимизация новой схемы катода и его параметров. Получены характеристики ХПМК при использовании различных рабочих газах и параметрах катода. Разработана инженерная модель, как метод конструирования, позволяющая рассчитать необходимое количество ступеней ХПМК. Отражённые в диссертации научные положения соответствуют паспорту специальности 2.5.15.

Глава 1. Анализ современного состояния и перспектив развития

электроракетных двигателей

1.1 Перспективные электроракетные двигатели

Для оценки целесообразности использования магнетронного катода

компенсатора рассмотрим размерный ряд существующих летных и перспективных лабораторных моделей ЭРД. Акцентируем внимание на рабочем напряжении двигателей. Так как магнетронный катод-компенсатор использует газовый разряд для генерации электронов (предполагается, что весь разрядный ток преобразуется в электронный) его рабочее напряжение является величиной, определяющей энергетические затраты на образование электронов. Поэтому необходимо сравнить напряжения горения разряда катода и двигателя. Это определит дополнительные затраты мощности двигательной установки при использовании такого катода-нейтрализатора. Типичные напряжения горения магнетронного разряда лежат в пределах 200...700 В.

Стационарные плазменные двигатели

Стационарный плазменный двигатель был разработан, исследован и доведен до практического использования в СССР. Идеологом технологии СПД был советский и российский физик Морозов А.И. Сегодня опытно-конструкторское бюро (ОКБ) «Факел» является главным разработчиком и поставщиком таких двигателей в России и за рубежом. Например, двигатели разработки ОКБ «Факел» СПД-70 и СПД-100 были запущены в составе более чем 50 космических аппаратов и хорошо зарекомендовали себя как высокоэффективные, экономичные и надежные ЭРД. Данные двигатели являются законченным инженерным решением и имеют статус летных моделей. Они были разработаны для решения задач коррекции и поддержания орбит КА. На рисунке 1.1 представлены фотографии СПД-70 и СПД-100. Их рабочие характеристики отражены в таблице 1 [18].

а) б)

Рисунок 1.1 Фотографии стационарных плазменных двигателей: а) СПД-70,

б) СПД-100

Таблица 1. Рабочие характеристики СПД-70 и СПД-100

ЭРД СПД-70 СПД-100

Мощность, Вт 700 1350

Напряжение разряда, В 300 300

КПД, % 40 45

Удельный импульс тяги, с 1500 1600

Основные решаемые задачи Коррекция орбиты, ориентация, стабилизация КА

Двигатель СПД-100 можно считать образцом современного стационарного плазменного двигателя. Так как эта модель прошла наибольшее количество летных испытаний. С 1994 года она работает на таких спутниках как «Галс-1,2», «Экспресс-1,2/ А-1,2,3/ АМ-1,2,3», «Е^е^ 16С» (ЕС), «NSS 10» (США) «Ямал 401», «Экспресс-АМ5», «AsiaSat-9» (КНР) и др.

Основное направление развития СПД сегодня - это расширение области их применения [18]. А именно, их использование для задач довыведения КА до геостационарной орбиты, межорбитальных операции, полетов к Луне, Марсу и

другим космическим объектам ближнего космоса. Для этого требуется увеличить максимальный удельный импульс двигателей до 3000-5000 с и выше.

По мощностям СПД можно разделить на несколько групп [1]. Первая группа - двигатели (до 1 кВт) для малых КА, массой 100.. .500 кг. Это в основном спутники на низких околоземных орбитах, предназначенные для картографии, дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), радиосвязи. Вторую группу представляют двигатели коррекции и поддержания орбиты средней мощности (1.3 кВт) для спутников, массой 1.5 тонн. Третья группа - двигатели, мощностью 4.8 кВт предназначенные для выполнения маневров тяжелых межорбитальных платформ (свыше 5 тонн). Четвертая и Пятая группа - двигатели в составе ядерных установок (20 кВт и выше) для транспортных околоземных операций, исследований дальнего космоса и межпланетных перелетов. Далее рассмотрим наиболее ярких представителей данных групп двигателей, отмечая высоковольтные модели с большим удельным импульсом.

Первую группу составляют такие двигатели как СПД-50, СПД-70, Плас-40 (ОКБ «Факел», Россия), КМ-45, КМ-60 (ГНЦ ФГУП центр Келдыша, Россия), BHT-200 (Busek Co. Inc., США). Большинство СПД данной группы работают на напряжениях ниже 300В. Здесь можно выделить двигатель КМ-60, разработанный в ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», предназначенный для использования на борту спутниковой платформы «Экспресс-1000» в качестве блока коррекции [19]. Двигатель имеет повышенный удельный импульс по отношению к существующим моделям, который превышает 2000 с. На данный момент проведен полный цикл испытаний и достигнут ресурс в 4200 часов, причем после испытания на ресурс двигатель остался работоспособным. Дальнейшие испытания не проводились вследствие достижения требуемых параметров ресурса [20]. На рисунках 1.2 и 1.3 представлены фотографии двигателя в сборе и после испытаний. В таблице 2 отражены основные характеристики КМ-60 [19].

Рисунок 1.2. ЭРД КМ-60 Рисунок 1.3. ЭРД КМ-60 после

ресурсных испытаний

Таблица 2. Основные характеристики КМ-60

ЭРД КМ-60

Тип разработки, модель Квал.

Мощность, Вт 900

Ток разряда, А 1,8

Напряжение разряда, В 500

Удельный импульс тяги, с 2000

Ресурс, часов >4000

КПД, % 46

Вторая группа двигателей средней мощности 1.3 кВт представлена такими моделями как СПД-100, двухрежимный СПД-100Д (ОКБ «Факел»), PPS 1350R (ОКБ «Факел» совместно с SNECMA, Франция), KM-88 (ГНЦ ФГУП центр Келдыша), BHT-1000 (Busek Co. Inc. , США), HiVHAC (NASA, США) и SPT-1 (ОКБ «Факел» совместно с Scnema). Летными моделями на данный момент являются только СПД-100 и PPS 1350R. Однако, большинство остальных моделей уже прошли квалификацию и готовы к летным испытаниям. Ниже в таблицах 3, 4 и на рисунках 1.4 - 1.7 представлены рабочие параметры некоторых моделей и их фотографии [21, 22, 23, 24].

Рисунок 1.4. ЭРД КМ-88

Рисунок 1.5. ЭРД СПД-100Д

Таблица 3. Характеристики двигателей КМ-88 и СПД-100Д

ЭРД КМ-88 СПД-100Д

Тип разработки, модель Квал. Квал.

Мощность, Вт 1600 1,35 2,1

Ток разряда, А 2,9 4,5 2,6

Напряжение разряда, В 400-550 300 800

Удельный импульс тяги, с 2000-3000 1750 2660

Ресурс, часов >4000 10000 (прогноз) 7000 (прогноз)

КПД, % 45 55 52

Рисунок 1.6. ЭРД БРТ-1

Рисунок 1.7. ЭРД БИТ-1000

Таблица 4. Характеристики двигателей BHT-HD-1000 и SPT-1

ЭРД BHT-HD-1000 SPT-1

Тип разработки, модель Лаб. модель Эксп.

Мощность, Вт 1000 2500 3100

Ток разряда, А 2,2 2,6 5,1 2,49

Напряжение разряда, В 450 950 600 1250

Удельный импульс тяги, с 2250 3156 2533 3105

КПД, % 61 54 55 41

Третья мощностная группа (4.8 кВт) представлена моделями типа СПД-140Д, Плас-120 (ОКБ «Факел»), BPT-4000 (Aerojet, США), PPS5000 (SNECMA, Франция), BHT-8000 (Busek Co. Inc.). Однорежимный двигатель СПД-140 и BPT-4000 уже прошли летные испытания и работают в космосе, остальные в процессе квалификационных испытаний. В таблицах 5 и 6 даны рабочие характеристики наиболее интересных образцов [18, 25 ,26, 27, 28]. На рисунках 1.8 - 1.10 можно видеть внешний вид этих двигателей.

Таблица 5. Характеристики двигателей СПД-140 и СПД-140Д

ЭРД СПД-140 СПД-140Д

Тип разработки, модель Летная Квал.

Мощность, кВт 4,5/3 4,5/4,8

Ток разряда, А 15/10 15/6

Напряжение разряда, В 300 300/800

Удельный импульс тяги, с 1770/1680 1770/2750

Прогнозируемый ресурс, часов >15000 >11000

КПД, % 50/48 53/55

Рабочий ресурс, часов 9284 4500/940

Рисунок 1.8. СПД-140Д Рисунок 1.9. ЭРД Плас-

120

Рисунок 1.10. ЭРД PPS5000

Таблица 6. Характеристики двигателей Плас-120 и PPS-5000

ЭРД Плас-120 PPS-5000

Тип разработки, модель Квал. Квал.

Мощность, Вт 3800 6000 до 6500

Ток разряда, А 12,6 7,2 4...20

Напряжение разряда, В 300 855 300...1000

Удельный импульс тяги, с 1877 2990 3240(6,5кВт/1кВ)

КПД, % 61 52 58 (5кВ/650В)

Прогнозируемый ресурс, часов - 10000

Двигатели, составляющие последнюю группу, являются перспективными разработками для обеспечения маневров тяжелых спутниковых платформ, околоземных межорбитальных транспортных операций и исследования планет солнечной системы и дальнего космоса. Источником большинства таких систем будет ядерный реактор. Среди них такие двигатели как СПД-290 (30 кВт, ОКБ «Факел»), NASA 400M (65 кВт, NASA), NHT X3 (100 кВт). Последняя модель примечательна особой конструкцией вложенных ускорительных каналов [29]. Рабочие характеристики и фотографии представлены в таблице 7 и на рисунках 1.11 и 1.12.

Рисунок 1.11. ЭРД КИТ Х3 в Рисунок 1.12. ЭРД КИТ Х3 в работе вакуумной камере

Таблица 7. Основные характеристики КИТ Х3

ЭРД NHT X3

Тип разработки, модель Квал.

Мощность, кВт 5.102

Ток разряда, А 16.247

Напряжение разряда, В 300.500

Удельный импульс тяги, с 1800.2650

Прогнозируемый ресурс, часов 10000

КПД, % 0,54.0,67

Двигатели с анодным слоем

Во времена начало разработок Холловских электроракетных двигателей в СССР наиболее перспективными схемами были уже рассмотренные СПД Морозова А.И., а также двигатели иной конструкции под названием двигатели с анодным слоем (ДАС), разрабатываемые под началом Жаринова А.В. Их отличительной особенностью является узкий ускорительный канал с металлическими стенками, в противоположность удлиненному каналу ускорения с диэлектрическими стенками СПД. Хотя ДАС практически не использовался в

космосе было проведено большое количество лабораторных испытаний и создан целый модельный ряд таких двигателей. Кроме вышеперечисленных отличий ДАС работают на еще более высоких напряжениях до 1100 В (суммарная для двух ступеней). В таблице 8 представлены некоторые модели экспериментальных образцов ДАС производства ЦНИИМАШ (Россия) [30, 31, 32, 33]. На рисунке 1.13 представлена фотография работающего Д-60.

Таблица 8. Характеристики двигателей с анодным слоем (ЦНИИМАШ)

ЭРД Д-55 (ТЛЬ-WSP) Д-80 (Двухступенчатый) Д-150

Мощность, Вт 750... 1600 600.4800 1000.15000

Ток разряда, А 2...5,6 2,6.12 8,4.50

Напряжение разряда, В 150.450 200.1100 100.550

Удельный импульс тяги, с 1200.2000 1250.3150 900.3100

Прогнозируемый/рабочий ресурс, часов 4000 1200 -

КПД, % 40.60 42.66 32.69

Рисунок 1.13. Двигатель с анодным слоем Д-60 в работе.

Большинство разработанных ДАС имеют статус экспериментальных моделей. Д-55 - это единственный двигатель ДАС, прошедший летные испытания на американском экспериментальном аппарате STEX (Space technology experiment) в 1998 году. Фотография сборки TAL-WSP (Д-55) перед испытаниями приведена на рисунке 1.14.

Рисунок 1.14. Фотография сборки TAL-WSP

Ионные двигатели

Работа первого ионного двигателя была впервые продемонстрирована немецким ученым, работающим в НАСА, Эрнстом Штюлингером [34]. Первый летный образец такого двигателя был создан Гарольдом Р. Кауфманом в Исследовательском центре НАСА имени Льюиса (ныне Гленна) с 1957 по начало 1960-х годов.

Первыми космическими аппаратами, оснащенными ионными двигателями, были SERT I и II ("Space Electric Rocket Test", NASA Lewis) [35]. В качестве рабочего тела для этих ионные двигателей была применена ртуть. Оба аппарата были запущены для подтверждения перспективности технологии ионного двигателя: первый доказал принципиальную работоспособность технологии в космосе, второй показал ресурс в 1000 часов. Запуски были произведены 20 июля

1964 года и 3 февраля 1970 г. соответственно [36]. Однако, несмотря на успешную демонстрацию, ионные двигатели редко использовались до конца 1990-х годов.

В лаборатории НАСА Гленн продолжили разработку ионных сеточных двигателей в 1980-х годах. В итоге был создан двигатель, названный NASA Solar Technology Application Readiness (NSTAR), успешно примененный на КА «Deep Space 1» - первом межпланетном зонде, использующем ионный двигатель в качестве маршевого (рисунки 1.15 и 1.16).

Рисунок 1.15. ЭРД NSTAR Рисунок 1.16. ЭРД NSTAR в работе

Американская военно-промышленная компания «Hughes Aircraft Company» (ныне L-3 ETI) разработала ионный двигатель «Xenon Ion Propulsion System» (XIPS) для поддержания орбит своих геосинхронных спутников. На данный момент двигателей данной модели работает более 100 шт.

В 2006 году компания Aerojet успешно завершила испытания прототипа нового ионного двигателя NEXT. В 2021 году был запущен космический аппарат «DART» с ионным двигателем NEXT-C, предназначенный для проверки возможности изменения траектории астероидов путем непосредственного столкновения КА с ним (рисунки 1.17 и 1.18). В таблице 9 представлены характеристики описанных выше ионных двигателей [37, 38, 39].

Рисунок 1.17. ЭРД NEXT-C Рисунок 1.18. ЭРД NEXT-C

Таблица 9. Характеристики ионных двигателей

ЭРД NSTAR 25-cm XIPS NEXT-C

Мощность, Вт 2000 2000 3500

Ток ионного пучка, А 1,5 1,43 2,7

Напряжение ИОС, В 1100 1215 1021

Удельный импульс тяги, с 3035 3420 3137

Прогнозируемый/рабочий ресурс, часов 8000 13370 34500

КПД, % 60 67 66

Тяга, мН 75 80 137

Расход РТ, Боет 20 - 37,73

Технология ионизации п. ток п. ток п. ток

К летным моделям ионных двигателей также относятся двигатели британской компания «Qinetiq» T5 и T6 (типа Kaufman), используемые в миссиях «GOCE» (T5, рисунки 1.19 и 1.20) и «BepiColombo» (T6). В таблице 10 представлены их характеристики, а также прогнозируемые характеристики будущей старшей модели T7 [40, 41, 42, 43].

Рисунок 1.19. Летная модуль T5 для Рисунок 1.20. Испытания T5 в КА «GOCE» вакуумной камере

Таблица 10. Характеристики ионных двигателей фирмы QinetiQ

ЭРД T5 T6 T7

Мощность, Вт 700 4600 5000-7000

Ток ионного пучка, А 0,457 2,158 4,5

Напряжение ИОС, В 1100 1850 1100

Удельный импульс тяги, с 3000 4285 3273

Прогнозируемый/рабочий ресурс, часов 36000 26000 -

КПД, % 50 66 67

Тяга, мН 25 145 239

Расход РТ, мг/с 0,720 3,415 7,5

Технология ионизации п. ток п. ток п. ток

В альтернативных конструкциях сеточных ионных двигателей предлагается использование ВЧ и СВЧ разрядов вместо разряда постоянного тока в магнитном поле с термоэмиттером.

Радиочастотные ионные двигатели были разработаны в Германии университетом «Гиссена» и компанией «АпапеОгоир» в 1970-х годах. Один из

таких двигателей «RIT-10» был испытан на научных спутниках EURECA и ARTEMIS, запущенных в 1992 и 2007 годах. Примечательно, что спутник EURECA был запущен и снят с орбиты с помощью шаттла.

Япония разработала ионный двигатель ц10, работающий на микроволновой энергии, который успешно отработал на КА миссии «Хаябуса». В 2003 году НАСА провела успешные наземные испытания СВЧ электростатического ионного двигателя малой тяги мощностью 20-50 кВт под названием HiPEP, предназначенного для использования с ядерными энергетическими установками на бору КА. На рисунках 1.21 и 1.22 представлены фотографии двигателя в сборе и в работе. В таблице 11 даны основные характеристики ВЧ и СВЧ ионных двигателей [11, 44, 45, 46, 47, 48].

Рисунок 1.21. СВЧ ионный Рисунок 1.22. СВЧ ионный двигатель

двигатель прямоугольной формы «И1РЕР» в работе.

«И1РЕР»

Таблица 11. Характеристики ВЧ и СВЧ ионных двигателей

ЭРД НРЕР ШТ-10 ц10

Мощность, Вт 25 000 435 340

Ток ионного пучка, А 8 0,234 0,135

Напряжение ИОС, В До 7000 1500 1500

Удельный импульс тяги, с 8270 3200 3200

Прог-ый/рабочий ресурс, часов 2000 20 000 10 000

КПД, % 76 52 40

Тяга, мН 460 15 8

Расход РТ, мг/с 5,6 0,38 0,22

Технология ионизации СВЧ (5.85 ГГц) ВЧ (1-2 МГц) СВЧ (4.25 ГГц)

1.2 Альтернативные рабочие тела электроракетных двигателей

Традиционным рабочим телом для СПД и ИД является благородный газ

ксенон. Такой выбор обусловлен низким потенциалом ионизации и высокой атомной массой, что непосредственно влияет на КПД. Одним из показателей эффективности этих двигателей является количество энергии, затрачиваемое на ионизацию единицы ускоренной массы. Кроме того, по сравнению с альтернативными рабочими телами ксенон имеет неплохие физические характеристики складирования, химически инертен и не конденсируется на поверхности КА. К недостаткам ксенона как рабочего тела для ЭРД можно отнести его высокую стоимость и небольшой объем мирового производства - потенциально недостаточный для удовлетворения растущего спроса космической отрасли.

Одним из самых перспективных альтернативных ксенону рабочим телом считается иод. В последнее время проводится много научных исследований на эту тему [4, 5, 6, 7]. В 2021 году компания ТЫ^Ме сообщила об изменении орбиты спутника впервые с использованием иодно-ионного двигателя КРТ30-12, доказав тем самым принципиальную работоспособность ЭРД на иоде в космосе [4]. В

таблице 12 представлены характеристики двигателя NPT30-I2. На рисунках 1.23 и 1.24 изображен собранный спутник с иодной двигательной установкой перед запуском и фотография испытания двигателя на иоде в вакуумной камере. Фирма Busek также ведет разработки в области иодных ЭРД. Они создали двигатель BIT-3 и исследовали его работу на иоде (рисунки 1.25 и 1.26). Такой двигатель планируется использовать в будущих лунных миссиях в NASA [49].

Рисунок 1.23. ЭРД NPT30-I2 Рисунок 1.24. Испытания ЭРД NPT30-установленный на КА I2 на иоде

Таблица 12. Характеристики иодных ЭРД

ЭРД NPT30-I2 BIT-3

Компания ThrustMe Busek

Мощность, Вт 35-65 60

Ток ионного пучка, мА 10-20 21

Напряжение ИОС, В 800-1300 1500-2000

Удельный импульс тяги, с До 2450 3200

Тяга, мН 0,4-1,2 1,35

Технология ионизации ВЧ ВЧ

-4!

I

Рисунок 1.25. ЭРД BIT-3 Рисунок 1.26. Испытания ЭРД BIT-3

на иоде

Иод как РТ ЭРД обладает меньшей стоимостью по сравнению с классическим РТ ксеноном, кроме того, объем его мировой добычи с избытком покрывает потребности отрасли, что нельзя сказать о ксеноне. Некоторые коммерческие космические компании, такие как «StarHnk» уже сейчас применяют для своих спутников с ЭРД криптон вместо ксенона, так как он дешевле, а объем добычи выше [50]. Но криптон имеет больший потенциал ионизации и меньшую массу, что снижает КПД всей двигательной установки. В противоположность атомарный иод имеет меньший потенциал ионизации, чем ксенон и сопоставимую массу. В некоторых работах по иодным ЭРД даже отмечается увеличение отношения тяги к мощности, так как в ионном пучке некоторую долю занимают молекулярные ионы иода [51].

В качестве альтернативного РТ ЭРД также рассматривается атмосферный воздух [8, 9, 10]. Исследуется возможность использования атмосферного воздуха как дешевого и доступного рабочего тела ЭРД [52]. В работах на данную тематику описываются возможные преимущества такой схемы.

Применение рассмотренных альтернативных РТ ЭРД требует адаптации конструкции ЭРД. Так как иод и воздух являются химически активными веществами необходимо принять меры для обеспечения достаточного ресурса всех узлов двигателя при работе с ними. Например, современные конструкции катодов-компенсаторов чувствительны к химически активным примесям в РТ и быстро деградируют под их воздействием. Основой катодов является термоэмиссионный материал, например оксид бария или гексаборид лантана [53]. Эмиссионная

способность последних значительно снижается при работе с химически активными примесями в РТ [54, 55]. Другими недостатками таких катодов являются: химическая сложность применяемых материалов, изменяющих термоэмиссионные свойства вследствие потери легирующих элементов под действие ускоренных ионов, и высокие рабочие температуры, ускоряющие нежелательные химические реакции [11].

Таким образом, для успешного освоения альтернативных РТ ЭРД требуется разработка катода компенсатора нового типа, способного работать на химически активных рабочих телах. Например, исследуются различные конструкции катодов с ВЧ и СВЧ разрядами, не использующие термоэмиссионные материалы [43]. В данной работе предлагается вариант катода с магнетронным разрядом постоянного тока - «холодный» полый магнетронный катод (ХПМК).

1.3 Катоды-компенсаторы электроракетных двигателей

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Подгуйко Николай Андреевич, 2025 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Гусев, Ю.Г. Роль и место электроракетных двигателей в Российской космической программе/ Ю.Г. Гусев, А.В. Пильников// Труды МАИ. - 2012. -№60.

2. Han, M. Engineering Optimization Method of Orbit Transfer Strategy for All-electric Propulsion Satellites/ M. Han, Y. Wang //Journal of Physics: Conference Series. - IOP Publishing, 2021. - Т. 2029. - №. 1. - С. 012011.

3. Nishi, K. Design and Guidance for Robust Orbit Raising Trajectory of All-Electric Propulsion Geostationary Satellites/ K. Nishi, S. Ozawa, S. Matunaga //Transactions of the japan society for aeronautical and space sciences, aerospace technology japan. - 2021. - Т. 19. - №. 4. - С. 553-561.

4. Rafalskyi, D. In-orbit demonstration of an iodine electric propulsion system / Rafalskyi, D., Martinez, J. M., Habl, L., Zorzoli Rossi, E., Proynov, P., Bore, A. & Aanesland, A. //Nature. - 2021. - С. 1-5.

5. Bellomo, N. Design and In-orbit Demonstration of REGULUS, an Iodine electric propulsion system/ Bellomo, N., Magarotto, M., Manente, M., Trezzolani, F., Mantellato, R., Cappellini, L., ... & Pavarin, D. //CEAS Space Journal. - 2021. - С. 112.

6. Островский, В. Г. Иод как альтернативное рабочее тело электроракетных двигателей/ В. Г. Островский, А. А. Смоленцев, П. А. Щербина// Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика СП Королёва (национального исследовательского университета). - 2014. - №2. 54 (47).

7. Соколов, Б. А. Экспериментальные исследования стационарного плазменного двигателя на иоде/ Б. А. Соколов, П. А. Щербина, И. Б. Сишко, А. В. Шиповский, А. А. Ляпин, А. И. Коновалова //Космическая техника и технологии. - 2019. -№. 2. - С. 81-90.

8. Taploo A. Analysis of ionization in air-breathing plasma thruster/ Taploo A., Lin L., Keidar M. //Physics of Plasmas. - 2021. - Т. 28. - №. 9. - С. 093505.

9. Духопельников, Д. В. О возможности использования холловского двигателя на забортном воздухе для удержания космического аппарата на низкой околоземной орбите/ Д. В. Духопельников, С. Г. Ивахненко, В. А. Рязанов, С. О. Шилов //Наука и образование: научное издание МГТУ им. НЭ Баумана. - 2016.

- №. 12. - С. 57-71.

10. Духопельников, Д. В Сравнение характеристик модели двигателя с анодным слоем при работе на ксеноне, аргоне и азоте/ Д. В. Духопельников, В. А. Рязанов, С. О. Шилов //Известия высших учебных заведений. Машиностроение. - 2018.

- №. 7 (700).

11.Goebel D. M. Fundamentals of Electric Propulsion: Ion and Hall Thrusters [Text]/ D. M. Goebel and I. Katz// John Wiley & Sons, 2008. - Т. 1. - P. 486

12.Turan, N. Investigation of the effect of hollow cathode neutralizer location on hall effect thruster efficiency/ N. Turan, O. Korkmaz, M. Celik//2015 7th International Conference on Recent Advances in Space Technologies (RAST). - IEEE, 2015. - С. 599-604.

13.Каташова, М. И. Создание эффективного катода-компенсатора для микроСПД/ М. И. Каташова, Г. А. Парахин, А. В. Румянцев//Вестник Балтийского федерального университета им. И. Канта. Серия: Физико-математические и технические науки, no. 4, 2014, pp. 29-32.

14.Криволапова, О. Ю. Методика использования бортовой служебной и научной аппаратуры при проведении космического эксперимента "Плазма-МКС" для исследования электрофизических параметров околообъектовой среды МКС/ О. Ю. Криволапова, Е. А. Лалетина, Е. М. Твердохлебова //Космическая техника и технологии. - 2016. - №. 1. - С. 79-89.

15.Zhongxi, N. Diagnostic and modelling investigation on the ion acceleration and plasma throttling effects in a dual-emitter hollow cathode micro-thruster/ Zhongxi, N. I. N. G., Chenguang, L. I. U., Ximing, Z. H. U., Yanfei, W. A. N. G., Bingjian, A. N., & Daren, Y. U. //Chinese Journal of Aeronautics. - 2021.

16.Patterson M. J. et al. Plasma contactor development for space station //International Elec-tric Propulsion Conference. - 1993. - №. NASA-TM-106425

17.Окс, Е.М. Источники электронов с плазменным катодом: физика, техника, применения / Е.М. Окс - Томск: Изд-во НТЛ, 2005. - 216 c. - ISBN 5-89503-2486

18.Ким В. П. Стационарные плазменные двигатели в России: проблемы и перспективы //Труды МАИ. - 2013. - №. 60. - С. 1-12.

19.Kostin A. N. et al. Development and qualification of Hall thruster KM-60 and the flow control unit //33rd International Electric Propulsion Conference. - The George Washington University, 2013. - С. 11.

20.Васин А. И. и др. Обзор работ по электроракетным двигателям в Государственном научном центре ФГУП «Центр Келдыша» //Электронный журнал" Труды МАИ". - 2012. - №. 60.

21.Ганкин В. И. и др. Создание холловского двигателя КМ-88 с высоким удельным импульсом //Вестник МАИ. - 2010. - Т. 17. - №. 4.

22.Gnizdor R. et al. High-impulse SPT-100D thruster with discharge power of 1.0. 3.0 kW. - 2017.

23.Manzella D., Jacobson D., Jankovsky R. High voltage SPT performance //37th Joint Propulsion Conference and Exhibit. - 2001. - С. 3774.

24.Pote B., Tedrake R. Performance of a high specific impulse Hall thruster //27th International Electric Propulsion Conference, Pasadena, CA. - 2001. - С. 01-035.

25.Бойкачев В. Н. и др. О возможности создания электроракетной двигательной установки мощностью 10... 30 кВт на базе двухрежимного двигателя СПД-140Д //Космическая техника и технологии. - 2014. - №. 1. - С. 48-59.

26.Bernikova M. Y., Gopanchuk V. V. Parametric family of the PlaS-type thrusters: development status and future activities //The 35th International Electric Propulsion Conference IEPK-2017 (Georgia Institute of Technology, USA, 08-12 October 2017). - 2017.

27.Duchemin O. et al. Performance and Lifetime Predictions by Testing and Modeling for the PPS-5000 Hall Thruster //39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. - 2003. - С. 4555.

28.Duchemin O. B. et al. Development & Qualification Status of the PPS® 5000 Hall Thruster Unit //2018 Joint Propulsion Conference. - 2018. - C. 4420.

29.Hall, S. J. High-power performance of a 100-kW class nested Hall thruster/ S. J. Hall,

B. A. Jorns, A. D. Gallimore, H. Kamhawi, T. W. Haag, J. A. Mackey, ... & M. J.

Baird//Proceedings of the 35th International Electric Propulsion Conference, Atlanta,

Georgia. - 2017. - C. 2017-228.

30.Semenkin A. V. et al. Operating envelopes of thrusters with anode layer //IEPC

Paper. - 2001. - T. 13. - C. 2001. 31.Garner C. et al. Experimental evaluation of Russian anode layer thrusters //30th Joint

Propulsion Conference and Exhibit. - 1994. - C. 3010. 32.Sankovic J., Haag T., Manzella D. Operating characteristics of the Russian D-55 thruster with anode layer //30th Joint Propulsion Conference and Exhibit. - 1994. - C. 3011.

33.Jacobson D., Manzella D. High voltage TAL erosion characterization //38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. - 2003. - C. 4257. 34.Stuhlinger E. Ion propulsion for space flight. - New York : McGraw-Hill, 1964. - C. 204.

35.Sovey J. S., Rawlin V. K., Patterson M. J. Ion propulsion development projects in US: Space electric rocket test I to deep space 1 //Journal of Propulsion and Power. - 2001.

- T. 17. - №. 3. - C. 517-526.

36.Patterson M. J., Sovey J. S. History of electric propulsion at NASA Glenn Research Center: 1956 to present //Journal of Aerospace Engineering. - 2013. - T. 26. - №. 2.

- C. 300-316.

37.Brophy J. R. et al. Ion propulsion system (NSTAR) DS1 technology validation report //JPL Publication 00-10, October. - 2000.

38.Goebel D. M. et al. Evaluation of 25-cm XIPS© thruster life for deep space mission applications //Paper presented 31st International Electric Propulsion Conference. IEPC, Michigan, USA. - 2009.

39.Fisher J. NEXT-C Flight Ion System Status //AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum. - 2020. - С. 3604.

40.Randall P. N., Lewis R. A., Clark S. D. Qinetiq t5 based electric propulsion system and architectural options for future applications //35th International Electric Propulsion Conference. - 2017.

41.Luna J. P. et al. T7 Thruster Design and Performance //The 36th International Electric Propulsion Conference, University of Vienna, Austria. - 2019.

42.Lewis R. A. et al. Qualification of the T6 Thruster for BepiColombo //Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference, and 6th Nano-satellite Symposium. -2015.

43.Fazio N., Gabriel S., Golosnoy I. O. Alternative propellants for gridded ion engines. - 2018.

44.Foster J. et al. The high power electric propulsion (HiPEP) ion thruster //40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. - 2004. - С. 3812.

45.Coral G. et al. Microwave power absorption to high energy electrons in the ECR ion thruster //Plasma Sources Science and Technology. - 2018. - Т. 27. - №. 9. - С. 095015.

46.Tsukizaki R. et al. Improvement of the thrust force of the ECR ion thruster ^10 //Transactions of the Japan Society For Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan. - 2010. - Т. 8. - №. ists27. - С. Pb_67-Pb_72.

47.Oleson S. Electric Propulsion Technology Development for the Jupiter Icy Moon Orbiter Project //40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. - 2004. - С. 3449.

48.Lotz B., Collingwood C. М., Feili D. Radio Frequency Ion Thrusters Operated with Non-Conventional Propellants //Труды МАИ. - 2012. - №. 60. - С. 27-27.

49.Tsay M., Frongillo J., Hohman K. Iodine-fueled mini RF ion thruster for CubeSat applications //34th International Electric Propulsion Conference, Kobe, Japan. - 2015.

50.Schwertheim, A. Experimental investigation of a water electrolysis Hall effect thruster/ Schwertheim, A., & Knoll, A. //Acta Astronautica. - 2021.

51. Szabo J., Robin M. Plasma species measurements in the plume of an iodine fueled hall thruster //Journal of Propulsion and Power. - 2014. - Т. 30. - №. 5. - С. 1357-1367.

52.Schonherr T. et al. Analysis of atmosphere-breathing electric propulsion //IEEE Transactions on Plasma Science. - 2014. - Т. 43. - №. 1. - С. 287-294.

53.Клименко, Г. К. Исследование возможности создания безрасходного катода-

компенсатора электроракетного двигателя/ Г.К. Клименко, А.И. Коновалова, А.А. Ляпин, В.Г. Островский, И.Б. Сишко, П.А. Щербина //Известия Российской академии наук. Энергетика. - 2018. - №. 2. - С. 93-97.

54.Достанко, А.П. Разрядные и эмиссионные характеристики плазменного источника электронов на основе разряда в скрещенных E x H полях с различным материалом катода / А.П. Достанко, Д.А. Голосов // Журнал технической физики. - 2009. - №10. - С. 53-58.

55. Достанко, А.П. Нейтрализация ионного пучка торцевого холловского ускорителя плазменным источником электронов на основе разряда в скрещенных E x H полях / А.П. Достанко, Д.А. Голосов // Журнал технической физики. - 2009. - №10. - С. 59-64.

56.Гришин, С.Д. Основы теории электрических ракетных двигателей: учеб. пособие / С. Д. Гришин - М.: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 1999. - 181 с. -Ч.1 : Введение. Электростатические двигатели. - Библиогр.: с. 119.

57.Pedrini, D. Hollow cathodes development at sitael/ D. Pedrini, F. Cannelli, C. Ducci, T. Misuri, F. Paganucci, M. Andrenucci// Space propulsion 2016, Marriott park hotel, Rome, Italy, 2016.

58.Goebel, D. M. LaB6 hollow cathodes for ion and Hall thrusters [Text]/ D. M. Goebel, R. M. Watkins, K. K. Jameson//Journal of Propulsion and Power. - 2007. - Т. 23. -№. 3. - С. 552-558.

59.Murashko V. M. Development and application of electric thrusters at EDB "FAKEL" //25th International Electric Propulsion Conference. - 1997.

60.Arkhipov B.A. Kozubsky K.N. The development of the cathodes-compensators for SPT in USSR// 22nd AIDAA/AIAA/DGLR/JSASS International Electric Propulsion Conference. - 1991.

61.Dankanich J. et al. The iodine satellite (isat) project development through critical design review (cdr) //52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. - 2016. -С. 4540.

62. Бенклян А. С., Ляпин А. А., Клименко Г. К. Применение дополнительного электрода для улучшения эмиссионных свойств безрасходного катода-компенсатора электроракетного двигателя //Инженерный журнал: наука и инновации. - 2020. - №. 7 (103). - С. 5.

63.Nishiyama K. et al. Operational Characteristics of a Microwave Discharge Neutralizer for the ECR Ion Thruster ц20 //31 st International Electric Propulsion Conference, Ann Arbor, MI, USA. - 2009.

64.Watanabe H. et al. Performance evaluation of radio frequency plasma cathodes for Hall thrusters //TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN. - 2016. - Т. 14. - №. ists30. - С. Pb_77-Pb_82.

65.Кожевников В. В. и др. Экспериментальное исследование работы катода-нейтрализатора с высокочастотным разрядом //Известия Российской академии наук. Энергетика. - 2018. - №. 3. - С. 12-21.

66.Маишев Ю. П. Создание и развитие ионно-лучевых технологий //Микроэлектроника. - 2019. - Т. 48. - №. 6. - С. 403-420.

67.Абгарян В. К. и др. Высокочастотные источники ионов инертных и химически активных газов //Поверхность. Рентгеновские, синхротронные и нейтронные исследования. - 2012. - №. 8. - С. 70-70.

68.Гончаров Л. А., Григорьян В. Г. Источники ионов для операций ионно-лучевой технологии //Прикладная физика. - 2007. - №. 5. - С. 67-70.

69.Watanabe H. et al. Research and development on inductively coupled plasma cathode for ion engines //31st International Electric Propulsion Conference, IEPC-2009-027. - 2009.

70.Raitses Y., Hendryx J. K., Fisch N. J. A parametric study of electron extraction from a low frequency inductively coupled RF-plasma source //31 st International Electric Propulsion Conference, University of Michigan, USA. - 2009. - С. 20-24.

71.Duchemin, O. Development Status of the PPS® 5000 Hall Thruster Unit/

O. Duchemin, J. Rabin, L. Balika, M. Diome, J. M. Lonchard, X. Cavelan, ... & T. Lienart//35th International Electric Propulsion Conference, IEPC-2017-415, Atlanta, USA. - 2017.

72.Подгуйко Н. А., Марахтанов М. К., Хохлов Ю. А. Перспективы применения магнетронного разряда в качестве эмиттера электронов в катоде-компенсаторе для электроракетных двигателей //Вестник Московского авиационного института. - 2019. - Т. 26. - №. 3. - С. 167-177.

73.Райзер, Ю. П. Физика газового разряда. - Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1987. -

С. 592.

74.Depla, D. Magnetron sputter deposition: Linking discharge voltage with target properties/ D. Depla, S. Mahieu, R. De Gryse//Thin Solid Films. - 2009. - Т. 517. -№. 9. - С. 2825-2839.

75.Данилин Б. С., Сырчин В. К. Магнетронные распылительные системы //М.:

Радио и связь. - 1982. - Т. 72. - С. 1.

76.Scholze F. et al. Modelling of a radio frequency plasma bridge neutralizer (RFPBN)

//Procedia engineering. - 2017. - Т. 185. - С. 9-16. 77.Плешивцев Н. В. Катодное распыление. М.: Атомиздат, 1968. 347 с //Поступила

19.04. - 1968. - Т. 7.

78.Энгель А., Штенбек М. Физика и техника электрического разряда в газах. Т. 1.

Основные законы. М //Л.: ОНТИ. - 1935. 79.Власов В. В. Элементарные процессы в плазме газового разряда. - 2009.

80.Розанов Л. Н. Вакуумная техника //М.: Высш. шк. - 1990.

81.Подгуйко Н. А. и др. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ СТЕНД ДЛЯ СТАЦИОНАРНОГО ПЛАЗМЕННОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ИОДЕ //XLIV Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика СП Королёва и других выдающихся отечественных ученых-пионеров освоения космического пространства. - 2020. - С. 218-220.

82.Baxter G. P., Hickey C. H., Holmes W. C. THE VAPOR PRESSURE OF IODINE //Journal of the American Chemical Society. - 1907. - Т. 29. - №. 2. - С. 127-136.

83.Подгуйко Н. А. и др. Исследование холодного полого магнетронного катода для электроракетного двигателя //Вестник Московского авиационного института. -2022. - Т. 29. - №. 1. - С. 109-117.

84.Подгуйко Н. А. и др. ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ВЕЛИЧИНЫ МАГНИТНОГО ПОЛЯ НА РАБОТУ ХОЛОДНОГО ПОЛОГО МАГНЕТРОННОГО КАТОДА //XLV Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика СП Королёва и других выдающихся отечественных ученых-пионеров освоения космического пространства. - 2021. - С. 292-295.

85.Подгуйко Н. А., Марахтанов М. К., Хохлов Ю. А. Исследование двухступенчатого холодного полого магнетронного катода //XLVI Академические чтения по космонавтике. - 2022. - С. 276-278.

86.Подгуйко Н. А. и др. Исследование совместной работы двигателя с замкнутым дрейфом электронов и холодного полого магнетронного катода //XLVII Академические чтения по космонавтике 2023. - 2023. - С. 250-252.