Darbeli plazma iticisi - Pulsed plasma thruster

Bir atımlı plazma pervanesi ( PPT aynı zamanda bir plazma jet motoru olarak da bilinir), bir tür elektrikli uzay aracının sevk . PPTs genellikle iki Sovyet problar (ilgili uçakla, elektrikli uzay aracının sevk en basit formunu olarak kabul edilir ve uzayda uçakla elektrik tahrik ilk biçimi edildi vardır Zond 2 ve Zond 3 , genel olarak ilgili uçurulan 1964 PPTs başlayarak) uzay aracı bir ile bol miktarda bulunan güneş enerjisinden elde edilen elektrik fazlası.

Operasyon

Darbeli Plazma İticisinin şematik yerleşimi

Çoğu PPT , itici gaz için katı bir malzeme (normalde PTFE , daha yaygın olarak Teflon olarak bilinir) kullanır , ancak çok azı sıvı veya gaz halinde itici gazlar kullanır. PPT işlemindeki ilk aşama , yakıtın içinden geçen ve yakıtın ablasyonuna ve süblimleşmesine neden olan bir elektrik arkını içerir . Bu ark tarafından üretilen ısı, ortaya çıkan gazın plazmaya dönüşmesine ve böylece yüklü bir gaz bulutunun oluşmasına neden olur . Ablasyon kuvveti nedeniyle plazma, iki yüklü plaka (bir anot ve katot ) arasında düşük hızda itilir . Plazma şarj edildiğinden, yakıt iki plaka arasındaki devreyi etkin bir şekilde tamamlayarak plazmadan bir akımın geçmesine izin verir. Bu elektron akışı, daha sonra plazma üzerinde bir Lorentz kuvveti uygulayan , plazmayı yüksek hızda PPT egzozundan dışarı hızlandıran güçlü bir elektromanyetik alan oluşturur . Çalışma şekli bir demiryolu tabancasına benzer . Darbe, her yakıt patlamasının ardından plakaları yeniden şarj etmek için gereken süre ve her ark arasındaki süre nedeniyle oluşur. Darbe frekansı normalde çok yüksektir ve bu nedenle neredeyse sürekli ve pürüzsüz bir itme üretir. İtki çok düşük olsa da, bir PPT uzun süreler boyunca sürekli olarak çalışabilir ve büyük bir son hız sağlayabilir.

Her darbede kullanılan enerji bir kapasitörde depolanır. Her bir kapasitör boşalması arasındaki süreyi değiştirerek, PPT'nin itme ve güç çekişi, sistemin çok yönlü kullanımına izin verecek şekilde değiştirilebilir.

Kimyasal tahrik ile karşılaştırma

Bir uzay aracının hızındaki değişimin denklemi , roket denklemi ile aşağıdaki gibi verilir :

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{1}}}}$

nerede:

${\ Displaystyle \ Delta v\ }$ delta-v - aracın maksimum hızı değişimi (harici kuvvetler olmadan),

${\displaystyle v_{\metin{e}}}$bir etkin egzoz hızı ( olup belirli bir darbe bir süre olarak ifade edilir ve bir standart ağırlık ),${\displaystyle v_{\text{e}}=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}}$${\displaystyle I_{\metin{sp}}}$${\displaystyle g_{0}}$

${\görüntüleme stili \ln }$doğal logaritma işlevine atıfta bulunur ,

${\görüntüleme stili m_{0}}$ itici gaz dahil olmak üzere ilk toplam kütle,

${\görüntüleme stili m_{1}}$ nihai toplam kütledir.

PPT'ler, kimyasal tahrikli motorlardan çok daha yüksek egzoz hızlarına sahiptir, ancak çok daha küçük bir yakıt akış hızına sahiptir. Yukarıda belirtilen Tsiolkovsky denkleminden, bu, tahrikli teknenin orantılı olarak daha yüksek bir son hızı ile sonuçlanır. Bir PPT'nin egzoz hızı onlarca km/s mertebesindeyken, geleneksel kimyasal tahrik 2–4,5 km/s aralığında termal hızlar üretir . Bu düşük termal hız nedeniyle, kimyasal tahrik üniteleri, daha yüksek araç hızlarında katlanarak daha az etkili hale gelir ve PPT'ler gibi elektrikli uzay aracı tahrikinin kullanılmasını gerektirir. Bu nedenle, 20-70 km/s aralığında yüksek gezegenler arası hızlar üretmek için PPT gibi bir elektrikli tahrik sistemi kullanmak avantajlıdır.

NASA'nın araştırma PPT'si (2000'de uçtu) 13.700 m/s'lik bir egzoz hızına ulaştı , 860 µN'lik bir itki üretti ve 70  W elektrik gücü tüketti .

Avantajlar ve dezavantajlar

PPT'ler, doğası gereği basit tasarımları nedeniyle (diğer elektrikli uzay aracı tahrik tekniklerine göre) çok sağlamdır. Bir elektrikli tahrik sistemi olarak, PPT'ler, geleneksel kimyasal roketlere kıyasla daha düşük yakıt tüketiminden yararlanarak fırlatma kütlesini ve dolayısıyla fırlatma maliyetlerini ve ayrıca yüksek özgül darbe iyileştirme performansını azaltır.

Bununla birlikte, geç zaman ablasyonu ve iticiden uzay aracının geri kalanına hızlı iletken ısı transferinden kaynaklanan enerji kayıpları nedeniyle , itici verimlilik (egzozun kinetik enerjisi / kullanılan toplam enerji), diğer elektrikli tahrik biçimlerine kıyasla çok düşüktür. sadece %10 civarında.

kullanır

PPT'ler, 100 kg'dan daha az kütleye sahip (özellikle CubeSats ) nispeten küçük uzay gemilerinde , konum kontrolü , istasyon tutma , yörüngeden çıkma manevraları ve derin uzay araştırmaları gibi görevler için çok uygundur . PPT'lerin kullanılması, PPT'lerin doğal basitliği ve nispeten düşük maliyetli doğası nedeniyle karmaşıklığı veya maliyeti önemli ölçüde artırmadan bu küçük uydu görevlerinin ömrünü ikiye katlayabilir.

PPT'lerin ilk kullanımı , 30 Kasım 1964'te Sovyet Zond 2 uzay sondasındaydı .

Bir PPT, Kasım 2000'de NASA tarafından Earth Observing-1 uzay aracında bir uçuş deneyi olarak uçtu . İticiler, uzay aracı üzerinde yuvarlanma kontrolü gerçekleştirme yeteneğini başarıyla gösterdi ve darbeli plazmadan gelen elektromanyetik girişimin diğer uzay aracı sistemlerini etkilemediğini gösterdi. Darbeli plazma iticileri, Hall etkili iyon iticiler gibi diğer elektrikli itici biçimlerinin aksine, PPT'lerle ilgili göreceli basitlik ve daha düşük maliyetler nedeniyle, elektrik tahrikli deneyleri başlatmak için üniversiteler tarafından kullanılan bir araştırma yoludur .

Ayrıca bakınız

• Vakum ark iticisi

Referanslar

Dış bağlantılar

• "Yüksek Enerjili, İki Aşamalı Darbeli Plazma İtici Tasarımı" . Princeton Üniversitesi . 2020-06-27 alındı .
• "EO1 Darbeli Plazma İtici" (PDF) . Goddard Uzay Uçuş Merkezi . Orijinalinden (PDF) 2011-07-16 tarihinde arşivlendi . 2020-06-27 alındı .
• Ephraim Chen. "Gaz Beslemeli Darbeli Plazma İticiler: Kıvılcımlardan Lazer Başlatmaya" (PDF) . Princeton Üniversitesi . 2020-06-27 alındı .
• Michael Bretti. "AIS-gPPT3-1C Tek Kanallı Izgaralı Darbeli Plazma İtici" . Uygulamalı İyon Sistemleri . 2020-06-27 alındı .