电和化学Microthrusters的发展

文摘

微卫星应用的增加(从10公斤到100公斤)以及立方体卫星越来越多的各种任务要求小型推进系统的发展。Fotec和应用科学大学的维纳·发展一批micropropulsion技术包括电和化学推进器针对高性能小尺度。我们的电力推进的发展包括一系列的尖笛声(场致发射电力推进)推进器的推力范围μN mN的水平。铟的推进器是高度集成到集群液态金属离子源可以提供超低推力噪音和长期稳定。我们也在开发一个微PPT推进器,使立方体卫星的功能。化学推进器,我们正在开发小说micromonopropellant推进器与几百mN以及1 - 3 N二元燃料微引擎使用绿色燃料和高特定的脉冲性能。本文将概述我们在Fotec micropropulsion发展,突出表现以及可能的应用。

1。介绍

Fotec航空航天工程系主任,研究公司应用科学大学的维纳·在奥地利(以前空间推进和先进概念部门奥地利理工学院)有着悠久的历史发展中liquid-metal-ion-sources (lmi)空间应用(1]。第一个测试的lmi在太空微重力条件下于1991年AUSTROMIR期间执行任务。许多科学仪器,包括离子源的应用对于活跃的航天器的潜在控制卫星(ASPOC)以及二次离子质谱仪。到目前为止,超过16500 h是积累各种航天器(见表1)。

自1990年代末以来,我们部门专注于空间推进应用程序,使用space-proven lmi设计field-emission-electric推进(尖笛声)推进器使极其精确的姿态和轨道控制所需的高度要求拖赔偿(2,3]。在过去的五年里,我们在许多其他活动扩大micropropulsion等领域μPPT推进器等立方体卫星或化学micropropulsion micro-monopropellant和二元燃料发展的推进器使用绿色燃料。

本文将概述我们的发展。关键性能规格图列出所有micropropulsion系统正在开发1和表2。

2。电动Micropropulsion

2.1。铟尖笛声推进器

液态金属离子源(lmi)的核心元素Field-Emission-Electric推进(尖笛声)推进器。为了提供极其精确的卫星姿态和轨道控制在整个持续时间的任务,这种推进器需要提供推力的成千的水平μN 100μN多年连续操作。转化为lmi)需求,这种离子源需要提供1 mA电流约为20000 h不需维护的环境中操作。甚至一些任务需要几个mN的推力(mA)的几十为了移动卫星形成不同方向除了通常的畅行赔偿责任。

被选为推进剂由于其高铟原子质量,低电离电位,和良好的润湿特性。此外,它可以处理在大气中没有风险,也极大地简化了测试和发射前放松复杂的密封过程。铟推进剂的另一个重要优点是固体推进剂是发射升空时由于其熔点在156°C。因此,lmi可以承受振动载荷高,已证明在许多先前发射代表环境(如CLUSTER-II资格,振动水平的30 g RMS测试20 - 2000赫兹。

离子源由一根针或毛细管覆盖或充满了铟,上面加热铟的熔点(156.6°C)。这时,一个足够高电势之间应用发射器和一个器电极,直到大约10的磁场强度⁹V / m是达到顶端。表面张力之间的平衡和电场强度形成一个所谓的泰勒锥表面上的飞机由于空间电荷(参见图突出2)。原子被电离的飞机和加速的同一领域创造了他们。驱逐离子补充的流体的流动的液态金属。与其他电力推进系统相反,电离和加速发生在一步使用相同的电场。这将导致电机效率很高(> 95%)。铟离子单独收取98%的完整的推力范围。典型的发射极电压范围从3.5 -10 kV电流1 - 150μ一个lmi)。这对应于一个推力为0.1 -15μn .根据总脉冲推进器已经交付,几种不同的坦克水库开发从0.22克30克的铟(参见图能力3)。铟流在毛细管力作用下发射站点是增强的,用鳍储层内部结构。

通常,当前发出的一个lmi仅限于约100μ一个(10μN)为长期操作。更高的电流导致过度代水滴造成很小的质量效率以及侵蚀发射器小费。寿命限制由于提示侵蚀以及液滴沉积进行了广泛的研究。专门开发生命周期模型和验证使发射器寿命预测在不同操作条件下(4]。

实现更高的推力,有必要集群个体lmi)或使用lmi multiemission技巧。这两种方法一直追求。lmi集群目前在更高的技术准备水平(trl)由于广泛的开发和测试特别是在GOCE卫星和丽莎探路者卫星项目(5- - - - - -12]。multiemission提示lmi)目前正在开发一个基于多孔钨mN-FEEP推进器瞄准未来的地球观测任务的需求(13]。它使较小的设计,从而减少体积和重量。此外,它还承诺更快速的生产时间。总结关键性能参数之间的设计总结表3。

2.1.1。Clustered-FEEP推进器

为了实现同质操作和运营一个集群与单个高压电力供应提供一个共同的电压在整个集群中,有必要为lmi)提供高阻抗。这需要特殊的lmi的发展有非常锋利的技巧以及preresistors的实现。

我们生产的案板和集群的大小4×4 lmi推力水平到200μN如图4。此外,聚焦电极实施达到最大半张角光束发散度小于25°的最大推力(见图5)。最近,一群2×2 lmi成功演示了在5000 h耐力测试(7推力水平的25 - 30)运行μ联合国在该测试中,结果表明,一个发射器证明175 Ns(整体装配了440 Ns)推进剂消耗量只有3克。

一起Fotec Astrium公司目前开发一个尖笛声推进器ESA的丽莎探路者计划(12]。本推进器提供推力级别的0.1 -100μ与一群9 N发射器(见图6和7)。四个推进器的立场是集成到一个推进器集群,如图6。一个广泛的资格程序正在进行资格铟尖笛声推进器技术。在耐力测试持续超过3650小时,总脉冲586 Ns收集与飞行代表推进器单位结合flight-representative伽利略Avionica提供的电源。推进器具有极低的火花,和它的噪音被发现的严格的噪声要求远低于丽莎(< 0.1μN /)。基于推进器的性能在3650小时,系统的预期寿命是外推到39000个小时,而转化为总6300纳秒脉冲的平均推力50μN。

单个in-FEEP发射器的性能值,基线为集群操作,总结了表3。

目前正在资格in-FEEP推进器的丽莎探路者计划针对推力的0 - 100水平μN与一群9发射器。

2.1.2。Multitip尖笛声推进器

为了进一步增加排放的数量,使整个模块更紧凑,研制了一种新型大电流离子源基于多孔钨。有两种基本类型的lmi发射极几何图形:针,要发射器。针发射器通常更大的电阻抗比毛细管发射器使他们适合聚类(如前所述)。然而,毛细管发射器通常更加稳定和可靠,它们可以产生非常相似的特征。因此,我们决定设计一个multitip发射器使用多孔钨针为了把高阻抗的优势和优良的稳定性。

发射器使用超细粉制造注塑技术(μpim) [13,14]。准备一个特殊的原料使用超细粉和钨针结构形成使用专用的造型工具。烧结后,多孔发射极结构可以蚀刻类似传统的实心钨针发射器。目前,85%的孔隙度,可以实现微米大小的孔。

我们设计了一个28-emitter皇冠发射器可以产生电流的3 mA(对应于约350μN)如图8。我们的测试数据显示异常操作的稳定性能的离子源,没有可衡量的变化后超过20个热循环和暴露在氧气。

这种行为是由于优秀的毛细多孔针本身的属性。图8显示了皇冠型源和推进器原型。目前,多孔lmi在所有发射站点是同质性的进一步优化。这种类型的lmi)可以形成未来的核心尖笛声推进器,使高精度姿态和轨道控制与一个非常大的推力范围执行也定位在一个推进器包关税。

2.2。小型脉冲等离子体推力器

微卫星和卫星的趋势在1公斤范围内(微微卫星,如立方体卫星)需要发展的微型航天器推进系统等组件。电力推进系统显然是首选微卫星因其更高的比冲量和由此产生的大量储蓄相比,化学推进。

几个微卫星的电力推进系统考虑。然而,从这些系统中,脉冲等离子体推进器(比率)尤其适合小型化。这是由于其结构简单,利用固体推进剂,及其独特的低功率需求。比率的事实,使用固体推进剂是特别重要的。主要贡献低档次的其他系统开发时间和成本,使用液体或气体推进剂,致力于小型子组件的设计像泵和阀门。盈余另一方面不包括任何移动部件(除了一个负载弹簧的推进剂提要)。因此,这将不仅降低开发时间和成本,而且也承诺有一个相当恒定的大小缩小时质量比。

各种尝试进行小型化脉冲等离子体推进器近年来(15,16]。这些努力的一个常见问题是聚四氟乙烯表面的碳化。这是一个众所周知的问题,因为PPT的开始研究和主要是因为一个不完整的耦合电能的推进剂表面。此外,小型化PPT可能会严重影响消融和加速机制。这些变化及其影响还不理解,但需要成功比率使小型化。例如,增加电极面积比等离子体体积可能会承诺一个更有效的加速过程(高电离),但也增加了潜在的损失(冻结流和粘性边界层损失)。

的发展μ在Fotec PPT,因此,在两个主要步骤:(i)通过分析调查各种烧蚀和加速度的变化过程,改变了PPT几何(电极的长度、宽度和形状)和电路(电感、电阻和电容)和(2)实验验证的结果用一个专用的解析模型μN推力平衡(见图9)。这项工作的目标是一个小型化的发展μPPT能够使用立方体卫星(17]。显然,这是一个非常具有挑战性的目标,由于极端限制未来随着这样的应用程序由于体积的限制和电力现有微微卫星。

一个分析模型基于一个振荡电路方程和动力学方程为一个统一的等离子体弹头了为了提供一个设计工具能够预测的依赖μPPT性能电极配置和电路参数(18]。结果模型的结果与实验值吻合很好,实施改善μPPT的性能。

最近的实验调查的一个例子是长宽比的影响的评估(高度/宽度),矩形PPT类型,耀斑的天使对推力器性能(19]。两个例子的结果这样的测试是描绘在图10。

进一步的调查关注特定比率的小型化问题,即点火系统。有缺陷的设计点火系统导致不可靠的点火或过早的聚四氟乙烯表面碳化导致过早失效的推进器。简单的降尺度的点火系统用于大系统并不简单。先前的努力这样做导致点火系统不小于μPPT本身而短寿命的大约20000发动机。最近的进展在点火系统的发展,基于系统的多个内部电极,推进器的生命周期延长到超过300000发动机(见图11)。目前,实现进一步的改善,进一步提高一生500000发动机恒定推力和预期的特定的冲动~ 500年代。最后一个μPPT系统将包括一个印刷电路板(PCB)包括四个μ盈余储能、转换器和点火电子产品。

3所示。绿色化学推进剂Micropropulsion

绿色燃料,如过氧化氢最近得到了太多的关注。比目前使用的推进剂组合,如例如单甲肼(嗯)和四氧化二氮(MON-3),绿色燃料更低水平的毒性和,因此,可能大大减少重复和一次性的成本。这不仅可能允许建立行业降低产品总成本也开辟了可能性新兴企业,研究机构,甚至大学以来处理高毒性物质在开发阶段是禁止从资金和也从法律的角度。

自2005年以来,我们在欧洲航天局(ESA)委托开发二元燃料和单元燃料系统基于过氧化氢(H₂O₂由wt, 87.5%)。框架的努力,我们建立了一个全面的化学推进实验室。测试设备评估各种催化剂用于过氧化氢的分解以及点火设施评估各种燃料的点火特性结合建立了过氧化氢(见图12)。

3.1。二元燃料微引擎

评估的适用性推进剂候选人是一个潜在的替代现有的推进剂是一个复杂的努力由于许多现有的需求。的基本属性之一,合适的推进剂或推进剂组合是可燃性和点火延迟特性。点火装置能够调查多种燃料的点火特性结合过氧化氢。这样的推进剂组合的优势是quasi-hypergolic,换句话说,它不需要一个点火系统。然而,可燃性取决于燃烧室几何、注射器类型和压力/温度条件。我们正在调查这个参数空间的点火装置优化点火特性和性能。图13描述了一些过氧化氢/煤油组合的结果(20.]。如图13的可燃性推进剂组合显然取决于燃烧室温度气压点礼物。给定一定温度的过氧化氢注入燃烧室时,设计(例如,喉径)和操作条件(如质量流率)这样一个燃烧室的压力。这是显示在图13灰色的符号(没有点火),和黑色(点火)分别象征。

此外,我们是领先的欧洲最大的努力调查绿色燃料。在欧盟第七框架计划(FP7)之下,应用科学大学的维纳·(以前奥地利理工学院)是协调实体从7 11个欧洲国家组成的一个财团。在这个项目中,命名为掌握先进(绿色空间推进剂),100多名潜在绿色推进剂已经开始评估。应用若干个选择循环后,28推进剂已确定最大的潜在合适的替代目前使用有毒推进剂。选择是基于毒性评估,一般的物质属性,预测性能,以及成本和可用性(21,22]。最初,主要是理论,评估扩展到各种实验评估。大约45种实验装置中利用掌握财团催化剂对推进剂和评估。基于这样的测试,进一步downselection推进剂进行了目前推进测试水平。掌握财团设计了几种不同的推进系统(mono -和二元燃料和混合)跨越500 N N之间的推力范围。那些推进系统的共同点,他们使用专门推进剂与毒性水平显著低于肼(嗯,UDMH),四氧化二氮(旅游),等等。掌握项目将在2012年结束。在那之前,预计实验确定了推进剂与特征和表演类似或优于目前使用的。这将为各个行业提供更安全、更有成本效益的替代方案,允许那些拥抱这个新概念在未来竞争优势。

3.2。单元燃料微引擎

基于类似的哲学二元推进剂的推进器,单元燃料推进器的发展开始(23,24]。虽然单元燃料推进器提供特定的脉冲比二元推进剂的推进器,它提供了一个降低系统的复杂性。卖家(模型后25),比较各种“系统总成本”的推进系统,如二元推进剂的推进器,冷气体推进器,坚实的推进器。是执行。这种分析包括推进系统特点等必要的推进剂质量,所需的功率,系统价格,安全,和风险。这一分析得出的结论是,一个单元燃料推进器具有显著优势对于某些任务,如遥感和实验太空任务要求在50到300米/秒(见表4)。

鼓励这一分析,实验的模型单元推进剂推进器的发展开始。设想的性能参数表中列出5。

过氧化氢分解不仅在接触一个合适的催化剂也暴露在热来供暖。实现高效分解过氧化氢的重要,因此,研究推进器的热特性。一个简单的热模型的推进器,因此,建立。一些热电偶,因此,包括在设计测量的温度前后过氧化氢分解。这将不仅有助于评估热模型,而且还有助于识别下一个改善的设计水平。

几个实验室模型设计和测试不同的催化剂和不同的质量流率和过氧化氢浓度(75% - -87.5%),如图14。图15显示了推进器在发射测试在标准大气条件下(1条),描绘了分解温度,推力,和特定的脉冲作为质量流率的一个函数。它清楚地表明,分解温度(和特定的脉冲)相当独立的推进器的效率的质量流量是恒定在一个相对大的推力范围。

推进器性能,测量推力平衡是设计和制造。初步的绩效评估与实验室模型单元燃料推进器,这个推力平衡进行。测量大气条件下进行。分析结果表明,推进器有真空推力能力范围从100到800 mN。具体的真空脉冲等于153年代被评估。这第一次绩效评估,因此,被认为是非常成功的。然而,利用整个潜在的87.5%浓缩的过氧化氢,比冲量预计将增加到164年代。

4所示。结论

各种micropropulsion选项已经可以在Fotec可用于几乎所有的微卫星项目以及超精确的姿态和轨道控制的使能技术。尖笛声推进器已经开发提供一个非常低的推力噪音推力水平从子μN mN推力水平。另一个电动micropropulsion系统调用μPPT展示了一个伟大的承诺作为一个立方体卫星推进系统,将使fine-positioning和其他军事演习在低成本。最后,微量化学推进推进器将使高微卫星的性能以及低成本由于使用绿色燃料。

引用

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