ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ
DOI: https://doi.org/10.15407/itm2026.02.049 The goal of this paper is to study the feasibility of an electrojet thruster for a long-term operation in a very low Earth orbit. The paper presents the advantages of very low orbits and substantiates the importance of their exploitation. The main obstacl...
Saved in:
| Date: | 2026 |
|---|---|
| Main Author: | |
| Format: | Article |
| Language: | Ukrainian |
| Published: |
текст 3
2026
|
| Subjects: | |
| Online Access: | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/190 |
| Tags: |
Add Tag
No Tags, Be the first to tag this record!
|
| Journal Title: | Technical Mechanics |
| Download file: |  |
Institution
Technical Mechanics| _version_ | 1870378172202090496 |
|---|---|
| author | GRYSHKEVYCH, O. D. |
| author_facet | GRYSHKEVYCH, O. D. |
| author_institution_txt_mv | [
{
"author": "O. D. GRYSHKEVYCH",
"institution": "https:\/\/orcid.org\/0000-0001-7913-8253 Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine, 15 Leshko-Popel St., Dnipro 49005, Ukraine; e-mail: Gryshkevych.O.D@nas.gov.ua"
}
] |
| author_sort | GRYSHKEVYCH, O. D. |
| baseUrl_str | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/oai |
| collection | OJS |
| datestamp_date | 2026-07-10T19:51:55Z |
| description | DOI: https://doi.org/10.15407/itm2026.02.049
The goal of this paper is to study the feasibility of an electrojet thruster for a long-term operation in a very low Earth orbit. The paper presents the advantages of very low orbits and substantiates the importance of their exploitation. The main obstacle to their use is a gas-dynamic drag on a spacecraft in the Earth‘s upper atmosphere. At present, the dominant concept of its balancing is to employ an electrojet thruster that uses the surrounding gas to produce a balancing thrust. In developing a thrust system of this type, the principal task is to design a device for collecting a sufficient gas amount from the surrounding atmosphere. However, in the course of development it turned out that the properties of the upper atmosphere components do not allow one to produce a thrust sufficient for atmospheric drag balancing. The existing gas collection systems proved to be incapable of providing the required gas accumulation rate. The paper proposes an alternative concept of an electrojet thruster for atmospheric drag balancing, which is based on the author’s experience in the development of plasma devices for the deposition of functional metal coatings. The paper analyzes the possibility of replacing a propellant gas for an electrojet thruster with a condensed working medium: a metal. For this purpose, the concept of a hybrid electrojet thuster is developed. The concept is based on combining a vacuum arc discharge and a magnetron discharge in a single plasma device. A pulsed vacuum arc discharge serves as an electron source to initiate and maintain a gasless magnetron self-sputtering discharge. In this case, the arc device can produce a microthrust. The main thrust is produced in the magnetron device by metal sputtering, ionization, and ion acceleration. In the joint operation of both discharges, the magnetron discharge implements a gasless magnetron self-sputtering mode, which is similar to the BP HiPIMS bipolar high-current pulsed magnetron sputtering mode. A conceptual plasma device model is developed to verify the feasibility of a hybrid electrojet thruster. The preliminary results confirm the operability of the plasma device arrangement and the feasibility of a gasless thrust system as an alternative to the existing concept.
REFERENCES
1. Crisp N. H., Roberts P. E., Livadiotti S. The benefits of very low earth orbit for earth observation missions. Progress in Aerospace. 2020. V. 117. Art. 100169. https://doi.org/10.1016/j.paerosci.2020.100619
2. State-of-the-Art Small Spacecraft Technology, NASA/TP−20260003140. URL: https://www.nasa.gov 2026/05soa-2026. (Last accessed on February 18, 2026).
3. Peng Zheng, Jianjun Wu, Yu Zhang. A comprehensive review of atmosphere breathing electric propulsion. International Journal of Aerospace Engineering. 2020. Art. 8811847. 21 pages.https://doi.org/10.1155/2020/8811847
4. Hsu Andrea, Dragnea Horatiu, Schilling John 2223. Small Satellite Propulsion Technologies. Compendium The Aerospace Corporation, DISTRO A, Version 1.41. DISTRO A: Approved for public release. OTR-2024-00338. URL: https://aerospace.org/sites/default/files/2024-02/20231218%20Small%20Satellite%20Propulsion%20Survey_DISTRO_A.pdf (Last accessed on February 18, 2026).
5. Goebel D. M., Katz I., Mikellides I. G. Fundamentals of Electric Propulsion: Ion and Hall Thrusters. Jet Propulsion Lab. California Institute of Technology. March 2008. 486 pp. URL: https://descanso.jpl.nasa.gov/SciTechBook/series1/Goebel__cmprsd_opt.pdf (Last accessed on February 18, 2026).https://doi.org/10.1002/9780470436448
6. Navarro-Cavalle J., Wijnen M., Fajardo P. Ahedo E.. Development and characterization of the helicon plasma thruster prototype HPT05M. 36th International Electric Propulsion Conference. Vienna. Austria. September 15-20, 2019. URL: https://ep2.uc3m.es/assets/docs/pubs/conference_proceedings/nava19.pdf (Last accessed on February 18, 2026).
7. Giannetti V., Ferrato E., Andreussi T. On the critical parameters for feasibility and advantage of air-breathing electric propulsion systems. Acta Astronautica. 2024. V. 220. P. 345-355. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2024.04.042
8. Reinhard P., Neumann C. Centre-Triggered Pulsed Cathodic Arc Spacecraft Propulsion. URL:http://hdl.handle.net/2123/13810 (Last accessed on February 18, 2026).
9. Aksenov I. I. et al. Vacuum Arc: Plasma Sources, Coating Deposition, and Surface Modification. Kyiv: Naukova Dumka, 2012. 727 pp. (In Russian).
10. Mesyats G. A. Ecton or electron avalanche from metal. Physics-Uspekhi. 1995. V. 38. No. 6. Pp. 567- 590.https://doi.org/10.3367/UFNr.0165.199506a.0601
11. Duppada Guru Sankar, Taploo Anmol, Soni Vikas, Karp Adam, Spinelli Jake, Keidar Michael. Side feeding mechanism for micro cathode arc thruster. Journal of Electric Propulsion. 2025. V. 4. Art. 16 (2025).https://doi.org/10.2514/6.2025-2385
12. Merino M. Ahedo E. Magnetic nozzles for space plasma thrusters. Encyclopedia of Plasma Technology. 2016. URL: https://www.taylorfrancis.com/books/e/9781351204958/chapters/10.10 (Last accessed on February 18, 2026).
13. Kuzmichev A. I. Magnetron Sputtering Systems. Kyiv: Avers, 2008, 244 pp. (In Russian).
14. Anders André High Power Impulse Magnetron Sputtering: A journey from early research, Encyclopedia of Plasma Technology - Two Volume Set, eBook ISBN9781351204958 Guðmundsson J. T. аt al AVS Seminar - Plasma Applications Group Santa Clara, CA. 2011. May 12. URL: https://nccavs-usergroups.avs.org/wp-content/uploads/PAG2011/2011_5anders.pdf (Last accessed on February 18, 2026).
15. Anders Andre, Andersson J. Gasless sputtering: Opportunities for ultraclean metallization, coatings in space, and propulsion. Appl. Phys. Lett. 2008. V. 92. Art. 221503.https://doi.org/10.1063/1.2938414
16. Gryshkevych A. D., Khitko A. V. Using a plasma electron source in a magnetron ion sputtering system. Problems in High-Temperature Engineering. 2011. Pp. 42-45. (In Russian).
17. Tiron V., Velicu I-L. Understanding the ion acceleration mechanism in bipolar HiPIMS: the role of the double Layer structure developed in the after-glow plasma. Plasma Sources Science and Technology. 2020. V. 29. No. 1. Art. 015003. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ab6156
18. Avino F. at al. After-glow dynamics of plasma potential in bipolar HiPIMS discharges. Plasma Sources Sci. Technol. 2021. V. 30. Art. 115015. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ac2aed
19. Yang Luo, Mingyue Han, Duoduo Li, Ling Tang et al. Plasma potential and ion energy characteristics in BP-HiPIMS discharge with double layer. Plasma Sources Science and Technology. 2024. V. 33. Art. 105007. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ad52bf
20. Gryshkevych O. D., Hryniuk S. I. Magnetron formation and use of intensive gas-metal plasma flows. Teh. Meh. 2019. No. 2. Pp. 102-113. (In Russian). https://doi.org/10.15407/itm2019.02.102
21. Gryshkevych O. D., Hryniuk S. I. Development and study of a prototype low-frequency power source for a high-current pulsed magnetron discharge. Teh. Meh. 2019. No. 4. Pp. 137-147. (In Russian).https://doi.org/10.15407/itm2019.04.137
22. . Raizer Yu. P. Fundamentals of the Modern Physics of Gas-Discharge Processes. Moscow: Nauka, 1980. 415 pp. (In Russian). |
| first_indexed | 2026-07-03T01:01:06Z |
| format | Article |
| fulltext |
49
УДК 533.951.8 https://doi.org/10.15407/itm2026.02.049
О. Д. ГРИШКЕВИЧ, https://orcid.org/0000-0001-7913-8253
ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН
ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ
МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ
Інститут технічної механіки Національної академії наук України і
Державного космічного агентства України,
вул. Лешко-Попеля, 15, м. Дніпро, 49005, Україна; e-mail: Gryshkevych.O.D@nas.gov.ua
Метою даної роботи є дослідження можливості створення електрореактивного двигуна (ЕPД), при-
значеного для тривалої експлуатації на наднизькій орбіті Землі. В роботі відзначаються переваги викори-
стання наднизьких орбіт і обгрунтовується актуальність їх освоєння. Наголошується, що основною пере-
шкодою для освоєння цих орбіт є газодинамічне гальмування космічного апарата в верхній атмосфері
Землі. На цей час панівною концепцією способу компенсації атмосферного гальмування космічного апа-
рата є використання ЕРД, що використовує газ, який оточує апарат на орбіті, для створення компенсуючої
тяги. При створенні двигунної установки такого типу головною задачею є створення пристрою для збору
з оточуючої атмосфери достатньої кількості газового палива. При розробці виявилось, що властивості
компонентів верхньої атмосфери не відповідають всім вимогам ефективного вироблення тяги, достатньої
для компенсації атмосферного гальмування. Системи збору газу, які створені на цей час, виявились не
спроможними до накопичення газового палива з необхідною швидкістю. В даній роботі пропонується
альтернативна концепція ЕРД для компенсації атмосферного гальмування, що базується на досвіді ро-
зроблення технологічних плазмових пристроїв для нанесення функціональних металевих покриттів. В
роботі розглядається можливість заміни газового палива для ЕРД на конденсоване робоче тіло ̶ метал. З
цією метою розроблялась концепція ЕРД «гібридного» типу. Концепція базується на поєднанні вакуум-
но-дугового і магнетронного розрядів в спільній конструкції плазмового пристрою. Імпульсний вакуумно-
дуговий розряд використовується як джерело електронів для ініціювання і підтримання безгазового маг-
нетронного саморозпилювального розряду. При цьому зберігається можливість створення мікротяги дуго-
вим пристроєм. Основна тяга виробляється в магнетронному пристрої при розпиленні, іонізації і приско-
ренні іонів металу. При спільній роботі обох розрядів, в магнетронному розряді реалізується безгазовий
магнетронний режим саморозпилення, аналогічний режиму біполярного потужнострумового імпульсного
магнетронного розпилювання BP HiPIMS. Для верифікації можливості створення ЕРД «гібридного» типу
була розроблена концептуальна модель плазмового пристрою. Отримані попередні результати, що
підтверджують працездатність конструктивної схеми плазмового пристрою і перспективність створення
безгазової двигунної системи, альтернативної існуючій на цей час концепції.
Ключові слова: наднизька орбіта, повітряно-прямоточний електрореактивний двигун, стаціонар-
ний плазмовий двигун, геліконний плазмовий двигун, вакуумно-дуговий розряд, магнетронний розряд,
плазмове джерело електронів, саморозпилення, безгазове розпилення, VLEO, АВЕР, HIPIMS, BP HIPIMS.
The goal of this paper is to study the feasibility of an electrojet thruster for a long-term operation in a very
low Earth orbit. The paper presents the advantages of very low orbits and substantiates the importance of their
exploitation. The main obstacle to their use is a gas-dynamic drag on a spacecraft in the Earth‘s upper atmos-
phere. At present, the dominant concept of its balancing is to employ an electrojet thruster that uses the surround-
ing gas to produce a balancing thrust. In developing a thrust system of this type, the principal task is to design a
device for collecting a sufficient gas amount from the surrounding atmosphere. However, in the course of devel-
opment it turned out that the properties of the upper atmosphere components do not allow one to produce a thrust
sufficient for atmospheric drag balancing. The existing gas collection systems proved to be incapable of providing
the required gas accumulation rate. The paper proposes an alternative concept of an electrojet thruster for atmos-
pheric drag balancing, which is based on the author’s experience in the development of plasma devices for the
deposition of functional metal coatings. The paper analyzes the possibility of replacing a propellant gas for an
electrojet thruster with a condensed working medium: a metal. For this purpose, the concept of a hybrid electrojet
thuster is developed. The concept is based on combining a vacuum arc discharge and a magnetron discharge in a
single plasma device. A pulsed vacuum arc discharge serves as an electron source to initiate and maintain a gas-
less magnetron self-sputtering discharge. In this case, the arc device can produce a microthrust. The main thrust is
produced in the magnetron device by metal sputtering, ionization, and ion acceleration. In the joint operation of
both discharges, the magnetron discharge implements a gasless magnetron self-sputtering mode, which is similar
to the BP HiPIMS bipolar high-current pulsed magnetron sputtering mode. A conceptual plasma device model is
developed to verify the feasibility of a hybrid electrojet thruster. The preliminary results confirm the operability of the
plasma device arrangement and the feasibility of a gasless thrust system as an alternative to the existing concept.
Keywords: very low orbit, air-breathing electojet thruster, stationary plasma thruster, helicon plasma
thruster, vacuum arc discharge, magnetron discharge, plasma source of electrons, self-sputtering, gasless
sputtering, VLEO, АВЕР, HIPIMS, BP HIPIMS.
© О. Д. Гришкевич, 2026
The article is an open access article distributed underthe terms and conditions of the Creative
Commons Attributions ( CC BY) license (https/creativecommons.org/licenses/by/4.0/)
ISSN 1561-9184 (Print) ISSN 2616-6380 (Online) Технічна механіка. 2026. № 2.
https://doi.org/10.15407/itm2026.02.0
mailto:Gryshkevych.O.D@nas.gov.ua
50
Вступ. Сучасна діяльність людства в навколоземному космосі характе-
ризується створенням універсальних багатофункціональних інтелектуальних
платформ для забезпечення глобальної комунікації, навігації, збору даних,
спостереження Землі та для забезпечення багатьох інших функцій, виконання
яких ще недавно вважалось нереальним. Відомо, що до 50 % космічних апа-
ратів (КА) припадає на КА для дистанційного зондування Землі (КА ДЗЗ).
Для розміщення цих КА використовують низькі навколоземні орбіти (LEO)
висотою до 1000 км. На цей час спостерігається стала тенденція до зростання
затребуваності наднизьких навколоземних орбіт (VLEO), що відповідають
висотам від 150 км до 450 км.
Використання наднизьких орбіт надає значні переваги перед орбітами
LEO [1]. Через близкість наднизьких орбіт до поверхні Землі зменшується
вартість виведення КА на робочі орбіти VLEO і збільшується відносна маса
корисного навантаження КА. При цьому мінімізується ризик зіткнення КА із
космічним сміттям і спрощується його деорбітинг (відведення). Для виконання
схожих задач космічний апарат на орбіті VLEO може мати габарити в 300 разів
менші за габарити КА на більш високих орбітах. Корисне навантаження КА на
орбіті VLEO може бути в 30 разів меншим за навантаження КА на орбіті LEO.
При знижені висоти польоту КА істотно покращується експлуатація ме-
реж зв’язку 5G/6G. Затримка сигналу в один бік з висоти VLEO є ультранизь-
кою і становить лише (1,2 – 2) мс. Це критично важливо як для здійснення
фінансових операцій у реальному часі, так і для можливостей тактичного війсь-
кового спостереження і управління. Через близькість VLEO до поверхні Землі
реалізуються можливості безпосереднього зв’язку зі звичайними смартфонами
без використання спеціальних терміналів. Ці можливості розглядаються як
ключові для майбутніх інтегрованих мереж зв’язку широкого призначення.
З малим космічним апаратом (МКА) на VLEO можливе отримання оптич-
них зображень поверхні Землі з роздільною здатністю до (10 – 15) см, що теж
важливо для широкого кола споживачів. При розташуванні засобів спостере-
ження на VLEO забезпечується мініатюризація оптичних засобів, що дозволяє
використовувати менші апертури телескопів для отримання результатів, які
аналогічні отриманим великими супутниками на вищих орбітах, а також знач-
но знижує масу та вартість космічних апаратів оптичного спостереження.
При спостереженнях поверхні Землі із застосуванням радарів з синтезо-
ваною апертурою (SAR), при зниженні висоти потужність сигналу зростає
експоненційно. Це дозволяє зменшити потужність випромінювача до 64 разів
або отримати у 256 разів чіткіше зображення при тій самій споживаній
енергії. Оперативне спостереження локальних районів Землі особливо акту-
ально для вирішення оперативних військово-розвідувальних задач.
Одночасно, наднизькі орбіти пропонують свій набір проблем. На VLEO
більша за LEO щільність оточуючої атмосфери значно збільшує аероди-
намічне гальмування космічного апарата, що за короткий проміжок часу мо-
же спотворити параметри орбіти і знизити час його активного існування.
Надзвичайна хімічна активність атомарного кисню, концентрація якого на
цих висотах складає майже 50 %, призводить до деструктивного впливу на
конструкційні матеріали космічного апарата.
Перераховані вище фактори суттєво обмежують період активного існу-
вання КА на орбіті VLEO. Проте, переваги наднизьких орбіт переважають і
спонукають до пошуків шляхів прискорення освоєння наднизьких орбіт.
51
Проблема полягає в створені рушійної системи спроможної тривалий час
компенсувати атмосферне гальмування КА.
Сучасний стан розроблення проблеми.
Аеродинамічне гальмування КА. Основною причиною, що перешкоджає
практичному освоєнню наднизьких орбіт, вважається аеродинамічне галь-
мування КА в умовах верхньої атмосфери. Сила гальмування малого косміч-
ного апарата на наднизьких орбітах може мати величину декілька мілінью-
тонів. З-за експоненційного закону змінення щільності верхньої атмосфери
по висоті, при зменшені радіусу орбіти, збільшується сила гальмування КА.
Істотний вплив на щільність верхньої атмосфери виявляє сонячна активність.
При максимальній і мінімальній сонячній активності щільність верхньої ат-
мосфери на однаковій висоті може розрізнятись більш ніж у 10 разів.
Компенсація аеродинамічного гальмування. Для забезпечення тривалої і
стабільної роботи КА вживають заходи по компенсації гальмуючого впливу
верхньої атмосфери. Найбільш дієвими заходами є зменшення балістичного
коефіцієнта КА та використання реактивної двигунної установки. Перший з
цих заходів є пасивним і дозволяє лише знизити швидкість деградації висоти
орбіти з часом. Для активного керування висотою польоту радикальним спо-
собом компенсації атмосферного гальмування є використання на КА рушій-
ної системи. Сучасні електрореактивні двигуни (ЕРД) здатні створювати тягові
зусилля, що дорівнюють або більші за силу атмосферного гальмування [2].
Із рис. 1 видно, що для утримання малого космічного апарата масою від
5 кг до 100 кг при площі міделя (площі перерізу КА в напрямі руху) 0,01 м2,
на орбітах від 200 км до 250 км, необхідна компенсуюча тяга від 0,25 мН до
0,5 мН. Для запобігання зниженню орбіти КА, тяга ЕРД повинна створюва-
тись безперервно, а її величина повинна коливатись разом із щільністю атмо-
сфери на орбіті. ЕРД для компенсації гальмування повинні задовольняти та-
ким вимогам. Для мінімізації витрат пального, ЕРД повинен характеризува-
тись високим питомим імпульсом, тобто мати високий показник паливної
ефективності.
Рис. 1 – Залежність сили для компенсації аеродинамічного
гальмування від висоти орбіти КА
Враховуючи необхідність забезпечення значної тривалості активного
існування КА ДЗЗ, виникає необхідність мати значний бортовий запас газового
52
пального. По цій причині, забезпечення тривалої робочої місії на наднизькій
орбіті, при сучасному розвитку техніки ЕРД, виявляється проблемним.
Згідно з існуючою концепцією забезпечення роботи ЕРД на VLEO, про-
понується використання газу із верхньої атмосфери в якості пального для
ЕРД. На висотах VLEO домінуючими газовими компонентами верхньої ат-
мосфери є атомарний кисень і азот. Концентрація хімічно активного атомар-
ного кисню на висотах VLEO дорівнює майже концентрації азоту.
Концепція використання газу верхньої атмосфери (RAM). Головною ме-
тою розроблення рушійної електрореактивної установки за концепцією RAM
є забезпечення збору необхідної кількості газу з оточуючої КА атмосфери.
Зазначимо, що в перспективі ЕРД такого типу можуть бути корисними при
досліджені інших планет, що мають газову атмосферу.
Згідно з RAM, для компенсації аеродинамічного гальмування необхідне
створення спеціальної рушійної системи на основі ЕРД. Така система по-
винна містити дві функціонально різні підсистеми – колекторну і рушійну
(рис. 2). Колекторна підсистема (повітрязабірник) призначається для забору
газу із оточуючого КА атмосферного середовища. Інша підсистема –
рушійна, призначається для створення реактивної тяги. Врешті, рушійна си-
стема такого типу повинна уявляти прямоточний повітряно-реактивний
електричний двигун – ABEP (Atmosphere Breathing Electric Propulsion). Ре-
зультати досліджень і розробок АВЕР представлені в багатьох літературних
джерелах оглядового характеру, наприклад [3], [4].
Рис. 2 – Принципова схема АВЕР
Колекторна підсистема АВЕР повинна забезпечувати необхідні витрати
газу в ЕРД. Густина потоку газу, що необхідна для роботи ЕРД, досягається
захопленням і стисненням газу, що оточує КА. Конструктивно до складу ко-
лекторної підсистеми входять забірник забортного газу і термолізатор. При-
значення останнього полягає в підготовці захоплених іонів газу для його ви-
користання в ЕРД для створення тяги.
За оцінками [4], для компенсації аеродинамічного гальмування КА, при
електричній потужності ЕРД 100 Вт, густина потоку газового палива на вході
в ЕРД повинна забезпечувати отримання тяги від 1 мН до 6 мН. При цьому
витрати атмосферного палива повинні становити близько 3 мг/с. Спроби
збільшення збору атмосферного палива призводять до ситуації з позитивним
зворотним зв’язком. Збільшення забору газу вимагає збільшення габаритів і
маси системи збору. Це, в свою чергу, призводить до підвищення атмосфер-
ного гальмування і вимагає нового підвищення тяги і збільшення забору газу.
На цей час, для створення тягового зусилля існує широкий вибір елек-
трореактивних рушійних установок, адаптованих до використання атмосфер-
53
ного палива. Найбільш перспективними для застосування в рушійній підси-
стемі АВЕР визнаються три типи ЕРД. Це такі:
1) плазмово-іонний двигун (ПІД) [5, 6];
2) ЕРД Холівського типу – СПД [5, 6];
3) ЕРД індукційно-плазмового (геліконного) типу [6].
По показнику паливної ефективності найбільш ефективним вважається
ЕРД типу ПІД. Не зважаючи на те, що ПІД характеризується рекордно висо-
ким питомим імпульсом, доцільність його практичного використання в АВЕР
піддається сумніву з-за корозійних проблем при роботі в атмосфері атомар-
ного кисню.
СПД характеризується нижчим за ПІД питомим імпульсом, але його кон-
струкція менше схильна до корозійного пошкодження. Так як в СПД іонно-
оптична система прискорення іонів відсутня, корозійному пошкодженню
можуть піддаватись тільки анод розрядної системи і катод-компенсатор.
В ЕРД геліконного типу тяга створюється прискореним потоком квазі-
нейтральної плазми. З цієї причини такий ЕРД не потребує компенсації
об’ємного заряду, а значить катод-компенсатор в рушійній системі не по-
трібен. В безелектродній, діелектричній розрядній камері геліконного ЕРД від-
сутній прямий контакт плазми з металевими елементами конструкції. Ге-
ліконний ЕРД демонструє прийнятні, але гірші, ніж в ПІД і СПД, тягові показ-
ники. Так, при потужності ЕРД 700 Вт, при витратах газу 20 см3/хв. тяга
геліконного ЕРД становить 10 мН, при питомому імпульсі Іsp = 2000 c – 4000 c.
На цей час розроблені критичні технології і пристрої для збору іонізації
і прискорення розрідженого атмосферного потоку. При цьому визнається, що
існують непереборні труднощі, які не дозволяють отримати однозначну
відповідь на питання придатності розроблених систем АВЕР до експлуатації
в реальних космічних умовах.
Критика концепції АВЕР. В роботі [7], яка присвячена огляду останніх
результатів досліджень АВЕР, розглядались аспекти застосування газу верх-
ньої атмосфери в якості палива рушійної системи. В цій роботі стверджуєть-
ся, що головні труднощі розробок АВЕР полягають в принципових особли-
востях використання атмосферного палива. Так, у порівнянні з традиційним
ксеноновим паливом ЕРД, атмосферне паливо має принципово гірші можли-
вості іонізації електронним ударом (менший переріз іонізації і більший по-
тенціал іонізації). Відзначається також, що технологія іонізації, яка викори-
стовується в сучасних ЕРД, являється ефективною лише при використанні
ксенону, але недостатня при іонізації газових компонентів верхньої атмо-
сфери. Визнається, що існуючі типи ЕРД не здатні генерувати достатню тягу
при роботі на тій кількості забортного газу, яку можливо зібрати на орбіті
сучасними системами збору.
Передумови розроблення альтернативної концепції подолання атмо-
сферного гальмування. На наш погляд, для досягнення успіху в рішенні про-
блеми компенсації атмосферного гальмування не слід нехтувати всіма існую-
чими на цей час можливостями. Пропонується звернути увагу на доцільність
використання палеативних (часткових, тимчасових) технічних рішень.
В області розроблення плазмових пристроїв для плазмово-променевої
обробки і нанесення покриттів на цей час розроблені оригінальні технічні
рішення, що можуть знайти застосування в області ЕРД. Запозичення до-
54
свіду, отриманого в технологічній галузі, може прискорити вирішення кри-
тичних задач в космічному двигунобудуванні.
Наш оптимізм, щодо існування альтернативних можливостей прискорен-
ня освоєння VLEO, базується на таких міркуваннях. В плазмовій технології і
в космічному двигунобудуванні використовують аналогічні за фізичними
принципами функціювання плазмові пристрої. Це генератори спрямованих
потоків енергетичної металевої плазми. Космічна галузь, як споживач плаз-
мових пристроїв, пред’являє до технологічних пристроїв більш жорсткі ви-
моги, що є не таким критичним для наземної технологічної галузі. З-за цієї
особливості в технологічній галузі, на відміну від космічної, при розробці
плазмових пристроїв значно швидше виникають і знаходять практичне за-
стосування корисні інновації. Таким чином, технологічну галузь можливо
використовувати як джерело продуктивних ідей для вдосконалення космічної
плазмової техніки.
В основу нашої роботи покладено використання ряду оригінальних ро-
зробок технологічної галузі, що можуть бути корисними при розробці низь-
коорбітальних ЕРД. Такими можна вважати такі способи і технічні рішення:
способи застосування в плазмових пристроях конденсованого робочого тіла
(металу); способи застосування явищ термічного випаровування і іонного
розпилення для діспергування металевого робочого тіла; способи поєднання
в межах однієї конструкції розрядів різних типів, тобто застосування
«гібридного» принципу створення плазмових пристроїв нового типу; способи
створення і застосування високоінтенсивних імпульсних режимів з самороз-
пиленням металу; спосіб безгазового розпилення металу в магнетронному
розряді; спосіб вилучення і прискорення плазми в подвійному шарі
об’ємного заряду плазми розряду МРС; спосіб профілювання магнітного по-
ля для формування спрямованого потоку газометалевої плазми і т. ін.
Основною особливістю нашої розробки є застосування металевої плазми
для створення тяги. При використанні в ЕРД металевого палива виникають
переваги відносно ЕРД на газовому паливі. В разі використання конденсова-
ного робочого тіла значно спрощується конструкція паливної підсистеми, а
також істотно покращуються її масові і габаритні характеристики.
Відомо, що іонізаційні характеристики металів кращі за аналогічні ха-
рактеристики атмосферних газів. В роботі [8] докладно досліджувались вла-
стивості металів, потенційно придатних для використання їх в якості палива
ЕРД. Було показано, що ЕРД з вакуумно-дуговим розрядом і металевим па-
ливом конкуренто спроможні навіть у порівнянні із ксеноновими ЕРД.
Прискорювачі металевої плазми на основі вакуумно-дугового розря-
ду. В вакуумно-дуговому плазмовому пристрої класичного (торцевого) типу
випаровування і часткова іонізація матеріалу катоду відбувається в вакуумно-
дуговому розряді (ВДР), що локалізується на торцевій поверхні катоду, в так
званих «катодних плямах». Робочий процес генерації плазми в дуговому роз-
ряді не потребує використання газу. Генерований в ВДР потік плазми
містить від 10 % до 15 % іонів матеріалу катоду [9]. Саме ці компоненти, зге-
неровані в ВДР, спроможні до такого доприскорення і створення тягового
зусилля. Рештою частинок є електрони і нейтральні розпилені мікрочастинки
матеріалу катоду до створення тяги практично не придатні.
Механізм прискорення заряджених частинок в дуговому розряді носить
переважно тепловий (не електричний) характер [10]. Частинки металевого па-
55
лива прискорюються під тиском пари металу, який розвивається в катодних
плямах. Прискорення відбувається в напрямі, нормальному до торцевої по-
верхні катоду. Такий принцип прискорення робочого тіла лежить в основі ЕРД
типу VAT [11]. В VAT потік плазми генерується на торцьовій поверхні катоду
малої площі. Мала площа торцьової поверхні катоду, з якої відбувається емісія
заряджених частинок, обмежує можливості підвищення тяги в VAT. Окрім
фактору площі, незадовільність двигунних характеристик ЕРД типу VAT
визначається також тепловим механізмом прискорення і низьким вмістом іонів
в потоці частинок, що генерується VAT. Деяке покращення рушійних характе-
ристик VAT отримують за рахунок використання доприскорення плазми в маг-
нітному соплі [12]. Завдяки простоті і надійності конструкції, VAT успішно
використовуються на КА мікро- і нанокласів для створення тяги, достатньої
для вирішення завдань орієнтації апарата. Привертає увагу спроможність дуго-
вого розряду до ефективної генерації значної кількості електронів, які можуть
бути використані в інших плазмових розрядах пристрою.
Прискорювачі плазми на основі магнетронного розряду. Найбільш
перспективним для застосування в рушійній системі є магнетронний розряд,
що застосовується в технологічній системі іонного розпилення (МРС) [13].
Умовами підтримання магнетронного розряду є необхідність існування над
катодом розпилювального пристрою осесиметричного магнітного поля
арочної конфігурації і необхідність застосування технологічного газу. Розпи-
лювальний магнетронний розряд локалізується над всією поверхнею катоду
МРС, обмеженою магнітною аркою. При бомбардуванні поверхні катоду
іонами аргону відбувається іонне розпилення матеріалу поверхні катоду під
аркою. При незмінній геометрії катоду МРС, продуктивність розпилення ре-
гулюється величиною густини розрядного струму, що приводить до пере-
гріву катоду МРС. При цьому виникає необхідність примусового охолоджен-
ня катоду проточною водою. З огляду на можливість застосування магне-
тронного розряду в рушійній системі, його привабливою особливістю мож-
ливо вважати продуктивну здатність до розпилення металу з іонізацією розп-
илених атомів.
Ефективним генератором металевих іонів в МРС являється імпульсний
високопотужний режим розпилення (HIPIMS) [14]. Такий режим МРС харак-
теризується високопотужними уніполярними розрядними імпульсами з висо-
кою густиною струму, низькою частотою повторення імпульсів і низьким
робочим циклом розрядного процесу. Суттєвим недоліком режиму HIPIMS є
необхідність застосування технологічного плазмоутворюючого газу. Для
розширення застосування режиму HIPIMS в технології нанесення покриттів
були розроблені технічні рішення, спрямовані на часткове усунення залеж-
ності від газу.
Дослідження механізму виникнення та підтримання розрядних імпульсів
в HIPIMS свідчать, що технологічний газ необхідний тільки в фазі ініціюван-
ня розрядного імпульсу. Ініціювання відбувається електронами газового роз-
ряду. На відміну від дугового розряду, в імпульсному магнетронному розряді
іонізується майже весь розпилений матеріал. Після виникнення розрядного
імпульсу, при достатній густині розрядного струму, в розряді забезпечується
висока (вище 90 %) іонізація розпилених атомів. Металеві іони розряду
підсилюють (або навіть заміщують) процес іонного розпилення. В такому
разі реалізується режим «саморозпилення» [14]. Повідомляється, що в
56
HIPIMS реєструється можливість послідовного ініціювання розрядних ім-
пульсів. При цьому, кожний попередній розрядний імпульс ініціює виник-
нення наступного розрядного імпульсу. Така особливість режиму HIPIMS
надзвичайно перспективна для використання в пристрої для створення тяги.
Реалізація можливості самопідтримання безгазового режиму стримується
необхідністю технологічного газу для стартового ініціювання розрядного
режиму HIPIMS.
В режимі HIPIMS піковий струм в розрядних імпульсах значно переви-
щує середнє значення струму в розряді. Типовий імпульсний режим техно-
логічного процесу розпилення використовує імпульси із високою піковою
густиною потужності до 3 кВт/см2. Середня густина потужності імпульсно-
го розряду в МРС може бути на два порядки менша за пікову. Тривалість
розрядних імпульсів становить від 50 мкс до 200 мкс (що дорівнює приблиз-
но 1 % часу одного розрядного циклу). Вимкнення розряду відбувається за
час приблизно 0,02 с. Частота розрядних імпульсів становить до 500 Гц. Ім-
пульс розрядної напруги може бути до 1,5 кВ. Розряд великої потужності в
режимі саморозпилення, що виникає після газового ініціювання, може
існувати як чисто металевий розряд (розряд на парах металу). Таким чином,
в технологічних застосуваннях МРС існує потреба тільки в незначній кіль-
кості технологічного газу в період ініціювання розряду.
Для створення ЕРД на основі магнетронного розряду необхідно було по-
долати такі вади магнетронного режиму HIPIMS:
1) для створення декларованої безгазової рушійної системи, викори-
стання навіть мінімальної кількості газу є принципово неприйнятним;
2) оскільки енергія розпилених і іонізованих в МРС атомів металу не
перевищує теплову, що недостатньо для створення відчутного тягового
зусилля, необхідно було вирішити проблему доприскорення металевих іонів,
згенерованих магнетронним розрядом.
Безгазовий процес магнетронного розпилення. Ідея безгазового розп-
илення в МРС належить Андерсу [15]. Із лабораторної практики відомо, що
для первинного ініціювання стаціонарного тліючого розряду іноді достатньо
одиночного іскрового розряду. В такому разі, іскровий розряд виконує роль
джерела електронів. Таким джерелом електронів може бути і будь-яке інше
джерело плазми, наприклад, дуговий розряд, розряд в порожнистому катоді
або навіть джерело електронів у вигляді розжареної спіралі.
В нашій роботі [16] був виявлений ефект зниження робочого тиску тех-
нологічного аргону в вакуумній камері під час спільної роботи МРС і плаз-
мового джерела електронів. В експерименті був використаний плазмовий ка-
тод-компенсатор від ЕРД типу СПД. При працюючому джерелі електронів,
зниження тиску аргону в вакуумній камері до 1,5×10-4 Торр не приводило до
зниження розрядного струму в МРС. Ефект слабко залежав від взаємного
розташування МРС і джерела електронів. Було встановлено, що причиною
виявленого ефекту була інжекція електронів з плазмового катоду в магне-
тронний розряд. В результаті виникло припущення, що такий ефект можливо
використати для ініціації і підтримання повністю безгазового магнетронного
розряду. Можливість підтримання безгазового режиму магнетронного розря-
ду відкриває перспективи створення ЕРД на основі МРС для роботи при
низькому тиску оточуючого газового середовища (в верхній атмосфері
Землі).
57
Створення можливості підтримання безгазового магнетронного розряду
інжекцією електронів відкриває привабливу можливість використання маг-
нетронного розряду в ЕРД на металевому паливі.
В технологічних застосуваннях HIPIMS, для регулювання енергії іонного
потоку, на підкладку подається негативне електричне зміщення. При необ-
хідності обробки діелектричних поверхонь такий спосіб регулювання енергії
іонів виявляється неможливим. Для позбавлення від технологічного газу і
для підвищення енергетичних характеристик потоку розпиленого матеріалу,
розрядну систему HIPIMS було модифіковано.
В режимі BP HiPIMS [17] були створені умови, при яких в магнетронно-
му плазмовому пристрої після кожного розпилювального імпульсу розряду
слідує імпульс, що прискорює металеві іони. Після завершення розпилю-
вального розрядного імпульсу наступає фаза деіонізації розрядної плазми
(період так званого «післясвічення» [18], що не відбувається миттєво), в цей
час на підкладку (на поверхню, що піддається плазмовій обробці), подається
довгий (декілька сотен мкс) негативний імпульс, що прискорює іони до
підкладки. Такий спосіб вилучення і доприскорення металевих іонів прий-
нятний тільки при існуванні можливості подачі на підкладку електричного
потенціалу.
В разі діелектричної підкладки або при необхідності створення потоку
іонів необмеженого підкладкою, застосовують модернізовану схему живлен-
ня розряду – BP AC HIPIMS (A – «анод допоміжний» плюс С – соіl (соле-
ноід). Для здійснення такої схеми доприскорення іонів, на віддаленні від ка-
тоду МРС (на відстані не менше діаметра катоду МРС) встановлюється до-
поміжний анод. Над допоміжним анодом встановлюється соленоідальна
котушка, що формує конфігурацію магнітного поля типу «магнітного сопла».
Під час прискорювального імпульсу в плазмі в порожнині соленоїду відбу-
вається перебудова конфігурації об’ємного заряду плазми і утворюється
«подвійний шар». Прискорення відбувається в подвійному шарі плазми.
Експериментально було встановлено, що в такій конфігурації електродів
енергія прискорених іонів відповідає приблизно 55 % потенціалу приско-
рювального імпульсу. На цей час фізика розглянутих варіантів доприскорен-
ня ще не з’ясована достеменно, але отримані результати відповідають бажан-
ню створення прискореного потоку плазми і знайшли застосування в прак-
тичній діяльності.
Розроблення і попередні дослідження ЕРД «гібридного» типу. Розгля-
нуті вище фізичні ефекти і технічні рішення для їх практичного застосування
були нами використані при створені експериментального плазмового при-
строю – прототипу ЕРД. Відмітною ознакою такого плазмового пристрою
була можливість генерації спрямованого, необмеженого перешкодою, потоку
металевої плазми. Передбачалось, що такий пристрій може знайти застосу-
вання в технології поверхневої обробки виробів із діелектричних матеріалів
або прототипом ЕРД на металевому паливі. ЕРД такого типу може вважати-
ся альтернативою АВЕР для компенсації атмосферного гальмування КА на
VLEO.
Розроблена експериментальна модель плазмового пристрою використо-
вувалась для перевірки працездатності і оцінки можливості практичного за-
стосування розглянутих вище технічних рішень. Головна ідея нової концепції
електричної рушійної установки полягає у відмові від газового палива і його
58
заміні на конденсоване робоче тіло. Розроблена концепція ЕРД є альтерна-
тивою прийнятій на цей час газової концепції RAM. Як відомо, ЕРД типу
АВЕР є принципово газовою рушійною системою. Переваги використання
металевого палива полягають у такому: у відмові від важкої і габаритної
підсистеми збереження і подачі газового палива; у відмові від використання
плазмового катоду-компенсатору в ЕРД; виключає використання в ЕРД
хімічно активного газу (атомарного кисню); призводить до отримання енер-
гетичних переваг за рахунок використання палива з кращими показниками
іонізації; дозволяє застосовувати ефективні безелектродні схеми доприско-
рення іонів.
Принциповою відмінною рисою розробленої плазмової рушійної системи
є одночасне використання двох різних типів розрядів – вакуумно-дугового і
магнетронного. Гібридний характер конструкції ЕРД передбачає можливість
використання двох різних режимів створення тяги. Така можливість допускає
прецизійне регулювання величини тяги ЕРД. Так вакуумно-дугова підсисте-
ма для інжекції електронів може використовуватись самостійно для створен-
ня мікротяги. Імпульсно-періодичний режим роботи гібридної рушійної си-
стеми забезпечує дросельований режим керування тягою.
Конструктивною основою моделі «гібридного» плазмового пристрою є
магнітна система. Магнітна система містить три концентричні магнітні по-
люси. На рис. 3 зображено: 1 – джерело магнітної iндукції – кільцевий магніт
Nd-Fe-B ; 2 – анод магнетронного розряду; 3 – зовнішній магнітний полюс; 4
– катод магнетронного розряду; 5 – середній магнітний полюс, він же катод
дугового розряду; 6 – центральний магнітний полюс. В моделі використо-
вувався мідний катод магнетронного розряду.
Попередні експерименти по підтвердженю працездатності (валідації) ро-
зробленої плазмової системи відбувались в вакуумній камері, що відкачува-
лась до тиску приблизно (8 – 9) × 10-5 Торр і після відкачування наповнюва-
лась азотом до тиску не більше 2×10-4 Торр. Такий вибір величини тиску був
пов’язаний з імітацією газових умов на висоті VLEO. На цій висоті перед-
бачається експлуатація ЕРД «гібридного» типу. На висотах, в діапазоні від
200 км до 300 км, тиск залишкової атмосфери становить близько 10-4 Торр.
Живлення вакуумно-дугового розряду здійснювалось від стандартної си-
стеми живлення дугового розряду установки «Булат». Магнетронний розряд
живився від регульованого джерела постійного струму або від саморобного
джерела імпульсно-періодичного типу. Докладний опис цих джерел і розряд-
ні характеристики магнетронного розряду представлені в наших статтях [19,
20]. Для послідовного запалення тригерного, вакуумно-дугового і магнетрон-
ного розрядів передбачалось використання електронного комутатора. В по-
передніх випробуваннях концептуальної моделі плазмового пристрою кому-
татор не використовувався. Комутація здійснювалась вручну. Для запобіган-
ня перегріву, катод магнетронного розряду мав водяне охолодження. До-
кладні дослідження робочих режимів плазмового пристрою плануються з
використанням системи вимірювання тягового зусилля, яка створюється.
59
Рис. 3 – Концептуальна модель ЕРД «гібридного» типу
Одноімпульсний режим роботи експериментального плазмового при-
строю включав послідовне виконання таких комутацій розрядних ланцюгів.
На електроди дугового розряду 5 – 7 подавалась постійна напруга (80 –
100) В від розрядного джерела ВД-306. На початку розрядного циклу відбу-
валось «запалення» (ініціювання) вакуумно-дугового розряду. Для запалення
ВДР на електроди 8 – «тригер» і 7 – «анод» ВДР подавалась коротка серія
високовольтних імпульсів від блоку запалення розряду. Запалення вакуумно-
дугового розряду відбувалось у разі виникнення електричного пробою в ма-
лому міжелектродному проміжку між тригером і анодам дугового розряду.
У відповідності до умов Пашена [21], виникнення іскрового розряду за-
лежить від густини і складу оточуючого газового середовища і від величини
міжелектродного зазору. За довідковими даними, для виникнення іскрового
пробою міжелектродного зазору величиною 1 мм при тиску азоту 10-4 Торр
на висоті 250 км необхідна пробійна напруга становить близько 1000 В. Тиск
азоту в вакуумній камері вибирався приблизно рівним атмосферному тиску
на висоті орбіти VLEO (250 км).
В результаті іскрового пробою запалювався вакуумно-дуговий розряд.
Одночасно з запаленням дугового розряду на катод магнетронного розряду
подавався короткий негативний імпульс магнетронного розряду. Електронна
складова ВДР розповсюджувалась вздовж силових ліній магнітного поля в
область магнетронного розряду. Інжекція електронів ініціювала запалення
магнетронного розряду. Дуговий розряд вимикався. Завдяки використанню
мідного катоду, факт виникнення і існування інтенсивного магнетронного
розряду реєструвався візуально. Візуальна реєстрація відбувалась по харак-
терному для міді зеленуватому кольору магнетронного розряду. Розряд в ат-
мосфері азоту мав інший (рожевий) колір. На рис. 4, а) представлений вигляд
плазми в режимі магнетронного розпилення. На рис 4. б) представлений ви-
гляд плазми в режимі прискорення іонів. Видно, що в режимі прискорення
форма потоку плазми має вигляд спрямованого потоку. Для вилучення мета-
левих іонів з магнетронного розряду і для аналізу енергетичного спектру
прискорених іонів використовувався метод «затримуючого потенціалу». Кон-
60
струкцію саморобного енергоаналізатора і результати аналізу прискорених
іонів «по енергіям» приведено в нашій статті [20].
а) б)
а) – режим розпилення; б) – режим прискорення
Рис. 4 – Вигляд потоку плазми в моделі «гібридного» плазмового пристрою
Програма досліджень, які виконувались на даному етапі роботи, характе-
ризувалась як «попередні дослідження концептуальної моделі пристрою». На
цьому етапі роботи експериментально перевірялась ефективність технічних
рішень і здійсненність основних положень прийнятої концепції пристрою для
безгазового прискорення металевої плазми. Була підтверджена працездат-
ність безгазового способу отримання спрямованого потоку металевої плазми.
Підтверджена перспективність використання розробленого технічного
рішення для створення рушійного пристрою для компенсації аеродинамічно-
го гальмування КА за новою концепцією, що альтернативна газовій концепції
RAM-ABER.
1. Crisp N. H., Roberts P. E., Livadiotti S. The benefits of very low earth orbit for earth observation missions.
Progress in Aerospace. 2020. V. 117. Art. 100169. https://doi.org/10.1016/j.paerosci.2020.100619
2. State-of-the-Art Small Spacecraft Technology, NASA/TP−20260003140. URL: https://www.nasa.gov
2026/05soa-2026. (Last accessed on February 18, 2026).
3. Peng Zheng, Jianjun Wu, Yu Zhang. A comprehensive review of atmosphere breathing electric propulsion. International
Journal of Aerospace Engineering. 2020. Art. 8811847. 21 pages. https://doi.org/10.1155/2020/8811847
4. Hsu Andrea, Dragnea Horatiu, Schilling John 2223. Small Satellite Propulsion Technologies. Compendium The
Aerospace Corporation, DISTRO A, Version 1.41. DISTRO A: Approved for public release. OTR-2024-00338. URL:
https://aerospace.org/sites/default/files/2024-
02/20231218%20Small%20Satellite%20Propulsion%20Survey_DISTRO_A.pdf (Last accessed on February 18, 2026).
5. Goebel D. M., Katz I., Mikellides I. G. Fundamentals of Electric Propulsion: Ion and Hall Thrusters. Jet
Propulsion Lab. California Institute of Technology. March 2008. 486 pp. URL:
https://descanso.jpl.nasa.gov/SciTechBook/series1/Goebel__cmprsd_opt.pdf (Last accessed on February 18,
2026).https://doi.org/10.1002/9780470436448
6. Navarro-Cavalle J., Wijnen M., Fajardo P., Ahedo E. Development and characterization of the helicon plasma
thruster prototype HPT05M. 36th International Electric Propulsion Conference. Vienna. Austria. September
15-20, 2019. URL: https://ep2.uc3m.es/assets/docs/pubs/conference_proceedings/nava19.pdf (Last accessed on
February 18, 2026).
7. Giannetti V., Ferrato E., Andreussi T. On the critical parameters for feasibility and advantage of air-breathing electric
propulsion systems. Acta Astronautica. 2024. V. 220. P. 345–355. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2024.04.042
8. Reinhard P., Neumann C. Centre-Triggered Pulsed Cathodic Arc Spacecraft Propulsion. URL:
http://hdl.handle.net/2123/13810 (Last accessed on February 18, 2026).
9. Аксенов И. И., Андреев и др. Вакуумная дуга: источники плазмы, осаждение покрытий, поверхностное
модифицирование. Киев: Наукова думка, 2012. 727 с.
10. Месяц Г. А. Эктон – лавина электронов из металла. УФН. 1995. Т. 165, № 6. С. 567–590.
https://doi.org/10.3367/UFNr.0165.199506a.0601
https://doi.org/10.1016/j.paerosci.2020.100619
https://doi.org/10.1155/2020/8811847
https://doi.org/10.1002/9780470436448
https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2024.04.042
http://hdl.handle.net/2123/13810
https://doi.org/10.3367/UFNr.0165.199506a.0601
61
11. Duppada Guru Sankar, Taploo Anmol, Soni Vikas, Karp Adam, Spinelli Jake, Keidar Michael. Side feeding
mechanism for micro cathode arc thruster. Journal of Electric Propulsion. 2025. V. 4. Art. 16
https://doi.org/10.2514/6.2025-2385
12. Merino M. Ahedo E. Magnetic nozzles for space plasma thrusters. Encyclopedia of Plasma Technology. 2016.
URL: https://www.taylorfrancis.com/books/e/9781351204958/chapters/10.10 (Last accessed on February 18,
2026).
13. Кузьмичев А. И. Магнетронные распылительные системы. Киев, Аверс, 2008, 244 с.
14. Anders André High Power Impulse Magnetron Sputtering: A journey from early research, Encyclopedia of
Plasma Technology - Two Volume Set, eBook ISBN9781351204958 Guðmundsson J. T. аt al AVS Seminar -
Plasma Applications Group Santa Clara, CA. 2011. May 12. URL: https://nccavs-usergroups.avs.org/wp-
content/uploads/PAG2011/2011_5anders.pdf (Last accessed on February 18, 2026).
15. Anders Andre, Andersson J. Gasless sputtering: Opportunities for ultraclean metallization, coatings in space,
and propulsion. Appl. Phys. Lett. 2008. V. 92. Art. 221503. https://doi.org/10.1063/1.2938414
16. Гришкевич А. Д., Хитько А. В. Использование плазменного Источника электронов в магнетронной
системе ионного распыления. Проблемы высокотемпературной техники. 2011. С. 42–45.
17. Tiron V., Velicu I-L. Understanding the ion acceleration mechanism in bipolar HiPIMS: the role of the double
Layer structure developed in the after-glow plasma. Plasma Sources Science and Technology. 2020. V. 29.
No. 1. Art. 015003. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ab6156
18. Avino F. at al. After-glow dynamics of plasma potential in bipolar HiPIMS discharges. Plasma Sources Sci.
Technol. 2021. V. 30. Art. 115015. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ac2aed
19. Yang Luo, Mingyue Han, Duoduo Li, Ling Tang et al. Plasma potential and ion energy characteristics in BP-
HiPIMS discharge with double layer. Plasma Sources Science and Technology. 2024. V. 33. Art. 105007.
https://doi.org/10.1088/1361-6595/ad52bf
20. Гришкевич А. Д., Гринюк С. И. Магнетронное формирование и применение интенсивных потоков газоме-
таллической плазмы. Техническая механика. 2019. № 2. С. 102–113. https://doi.org/10.15407/itm2019.02.102
21. Гришкевич А. Д., Гринюк С. И. Разработка и исследование макета источника питания сильното-
чного импульсного магнетронного разряда. Техническая механика. 2019. № 4. С. 137–147.
https://doi.org/10.15407/itm2019.04.137
22. Райзер Ю. П. Основы современной физики газорозрядных процессов. М.: Наука, 1980. 415 c.
Стаття надійшла до редакції 24.03.2026;
прийнято до друку після рецензування 29.06.2026;
дата публікації 02.07.2026.
https://doi.org/10.2514/6.2025-2385
https://www.taylorfrancis.com/books/e/9781351204958/chapters/10.10
https://doi.org/10.1063/1.2938414
https://doi.org/10.1088/1361-6595/ab6156
https://doi.org/10.1088/1361-6595/ac2aed
https://doi.org/10.1088/1361-6595/ad52bf
https://doi.org/10.15407/itm2019.02.102
https://doi.org/10.15407/itm2019.04.137
|
| id | oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-190 |
| institution | Technical Mechanics |
| keywords_txt_mv | keywords |
| language | Ukrainian |
| last_indexed | 2026-07-11T01:00:24Z |
| publishDate | 2026 |
| publisher | текст 3 |
| record_format | ojs |
| resource_txt_mv | journal-itmdpua/93/e4b1535d90584bf27bf309d8171c7093.pdf |
| spelling | oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-1902026-07-10T19:51:55Z ELECTROJET THRUSTER TO BALANCE AN AERODYNAMIC DRAG ON A SMALL SPACECRAFT IN A VERY LOW EARTH ORBIT ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ GRYSHKEVYCH, O. D. наднизька орбіта, повітряно-прямоточний електрореактивний двигун, стаціонарний плазмовий двигун, геліконний плазмовий двигун, вакуумно-дуговий розряд, магнетронний розряд, плазмове джерело електронів, саморозпилення, безгазове розпилення, VLEO, АВЕР, HIPIMS, BP HIPIMS. very low orbit, air-breathing electojet thruster, stationary plasma thruster, helicon plasma thruster, vacuum arc discharge, magnetron discharge, plasma source of electrons, self-sputtering, gasless sputtering, VLEO, АВЕР, HIPIMS, BP HIPIMS. DOI: https://doi.org/10.15407/itm2026.02.049 The goal of this paper is to study the feasibility of an electrojet thruster for a long-term operation in a very low Earth orbit. The paper presents the advantages of very low orbits and substantiates the importance of their exploitation. The main obstacle to their use is a gas-dynamic drag on a spacecraft in the Earth‘s upper atmosphere. At present, the dominant concept of its balancing is to employ an electrojet thruster that uses the surrounding gas to produce a balancing thrust. In developing a thrust system of this type, the principal task is to design a device for collecting a sufficient gas amount from the surrounding atmosphere. However, in the course of development it turned out that the properties of the upper atmosphere components do not allow one to produce a thrust sufficient for atmospheric drag balancing. The existing gas collection systems proved to be incapable of providing the required gas accumulation rate. The paper proposes an alternative concept of an electrojet thruster for atmospheric drag balancing, which is based on the author’s experience in the development of plasma devices for the deposition of functional metal coatings. The paper analyzes the possibility of replacing a propellant gas for an electrojet thruster with a condensed working medium: a metal. For this purpose, the concept of a hybrid electrojet thuster is developed. The concept is based on combining a vacuum arc discharge and a magnetron discharge in a single plasma device. A pulsed vacuum arc discharge serves as an electron source to initiate and maintain a gasless magnetron self-sputtering discharge. In this case, the arc device can produce a microthrust. The main thrust is produced in the magnetron device by metal sputtering, ionization, and ion acceleration. In the joint operation of both discharges, the magnetron discharge implements a gasless magnetron self-sputtering mode, which is similar to the BP HiPIMS bipolar high-current pulsed magnetron sputtering mode. A conceptual plasma device model is developed to verify the feasibility of a hybrid electrojet thruster. The preliminary results confirm the operability of the plasma device arrangement and the feasibility of a gasless thrust system as an alternative to the existing concept. REFERENCES 1. Crisp N. H., Roberts P. E., Livadiotti S. The benefits of very low earth orbit for earth observation missions. Progress in Aerospace. 2020. V. 117. Art. 100169. https://doi.org/10.1016/j.paerosci.2020.100619 2. State-of-the-Art Small Spacecraft Technology, NASA/TP−20260003140. URL: https://www.nasa.gov 2026/05soa-2026. (Last accessed on February 18, 2026). 3. Peng Zheng, Jianjun Wu, Yu Zhang. A comprehensive review of atmosphere breathing electric propulsion. International Journal of Aerospace Engineering. 2020. Art. 8811847. 21 pages.https://doi.org/10.1155/2020/8811847 4. Hsu Andrea, Dragnea Horatiu, Schilling John 2223. Small Satellite Propulsion Technologies. Compendium The Aerospace Corporation, DISTRO A, Version 1.41. DISTRO A: Approved for public release. OTR-2024-00338. URL: https://aerospace.org/sites/default/files/2024-02/20231218%20Small%20Satellite%20Propulsion%20Survey_DISTRO_A.pdf (Last accessed on February 18, 2026). 5. Goebel D. M., Katz I., Mikellides I. G. Fundamentals of Electric Propulsion: Ion and Hall Thrusters. Jet Propulsion Lab. California Institute of Technology. March 2008. 486 pp. URL: https://descanso.jpl.nasa.gov/SciTechBook/series1/Goebel__cmprsd_opt.pdf (Last accessed on February 18, 2026).https://doi.org/10.1002/9780470436448 6. Navarro-Cavalle J., Wijnen M., Fajardo P. Ahedo E.. Development and characterization of the helicon plasma thruster prototype HPT05M. 36th International Electric Propulsion Conference. Vienna. Austria. September 15-20, 2019. URL: https://ep2.uc3m.es/assets/docs/pubs/conference_proceedings/nava19.pdf (Last accessed on February 18, 2026). 7. Giannetti V., Ferrato E., Andreussi T. On the critical parameters for feasibility and advantage of air-breathing electric propulsion systems. Acta Astronautica. 2024. V. 220. P. 345-355. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2024.04.042 8. Reinhard P., Neumann C. Centre-Triggered Pulsed Cathodic Arc Spacecraft Propulsion. URL:http://hdl.handle.net/2123/13810 (Last accessed on February 18, 2026). 9. Aksenov I. I. et al. Vacuum Arc: Plasma Sources, Coating Deposition, and Surface Modification. Kyiv: Naukova Dumka, 2012. 727 pp. (In Russian). 10. Mesyats G. A. Ecton or electron avalanche from metal. Physics-Uspekhi. 1995. V. 38. No. 6. Pp. 567- 590.https://doi.org/10.3367/UFNr.0165.199506a.0601 11. Duppada Guru Sankar, Taploo Anmol, Soni Vikas, Karp Adam, Spinelli Jake, Keidar Michael. Side feeding mechanism for micro cathode arc thruster. Journal of Electric Propulsion. 2025. V. 4. Art. 16 (2025).https://doi.org/10.2514/6.2025-2385 12. Merino M. Ahedo E. Magnetic nozzles for space plasma thrusters. Encyclopedia of Plasma Technology. 2016. URL: https://www.taylorfrancis.com/books/e/9781351204958/chapters/10.10 (Last accessed on February 18, 2026). 13. Kuzmichev A. I. Magnetron Sputtering Systems. Kyiv: Avers, 2008, 244 pp. (In Russian). 14. Anders André High Power Impulse Magnetron Sputtering: A journey from early research, Encyclopedia of Plasma Technology - Two Volume Set, eBook ISBN9781351204958 Guðmundsson J. T. аt al AVS Seminar - Plasma Applications Group Santa Clara, CA. 2011. May 12. URL: https://nccavs-usergroups.avs.org/wp-content/uploads/PAG2011/2011_5anders.pdf (Last accessed on February 18, 2026). 15. Anders Andre, Andersson J. Gasless sputtering: Opportunities for ultraclean metallization, coatings in space, and propulsion. Appl. Phys. Lett. 2008. V. 92. Art. 221503.https://doi.org/10.1063/1.2938414 16. Gryshkevych A. D., Khitko A. V. Using a plasma electron source in a magnetron ion sputtering system. Problems in High-Temperature Engineering. 2011. Pp. 42-45. (In Russian). 17. Tiron V., Velicu I-L. Understanding the ion acceleration mechanism in bipolar HiPIMS: the role of the double Layer structure developed in the after-glow plasma. Plasma Sources Science and Technology. 2020. V. 29. No. 1. Art. 015003. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ab6156 18. Avino F. at al. After-glow dynamics of plasma potential in bipolar HiPIMS discharges. Plasma Sources Sci. Technol. 2021. V. 30. Art. 115015. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ac2aed 19. Yang Luo, Mingyue Han, Duoduo Li, Ling Tang et al. Plasma potential and ion energy characteristics in BP-HiPIMS discharge with double layer. Plasma Sources Science and Technology. 2024. V. 33. Art. 105007. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ad52bf 20. Gryshkevych O. D., Hryniuk S. I. Magnetron formation and use of intensive gas-metal plasma flows. Teh. Meh. 2019. No. 2. Pp. 102-113. (In Russian). https://doi.org/10.15407/itm2019.02.102 21. Gryshkevych O. D., Hryniuk S. I. Development and study of a prototype low-frequency power source for a high-current pulsed magnetron discharge. Teh. Meh. 2019. No. 4. Pp. 137-147. (In Russian).https://doi.org/10.15407/itm2019.04.137 22. . Raizer Yu. P. Fundamentals of the Modern Physics of Gas-Discharge Processes. Moscow: Nauka, 1980. 415 pp. (In Russian). DOI: https://doi.org/10.15407/itm2026.02.049 Метою даної роботи є дослідження можливості створення електрореактивного двигуна (ЕPД), призначеного для тривалої експлуатації на наднизькій орбіті Землі. В роботі відзначаються переваги використання наднизьких орбіт і обгрунтовується актуальність їх освоєння. Наголошується, що основною перешкодою для освоєння цих орбіт є газодинамічне гальмування космічного апарата в верхній атмосфері Землі. На цей час панівною концепцією способу компенсації атмосферного гальмування космічного апарата є використання ЕРД, що використовує газ, який оточує апарат на орбіті, для створення компенсуючої тяги. При створенні двигунної установки такого типу головною задачею є створення пристрою для збору з оточуючої атмосфери достатньої кількості газового палива. При розробці виявилось, що властивості компонентів верхньої атмосфери не відповідають всім вимогам ефективного вироблення тяги, достатньої для компенсації атмосферного гальмування. Системи збору газу, які створені на цей час, виявились не спроможними до накопичення газового палива з необхідною швидкістю. В даній роботі пропонується альтернативна концепція ЕРД для компенсації атмосферного гальмування, що базується на досвіді розроблення технологічних плазмових пристроїв для нанесення функціональних металевих покриттів. В роботі розглядається можливість заміни газового палива для ЕРД на конденсоване робоче тіло ̶ метал. З цією метою розроблялась концепція ЕРД «гібридного» типу. Концепція базується на поєднанні вакуумно-дугового і магнетронного розрядів в спільній конструкції плазмового пристрою. Імпульсний вакуумно-дуговий розряд використовується як джерело електронів для ініціювання і підтримання безгазового магнетронного саморозпилювального розряду. При цьому зберігається можливість створення мікротяги дуговим пристроєм. Основна тяга виробляється в магнетронному пристрої при розпиленні, іонізації і прискоренні іонів металу. При спільній роботі обох розрядів, в магнетронному розряді реалізується безгазовий магнетронний режим саморозпилення, аналогічний режиму біполярного потужнострумового імпульсного магнетронного розпилювання BP HiPIMS. Для верифікації можливості створення ЕРД «гібридного» типу була розроблена концептуальна модель плазмового пристрою. Отримані попередні результати, що підтверджують працездатність конструктивної схеми плазмового пристрою і перспективність створення безгазової двигунної системи, альтернативної існуючій на цей час концепції. ПОСИЛАННЯ 1. Crisp N. H., Roberts P. E., Livadiotti S. The benefits of very low earth orbit for earth observation missions. Progress in Aerospace. 2020. V. 117. Art. 100169. https://doi.org/10.1016/j.paerosci.2020.100619 2. State-of-the-Art Small Spacecraft Technology, NASA/TP−20260003140. URL: https://www.nasa.gov 2026/05soa-2026. (Last accessed on February 18, 2026). 3. Peng Zheng, Jianjun Wu, Yu Zhang. A comprehensive review of atmosphere breathing electric propulsion. International Journal of Aerospace Engineering. 2020. Art. 8811847. 21 pages. https://doi.org/10.1155/2020/8811847 4. Hsu Andrea, Dragnea Horatiu, Schilling John 2223. Small Satellite Propulsion Technologies. Compendium The Aerospace Corporation, DISTRO A, Version 1.41. DISTRO A: Approved for public release. OTR-2024-00338. URL: https://aerospace.org/sites/default/files/2024-02/20231218%20Small%20Satellite%20Propulsion%20Survey_DISTRO_A.pdf (Last accessed on February 18, 2026). 5. Goebel D. M., Katz I., Mikellides I. G. Fundamentals of Electric Propulsion: Ion and Hall Thrusters. Jet Propulsion Lab. California Institute of Technology. March 2008. 486 pp. URL: https://descanso.jpl.nasa.gov/SciTechBook/series1/Goebel__cmprsd_opt.pdf (Last accessed on February 18, 2026).https://doi.org/10.1002/9780470436448 6. Navarro-Cavalle J., Wijnen M., Fajardo P., Ahedo E. Development and characterization of the helicon plasma thruster prototype HPT05M. 36th International Electric Propulsion Conference. Vienna. Austria. September 15-20, 2019. URL: https://ep2.uc3m.es/assets/docs/pubs/conference_proceedings/nava19.pdf (Last accessed on February 18, 2026). 7. Giannetti V., Ferrato E., Andreussi T. On the critical parameters for feasibility and advantage of air-breathing electric propulsion systems. Acta Astronautica. 2024. V. 220. P. 345–355. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2024.04.042 8. Reinhard P., Neumann C. Centre-Triggered Pulsed Cathodic Arc Spacecraft Propulsion. URL: http://hdl.handle.net/2123/13810 (Last accessed on February 18, 2026). 9. Аксенов И. И., Андреев и др. Вакуумная дуга: источники плазмы, осаждение покрытий, поверхностное модифицирование. Киев: Наукова думка, 2012. 727 с. 10. Месяц Г. А. Эктон – лавина электронов из металла. УФН. 1995. Т. 165, № 6. С. 567–590. https://doi.org/10.3367/UFNr.0165.199506a.0601 11. Duppada Guru Sankar, Taploo Anmol, Soni Vikas, Karp Adam, Spinelli Jake, Keidar Michael. Side feeding mechanism for micro cathode arc thruster. Journal of Electric Propulsion. 2025. V. 4. Art. 16 https://doi.org/10.2514/6.2025-2385 12. Merino M. Ahedo E. Magnetic nozzles for space plasma thrusters. Encyclopedia of Plasma Technology. 2016. URL: https://www.taylorfrancis.com/books/e/9781351204958/chapters/10.10 (Last accessed on February 18, 2026). 13. Кузьмичев А. И. Магнетронные распылительные системы. Киев, Аверс, 2008, 244 с. 14. Anders André High Power Impulse Magnetron Sputtering: A journey from early research, Encyclopedia of Plasma Technology - Two Volume Set, eBook ISBN9781351204958 Guðmundsson J. T. аt al AVS Seminar - Plasma Applications Group Santa Clara, CA. 2011. May 12. URL: https://nccavs-usergroups.avs.org/wp-content/uploads/PAG2011/2011_5anders.pdf (Last accessed on February 18, 2026). 15. Anders Andre, Andersson J. Gasless sputtering: Opportunities for ultraclean metallization, coatings in space, and propulsion. Appl. Phys. Lett. 2008. V. 92. Art. 221503. https://doi.org/10.1063/1.2938414 16. Гришкевич А. Д., Хитько А. В. Использование плазменного Источника электронов в магнетронной системе ионного распыления. Проблемы высокотемпературной техники. 2011. С. 42–45. 17. Tiron V., Velicu I-L. Understanding the ion acceleration mechanism in bipolar HiPIMS: the role of the double Layer structure developed in the after-glow plasma. Plasma Sources Science and Technology. 2020. V. 29. No. 1. Art. 015003. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ab6156 18. Avino F. at al. After-glow dynamics of plasma potential in bipolar HiPIMS discharges. Plasma Sources Sci. Technol. 2021. V. 30. Art. 115015. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ac2aed 19. Yang Luo, Mingyue Han, Duoduo Li, Ling Tang et al. Plasma potential and ion energy characteristics in BP-HiPIMS discharge with double layer. Plasma Sources Science and Technology. 2024. V. 33. Art. 105007. https://doi.org/10.1088/1361-6595/ad52bf 20. Гришкевич А. Д., Гринюк С. И. Магнетронное формирование и применение интенсивных потоков газометаллической плазмы. Техническая механика. 2019. № 2. С. 102–113. https://doi.org/10.15407/itm2019.02.102 21. Гришкевич А. Д., Гринюк С. И. Разработка и исследование макета источника питания сильноточного импульсного магнетронного разряда. Техническая механика. 2019. № 4. С. 137–147. https://doi.org/10.15407/itm2019.04.137 22. Райзер Ю. П. Основы современной физики газорозрядных процессов. М.: Наука, 1980. 415 c. текст 3 2026-07-02 Article Article application/pdf https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/190 Technical Mechanics; No. 2 (2026): Technical Mechanics; 49-61 Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины; № 2 (2026): Technical Mechanics; 49-61 ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; № 2 (2026): ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; 49-61 uk https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/190/85 Copyright (c) 2026 Technical Mechanics |
| spellingShingle | наднизька орбіта повітряно-прямоточний електрореактивний двигун стаціонарний плазмовий двигун геліконний плазмовий двигун вакуумно-дуговий розряд магнетронний розряд плазмове джерело електронів саморозпилення безгазове розпилення VLEO АВЕР HIPIMS BP HIPIMS. GRYSHKEVYCH, O. D. ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ |
| title | ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ |
| title_alt | ELECTROJET THRUSTER TO BALANCE AN AERODYNAMIC DRAG ON A SMALL SPACECRAFT IN A VERY LOW EARTH ORBIT |
| title_full | ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ |
| title_fullStr | ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ |
| title_full_unstemmed | ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ |
| title_short | ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН ДЛЯ КОМПЕНСАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНОГО ГАЛЬМУВАННЯ МАЛОГО КОСМІЧНОГО АПАРАТА НА НАДНИЗЬКІЙ ОРБІТІ |
| title_sort | електрореактивний двигун для компенсації аеродинамічного гальмування малого космічного апарата на наднизькій орбіті |
| topic | наднизька орбіта повітряно-прямоточний електрореактивний двигун стаціонарний плазмовий двигун геліконний плазмовий двигун вакуумно-дуговий розряд магнетронний розряд плазмове джерело електронів саморозпилення безгазове розпилення VLEO АВЕР HIPIMS BP HIPIMS. |
| topic_facet | наднизька орбіта повітряно-прямоточний електрореактивний двигун стаціонарний плазмовий двигун геліконний плазмовий двигун вакуумно-дуговий розряд магнетронний розряд плазмове джерело електронів саморозпилення безгазове розпилення VLEO АВЕР HIPIMS BP HIPIMS. very low orbit air-breathing electojet thruster stationary plasma thruster helicon plasma thruster vacuum arc discharge magnetron discharge plasma source of electrons self-sputtering gasless sputtering VLEO АВЕР HIPIMS BP HIPIMS. |
| url | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/190 |
| work_keys_str_mv | AT gryshkevychod electrojetthrustertobalanceanaerodynamicdragonasmallspacecraftinaverylowearthorbit AT gryshkevychod elektroreaktivnijdvigundlâkompensacííaerodinamíčnogogalʹmuvannâmalogokosmíčnogoaparatananadnizʹkíjorbítí |