Summary
Målet med denne protokollen er å introdusere utformingen av en 100 kW klassen brukes feltet magnetoplasmadynamic thruster og relevante eksperimentelle metoder.
Abstract
Brukt-feltet magnetoplasmadynamic thrustere (AF-MPD thrustere) er hybrid gasspedalene der elektromagnetiske og gass dynamisk prosesser akselerere plasma til høy hastighet; de har betydelig potensial for fremtidige applikasjoner med betydelig fordelene av høy spesifikke impuls og kastet tetthet. I dette papiret presenterer vi en rekke protokoller for design og produksjon en 100 kW klasse AF-MPD thruster med vann-kjøling strukturer, en 130 V maksimal utslipp spenning, en 800 A maksimal utslipp gjeldende og 0,25 T maksimal styrke av magnetfelt. En hul Tantal tungsten katode fungerer som bare drivstoff innløp å hemme radial utslipp, og den plasseres aksialt på baksiden av anoden for å avlaste anode sult. En sylindrisk divergerende kobber anoden er ansatt å redusere anode makt deponering, hvor lengden er redusert til redusere vegg-plasma koble området. Eksperimenter benyttes et vakuum system som kan oppnå en arbeider vakuum 0,01 Pa for en total drivstoff masse flow rate lavere enn 40 mg/s og mål kastet stå. Thruster testene ble utført å måle effekten av parameterne arbeider som drivstoff strømningshastigheter, utslipp gjeldende og styrke anvendt magnetfelt på ytelsen og tillate riktig analyse. Thrusteren kan brukes kontinuerlig på betydelig perioder med lite erosjon på hul katoden overflaten. Maksimal kraft av thruster er 100 kW, og ytelsen til denne vannkjølt konfigurasjonen kan sammenlignes med at av thrustere rapportert i litteraturen.
Introduction
MPD thrustere er kjent for en relativt høy stakk tetthet og en høy spesifikke impuls1,2,3. Men er den typiske stakk effektivitet1 av MPD thrustere relativt lav, spesielt med drivstoff edelgassene4,5,6. For de fleste MPD thrustere injiseres en del av drivstoff inn i utslipp kammeret fra en rift mellom anoden og katoden7,8 , med resultatet at en radial komponent er en betydelig andel av samlede utslipp. Men for å generere stakk, må radial kinetic effekter konverteres til aksial kinetic bevegelse med en fysisk munnstykke eller en magnetisk dyse. Derfor er en viktig funksjon i den nye design MPD thrusteren at alle drivstoff leveres gjennom cathode, som kan fungere for å hemme avrundet utskrivning; på denne måten kan du øke andelen av aksial energi. Det er en ekstra effekt i at parameteren Hall i plasma rundt anoden kan økes ved reduksjon av antall tetthet rundt anoden, som kan styrke Hall akselerasjon komponent9. Siden drivstoff er nær indre overflaten av katoden hvor store mengder første elektroner er slippes ut i denne injeksjon, kan drivstoff ionisering hastigheten økes betraktelig. Videre er anode lengden minimert å redusere vegg-plasma koble området og redusere anode makt deponering10,11. Som en avvikende anode brukes, vil dette redusere vinkelen mellom anoden og magnetfelt linjer og redusere anode makt deponering ytterligere12,13.
Til tross for fordelene nevnt ovenfor for å forbedre ytelsen, kan komplett drivstoff tilførsel av katoden injeksjon øke risikoen for anode sult som kan resultere i "debut" fenomener14. For å hemme denne oppførselen, har vi trukket katoden tilbake til bunnen av anode. Elektronene kan deretter diffus tilstrekkelig i radial retning før avreise anode utgangen, som også blir for å avlaste anode sult. Videre, en flerkanals hul katode vedtatt; sammenlignet med én kanal hul katoden, kan en flerkanals hul katode øke elektron utslipp området og gjøre distribusjon av drivstoff mer ensartet. Med denne endringen, kan både levetid og stabilitet i thrusteren være økt15,16,17.
Designet makt thrusteren er 100 kW og en avkjølende struktur er nødvendig med steady state operasjon. I de nåværende laboratorieforsøk, er en effektiv vannkjølt struktur ansatt. Men for å evaluere ytelsen til MPD thruster design, er det avgjørende å få stakk. Med anvendelse av et høytrykks vann system å overføre varme, vil det være sterk vibrasjon under drift av slike kjøling, som kan skape betydelige forstyrrelser hvis vi brukte tradisjonelle stakk målinger. Følgelig er en målet kastet står ansatt å måle stakk.
MPD Thruster
Som vist i figur 1, består MPD thruster av anoden og katoden isolator. Anoden er laget av kobber med en sylindrisk divergerende dyse, indre minimumsdiameteren som er 60 mm. Det er en S-formet kjøling kanal rundt den indre veggen i anoden. Innløp og utløp av kanalen er på anoden, som er atskilt med en forbløffe. En tynn kobber blokk er ansatt å koble anoden og strømkabelen. Krysset er på den ytre overflaten av anoden.
Katoden materiale er Tantal tungsten, med ni drivstoff kanaler. Den ytre diameteren av katoden er 16 mm. Kjøling av katoden oppnås med en vannkjølt holder rundt katoden basen. Det er en ringformede kanal i abonnenten. Kaldt vann injiseres inn i holderen nederst og strømmer ut fra toppen. Det er en hule katoden kontakt på venstre side av katoden. Drivstoff renner gjennom sentrum av kontakten og inn i hul katoden kammeret; Det er et stort hulrom innenfor katoden grunnflaten forbinder med ni trange sylindriske kanaler. Hulrommet fungerer som en buffer øke sıtt drivstoff distribusjon i ni kanaler. Katoden er koblet til strømkabelen med en Ringformet kobber blokk, som installeres rundt katoden koblingen.
I tillegg til hoveddelen av thrusteren er en ekstern magnetisk spole også nødvendig å generere felt for mekanismer i AF-MPD thruster; magnetfelt gir et konvergent-divergerende magnetfelt for å akselerere plasma elektriske feltet. Feltet spolen består av 288 svinger av sirkulære kobber rør som passasje for både elektrisk strøm og kjøling vann. Den indre diameteren på spolen er 150 mm, mens den ytre diameteren er 500 mm. Høyeste feltstyrken i midten er 0,25 T med strøm av 230 A.
Eksperimentet System
Eksperimentet systemet inkluderer seks delsystemer. Skjematisk diagram av layouten for eksperimentell systemet er vist i figur 2; utformingen av thruster inne i vakuum kammeret er vist i Figur 3.
Første består vakuum systemet, som gir nødvendig vakuum miljøet for thruster operasjonen, av et vakuum kammer, to mekaniske pumper, en molekylære pumpen og fire kryogene pumper. Diameteren på kammeret er 3 m er 5 m. Miljø trykket kan opprettholdes under 0.01 Pa når inntakets (argon) drivstoff er mer enn 40 mg/s.
Andre gir kildesystemet en høy spenning puls å tenne thruster, gir strøm til thruster å akselerere plasma og gir strøm til magnetfelt spolen å opprettholde det eksterne magnetfeltet. Strømkilde system består av en tenning strømkilde, en thruster strømkilde, en coil strømkilde og kabler. Tenningen strømkilden kan gi 8 kV eller 15 kV utslipp spenning. Strømkilden thruster gir en likespenning opp til 1000 A. Strømkilden coil gir en likespenning opptil 240 A.
Tredje, drivstoff levering systemet strømmer gass drivstoff thrustere. Systemet omfatter hovedsakelig gasskilde, masse flow rate kontrolleren og gass leverer rørledninger.
Fjerde sub systemet er kjølesystem, som gir kjølig høytrykks vann for å utveksle varmen thruster, magnetisk spole og strømkilder. Som vist i Figur 4, består systemet av pumper gruppen, vanntank, kjøleskap, vannforsyning rør og pumper kontrollere. Ikke-ledende rørene inne i vakuum kammeret gir en avkjølende vann terminal for thruster og magnetisk spole, og sikrer at elektrisk isolasjon blant anoden og katoden bakken.
Oppkjøp og kontrollsystem kan registrere signalene måle thruster operasjonen forhold og kontroll drift av andre systemer. Det består av tre datamaskiner og tilhørende programvare, oppkjøp datakort og kabler.
Som vist i figur 5, består målet kastet står av platen mål, slanke strålen, forskyvning sensor, støtte rammen, aksial bevegelig plattform og radial bevegelig plattform. Målet kan snappe plasma som presser målet. Forskyvning av målet kan måles av en sensor plassert bak målet, på denne måten slik at evaluering av thrust18.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Protocol
1. Forberedelse for eksperimentet
- Installere thrusteren.
- Tørk komponentene i den thruster withnon-støv kluten fuktet med vannfri alkohol, i et rent rom.
- Samle anoden med isolator.
- Samle katoden, katoden holderen og katoden kontakten.
- Legge til delen katoden delen anode.
- Installere midt forbinde i forsamlingen og fikse dem med skruer (sekskant socket skrue, M5 × 16).
- Opprette coil setet på eksperimentet plattform med gaffeltruck.
- Plass eksperiment plattformen på guide rail med vakuum kammeret.
- Installere thrusteren på spolen.
- Koble anoden og katoden med tilsvarende elektriske kabler.
- Koble den magnetisk spolen med strømkilden coil.
- Bli med vannkjølt rør og drivstoff levering røret med thrusteren.
- Delta opp vannkjølt rør med spolen.
- Installere den flyttbare plattformen inne i kammeret og fastsette hoveddelen av thrust stå på den.
- Juster plasseringen av radial bevegelig plattformen å få kontroll på thruster og målet sammenfaller med hverandre.
- Kalibrere skyvekraft-standen.
- Last forskjellig vekt (10 g, 50 g, 100 g, 200 g), én etter én kalibrering enhet og posten i tilsvarende produksjon av thrust stativet.
- Fjern vekter enkeltvis.
- Gjenta prosessen for tre ganger minst.
- Beregne elastisk koeffisient av thrust stå etter kalibreringsdataene.
- Evakuer vakuum kammeret.
- Lukk døren til kammeret.
- Start den mekaniske pumper.
- Starte molekylær pumpene når bakgrunnen trykket i kammeret er lavere enn 5 Pa.
- Starte kryogene pumpene når bakgrunnen trykket i kammeret er lavere enn 0,05 Pa.
- Vent presset til å nå 1 x 10-4 Pa.
2. tenning og stakk måling eksperiment
- Forvarm til thruster hvis det har vært eksponert for luft.
- Starte innspillingen signalet.
- Angi drivstoff masse flow rate på 40 mg/s og holde gitt i minst 20 minutter
- Slå på kjøling vannforsyning.
- Angi arbeider frekvensen av kjøling vannpumper ved 10 Hz.
- Flytte stakk standen til posisjon langt fra thrusteren.
- Slå på spolen strømkilden med coil gjeldende 90 A.
- Slå på thruster strømkilden med utslipp gjeldende 240 A.
- Slå på tenningen strømkilden.
- Holde thruster arbeider i minst 5 minutter.
- Slå av thruster strømkilde og drivstoff tilførsel.
- Stoppe innspillingen.
- Stakk måling
- Flytte stakk standen til stillingen 550 mm fra thrusteren.
- Starte innspillingen signalet.
- Starte drivstoff levering.
- Tenne thruster med 90 A coil gjeldende og 240 A utslipp gjeldende.
- Øke spolen gjeldende til 150 A.
- Øke utslipp gjeldende 800 A.
- Øke spolen gjeldende 230 A.
- Slå thrusteren når produksjonen av thrust stå stabiliseres.
- Stopp drivstoff levering.
- Stoppe innspillingen.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Representative Results
I forsøket, vi kontrollere utslipp gjeldende (Id), drivstoff mass flow rate(m) og brukt magnetfelt (Ba). I drift, vi måler verdien av utslipp spenning (Vd) og kastet (T), fra hvilke base vi kan få andre ytelse som strøm (P), spesifikke impuls (Isp) og kastet effektivitet (η)1.
Et typisk signal utslipp spenning er vist i figur 6. Ved innvielsen av strømforsyningen, vil det være en åpen krets spenning mellom anoden og katoden, som er ca 230 V. Denne åpen krets spenning er ikke høy nok til å bryte ned nøytral drivstoff i utslipp kammeret; Vi trenger å søke en høyfrekvent utslipp spenning for å tenne thrusteren. Etter tenning reduseres spenningen raskt; deretter spenningen trender en konstant verdi etter oscillation.
En typisk stakk måling resultatet er vist i figur 7. Vi starter innspillingen signalet av thrust stativet før du iverksetter tilførselen av drivstoff, som behandles som null-thrust. Det vil være en svak stakk etter tilførselen av drivstoff. Etter thruster tenning, vil det være en stor signal med svingninger, hvoretter stakk trender jevn verdi. Så vi deaktivere thrusteren. Det vil være en null-drift på grunn av termisk deformasjon av målet; feilen skyldes denne effekten vil være mer enn 1%.
Figur 8 viser påvirkning av utslipp gjeldende, feltet Utlignet og drivstoff gjennomstrømning på fremstøt for bue makt opptil 25 kW. Vi velger: Id = 200 A, Ba = 100 mT, ṁ = 40 mg/s, som en grunnleggende betjening tilstand; en rekke eksperimenter utføres for å sammenligne med de grunnleggende dataene. En operasjon parameteren endres i hver kontrast eksperiment: utslipp gjeldende kan varieres 160 A til 360 A; feltet Utlignet styrken kan varieres fra 34 mT til 258 mT; den drivstoff gjennomstrømning kan varieres fra 20 mg/s til 80 mg/s. Av hensyn til sammenligning normalisere vi disse tre drift parametre, som vist i bunnen x-aksen i Figur 8. Når normalisert drift parametre er 1.0, betyr det de operasjonen er den samme som den grunnleggende. Sammen med bunnen x-aksen finnes det tre mer x-axes på toppen, som tilsvarer de opprinnelige verdiene av tre parametrene henholdsvis.
Figur 9 viser utslipp egenskapene under en halvtime kontinuerlig drift. Det kan sees at thruster trender en steady-state raskt etter tenning, og spenningen er stabil i denne perioden.
Figur 10 presenterer bilder av Tantal tungsten katoden før og etter tester. Totalt kjøretidsdetaljene av testene var 10 h, inkludert en halvtime kontinuerlig og kort tid tester for mer enn 90 starter. Det kan sees at erosjon er liten og distribuert jevnt på den ytre overflaten av katoden. Ifølge dette resultatet har av thruster potensial til å operere i lang tid.
Etter kontinuerlig testene utforsket vi ytelsen til thruster i kraft størrelsesorden 50-100 kW. Stakk ble målt med målet kastet står og målingen resultater er vist i Figur 11. De beste resultatene oppnås på 99,5 kW, der stakk er 3052 mN, spesifikke impuls er 4359 s og stakk effektivitet er 67%. I tillegg var en teoretisk stakk verdi beregnet, som Eq. 1 (Mikellides12 ), sammenligne med målte stakk verdier. den største forskjellen mellom dem var 11,6%.
(1)
(en er katoden radius elektrode lengde forhold; R er elektrode radius ratio; Er atomvekt i atomic masse og 
er ioniseringen faktor12.)
Effekten av thruster optimalisering
Resultatverdiene av thrust svar på variant av systemparametere er vist i Figur 8, hvor det kan sees at påvirkning av drivstoff gjennomstrømning på stakk er lik som feltet utlignet. Gass dynamisk akselerasjon19 er følsom for ṁ, kan det konkluderes at komponenten gass dynamisk akselerasjon forbedres i våre thruster. Videre utslipp gjeldende og anvendt feltet påvirker elektromagnetisk akselerasjon i flere ulike mekanismer og deres innflytelse bør være tydelig1. I vår eksperimenter er stakk betydelig mer følsomme for en økning i utslipp gjeldende sammenlignet med feltet utlignet, som vist i Figur 8. Ett aspekt av dette problemet kan skyldes styrke gass dynamiske effekter fra økende aksiell utslippet gjeldende på grunn av bestemt drivstoff supply-tilstand gjennom katoden. Videre, som vist i Figur 11, MPD thruster når en høyeste stakk effektiviteten av 67%, som er sammenlignbare med overlegen effektiviteten av MPD thrustere med drivstoff alkali metal20. Dermed er effekten av utformingen sett til å forbedre ytelsen til MPD thruster betydelig.
I tillegg til tross for at det er ingen anode regionen drivstoff tilførsel, hadde våre thruster stabil drift på en utladning strøm av 800 A og drivstoff tilførsel på 70 mg/s. Sammenligning MPD thruster SX321 med delvis drivstoff tilførsel fra anoden, nådde en utbruddet regime utslipp gjeldende 500 A og drivstoff tilførsel rate på 60 mg/s. basert på stabiliteten i en MPD thruster med kritiske verdien jeg2/ṁ 22, den nåværende thrusteren er litt bedre enn SX3.
Målet kastet feil av måling
Med målet kastet målingen er det nødvendig å unngå overvurdering av stakk på høyeste ytelse operasjonen. Her antar vi at kollisjonen mellom målet og tunge partikler i plasma er perfekt elastisk. Dermed tas halvparten av målt thrust som den sanne stakk. Videre i flyten av drivstoff til målet antar vi at plasma er helt begrenset av det magnetiske feltet. Vi valgte magnetfelt linjene som passerer gjennom ytre anoden som grensen magnetiske munnstykket. Forutsatt at plasma partiklene er fordelt jevnt i munnstykket, som vist i Figur 12, kan vi få rekke plasma på målet flyet, som er 704 mm i diameter. Da forholdet mellom målt stakk og sanne stakk kan uttrykkes som:
(2)
der F er den målte stakk av mål og T er sanne kastet.
Videre, på grunn av barriere opptreden av målet, drivstoff partikler kan strømme tilbake i utslipp kammeret. Forutsatt at alle partikler frigis fra midten av målet, som vist i figur 13, og at distribusjonen av tilbake-flow partikler adlyde cosinus loven23, deretter andelen reentry partikler kan evalueres med Eq. 3. Hvis tilbake-flow partikler distribuere jevnt i alle retninger plass, måles andelen med Eq. 4. Variasjoner av proporsjoner med mål-thruster avstand z, under to distribusjon forutsetninger, vises i figur 14. Stakk måling var mål-thruster avstanden 550mm; dermed beregnet andelen reentry partikler til ikke mer enn 0,3%.
Bakgrunn trykket kan også påvirke målt stakk ytelsen. Når thrusteren når høyest ytelse, bakgrunn trykket i systemet kan opprettholdes på 0,2 Pa med gjennomstrømning 70 mg/s. Men kan den målte stakk være høyere enn den faktiske verdien på grunn av påvirkning av denne høye trykket20,24,25,. For å eliminere denne mulig innflytelse pumpen fart av vakuum systemet bør økes, og dette er en planlagt oppgradering.
Målet er laget av elektrisk ledende materiale, og det er isolert fra bakken under stakk måling. Men er det underforstått gjeldende i skyen som kan samhandle med mål og påvirke virkemåten for MPD thruster måling15. Dette kan være en faktor som påvirker omfanget av thrust effektivitet og er verdig videre behandling.
(3)
(4)
Figur 1 . Skjematisk diagram av AF-MPD thruster
Hoveddelen av MPD thruster inkluderer anode (kobber), katoden (Tantal tungsten), isolator (boron nitride), katoden holderen (kobber) og katoden kontakten (kobber). Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 2 . Skjematisk diagram av eksperimentet system
Blå linjer i vannkjølingssystem: høytrykk kaldtvann; røde linjer i vannkjølingssystem: oppvarmet vann. Grønne linjer i anskaffelse-og kontrollsystem: signaler av drift parametre; Brown linjer i anskaffelse-og kontrollsystem: signaler av kontroll-instruksjoner. Blå linjer i strømkilde system: ledninger å koble til anoden thruster og magnetisk spole; rød linje i strømkilde system: ledninger å koble til katoden thruster og magnetisk spole. Blå trapes i midten: stråle av thrusteren. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 3 . Eksperimentet oppsett inne i vakuum kammeret
Thrusteren er plassert innenfor magnetfelt spolen. Spolen er bak målet kastet står; Dermed er visningen thruster hindret av målet fra den visuelle vinkelen på figuren. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 4 . Vannkjølingssystem
(en) pumper gruppe, vanntank og kjøleskap (plassert utenfor laboratoriet). (b) høytrykk metall rør leverer kjøling vann (utenfor vakuum kammeret). (c) ledd og isolerende rør leverer kjølevann for elektroder og magnetisk spole (inne i vakuum kammeret). (d) pumper kontrollere Angi inntakets vannpumper. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 5 . Målet metoden stakk står
Central line thrusteren og målet er sammenfallende med hverandre. Aksial plasseringen av målet kan justeres med bevegelig plattformen. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 6 . Typisk utslipp spenning for thrusteren
Utslipp gjeldende 240 A, feltet utlignet av 258 mT, drivstoff gjennomstrømning på 40 mg/s. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 7 . Typisk stakk måling signal
Utslipp gjeldende 240 A, feltet utlignet av 258 mT, drivstoff gjennomstrømning på 40 mg/s. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 8 . Innflytelse i utslipp gjeldende, anvendt og drivstoff gjennomstrømning på stakk, med bue drive opptil 25 kW. Abscissa nederst representerer de normaliserte drift parameterne inkludert:
ID (utslipp gjeldende), Ba (anvendt magnetisk feltstyrke) og ṁ (drivstoff gjennomstrømning) med Id = 200 A, Ba = 100 mT, ṁ = 40 mg/s valgt som grunnleggende betjening forhold, tilsvarer verdien av 1 på bunnen abscissa. Abscissas på toppen tilsvarer de opprinnelige verdiene av tre parametere. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 9 . Kontinuerlig nåværende og spenning for arc strøm av 36 kW
Tre heltrukne linjer er utsignaler for utslipp spenning, utslipp gjeldende og beregnede bue makt, henholdsvis. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 10 . Første katoden utseende og katoden etter operasjonen for totalt 10 timer.
Venstre side av figuren viser bilde av Tantal tungsten hul katoden før under utslipp; den høyre siden viser katoden etter 10 timer under utslipp. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 11 . Ytelsen til thruster i kraft størrelsesorden 50-100 kW
Poeng star symboler er verdier av thrust beregnet av thrust formel12. Andre symboler er verdier av thrust målt med målet kastet står. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 12 . Skjematisk av størrelsen på målet i forhold til geometrien i magnetfeltet
De prikkete linjene representerer magnetfelt linjer gjennom ytre anoden. Det magnetiske feltet i prikkete kan danne en slank magnetiske dyse i rommet. Diameteren på munnstykket er 704 mm på målet flyet, som er 550 mm fra thruster i eksperimentet. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 13 . Skjematisk av tilbake flyt partikkel dynamics
Utstrålt pilene fra målet representerer etterpå partikler fra midten av målet. Her antar vi at alle partikler returen fra det sentrale punktet av målet. Forutsetningen vil overvurdere beregningen av andelen reentry partikler. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Figur 14 . Andelen tilbakestrømming drivstoff i utslipp kammeret
Linjen med symboler av rutene representerer andelen reentry partikler basert på antagelsen at tilbakestrømming partikler adlyde en cosinus distribusjon. Linjen med diamant symboler representerer som fra en uniform fordeling. Abscissa er avstanden mellom målet og avkjørselen anode. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Discussion
Denne protokollen beskriver prosessene av tenningen, drift og stakk måling av en 100 kW klassen brukes feltet MPD thruster. Det sentrale punktet i utformingen av en MPD thruster for optimal ytelse er å velge riktig konfigurasjon etter målsetting. MPD thrustere med konvergent-divergerende anode kan fungere stabil i mange store operasjon. Ytelsen kan imidlertid være lavere enn thruster med avvikende anode. Hul katoden, spesielt flerkanals hul katoden, er bedre enn en tradisjonell rod katode i de fleste aspekter. Anvendelse av hul katoden er gunstig for å forbedre thruster ytelse, og det gir valg for drivstoff tilførsel moduser. Produksjon kostnaden for en hul katode er relativt høy sammenlignet med en solid katode.
En flytende krets kjøling struktur er nødvendig for driften av thrusteren hvis den er utformet til å fungere for mer enn 10 minutter. Alternativt, stråling kjøling er en annen valget26, som kan unngå komplekse kjølevæske rør. Dette kan imidlertid forårsake en stor radial størrelsen på thrusteren. Videre kan en rør være et annet valg når ansatt i faktiske romferd.
En ekstern magnetfelt er uunnværlig for AF-MPD thruster. Feltet kan gis av en tradisjonell solenoid coil, som beskrevet i protokollen, eller en permanent magnet. I tillegg er superleder en potensiell kandidat, som kan gi mye sterkere magnetiske felt enn tradisjonelle coil og massen som er også mindre enn tradisjonelle solenoid coil.
For å holde stakk måling eksperimentet, bakgrunn trykket bør være lavere enn 0.013-0,13 Pa1. Ellers kan driften av thrusteren bli påvirket. I tillegg Ifølge forskning27, det er strøm strømninger i fjær av MPD thrustere og lengst gjeldende kan nå posisjonen 90 cm fra thruster i aksial retning. Dermed er øke størrelsen på kammeret nyttig for å redusere innflytelsen av anlegget på thrusteren.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Disclosures
Forfatterne ikke avsløre.
Acknowledgments
Dette arbeidet ble støttet av grunnleggende forskningsprogrammet (nr. JCKY2017601C). Vi takker porsjon Thomas M. York, Professor Emeritus ved Ohio State University.
Materials
| Name | Company | Catalog Number | Comments |
| Cryogenic Pumps | Brooks Automation | Pumping speed: 10000L/s | |
| Displacement Sensor | Panasonic | HG-C1030 | Repetition precision: 10μm Linearity: ±0.1% F.S. |
| Mass Flow Rate Controller | Brooks Automation | Range: 0-120mg/s | |
| Molecular Pump | Oerlikon | Pumping speed: 2100L/s | |
| Moveable Plantform | Beijing Weina Guangke Automation equipment Co., Ltd. | Range:0-2000mm | |
| Plsatic Water Pipes | Xingye Xingye fluoroplastics (Jiaxing) Co., Ltd. | Ultimate pressure: 4.5MPa | |
| Propellant Argon | Beijing Huanyu Hinghui Gas Technology Co., Ltd. | Purity:99.999% | |
| Refrigerator | Beijing Jiuzhou Tongcheng Technology Co., Ltd. | Refrigeration power:45kW | |
| Water Pumps | Liaocheng vanguard Motor Co., Ltd.; Shanghai people pump industry group Manufacturing Co., Ltd.; Nanfang Pump Limited company |
Maximum Output pressure: Centrifugal pump:1MPa Plunger pump:10MPa |
References
- Kodys, A., Choueiri, E. A Critical Review of the State-of-the-Art in the Performance of Applied-field Magnetoplasmadynamic Thrusters. AIAA/ASME/SAE /ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, , AIAA paper 2005-4247 (2005).
- Arakawa, Y., et al. Electromagnetic Effects in an Applied-field Magnetoplasmadynamic Thruster. Journal of Propulsion & Power. 8 (1), 98-102 (1992).
- Myers, R., Lapointe, M., Mantenieks, M. MPD thruster Technology. Conference on Advanced SEI Technologies, , AIAA paper 91-3568 (1991).
- Myers, R. Applied-field MPD thruster performance with hydrogen and argon propellants. Journal of Propulsion & Power. 9 (5), 781-784 (1993).
- Albertoni, R., Rossetti, P., Paganucci, F., Andrenucci, M. Experimental Study of a 100-kW class Applied-Field MPD Thruster. 32nd International Electric Propulsion Conference, , IEPC-2011-110 (2011).
- Lapointe, M., Strzempkowski, E., Pencil, E. High Power MPD Thruster Performance Measurements. AIAA paper 2004-3467, , (2004).
- Tahara, H., Kagaya, Y., Yoshikawa, T. Performance and Acceleration Process of Quasisteady Magnetoplasmadynamic Arcjets with Applied Magnetic Fields. Journal of Propulsion and Power. 13 (5), 651-658 (1997).
- Tahara, H., Kagaya, K., Yoshikawai, T. Effects of Applied Magnetic Fields on Performance of a Quasisteady Magnetoplasmadynamic Arc. Journal of Propulsion and Power. 11 (2), 337-342 (1995).
- Li, Z., et al. Increasing the Effective Voltage in Applied-Field MPD Thrusters. Journal of Physics D Applied Physics. 51, 085201 (2018).
- Myers, R., Mantenieks, M., Sovey, J. Geometric Effects in Applied-field MPD Thrusters. 21st International Electric Propulsion Conference, , AIAA paper 1990-2669 (1990).
- Myers, R. Geometric Scaling of Applied-Field Magnetoplasmadynamic Thrusters. Journal of Propulsion and Power. 11 (2), 343-350 (1995).
- Mikelides, P. Applied-Field Magnetoplasmadynamic Thrusters, Part 2: Analytic Expressions for Thrust and Voltage. Journal of Propulsion and Power. 16 (5), 894-901 (2000).
- Nakata, D., et al. Experimental Study for the Optimal Electrode Geometry in an MPD Thruster. 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Aerospace Sciences Meetings. Nevada), , AIAA 2007-2589 (2007).
- Kurtz, H., Auweter-Kurtz, M., Merke, W., Schrade, H. Experimental MPD thruster investigations. 19th International Electric Propulsion Conference. AIAA paper 87-1019, , AIAA paper 87-1019 (1987).
- Blackstock, A. W., et al. Experiments Using a 25-kW Hollow Cathode Lithium Vapor MPD Arcjet. AIAA Journal. 8 (5), 886-894 (1970).
- Krulle, G. Characteristics and local analysis of MPD thruster operation. AIAA Electric Propulsion and Plasmadynamics Conference. AIAA paper, , AIAA paper 1967-672 (1967).
- Malliaris, A. C., Libby, D. R. Velocities of Neutral and Ionic Species in a MPD Flow. In AIAA 7th Aerospace Sciences Meeting, , AIAA paper 1969-1109 (1969).
- Wang, B., et al. Target thrust measurement for applied-field magnetoplasmadynamic thruster. Measurement Science & Technology. 29, 075302 (2018).
- Tikhonov, V. B., Semenikhin, S. A., Brophy, J. R., Polk, J. E. The Experimental Performance of the 100-kW Li MPDT with External Magnetic. , IEPC-95-105 (1995).
- Burkhart, J. A., et al. Low environmental pressure MPD arc tests. , AIAA paper 67-685 (1967).
- Boxberger, A., Jüstel, P., Herdrich, G. Performance of 100 kW Steady State Applied-Field MPD Thruster. Int. Symp. on Space Technology and Science, Matsuyama, Japan, , (2017).
- Malliaris, A. C., et al. Performance of Quasi-Steady MPD Thrusters at High Powers. AIAA Journal. 10 (2), 121-122 (1972).
- Knudsen, B. M. The Kinetic Theory of Gases (London:Methuen). , 26-27 (1950).
- Auweter-Kurtz, M., Krulle, G., Kurtz, H. The Investigation of Applied-Field MPD Thrusters on the International Space Station. 25th Electric Propulsion Conference, , IEPC-97-116 (1997).
- Connolly, D., Sovie, R. Effect of background pressure on magnetoplasmadynamic thruster operation. Journal of Spacecraft and Rockets. 7 (3), 255-258 (1970).
- Esker, D., Kroutil, J., Sedrick, A. Cathode Studies of a Radiation Cooled MPD Arc Thruster. , AIAA paper 1970-1083 (1970).
- Myers, R. Plume characteristics of MPD thrusters - A preliminary examination. 25th Joint Propulsion Conference, , AIAA paper 89-2832 (1989).
