Entwicklung und Charakterisierung eines gepulsten instationären MPD-Triebwerks als Primärantrieb für Weltraumsonden

Abstract

Gepulste instationäre magnetoplasmadynamische Triebwerke eignen sich besonders gut für Kleinsatelliten. Dies ist durch die Zwischenspeicherung der Energie in Kondensatoren und dem daraus resultierenden flexiblen Leistungsbedarf begründet. Am Institut für Raumfahrtsysteme der Universität Stuttgart ist eine Gruppe solcher Triebwerke für die institutseigene Missionen BW1 und Perseus geplant. In dieser Arbeit werden die Ergebnisse der Untersuchung und Optimierung eines iMPD Triebwerks sowie die Entwicklung der zur Charakterisierung notwendigen Messaufbauten vorgestellt. Die geometrischen und elektrischen Haupteinflussgrößen der Zielparameter werden basierend auf systematischen Messungen bestimmt. Eine geometrische und elektrische Optimierung des Triebwerks hinsichtlich des Schubwirkungsgrads kann analytisch aufgezeigt und experimentell durchgeführt werden. Die so erzielten Schubwirkungsgrade sind mit den Werten, die am RIAME/MAI (Research Institute of Applied Mechanics and Electrodynamics / Moscow Aviation Institute) erzielt wurde, vergleichbar. Im Rahmen der analytischen Betrachtung des Triebwerks wird auf das 1960 entwickelte Kolbenmodell zurückgegriffen. Dieses wird durch die Implementierung des Gesetzes von Biot-Savart zur Magnetfeldberechnung präzisiert und erweitert. Der Vergleich der Modellergebnisse mit Messungen zeigt qualitativ eine gute Übereinstimmung. Allerdings ist aufgrund der Annahmen aus dem Kolbenmodell eine quantitative Übereinstimmung nicht zu erwarten. Basierend auf dem Kolbenmodell wird der Schubwirkungsgrad des Triebwerks analysiert und in Abhängigkeit elektrischer Parameter ein Optimum festgestellt. Diese qualitative Beschreibung lässt sich auf das Experiment übertragen und bestätigen. Die entwickelten und verwendeten Messanlagen lassen ich in zwei Hauptbereiche unterteilen. Den ersten bilden die zur Messung der für den Satelliten interessanten Größen herangezogenen Systeme. Hierzu zählt das Pendel zur Impulsmessung, die Messung der pro Puls ablatierten Treibstoffmasse sowie thermischen Messungen an den Elektroden. In den zweiten Bereich fallen alle Messungen, die zum grundsätzlichen Verständnis des Triebwerks beitragen. Hierzu werden Flugzeitsondenmessungen, Magnetfeldsondenmessungen und Hochgeschwindigkeitskameraaufnahmen gezählt. Die Messanlagen werden unter dem Aspekt der geometrischen und elektrischen Parametervariation und -optimierung eingesetzt. Die Ergebnisse dieser Messungen erlauben eine Aussage über die Abhängigkeit der mittleren Austrittsgeschwindigkeit, des Impulses sowie der Masse pro Puls von der Elektrodenbreite, dem Abstand zwischen den Elektroden, der Anfangsenergie im Kondensator und der verwendeten Kapazität. Zusätzlich wird der Einfluss divergierender und zugespitzter Elektroden vermessen. Es ist festzustellen, dass der Elektrodenabstand, die Anfangsenergie und zugespitzte Elektroden eine positive Auswirkung auf den übertragenen Impuls haben. Über dem Divergenzwinkel und der Kapazität wird ein Optimum registriert. Die in der Arbeit gemessenen Impulse liegen zwischen 341 µN s und 2032 µN s. Weiterhin ist eine Abnahme der Austrittsgeschwindigkeit mit zunehmender Elektrodenbreite festzustellen. Wie schon für den Impuls, nimmt auch die Austrittsgeschwidigkeit für zugespitzte Elektroden zu. Das Optimum über dem Divergenzwinkel und der Kapazität kann bestätigt werden. Die höchste Austrittsgeschwindigkeit beträgt 26, 1 km/s. Bei dem aus ablatierter Masse und Impuls berechnete Schubwirkungsgrad ist nur beim Optimum in Abhängigkeit des Divergenzwinkels und beim positiven Einfluss der zugespitzten Elektroden ein klarer Trend bezüglich geometrischer Größen zu erkennen. Der Einfluss der anderen Parameter hängt stark von der Konfiguration ab. Allerdings ist die in der analytischen Betrachtung festgestellte Optimierung hinsichtlich der Kapazität deutlich zu sehen. Der so gemessene maximale Schubwirkungsgrad beträgt 33 %.

Messungen mit einer Magnetfeldsonde innerhalb des Beschleunigungskanals zeigen die durch das induzierte elektrische Feld initiierte zweite Plasmaschicht. Flugzeitsondenmessungen entlang der Elektrodenachse lösen die lokale Geschwindigkeit der ersten Plasmaschicht auf und zeigen, wie weit die Schicht entlang der Elektroden beschleunigt wird. Hochgeschwindigkeitskameraaufnahmen erlauben einen Einblick in die Form der Plasmaschicht und die Entwicklung dieser während der Beschleunigung. Geschwindigkeitswerte der ersten Plasmaschicht aus Flugzeitsondenmessungen und Kameramessungen vergleichen sich gut. Mittlere Geschwindigkeiten in Kombination mit den Flugzeitsondenmessungen lassen darauf schließen, dass mehr als 40 % der Masse bei dieser nicht optimalen Konfiguration beschleunigt wird.

Due to their flexible power consumption, pulsed instationary magnetoplasmadynamic thrusters are ideally suited for small satellites. The Institute of Space Systems at the Universitaet Stuttgart plans to employ a cluster of these thrusters for its lunar mission BW1. This work requires the characterization and optimization of the thruster as well as the development of the sensors. The geometric and electric parameters influencing the thruster's performance are identified through systematic measurement. It is possible to derive the geometric and electric parameters for optimal thrust efficiency analytically and through experiment. The thrust efficiencies reached are in the range of those attained by RIAME/MAI in Moscow. The evolution of the thruster's design is influenced by geometric and electric aspects. In particular, the positive influence of low peripheral inductances on a high thrust efficiency is confirmed, and the capacitor is identified as a critical component regarding the life expectancy of the thruster. The following paragraphs will give a more detailed description of the investigation. To study the thruster analytically the so called slug model, which was introduced in 1960, is used. This model is enhanced by implementing the law of Biot-Savart for the calculation of the magnetic field. The qualitative trends derived from this model agree well with measured data. A quantitative agreement cannot be expected due to the model's rough assumptions. Based on the slug model, the thrust efficiency is evaluated and an optimum is predicted as a function of the thruster's electric parameters. The measurement- and sensor systems developed can be divided into two categories. The first category investigates the thruster's performance with respect to its satellite mission. Parameters include the impulse bit, the mass bit and thermal investigation. The second category contains measurements which help to improve the understanding of the physical processes within the thruster. Measurement systems include time of flight probe, magnetic field probe and high speed camera.

These measurement systems are employed for systematic variation of the thruster's geometric and electric parameters. Through this, the dependencies of the impulse bit, the mass bit and the mean exhaust velocity on the electrode width, the distance between the electrodes, the bank energy and the capacity are evaluated. In addition the effect of flared and tongue shaped electrodes on the thruster's performance is investigated. From these measurements it was concluded that the distance between the electrodes, the bank energy and tongue shaped electrodes have a positive effect on the impulse delivered from the thruster. An optimum was found both with respect to the flare angle and the capacity. The impulse bit measured herein is between 340 µN s and 2030 µN s. Further, a decrease in exhaust velocity with respect to the width of the electrodes is noticed. Like the impulse bit, the mean exhaust velocity is higher for tongue shaped electrodes compared to a rectangular geometry. An optimum of the exhaust velocity as a function of the flare angle and the capacity is confirmed. The highest exhaust velocity measured is 26.1 km/s. The exhaust velocity shows a clear trend only regarding the optimum as a function of the flare angle and the positive influence of the tongue shaped electrodes. The influence of all other parameters depends strongly on the overall configuration. However, the optimum with respect to the capacity is clearly visible and yields a maximum thrust efficiency of 33 %. Using a magnetic probe within the acceleration channel shows the formation of the second plasma sheet through the induced electric field. Time of flight probe measurements resolve the local velocity of the first plasma sheet and show up to which point the sheet is accelerated. High speed camera measurements allow insight into the shape of the plasma sheet and its development during acceleration. Mean velocities for the first plasma sheet derived from these measurements agree well with the values from time of flight measurements. Mean velocities obtained through impulse bit and mass bit measurements in combination with the time of flight probe results show that more than 40 % of the total mass ablated per pulse is accelerated for these not optimized configurations.