Электромагнитный абляционный импульсный плазменный двигатель для малых космических аппаратов

Актуальность темы исследования
В настоящее время идёт бурное развитие направления малых (менее 500 кг согласно
международной классификации [1]) космических аппаратов (МКА), пригодных для
выполнения широкого круга задач, которые до недавнего времени были доступны лишь для
космических аппаратов (КА), обладающих значительными массами (более 500 кг) [2, 3].
Данная тенденция объясняется новыми достижениями в микроэлектронике, появлением новых
материалов и технологий, а также быстро растущим «потреблением информации»: интернет,
телекоммуникации, данные о Земле (метеорология, картография), и прочее.
Снижение массово-габаритных характеристик КА позволяет выводить на околоземную
орбиту одной ракетой-носителем одновременно от нескольких единиц до десятков МКА (в
зависимости от массогабаритных параметров). Это могут быть МКА как функционирующие
независимо друг от друга, и решающие различные задачи, так и аппараты, работающие
совместно, составляющие распределенную организованную структуру, позволяющую решать
задачи, недоступные одиночным КА.
Многие задачи, ставящиеся перед МКА, не могут быть решены без использования в
системе управления движением двигательной установки (ДУ). Одиночным аппаратам,
функционирующим на орбитах 250-500 км ДУ необходимы для парирования сопротивления
набегающего потока. В случае построения группировки МКА, двигательные установки
необходимы для поддержания взаимного положения аппаратов.
Часть аппаратов группировки может использоваться в качестве «холодного резерва», и
вводиться в эксплуатацию по мере выхода из строя действующих аппаратов. Такое решение
позволяет существенно снизить стоимость создания аппарата за счет снижения требований
надежности. Однако, в этом случае встает вопрос увода с рабочих орбит МКА, отработавших
свой ресурс или вышедших из строя на орбиту захоронения, либо затопления. Для решения
этой задачи также необходимо использование ДУ.
Задача по сведению аппарата с орбиты для затопления, либо перевод на орбиту
захоронения требует значительного суммарного импульса тяги, величина которого на порядок
может превышать значения, необходимые для выполнения целевой задачи в течение
назначенного срока эксплуатации.
Наиболее подходящими для использования в составе ДУ являются электрические
ракетные двигатели (ЭРД) [5].
Обладая удельным импульсом тяги в несколько раз превышающим возможности ЖРД,
ЭРД позволяют решать задачи обеспечения требуемых затрат характеристической скорости с
использованием существенно меньшего количества топлива. Проигрывая в тяге, ДУ с ЭРД
значительно выигрывают в полной массе, что является существенным фактором при выборе
типа корректирующей ДУ (КДУ) для МКА с массами до 500 кг и сроком активного
существования масштаба 5-8 лет.
Электроракетные двигательные установки (ЭРДУ) для МКА должны удовлетворять
следующим требованиям:
− малая потребляемая мощность (от единиц до 200 Вт);
− возможность регулирования тяги и потребляемой мощности в широких пределах без
снижения эффективности рабочего процесса;
− высокая надежность;
− относительно низкая стоимость разработки и изготовления.
Суммарный импульс тяги ЭРДУ должен обеспечивать выполнение космическим
аппаратом целевой функции, а также, при необходимости, увод его с орбиты после завершения
срока активного существования.
Одним из типов ЭРД, удовлетворяющих указанным требованиям, являются абляционные
импульсные плазменные двигатели (АИПД) [4]. АИПД в силу простоты принципиальной
схемы и конструкции, а также достаточно высоких тягово-энергетических характеристик на
режимах работы с малыми мощностями является одним из перспективных электроракетных
двигателей малой мощности (ЭРД ММ) для решения задач управления движением МКА.
Следует отметить, что в настоящее время при мощности системы электропитания МКА менее
200 Вт, использование в электроракетных двигательных установках АИПД для ряда важных
задач, требующих высокоточные малые импульсы тяги при значительных значениях
суммарного импульса тяг, практически не имеет альтернативы. Поэтому исследование рабочих
процессов в АИПД с целью повышения их эффективности является актуальной научной
задачей.
Степень разработанности темы диссертации
В настоящее время вопросам исследования АИПД и развития их конструкций посвящен
довольно большой ряд экспериментальных, расчетно-теоретических и обзорных работ,
например, [6…15]. В России и за рубежом создан ряд электромагнитных (ЭМПД) и
электротермических (ЭТПД) абляционных импульсных плазменных двигателей [15], в том
числе доведенных до стадии летных испытаний, разработаны основные принципы их
конструирования и методики их расчета. Тем не менее, во всех упомянутых работах
отсутствуют сведения об исследованиях предпробойной (начальной) стадии электрического
разряда, при этом подчеркивается необходимость дальнейшего совершенствования рабочих
процессов в АИПД с целью улучшения массогабаритных характеристик, повышения удельных
параметров, что позволит существенно расширить область применения ЭРД в составе малых
космических аппаратов.
Объектом исследования является электромагнитный АИПД с энергией разряда свыше
40 Дж.
Предметом исследования является начальная стадия развития электрического разряда в
АИПД и её влияние на геометрию разрядного канала и тягово-энергетические характеристики
АИПД.
Целью диссертационной работы является повышение тягово-энергетических
характеристик и уменьшение карбонизации аблируемых поверхностей рабочего тела
электромагнитного абляционного импульсного плазменного двигателя.
В соответствии с целью диссертации были поставлены и решены следующие задачи:
1. Выполнить экспериментальные и расчётно-теоретические исследования начальной
стадии электрического разряда, тягово-энергетических характеристик и рабочих
процессов электромагнитного АИПД.
2. Выполнить экспериментальные исследования условий возникновения карбонизации
аблируемых поверхностей рабочего тела электромагнитного АИПД и разработать
решения, предотвращающие карбонизацию аблируемых поверхностей рабочего тела и
повышающие тягово-энергетические характеристики электромагнитного АИПД.
3. Получить экспериментальное подтверждение предотвращения карбонизации
аблируемых поверхностей рабочего тела и повышения тягово-энергетических
характеристик электромагнитных АИПД.
Научная новизна работы состоит в том, что впервые:
1. Установлен характер влияния предпробойных («темновых») процессов начальной
стадии разряда на развитие электрического разряда и форму аблируемых
поверхностей рабочего тела электромагнитных АИПД и разработана математическая
модель темновой стадии разряда электромагнитного АИПД.
2. Разработан способ борьбы с карбонизацией и повышения тягово-энергетических
характеристик электромагнитных АИПД посредством изменения в процессе работы
расстояния между аблируемыми поверхностями рабочего тела, на который получен
Патент РФ.
3. Разработана и реализована геометрия разрядного канала, позволяющая
предотвратить карбонизацию аблируемых поверхностей рабочего тела и
обеспечивающая повышение тягово-энергетических характеристик
электромагнитных АИПД, на которую получен Патент РФ.
Теоретическая и практическая значимость работы
Теоретическая и практическая значимость работы заключается в следующем:
1. Разработан способ предотвращения карбонизации в электромагнитных АИПД
посредством изменения расстояния между аблируемыми поверхностями рабочего тела в
процессе работы, позволяющий создавать двигатели с регулируемыми тягово-
энергетическими характеристиками при постоянной потребляемой мощности.
2. Создана научно-теоретическая основа для разработки физико-математической модели
расчёта геометрии разрядного канала электромагнитного АИПД, учитывающей
начальную стадию разряда, что приведёт к значительному сокращению времени
разработки новых АИПД за счёт существенного снижения времени «приработки»
рабочего тела.
3. Разработана и апробирована геометрия разрядного канала, предотвращающая
карбонизацию аблируемых поверхностей рабочего тела и повышающая тягово-
энергетические характеристики электромагнитных АИПД. Применение разрядного
канала разработанной геометрии в экспериментальном образце ЭРДУ АИПД-250
позволило повысить удельный импульс тяги на 9% и снизить цену тяги на 4%, в
опытном образце для предварительных испытаний АИПД-95М (разработки АО
«НИИЭМ» для КА «Ионосфера-М») повысить суммарный импульс тяги на 20%,
среднюю тягу на 15% и предотвратить карбонизацию аблируемых поверхностей
рабочего тела.
Методология и методы диссертационного исследования
В исследовании применялись экспериментальные методы и методы математического
моделирования. Экспериментально определялись осциллограммы разрядного тока и тягово-
расходные характеристики лабораторных образцов АИПД. Проводились экспериментальные
исследования рабочих процессов АИПД оптическими методами, в том числе
спектроскопическими, интерферометрическими методами и методами сверхскоростной
фоторегистрации. Характеристики тягоизмерительного устройства и начальная («темновая»)
стадия разряда анализировались с помощью специально разработанных математических
моделей реализованных в среде аналитических вычислений MAPLE 12.
Личный вклад соискателя
Основные положения диссертации получены лично автором, либо при непосредственном
его участии, что подтверждено публикациями. В частности, соискатель самостоятельно
выполнил следующие виды научно-исследовательских работ:
1. проведен анализ современного состояния исследований ЭРД, предназначенных для
малых космических аппаратов;
2. обоснованы преимущественные области применения АИПД;
3. сформулированы наиболее важные проблемы, требующие решения на современном
этапе развития АИПД;
4. рассмотрены различные варианты тягоизмерительных устройств, определены ТИУ,
пригодные для экспериментальных исследований и испытаний АИПД;
5. создано усовершенствованное тягоизмерительное устройство для АИПД со сниженным
уровнем помех в регистрируемом сигнале;
6. экспериментально исследовано влияние конфигурации и температуры поверхностей

Работа выполнена при поддержке гранта Правительства Российской Федерации,
выделяемого из федерального бюджета для государственной поддержки научных
исследований, проводимых под руководством ведущих ученых в российских образовательных
организациях высшего образования, научных учреждениях и государственных научных
центрах Российской Федерации (VII очередь, постановление Правительства РФ №220 от
09.04.2010). Cоглашение №075-15-2019-1894 от 03.12.2019.
По результатам выполненной работы можно сделать следующие выводы:
1. Проведен анализ текущего состояния разработок, тенденций развития и областей
применения АИПД. Сформулированы основные проблемы АИПД, требующие решения.
2. Произведён анализ существующих типов ТИУ, пригодных для измерения тяг ЭРД, в
результате которого сделан обоснованный выбор типа ТИУ для использования в ходе
экспериментальных исследований. Разработано усовершенствованное ТИУ со сниженным
уровнем помех в регистрируемом сигнале, позволившее провести достоверные измерения тяг
испытанных АИПД. Разработана математическая модель ТИУ струнного типа, подтвердившая
достоверность измерения тяги, создаваемой АИПД.
3. Проведены исследования развития разряда в разрядном канале АИПД с
электромагнитным механизмом ускорения посредством оптических и магнитозондовых
измерений, а на начальной стадии разряда, посредством использования высокоскоростной
фотосъемки, позволившей впервые зафиксировать зарождение и развитие искровой стадии
разряда, определяющей угол развития дуговой стадии разряда, что позволило выявить
зависимость между начальной стадией разряда и конфигурацией разрядного канала АИПД.
4. Приближенная математическая модель начальной (предпробойной) стадии разряда
АИПД подтвердила основные результаты экспериментальных исследований.
5. Проведено исследование условий возникновения карбонизации рабочих поверхностей
шашек РТ, в результате которого установлено отсутствие заметного влияния температуры
шашек на процессы карбонизации, определено критическое расстояние, при котором возникает
карбонизация, отмечена важность учёта фактора «остаточной атмосферы» в разрядном канале,
а также выработаны рекомендации по доработке разрядного канала КДУ АИПД-95.
6. Проведены исследования влияния конструкции разрядного канала на характеристики
АИПД, в результате которых определена оптимальная длина электродов, разработана новая
конструкция торцевого изолятора, позволившая увеличить удельный импульс тяги
лабораторной модели АИПД-70 на 20%.
7. Полученные результаты исследования апробированы на ЭРДУ АИПД-250 и КДУ
АИПД-95. Применение в конструкции ЭРДУ АИПД-250 разработанного торцевого изолятора
позволило повысить удельный импульс тяги на 9%, снизить цену тяги на 4%. Применение в
конструкции КДУ АИПД-95 разработанного торцевого изолятора позволило при сохранении
габаритов разрядного канала и ЭРДУ в целом повысить суммарный импульс тяги на 20%,
среднюю тягу на 15% при сохранении удельного импульса тяги и предотвратить карбонизацию
аблируемых поверхностей рабочего тела.
Список сокращений и условных обозначений
АБН – керамический нитрид бора
АИПД – абляционный импульсный плазменный двигатель
БИР – блок инициации разряда
БИР – блок инициирования разряда
БНЭ – блок накопитель энергии
ВЧИД – высокочастотный ионный двигатель
ДАС – двигатель с анодным слоем
ДЗЗ – дистанционное зондирование Земли
ДУ – двигательная установка
ИД – ионный двигатель
ИПД – импульсный плазменный двигатель
КА – космический аппарат
КД – коллоидный двигатель
КДУ – корректирующая двигательная установка
КНЭ – конденсаторный накопитель энергии
КПД – коэффициент полезного действия
МАИ – Московский авиационный институт
МКА – малоразмерный космический аппарат
МСА – международная стандартная атмосфера
НИИ ПМЭ МАИ – Научно-исследовательский институт прикладной механики и
электродинамики Московского авиационного института
НИИЭМ – Научно-исследовательский институт электромеханики
НПО – научно-производственная организация
РТ – рабочее тело
РФ – Российская Федерация
САС – срок активного существования
СИР – система инициации разряда
СПД – стационарный плазменный двигатель
СПД – стационарный плазменный двигатель
СПУ – система питания и управления
США – Соединенные Штаты Америки
ТИУ – тягоизмерительное устройство
ТКД – термокаталитический двигатель
ТСД –торцевой сильноточный двигатель
ТХД – торцевой холловский двигатель
ЭДД –электродуговой двигатель
ЭМИПД – электромагнитный импульсный плазменный двигатель
ЭНД – электронагревный двигатель
ЭРД – электроракетный двигатель
ЭРДУ – электроракетная двигательная установка
ЭТД – электротермический двигатель
ЭТИПД – электротермический импульсный плазменный двигатель
Ряд дополнительных обозначений и индексов, которые используются в диссертации,
поясняются в тексте или на рисунках.

1. Абламейко С. В., Саечников В. А., Спиридонов А. А. Малые космические аппараты:
пособие для студентов факультетов радиофизики и компьют. технологий, мех.-мат. и
геогр. /. – Минск: БГУ, 2012. – 159 с.
2. Макриденко Л.А., Волков С.Н., Ходненко В.П., Золотой С.А. Концептуальные
вопросы создания и применения малых космических аппаратов. // Вопросы
электромеханики. Труды ВНИИЭМ. 2010. Т. 114. № 1. С. 15-26.
3. Ахметжанов Р.В., А.В. Богатый, Дьяконов Г.А., Ким В.П., Меркурьев Д.В.,
Любинская Н.В., Семенихин С.А., Спивак О.О., Попов Г.А. Электрические ракетные
двигатели нового поколения для малых космических аппаратов. // Известия
Российской академии наук. Энергетика. 2019. № 3. С. 3-13.
4. Akhmetzhanov R., Bogatiy A., Derkachev A., Popov G., Semenikhin S. Development of
electric propulsion thrusters for small spacecraft in RIAME MAI. // Proceedings of the
International Astronautical Congress. IAC. 2018.
5. Bogatiy A.V., Dyakonov G.A., Elnikov R.V., Popov G.A. Application of Low-Power Pulse
Plasma Thrusters in Thrust Units of Small Spacecrafts. In: Jain L.C., Favorskaya M.N.,
Nikitin I.S., Reviznikov D.L. (eds) // Applied Mathematics and Computational Mechanics
for Smart Applications. Smart Innovation, Systems and Technologies. 2021. V.217. pp 141–
154. doi: 10.1007/978-981-33-4826-4_11.
6. Н.Н. Антропов, А.В. Богатый, Г.А. Дьяконов, Н.В.Любинская, Г.А. Попов,
С.А.Семенихин, В.К. Тютин, М.М. Хрусталев, В.Н. Яковлев. Новый этап развития
абляционных импульсных плазменных двигателей в НИИ ПМЭ // Вестник ФГУП
«НПО им. С.А. Лавочкина». 2011. № 5. –C.30-40.
7. Antropov N.N., Bogatyy A.V., Dyakonov G.A., Lyubinskaya N.V., Popov G.A.,
Semenikhin S.A., Tyutin V.K., Khrustalev M.M., Yakovlev V.N. A New Stage in the
Development of Ablative Pulsed Plasma Thrusters at the RIAME // Solar System Research.
2012. Vol. 46. No. 7. p.531-541. doi: 10.1134/S0038094612070064.
8. Антропов Н.Н., Богатый А.В., Даньшов Ю.Т., Дьяконов Г.А., Любинская Н.В., Нечаев
И.Л., Попов Г.А., Семенихин С.А., Тютин В.К., Харламов В.С., Яковлев В.Н.
Корректирующая двигательная установка с абляционным импульсным плазменным
двигателем для малых космических аппаратов // Вестник ФГУП «НПО им. С.А.
Лавочкина». 2013. № 5. C.33-37.
9. Богатый А.В., Дьяконов Г.А., Нечаев И.Л., Попов Г.А., Марьяшин А.Ю., Халапян К.Г.
Перспективы улучшения массогабаритных характеристик абляционных импульсных
плазменных двигателей // Вопросы электромеханики. Труды НПП ВНИИЭМ. 2013.
т.133. C. 19-26.
10. Н.Н. Антропов, Г.А. Дьяконов, Н.В. Любинская, С.А. Семенихин, В.К. Тютин, М.М.
Хрусталев. Расчетные и экспериментальные исследования в обоснование разработки
АИПД с энергией 20 Дж // Известия Академии наук, сер. Энергетика. 2015. № 2.
C.108.
11. Antropov N.N., Bogatyy A.V., Boykachev V.N., Dyakonov G.A., Lyubinskaya N.V., Popov
G.A., Semenikhin S.A., Tyutin V.K., Yakovlev V.N. Development of Russian Next-
Generation Ablative Pulsed Plasma Thrusters // 6th Russian-German Conference on Electric
Propulsion and Their Application. Procedia Engineering. 2017. 185, pp. 53–60.
doi:10.1016/j.proeng.2017.03.291.
12. Антропов Н.Н., А.В. Богатый, Дьяконов Г.А., Орлов М.М., Попов Г.А., Тютин В.К.,
Яковлев В.Н. Разработка абляционных импульсных плазменных двигателей в НИИ
прикладной механики и электродинамики // Космонавтика и ракетостроение. 2008.
№3 (52). С. 28-34
13. Богатый А.В., Дьяконов Г.А., Любинская Н.В., Нечаев И.Л., Попов Г.А., Семенихин
С.А., Тютин В.К., Яковлев В.Н. Современное состояние работ по созданию ЭРДУ с
АИПД в НИИ ПМЭ МАИ // Известия РАН. Энергетика. 2019. № 3. С. 96-109.
14. Dyakonov G.A., Lyubinskaya N.V., Semenikhin S.A. Influence of the Discharge Circuit
Inductance on the Ablative Pulsed Plasma Thruster Performance // IOP Conference Series:
Materials Science and Engineering. 2020. doi: 10.1088/1757-899X/868/1/012025.
15. В.А. Щепетилов. Разработка электрореактивных двигателей в институте атомной
энергии им. И.В. Курчатова // Вопросы атомной науки и техники. Серия:
термоядерный синтез. 2017. Том 40. №2. С.5-18.
16. А.С. Архипов, В.П. Ким, Е.К. Сидоренко. Стационарные плазменные двигатели
Морозова. –М. МАИ, 2012. -292 с.
17. Ким В.П., Семенкин А.В., Хартов С.А. Конструктивные и физические особенности
двигателей с замкнутым дрейфом электронов. -М., МАИ, 2016. -159 с.
18. Горшков О.А., Муравлёв В.А., Шагайда А.А. Холловские и ионные плазменные
двигатели для космических аппаратов. –М., «Машиностроение», 2008. -280 с.
19. Antropov N.N., Akhmetzhanov R.V., Bogatyy A.V., Grishin R.A., Kozhevnikov V.V.,
Plokhikh A.P., Popov G.A., Khartov S.A. Experimental Research of Radio-Frequency Ion
Thruster//ThermalEngineering.2016.Vol.63.No.13.P.957-963.
doi:10.1134/S0040601516130036.
20. Akhmetzhanov R. V., Bogatyy A. V., Petukhov V. G., Popov G. A., Khartov S. A. Radio-
Frequency Ion Thruster Application for the Low-Orbit Small SC Motion Control //
Advances In The Astronautical Sciences. 2017. Vol. 161, p. 979-988.
21. Кульков В.М., Обухов В.А., Егоров Ю.Г., Белик А.А., Крайнов А.М. Сравнительная
оценка эффективности перспективных типов электроракетных двигателей в составе
малыхкосмическихаппаратов//ВестникСамарскогогосударственного
аэрокосмического университета. 2012. №3 (34). С.187-195.
22. Antropov N.N., Popov G.A., Yakovlev V.N., Darnon F., Kazeev M.N., Akimov V.N.,
Ogloblina I.S., Nagel Yu A. Application of Pulsed Plasma Thrusters for Small Satellites //
Proceedings of the 3rd International Conference on Spacecraft Propulsion. 2000.
23. Антропов Н.Н., Дьяконов Г.А., Покрышкин А.И., Попов Г.А., Казеев М.Н., Ходненко
В.П. Импульсные плазменные двигатели в системах управления космических
аппаратов // Прикладная физика. 2002. № 1. С.37-47.
24. Vorobev A.L., Elnikov R.V. Analysis of the Structure of Families of Locally Optimum
Solutions to the Problem of the Interplanetary Transfer of a Spacecraft with a Low–Thrust
Engine//CosmicResearch.2018.V.56.N.5.P.365-372.
doi:10.1134/S0010952518050076.
25. Богатый А.В., Ельников Р.В., Назаренко И.П., Попов Г.А., Семенихин С.А.
Перспективные импульсные плазменные двигатели и их применение в составе
двигательных установок малых космических аппаратов // Известия высших учебных
заведений. Авиационная техника. 2018. № 3. С. 119-125.
26. Bogatiy A.V., El’nikov, R.V., Nazarenko, I.P., Popov, G.A., Semenikhin, S.A. Advanced
Pulsed Plasma Thrusters and Their Application as a Part of Small Spacecraft Propulsion
Systems // Russian Aeronautics, 2018, 61(3), P. 445–451. doi:10.3103/S1068799818030194
27. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов. – Москва: ФГУП “НПП
ВНИИЭМ”, 2009. 309 с.
28. Иванов Д.С., Ивлев Н.А., Карпенко С.О., Овчинников М.Ю., Ролдугин Д.С., Ткачев
С.С. Результаты летных испытаний системы ориентации микроспутника «Чибис-М» //
Космические исследования. 2014. том 52. № 3. C.218-228.
29. Пец Л. А., Симонов А. И., Храбров В.А. Как создавали первые ЭРД // «Земля и
Вселенная». 2005. № 6. С. 57-60.
30. . Zakrzwski C, Benson S., Sanneman P., Hoskins A. On-Orbit Testing of the EO-1 Pulsed
Plasma Thruster // AIAA 2002-3973. 2002. doi: 10.2514/6.2002-3973.
31. Berkery J., Choueiri E. Laser Discharge Initiation for Gas-fed Pulsed Plasma Thrusters //
37th Joint Propulsion Conference and Exhibit. 2001. doi: 10.2514/6.2001-3897.
32. Schönherr T., Han G., Gürbüz C., Koizumi H., Komurasaki K. First Experiments Towards
an Atmosphere-Breathing PPT // 34th International Electric Propulsion Conference. 2015.
33. Szelecka A., Kurzyna J., Daniłko D., Barral S. Liquid micro pulsed plasma thruster //
Nukleonika. v.60(2). 2015. doi: 10.1515/nuka-2015-0057.
34. Marques R.I., Gabriel S.B., Costa F. de S. High Frequency Burst Pulsed Plasma Thruster
Research at the University of Southampton // IEPC-2007. Paper No. 300.
35. Богатый А.В., Дьяконов Г.А., Нечаев И.Л. Абляционный импульсный плазменный
двигатель с разделенным механизмом ионизации и ускорением рабочего тела // Труды
МАИ. 2012. № 52. С. 20.
36. Космические двигатели: состояние и перспективы. М.: «Мир», 1988. -454 с.
37. N. Antropov, G. Dyakonov, O. Lapaev, G. Popov. Laboratory Investigation of Pulsed
Plasma Thrusters with Gas Valves // Progress in Astronautics and Aeronautics. Vol.187 /
Micropropulsion for Small Spacecraft. 2000. p.369-377.
38. Кролл Н., Трайвелпис А. Основы физики плазмы. М.: «Мир», 1975. -525 с.
39. Александров В.А. и др. Импульсные плазменные ускорители. Харьков: ХАИ, 1983. –
244 с.
40. Michels C.J. and Ramins P. Performance of coaxial plasma gun with various propellants //
In Proceedings of an International Symposium on Plasma Guns, Pysics of Fluids
Supplement. 1964. Part II, Vol. 7(11). P.71–74. doi: 10.1063/1.1711095.
41. Ling W., Koizumi H., Schönherr T. Use of Liquid Propellants in Pulsed Plasma Thrusters
for Small Satellites // 34th International Electric Propulsion Conference. Kobe. Japan. 2015.
42. Rezaeiha A., Schönherr T. Review of Worldwide Activities in Liquid-Fed Pulsed Plasma
Thruster // Journal of Propulsion and Power. 2014. vol 30(2). P. 253-264.
doi:10.2514/1.B34807.
43. Vondra R., Tomassen K., Solbes A. Analysis of Solid Teflon Pulsed Plasma Thruster
//Journal of Spacecraft and Rockets. 1970. Vol. 7. doi: 10.2514/3.30181.
44. Козубский К.Н., Корякин А.И., Мурашко В.М. История космических стационарных
плазменных двигателей и их применение в России, США и Европе. Новые вызовы для
стационарных плазменных двигателей. К 40-летию первых космических испытаний
стационарных плазменных двигателей // Электронный журнал «Труды МАИ». 2012.
Выпуск № 60.
45. Solbes A., Vondra R. Performance Study of a Solid Fuel-Pulsed Electric Microthruster //
Journal of Spacecraft and Rockets. 1973. Vol. 10. No 6. doi: 10.2514/3.61898.
46. Vondra R., Tomassen K. Performance Improvements in Solid Fuel Microthrusters // Journal
of Spacecraft and Rockets. 1972. Vol. 9. No 10. doi: 10.2514/3.61794.
47. Богатый А.В., Семенихин С.А. Карбонизация рабочих поверхностей шашек
импульсного источника плазмы // Поверхность. Рентгеновские, синхронные и
нейтронные исследования. 2021. № 1. C. 102-106. doi: 10.31857/S1028096021010064.
48. Bogatyi A.V., Semenikhin S.A. Carburization of the Working Surfaces of Bars of a Plasma
Pulse Source // Journal of Surface Investigation X-ray Synchrotron and Neutron Techniques.
v.15(1). p. 89-93. doi: 10.1134/S1027451021010067.
49. Zhang H., Li D., He F., Chen X. Development of an indirect thrust stand based on a
cantilever beam // AIP Advances. 11(3). 2021. doi:10.1063/5.0041530.
50. Chakraborty S., Courtney D., Shea Ht. A 10 nN resolution thrust-stand for micro-propulsion
devices // Review of Scientific Instruments. 86. 2015. doi: 10.1063/1.4935471.
51. Williams T., Callens R. Performance Testing of a Solid Propellant Pulsed Plasma
Microthruster // AIAA. 1972. doi: 10.2514/6.1972-460.
52. Guman W., Palumbo D. Plasma Propulsion System for North – South Stationkeeping //
IEPC Key Biscayne. Fl. 1976. doi: 10.2514/6.1976-999.
53. Guman W. Design Solid Propellant Pulsed Plasma Thrusters // 11-th IEPC. New Orleans.
La. 1975. doi: 10.2514/6.1975-410.
54. Guman W., Begun M. Exhaust Plume Studies of a Pulsed Plasma Thruster // 13-th JEPC.
San Diego. CA. 1978. doi: 10.2514/6.1978-704.
55. Vondra R., Tomassen K. A Flight Qualified Pulsed Electric Thruster for Satellite Control //
10-th EPC. Lake Tahoe. NE. 1973. doi: 10.2514/3.62141.
56. Vondra R. The MIT Lincoln Laboratory Pulsed Plasma Thruster // 10-th IEPC. Key
Biscayne. FL. 1976.
57. Dolbec R. Measurements on a LES-7 Prototype Pulsed Plasma Thruster // Journal of
Spacecraft and Rockets. 1970. Vol. 7. No. 7. doi: 10.2514/3.30065.
58. Tomassen K. Radiation from Pulsed Electric Thrusters // Journal of Spacecraft and Rockets.
1973. No. 10. p.679-680. doi: 10.2514/3.27802.
59. Burton R., Turchi P. Pulsed Plasma Thruster //Journal of Propulsion and Power. 1998.
Vol.14(5). p.716-735. doi: 10.2514/2.5334.
60. Rudolph L., Jones R. Pulsed Plasma Thruster Contamination Studies // 14-th IEPC.
Princeton. 1979. doi: 10.2514/6.1979-2106.
61. Antropov N., Popov G., Kazeev M., Khodnenko V. APPT for LEO Applications // 40-th
JPC Conference. Lauderdale. Fl. 2004.
62. Vondra R., U.S. Air Force Programs in Electric Propulsion // 14-th IEPC. Princeton. 1979.
doi: 10.2514/6.1979-2123.
63. Rudikov A., Antropov N., Popov G. Pulsed Plasma Thruster of the Erosion Type for a
Geostationary Artificial Earth Satellite // Acta Astronautica. 1995. 35(9). p.585-590.
doi:10.1016/0094-5765(95)00025-U.
64. Akimov V., Nagel Yu., Ogloblina I., Antropov N., Pokryshkin A., Rudikov A. Analysis of
PPT Potentialties in Solving the Satellite Orbit Control Tasks // 25-th IEPC. Cleveland.
1997.
65. Spanjers G., Mcfall K., Gulczinskii F., Spores R. Investigation of Propellant Inefficienies in
a Pulsed Plasma Thruster // 32-nd Joint Propulsion Conference. Lake Buena Vista. 1996.
doi: 10.2514/6.1996-2723.
66. Antropov N., Gomilka L., Diakonov G., Krivonosov I., Popov G., Orlov M. Parameters of
Plasmoids Injected by PPT // 33-rd JPC. Seattle. 1997. doi: 10.2514/6.1997-2921.
67. Arrington L., Haag T., Pencil E., Meckel N. A Performance Comparison of Pulsed Plasma
Thruster Electrod Configurations // 25-th IEPC. Cleveland. 1997.
68. Turchi P. Direction for Improving PPT Performance // 25-th IEPC. Cleveland. 1997.
69. Spanjers G., Malak J., Leiweke R., Spores R. The Effect of Propellant Temperature on
Efficiency in a Pulsed Plasma Thruster // Journal of Propulsion and Power. 1997. 14(4):11.
doi: 10.2514/2.5312.
70. Pencil E., Kamhawi H. Evaluation of Alternate Propellants for Pulsed Plasma Thrusters //
27-th IEPC. Pasadena. 2001.
71. Scharlemann C., York T., Alternative Propellants for Pulsed Plasma Thrusters // 38th
AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Indianapolis. 2002.
doi:10.2514/6.2002-4270.
72. Kazeev M., Popov G., Antropov N., Dyakonov G., Orlov M., Posokhin V., Tyutin V.,
Yakovlev V. Dynamics and Distribution of Electron Density in the Channel of Pulsad
Plasma Thruster // 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit.
Indianapolis. 2002. doi: 10.2514/6.2002-4119.
73. Spanjers G., Malak J., Leiweke R., Spores R. The Effect of Propellant Temperature on
Efficiency in the Pulsed Plasma Thruster // Journal of Propulsion and Power. 1997.
14(4):11. doi: 10.2514/2.5312.
74. Krivonosov I., Orlov M., Popov G., Yakovlev V. Influence of Energy Storage Capacitance
on PPT Characteristics // 1-st International Conference on small Spacecraft. Korolev.
Russia. 1998.
75. Antropov N., Diakonov G., Orlov V., Popov G., Tyutin V., Yakovlev V., Posokhin V.,
Alexeev Yu., Kazeev M., Darnon F. High Efficiency Ablative Pulsed Plasma Thruster
Characteristics // 3-rd International Conference on Spacecraft Propulsion. Cannes. 2000.
76. Пат. 2253953 Российская федерация, МПК H05H1/54, F03H1/00. Импульсный
плазменный ускоритель и способ ускорения плазмы / Антропов Н.Н., Дьяконов Г.А.,
Орлов М.М., Попов Г.А., Тютин В.К., Яковлев В.Н., заявитель и патентообладатель
НИИ ПМЭ МАИ. – № 2003128090/06, заявл. 22.09.2003, опубл. 10.06.2005, Бюл. №16.
77. Popov G., Antropov N., Dyakonov G., Orlov V., Tyutin V., Yakovlev V. Experimental
Study of Plasma Parameters in High-Efficiency Pulsed Plasma Thrusters // 27-th IEPC.
Pasadena. 2001.
78. Antropov N., Diyakonov G., Lyubinskaya N., Orlov M., Popov G., Trubnikov P., Tyutin V.,
Yakovlev V., Isayev V., Pugachev Yu., Shelkov N. Correction Propulsion System with
Ablative Pulsed Plasma Thrusters for Unified Space Platform “Vulkan” // 3-rd International
Conference on Small Spacecraft. Korolev. Russia. 2004.
79. Avatinyan G.A., Shelkov N.P., Antropov N.N., Diakonov G.A., Yakovlev V.N. Orbit
Correction Propulsion System Alternatives for «Vulkan» Small Spacecraft // Proceedings of
the 3rd International Conference & Exhibition «Small Satellites: New Technologies,
Miniaturization. Efficient Applications in the 21st Century», vol. Ill, Symposium I «Small
Satellite Power Supply and Attitude Control Systems». Russia. 2002. p. 297-302.
80. Дьяконов Г.А., Нечаев И.Л., Семенихин С.А. Экспериментальные методы повышения
удельных характеристик абляционных импульсных плазменных двигателей // Труды
МАИ. 2017. № 93. C.9.
81. Пат. 2202773 Российская федерация, МПК G01L5/00, G01M15/00. Устройство по
определению тяги и составляющих вектора тяги электрореактивного двигателя и
способ испытаний / Гниздор Р.Ю., Гопанчук В.В., Козубский К.Н., Линник В.А.,
Кудрявцев С.С., заявитель и патентообладатель Федеральное государственное
унитарноепредприятиеРоссийскогокосмическогоагентства”Опытное
конструкторское бюро “Факел”. – № 2001100751/28, заявл. 09.01.2001, опубл.
20.04.2003.
82. Bogatyi А.V., Semenikhin S.A. Selection of the Thrust Measurement System for a Pulsed
Plasma Thruster // XLIV ACADEMIC SPACE CONFERENCE: AIP Conference
Proceedings. 2021. 2318, 040008. doi:10.1063/5.0035783.
83. Пятницкий Л.Н. Лазерная диагностика плазмы. М.: Атомиздат, 1976, 424 с.
84. Душин Л.А., Павличенко О.С. Исследование плазмы с помощью лазеров. М.:
Атомиздат, 1968, 144 с.
85. Зайдель А.Н., Островская Г.В. Лазерные методы исследования плазмы. Л.: Наука,
1977, 221 с.
86. Грим Г. Спектроскопия плазмы. M.: Атомиздат, 1979, 452 с.
87. Зайдель А. Н. Элементарные оценки ошибок измерений. Л.: Наука, 1968 г. – с. 96.
88. Carazo A.V. Piezoelectric Transformers for Space Applications // MRS Online Proceeding
Library Archive 785. 2003. doi:10.1557/PROC-785-D6.8.
89. Bostick W.H. Experimental Study of Ionized Matter Projected across a Magnetic Field //
Physical Review. 1956. vol. 104. Issue 2. p.292-299. doi: 10.1103/PhysRev.104.292.
90. Бобров Ю.К., Дьяков А.Ф., Сорокин А.В., Юргеленас Ю.В. Физические основы
электрического пробоя газов. М.: Издательство МЭИ. 1999. -400с.
91. Bogatyy A.V., D’yakonov G.A., Semenikhin S.A. Mechanisms for the Formation of
Parasitic Propellant Consumption in an Ablative Pulsed Plasma Thruster // Cosmic
Research. 2019. 57(5). p. 310–316. doi: 10.1134/S0010952519050010.
92. Пат. на изобретение 2452142 C1 Российская Федерация, МПК H05H 1/54, F03H 1/00,
Способ работы импульсного плазменного ускорителя / Богатый А.В., Дьяконов Г.А.;
заявительипатентообладательФедеральноегосударственноебюджетное
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего
образования” Московский авиационный институт (национальный исследовательский
университет)” (RU). — № 2010149145/07; заявл. 02.12.2010; опубл. 27.05.2012, Бюл.
№ 15.
93. Методы исследования плазмы / под редакцией В. Лохте-Хольтгревена, M.: Мир, 1971,
552 с.
94. Пат. на изобретение 2516011 C1 Российская Федерация, МПК F03H 1/00, H05H 1/54,
Эрозионный импульсный плазменный ускоритель / Богатый А.В., Дьяконов Г.А.,
Попов Г.А.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное бюджетное
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего
образования” Московский авиационный институт (национальный исследовательский
университет)” (RU). — № 2012147328/07; заявл. 08.11.2012; опубл. 20.05.2014, Бюл.
№ 14.
95. Тихонов А.Н., Арсенин В.Я. Методы решения некорректных задач, М.: «Наука», 1978.
96. Antropov N., Diakonov G., Orlov M., Tyutin V., Yakovlev V. Development and
Refinement of Highly Efficiency 150 J APPT // Proceedings of the 28th International
Electric Propulsion Conference. Toulouse. France. 2003.
97. Черноусько Ф.Л., Баничук Н.В. Вариационные задачи механики и управления, М.:
«Наука», 1979.
98. Antipov A.A., Bogatyy A.V., Semenov A.A. Investigation of the Initial Stage of the
Discharge in an Ablative Pulsed Plasma Thruster // Journal of Surface Investigation X-ray
SynchrotronandNeutronTechniques.2018.12(5).p.1037–1040.
doi:10.1134/S1027451018050208.
99. Антипов А.А., Богатый А.В. Моделирование движения заряженных частиц в
абляционном импульсном плазменном двигателе в начальной стадии разряда //
Известия РАН. Энергетика. 2017. № 3. C. 42-49.
100.Antipov A.A., Bogatyy A.V. Simulation of the motion of charged particles in an
ablative pulsed plasma thruster at the initial stage of the discharge // Procedia Engineering,
Vol. 18. p. 61-68. doi:10.1016/j.proeng.2017.03.292.
101.Popov G.A., Antropov N.N. Development of Next Generation APPT at RIAME // 30th
International Electric Propulsion Conference. Florence. Italy. 2007.
102.Макриденко Л.А., Волков С.Н., Горбунов А.В., Кожевников В.А., Ходненко В.П.
Космический комплекс «Ионозонд» // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ.
2019. т.170. № 3. C.40-48.