Summary
والهدف من هذا البروتوكول إدخال تصميم 100 كيلوواط ميدان تطبيق فئة الصاروخ ماجنيتوبلاسماديناميك والأساليب التجريبية ذات الصلة.
Abstract
ميدان تطبيق الدفاعات ماجنيتوبلاسماديناميك (AF-MPD الدفاعات) المسرعات الهجين التي الكهرومغناطيسية وتسريع العمليات الدينامية الغاز البلازما بسرعة عالية؛ لديهم إمكانات كبيرة لتطبيقات الفضاء في المستقبل مع مزايا هامة عالية خاصة بدفعه وفحوى الكثافة. في هذه الورقة، نقدم مجموعة من البروتوكولات لتصميم وتصنيع فئة 100 كيلوواط من ستدمر AF MPD مع تبريد المياه الهياكل وجهد تصريف أقصى الخامس 130، 800 ألف إبراء الحد أقصى الحالي وقوامها المجال المغنطيسي أقصى 0.25 T. كاثود تنغستن التنتالوم جوفاء بمثابة مدخل الوقود فقط تحول دون أداء شعاعي، ويتم وضع محوريا في الجزء خلفي اﻷنود بغية التخفيف من المجاعة اﻷنود. يعمل أنود نحاس أسطواني متباينة إنقاص ترسب الطاقة اﻷنود، حيث تم تخفيض الطول إلى إنقاص منطقة اتصال جدار البلازما. تجارب استخدمت فراغ النظام التي يمكن أن تحقق من 0.01 فراغ عمل السلطة الفلسطينية لتدفق جماعي الداسر مجموع معدل أقل من 40 مغ/s وهدفا فحوى موقف. وقد أجريت اختبارات ستدمر لقياس آثار المعلمات العامل مثل معدلات تدفق الوقود والتصريف الحالي وقوة المجال المغناطيسي المطبق على الأداء ويسمح بتحليل مناسب. يمكن أن يدار الصاروخ بصورة مستمرة لفترات طويلة من الزمن مع تآكل قليلاً على سطح الكاثود جوفاء. الطاقة القصوى للصاروخ هو 100 كيلو واط، والأداء لهذا التكوين المبردة قابل للمقارنة مع أن من الدفاعات التي ذكرت في الأدبيات.
Introduction
الدفاعات MPD معروفة جيدا لكثافة التوجه مرتفع نسبيا وعالية خاصة بدفعه1،،من23. الكفاءة التوجه النموذجية1 من الدفاعات MPD غير منخفضة نسبيا، لا سيما مع الوقود الدفعي من الغازات الخاملة4،،من56. لمعظم MPD الدفاعات، يتم حقن جزء من تدفق الوقود في قاعة التفريغ من فتحه بين اﻷنود والكاثود7،8 ، مما يؤدي إلى أن عنصر شعاعي، أن نسبة كبيرة من مجموع تصريف. ومع ذلك، من أجل توليد الزخم، حاجة التأثيرات الحركية شعاعي ليتم تحويلها إلى محوري الحركة الحركية مع فوهة مادية أو فوهة مغناطيسية. تبعاً لذلك، هو سمة رئيسية للصاروخ MPD التصميم الجديد أن يتم توفير جميع الوقود عن طريق الكاثود، التي يمكن أن تحول دون تفريغ شعاعي؛ وبهذه الطريقة، يمكن زيادة نسبة الطاقة المحورية. هناك مضاف أ إليه تأثير في أن يمكن زيادة المعلمة قاعة في البلازما حول اﻷنود بانخفاض كثافة عدد حول اﻷنود، التي يمكن أن تعزز عنصر تسريع قاعة9. منذ الوقود قريبة من السطح الداخلي الكاثود حيث تنبعث كميات كبيرة من الإلكترونات الأولية في هذا الوضع للحقن، يمكن زيادة معدل التأين الوقود إلى حد كبير. وعلاوة على ذلك، تم تصغيره طول اﻷنود لإنقاص منطقة اتصال جدار البلازما وخفض اﻷنود السلطة ترسب10،11. كما يطبق أنود متباينة، وهذا إنقاص زاوية بين اﻷنود وخطوط المجال المغناطيسي وإنقاص اﻷنود السلطة ترسب المزيد12،13.
وعلى الرغم من المزايا المذكورة أعلاه لتحسين الأداء، يمكن زيادة كاملة إمدادات الوقود عن طريق الحقن الكاثود خطر المجاعة اﻷنود مما يؤدي إلى ظاهرة "بداية"14. لمنع هذا السلوك، ونحن قد تراجع عن الكاثود العودة إلى قاعدة اﻷنود. ثم نشر الإلكترونات بما فيه الكفاية في اتجاه شعاعي قبل مغادرته خروج اﻷنود، الذي سيعمل على التخفيف من المجاعة اﻷنود. علاوة على ذلك، اعتمد كاثود جوفاء متعددة؛ بالمقارنة مع الكاثود أجوف قناة واحدة، كاثود أجوف الأقنية يمكن زيادة منطقة انبعاث الإلكترون وجعل توزيع الوقود أكثر توحيدا. مع هذا التعديل، سواء في مدى الحياة والاستقرار للصاروخ يمكن أن تكون زيادة15،،من1617.
مصممة بقوة الصاروخ هو 100 كيلوواط وبنية تبريد ضروري مع العملية حالة ثابتة. وتستخدم في التجارب المعملية الحالية، هيكل فعال الماء. ومع ذلك، لتقييم أداء تصميم الصاروخ MPD، أنها الحرجة للحصول على الاتجاه العام. مع تطبيق نظام المياه ذات الضغط العالي نقل الحرارة، سيكون هناك قوي الاهتزاز أثناء عملية التبريد هذه، التي يمكن أن تخلق تدخلا كبيرا إذا استخدمنا مقاييس الاتجاه التقليدي. وبناء على ذلك، يعمل موقفا هدف التوجه لقياس الاتجاه العام.
MPD ستدمر
كما هو مبين في الشكل 1، وستدمر MPD يتكون اﻷنود والكاثود وعازل. اﻷنود مصنوع من النحاس مع فوهة متباينة أسطواني، الحد الأدنى للقطر الداخلي الذي 60 ملم. وهناك قناة تبريد على شكل S حول الجدار الداخلي اﻷنود. مدخل ومخرج للقناة على رأس اﻷنود، التي تكون مفصولة بواسطة يربك. كتلة نحاس مرهف يستخدم لتوصيل اﻷنود والكابلات الكهربائية. التقاطع على السطح الخارجي اﻷنود.
مادة الكاثود من التنغستن التنتالوم، مع تسع قنوات الوقود الداسر. القطر الخارجي الكاثود 16 مم. ويتحقق تبريد الكاثود مع حامل الماء حول قاعدة الكاثود. وهناك قناة على شكل خاتم داخل الحامل. يتم حقن الماء البارد في الحامل من تدفقات الخروج من الجزء العلوي والسفلي. وهناك رابط كاثود جوفاء على الجانب الأيسر من الكاثود. الوقود يتدفق عبر وسط الموصل وإلى غرفة مجوفة الكاثود؛ وهناك تجويف كبير داخل قاعدة الكاثود الاتصال مع تسع قنوات أسطوانية ضيقة. التجويف يعمل كمخزن مؤقت لزيادة تجانس توزيع الوقود في تسع قنوات. الكاثود متصلاً بكبل كهربائي مع كتلة نحاس حلقية، يتم تثبيت جميع أنحاء الموصل الكاثود.
بالإضافة إلى النص الأساسي للصاروخ، أيضا لفائف مغناطيسية خارجية اللازمة لإنشاء حقول للآليات في الصاروخ AF MPD؛ توفر الحقول المغنطيسية حقل مغناطيسي متقاربة متباينة لتسريع البلازما جنبا إلى جنب مع الحقل الكهربائي. لفائف حقل يتكون من 288 يتحول من أنابيب النحاس الدائرية، التي تعمل بمثابة المرور لكل من المياه الحالية والتبريد الكهربائية. القطر الداخلي للملف 150 مم، بينما القطر الخارجي 500 مم. أعلى مستوى للقوام الميداني في المركز هو 0.25 T مع تيار 230 ألف
تجربة النظام
ويشمل نظام تجربة النظم الفرعية الستة. يظهر الرسم التخطيطي للتخطيط العام للنظام التجريبي في الشكل 2؛ ويرد في الشكل 3تخطيط ستدمر داخل الدائرة فراغ.
أولاً، بنظام فراغ، الذي يوفر البيئة الفراغ اللازم لتشغيل الصاروخ، تتألف الدائرة فراغ واحد واثنين من المضخات الميكانيكية، ومضخة جزيئية واحدة وأربع مضخات التبريد. قطر الدائرة 3 أمتار والطول 5 أمتار. يمكن الحفاظ على ضغط البيئة تحت 0.01 السلطة الفلسطينية عندما يكون معدل تدفق الوقود (الأرغون) لا يزيد عن 40 مغ/s.
وثانيا، يوفر هذا النظام المصدر نبضة عالية جهد لإشعال الصاروخ، يوفر الطاقة للصاروخ لتسريع البلازما، ويوفر الطاقة للفائف المجال المغناطيسي للحفاظ على المجال المغناطيسي الخارجي. يتألف نظام مصدر الطاقة مصدر طاقة إشعال ومصدر طاقة ستدمر، ومصدر طاقة لفائف والكابلات. يمكن أن توفر مصدر طاقة الإشعال 8 كيلو فولت أو 15 كيلو فولت التفريغ الكهربائي. يوفر مصدر طاقة ستدمر تيار المباشر ما يصل إلى 1000 ألف يوفر مصدر الطاقة لفائف تيار المباشر يصل إلى 240 ألف
ثالثا، يغذي نظام الإمداد بالوقود الداسر الغاز للدفاعات. ويشمل النظام أساسا مصدر الغاز، وحدة تحكم معدل التدفق الجماعي والغاز توريد الأنابيب.
النظام الفرعي الرابع هو نظام الماء، مما يوفر المياه ذات الضغط العالي بارد لتبادل الحرارة ستدمر ولفائف مغناطيسية ومصادر الطاقة. كما هو موضح في الشكل 4، يتألف النظام من مجموعة مضخات، وخزان المياه، ثلاجة، وحدات تحكم مضخات وأنابيب الإمداد بالمياه. الأنابيب غير إجراء داخل الدائرة فراغ توفير محطة مياه تبريد للصاروخ ولفائف مغناطيسية، ويضمن هذا العزل الكهربائي بين اﻷنود والكاثود والأرض.
اقتناء ونظام مراقبة تسجيل إشارات قياس الظروف العملية ستدمر وعملية التحكم في النظم الأخرى. وهو يتألف من ثلاثة أجهزة كمبيوتر والمقابلة البرمجيات وبطاقة اكتساب البيانات والكابلات.
كما هو موضح في الشكل 5، موقف الهدف الاتجاه يتكون من لوحة الهدف وشعاع مرهف واستشعار التشرد، إطار الدعم، منصة منقولة المحوري ومنصة منقولة شعاعي. يمكن اعتراض الهدف البلازما الذي يدفع الهدف. ويمكن قياس تشريد الهدف بجهاز استشعار وضعت وراء الهدف، وبهذه الطريقة تمكن تقييم الاتجاه18.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Protocol
1. التحضير للتجربة
- تثبيت الصاروخ.
- مسح مكونات القماش ويثنون الغبار ستدمر، غارقة بالكحول اللامائى، في غرفة نظيفة.
- تجميع اﻷنود مع عازل.
- الجمع بين الكاثود وحامل الكاثود وموصل الكاثود.
- إضافة الجزء السالب للجزء اﻷنود.
- تثبيت رابط الأوسط في لفيف وإصلاحها مع مسامير (مسدس مأخذ رئيس المسمار، M5 × 16).
- إنشاء مقر لفائف على منصة التجربة مع رافعة شوكية.
- وضع منهاج التجربة على دليل السكك الحديدية في دائرة الفراغ.
- تثبيت الصاروخ على اللولب.
- الربط بين اﻷنود والكاثود مع الكابلات الكهربائية المقابلة.
- ربط الملف المغناطيسي مع مصدر الطاقة لفائف.
- الانضمام إلى أنابيب الماء وأنابيب الإمداد بالوقود مع الصاروخ.
- ينضم إلى أنابيب للماء مع اللولب.
- تثبيت النظام الأساسي المنقولة داخل الدائرة وإصلاح الجسم الرئيسي لفحوى الوقوف على ذلك.
- ضبط وضع منهاج المنقولة شعاعي، جعل خطوط التحكم الصاروخ والهدف الذي يتزامن مع بعضها البعض.
- معايرة موقف الاتجاه.
- تحميل أوزان مختلفة (10 جرام، 50 جرام، 100 غرام، 200 غرام)، واحداً تلو الآخر، على جهاز معايرة وسجل المقابلة إخراج موقف الاتجاه.
- تفريغ الأوزان واحداً تلو الآخر.
- كرر هذه العملية لثلاث مرات على الأقل.
- حساب معامل مرونة موقف الاتجاه وفقا لبيانات المعايرة.
- إخلاء قاعة فراغ.
- أغلق باب الغرفة.
- بدء تشغيل المضخات الميكانيكية.
- بدء تشغيل المضخات الجزيئية عند الضغط الخلفية في الدائرة أقل من 5 السلطة الفلسطينية.
- بدء تشغيل مضخات التبريد عند الضغط الخلفية في الدائرة أقل من 0.05 السلطة الفلسطينية.
- الانتظار للضغط من أجل التوصل إلى 1 × 10-4 السلطة الفلسطينية.
2-الإشعال وتجربة قياس الاتجاه
- يسخن الصاروخ إذا تعرضت للهواء.
- البدء بتسجيل الإشارات.
- تعيين معدل التدفق الجماعي الداسر على 40 مغ/s والحفاظ على إمداد لمدة 20 دقيقة على الأقل
- بدوره على إمدادات مياه التبريد.
- تعيين تكرار عمل التبريد ومضخات المياه في 10 هرتز.
- نقل موقف التوجه إلى موقف أبعد ما يكون عن الصاروخ.
- التبديل على مصدر الطاقة لفائف مع الحالية لفائف من 90 ألف
- التبديل على مصدر طاقة ستدمر مع التصريف الحالي من 240 ألف
- التبديل على مصدر طاقة الإشعال.
- الاحتفاظ بالصاروخ يعمل لمدة 5 دقائق على الأقل.
- إيقاف تشغيل مصدر الطاقة ستدمر وإمدادات الوقود.
- إيقاف التسجيل.
- قياس الاتجاه
- نقل موقف التوجه إلى الموضع 550 ملم من الصاروخ.
- البدء بتسجيل الإشارات.
- بدء الإمداد بالوقود.
- إشعال الصاروخ مع 90 ألف لفائف الحالية و 240 ألف التصريف الحالي.
- زيادة الملف الحالي إلى 150 ألف
- زيادة التصريف الحالي إلى 800 ألف
- زيادة اللولب الحالية إلى 230 ألف
- إيقاف ستدمر عند إخراج موقف الاتجاه تصبح مستقرة.
- وقف إمدادات الوقود.
- إيقاف التسجيل.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Representative Results
في هذه التجربة، نحن السيطرة على التصريف الحالي (Id)، وكتلة الوقود تدفق rate(m) وتطبيق الحقل المغناطيسي (درجة البكالوريوس). في العملية، يمكننا قياس قيمة الجهد التفريغ (Vd) والاتجاه (T)، ومن القاعدة التي يمكن أن نحصل على أي أداء المعلمات مثل الطاقة (P)، دفعة محددة (Isp) وفحوى الكفاءة (η)1.
ويرد في الشكل 6إشارة نموذجية للاضطلاع بالجهد. عند الشروع في مصدر الطاقة، سيكون هناك جهد الدائرة المفتوحة بين اﻷنود والكاثود، القيمة التي هي حوالي 230 الخامس. هذا الجهد الدائرة المفتوحة ليست عالية بما يكفي لكسر الداسر محايدة في دائرة التفريغ؛ نحن بحاجة إلى تطبيق جهد تصريف عالية تردد لإشعال الصاروخ. بعد الاشتعال، سينخفض الجهد سريعاً؛ ثم الاتجاهات الجهد إلى قيمة ثابتة بعد فترة من التذبذب.
نتيجة قياس اتجاه نموذجي يظهر في الشكل 7. نبدأ بتسجيل إشارة موقف الاتجاه قبل الشروع في الإمداد بالوقود، التي تعامل كنقطة الصفر--الاتجاه. سوف يكون هناك دفعة ضعيفة بعد بداية إمدادات الوقود. بعد اشتعال الصاروخ، ستكون هناك إشارة كبيرة مع ذبذبات, بعدها الاتجاهات التوجه إلى قيمة ثابتة. ثم ننتقل قبالة الصاروخ. وسوف يكون هناك صفر-انجراف سبب التشوه الحراري لهذا الهدف؛ الخطأ الناجم عن هذا التأثير سوف يكون لا يزيد عن 1%.
ويبين الشكل 8 تأثير التصريف الحالي، الميدانية التطبيقية ومعدل التدفق الجماعي الداسر على الاتجاه لقوس الطاقة تصل إلى 25 كيلو واط. علينا أن نختار: معرف = 200 ألف، با = 100 طن متري، ṁ = 40 مغ/s، كشرط من شروط عملية أساسية؛ وتجري سلسلة من التجارب لمقارنة مع البيانات الأساسية. سيتم تغيير معلمة عملية واحدة فقط في كل تجربة النقيض: التصريف الحالي يمكن أن تختلف من 160 ألف إلى 360 ألف؛ يمكن أن تختلف قوة المجال التطبيقي من 34 طن متري إلى 258 مليون طن؛ يمكن أن تختلف معدل التدفق الجماعي الداسر من 20 ملغ/s إلى 80 ملغ/s. وتيسيرا للمقارنة، نحن تطبيع هذه المعلمات العملية الثلاثة، كما هو مبين في أسفل المحور س في الشكل 8. عندما تكون عملية تطبيع معلمات 1.0، يعني الظروف العملية هي نفس واحدة أساسية. جنبا إلى جنب مع المحور السفلي، هناك ثلاثة إكساكسيس أكثر في الجزء العلوي، التي تتوافق مع القيم الأصلية للمعلمات الثلاث، على التوالي.
ويبين الشكل 9 خصائص التصريف خلال نصف ساعة تشغيل المتواصل. يمكن أن ينظر إلى أن الاتجاهات التي ستدمر إلى حالة مستقرة سريعاً بعد الاشتعال، والجهد مستقرة خلال هذه الفترة.
ويعرض الرقم 10 صور فوتوغرافية الكاثود التنغستن التنتالوم قبل وبعد الاختبارات. وكان مجموع وقت التشغيل من الاختبارات ح 10، بما في ذلك التشغيل المستمر مدته نصف ساعة واحدة ووقت قصير اختبار ليبدأ أكثر من 90. يمكن أن ينظر إلى أن التآكل طفيف ووزعت صورة موحدة على السطح الخارجي الكاثود. ووفقا لهذه النتيجة، الصاروخ لديه القدرة على تعمل لفترة زمنية طويلة.
وبعد الاختبارات العملية مستمرة، وبحثنا في أداء الصاروخ في نطاق السلطة من 50-100 كيلو واط. وتم قياس الاتجاه العام مع الموقف المستهدف التوجه، وقياس النتائج تظهر في الشكل 11. يتم الحصول على أفضل أداء في 99.5 كيلو واط، حيث الهدف الرئيسي هو 3052 mN ودفعه محددة هو 4359 s وكفاءة الاتجاه هو 67%. وبالإضافة إلى ذلك، تم حساب قيمة فحوى نظرية، كما هو الحال في مكافئ. 1 (يانغوس12 )، مقارنة مع القيم المقاسة التوجه؛ وكان أكبر الفرق بينهما 11.6 في المائة.
(1)
( شعاع الكاثود إلى نسبة طول القطب؛ R نسبة الشعاع الكهربائي؛ (أ) كتلة ذرية في وحدة الكتلة الذرية و 
عامل التأين12.)
التأثير الأمثل ستدمر
القيم الناتجة عن فحوى ردا على اختلاف معالم النظام يظهر في الشكل 8، حيث يمكن أن نرى أن تأثير معدل التدفق الجماعي الداسر على الفحوى مشابه لذلك المجال التطبيقي. كما الغاز تسريع دينامية19 حساس ل ṁ، يمكن استنتاج أن يعزز عنصر تسريع دينامية الغاز في أعمالنا ستدمر. وعلاوة على ذلك، تؤثر على الحقل الحالي والتطبيقية التفريغ تسارع الكهرومغناطيسي في عدة آليات مختلفة وتأثيرها ينبغي أن يكون واضحا1. في تجاربنا، الاتجاه العام إلى حد كبير أكثر حساسية لزيادة التصريف الحالي مقارنة بمجال تطبيقها، كما هو موضح في الشكل 8. قد يكون أحد جوانب هذا السلوك بسبب تعزيز آثار الغاز الحيوي من زيادة التصريف المحوري الحالي نظراً لطريقة محددة إمدادات الوقود عن طريق الكاثود. علاوة على ذلك، كما هو مبين في الشكل 11، ستدمر MPD تصل إلى من كفاءة اتجاه أعلى من 67 في المائة، ومماثل لكفاءة متفوقة من الدفاعات MPD مع الوقود لفلز قلوي20. وهكذا، تعتبر آثار تغييرات التصميم تحسين أداء الصاروخ MPD بشكل ملحوظ.
بالإضافة إلى ذلك، على الرغم من حقيقة أن هناك لا إمدادات الوقود في المنطقة اﻷنود، كان لدينا ستدمر عملية مستقرة في تيار تفريغ 800 ألف ومعدل إمدادات الوقود من 70 ملغ/s. وعلى سبيل المقارنة، ستدمر MPD SX321 مع إمدادات الوقود جزئية من اﻷنود، التوصل إلى نظام بداية في التصريف الحالي 500 ألف ومعدل إمدادات الوقود من 60 ملغ/س. على أساس استقرار الصاروخ MPD مع القيمة الحرجة أنا2/ṁ 22، ستدمر هذا أعلى قليلاً من SX3.
أخطاء القياس الاتجاه المستهدف
بقياس الهدف التوجه، من الضروري تجنب المبالغة في تقدير الاتجاه الرئيسي في عملية أداء أعلى. هنا نحن نفترض أن التصادم بين الهدف والجسيمات الثقيلة في البلازما مرنة تماما. وهكذا، مأخوذ في نصف فحوى المقاسة زخم حقيقي. وعلاوة على ذلك، في تدفق الوقود إلى الهدف، ونحن نفترض أن البلازما مقيد تماما بالمجال المغناطيسي. لقد اخترنا خطوط المجال المغناطيسي التي تمر عبر النطاق الخارجي اﻷنود كحدود فوهة المغناطيسية. مع افتراض أن يتم توزيع الجسيمات بلازما موحد في الفوهة، كما هو مبين في الشكل 12، أننا يمكن الحصول على مجموعة البلازما في الطائرة المستهدفة، و 704 ملم في القطر. ثم يمكن التعبير عن العلاقة بين قياس الاتجاه والاتجاه الصحيح:
(2)
حيث F هو فحوى المقاسة بالهدف و T هو الحقيقي التوجه.
علاوة على ذلك، بسبب سلوك الحاجز المستهدف، قد التدفق جزيئات الوقود إلى غرفة التفريغ. وعلى افتراض أن يتم الإفراج عن جميع الجزيئات من مركز الهدف، كما هو مبين في الشكل 13، وأن توزيع الجسيمات التدفق الخلفي طاعة جيب التمام قانون23، ثم نسبة الجزيئات عودة يمكن تقييمها مع 3 مكافئ.. إذا كان توزيع الجسيمات التدفق الخلفي صورة موحدة في جميع الاتجاهات من الفضاء، سوف تكون النسبة أعرب عن 4 مكافئ.. اختلافات النسب مع الصاروخ الهدف المسافة z، هما توزيع الافتراضات، ترد في الشكل 14. وكان المسافة الصاروخ الهدف في قياس الاتجاه، 550 مم؛ وهكذا، تم حساب نسبة الجزيئات عودة أن لا يزيد عن 0.3%.
يمكن أن يؤثر الضغط الخلفية أيضا فحوى قياس الأداء. عندما يصل الصاروخ أعلى مستوى من الأداء، يمكن الإبقاء على الضغط الخلفية في النظام في 0.2 السلطة الفلسطينية مع معدل التدفق الجماعي من 70 ملغ/s. ومع ذلك، قد يكون فحوى يقاس أعلى من القيمة الفعلية بسبب تأثير هذه الخلفية عالية الضغط20،،من2425،. ينبغي زيادة سرعة النظام فراغ مضخة للقضاء على هذا التأثير المحتمل، وهذا ترقية المخطط لها.
الهدف هو مصنوع من مواد موصلة كهربائية، وأنه محصن من الأرض أثناء قياس الاتجاه. ومع ذلك، هناك تدفق الحالية في لوم التي قد تتفاعل مع الهدف والتأثير على سلوك ل قياس ستدمر MPD15. هذا يمكن أن يكون أحد عوامل التي تؤثر على حجم الكفاءة التوجه وتستحق المزيد من الدراسة.
(3)
(4)
الشكل 1 . رسم تخطيطي للصاروخ AF MPD
ويشمل الجسم الرئيسي للصاروخ MPD اﻷنود (النحاس) والكاثود (التانتالوم التنغستن) وعازل (نتريد البورون)، وحامل الكاثود (النحاس) وموصل الكاثود (النحاس). الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الشكل 2 . رسم تخطيطي لتجربة نظام
الخطوط في نظام تبريد المياه الزرقاء: ارتفاع ضغط المياه الباردة؛ الخطوط الحمراء في نظام تبريد المياه: تسخين المياه. خطوط خضراء في نظام اكتساب والتحكم: إشارات معلمات العملية؛ براون الخطوط في نظام اكتساب والتحكم: إشارات التحكم التعليمات. أزرق خطوط في نظام مصدر الطاقة: أسلاك توصيل اﻷنود ستدمر ولفائف المغناطيسي؛ الخط الأحمر في نظام مصدر الطاقة: أسلاك تربط إلى الكاثود ستدمر ولفائف مغناطيسية. شبه منحرف الأزرق في الوسط: شعاع الصاروخ. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الشكل 3 . تخطيط التجربة داخل فراغ الغرفة
الصاروخ هو المتمركزة داخل المجال المغناطيسي اللولب. اللولب وراء موقف الاتجاه المستهدف؛ وهكذا، يتم عرقلة رأي ستدمر قبل الهدف من الزاوية البصرية في الشكل. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الشكل 4 . نظام تبريد المياه
() مجموعة مضخات، وخزان مياه وثلاجة (وضعت خارج المختبر). (ب) الضغط العالي المعدنية أنابيب إمداد تبريد المياه (خارج الدائرة فراغ). (ج) المفاصل والعزل أنابيب إمداد مياه التبريد لأقطاب ولفائف مغناطيسية (داخل الدائرة فراغ). (د) مضخات وحدات تحكم تعيين معدل التدفق لمضخات المياه. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الشكل 5 . الهدف الأسلوب فحوى موقف
الخط المركزي الصاروخ والهدف التي تزامنت مع بعضها البعض. يمكن ضبط موضع الهدف المحوري مع منصة متحركة. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الرقم 6 . الجهد تصريف نموذجي للصاروخ
أداء الحالية 240 ألف، المجال التطبيقي من 258 مليون طن، معدل التدفق الجماعي الداسر من 40 مغ/س. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الشكل 7 . إشارة قياس الاتجاه نموذجي
أداء الحالية 240 ألف، المجال التطبيقي من 258 مليون طن، معدل التدفق الجماعي الداسر من 40 مغ/س. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الشكل 8 . تأثير التفريغ الميدانية الحالية، والتطبيقية ومعدل التدفق الجماعي الداسر على التوجه، مع قوس الطاقة تصل إلى 25 كيلو واط. اﻻحداثي السيني في الأسفل يمثل عملية تطبيع المعلمات بما في ذلك:
معرف (التصريف الحالي)، با (قوة الحقل المغناطيسي التطبيقية) و ṁ (معدل التدفق الجماعي الداسر) مع معرف = 200 ألف، با = 100 طن متري، ṁ = 40 مغ/s المحدد كالظروف العملية الأساسية، المقابلة لقيمة 1 على اﻻحداثي السيني السفلي. أبسسيساس على رأس تتوافق مع القيم الأصلية للمعلمات الثلاث. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الرقم 9 . استمرار العملية الحالية والجهد للسلطة قوس من 36 كيلو واط
ثلاثة خطوط متصلة إشارات الإخراج للاضطلاع بالجهد الكهربي وتفريغ القوس الحالية ومحسوب السلطة، على التوالي. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الرقم 10 . المظهر الكاثود الأولية والكاثود بعد العملية لمجموع 10 ساعات.
الجانب الأيسر من الشكل تظهر صورة التنتالوم التنغستن أجوف الكاثود قبل خضوعه للتصريف؛ يظهر الجانب الأيسر الكاثود بعد ما مجموعة 10 ساعات تحت التفريغ. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الرقم 11 . أداء الصاروخ في نطاق السلطة من 50-100 كيلو واط
نقاط مع رموز النجوم هي القيم المحسوبة بفحوى الصيغة12عن فحوى. الرموز الأخرى هي القيم المقاسة مع الموقف المستهدف التوجه عن فحوى. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الرقم 12 . التخطيطي من المساحة المستهدفة مقارنة بهندسة الحقل المغناطيسي
وتمثل الخطوط المنقطة خطوط المجال المغناطيسي من خلال النطاق الخارجي اﻷنود. يمكن أن تشكل المجال المغناطيسي داخل خطوط منقطة مرهف فوهة مغناطيسية في الفضاء. قطر الفوهة هو 704 ملم في الطائرة المستهدفة، و 550 ملم من الصاروخ في التجربة. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الرقم 13 . التخطيطي لديناميات الجسيمات التدفق الخلفي
تمثل الأسهم يشع من الهدف ارتدت الجسيمات من مركز للهدف. هنا نحن نفترض أن جميع الجزيئات الارتداد من النقطة المركزية للهدف. هذا الافتراض سوف المبالغة في حساب نسبة الجزيئات إعادة الإدخال. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
الرقم 14 . النسبة المئوية للوقود الدفق إلى غرفة التفريغ
السطر مع رموز ساحات يمثل نسبة الجزيئات عودة تستند إلى افتراض أن تطيع الجسيمات الدفق توزيع جيب تمام. يمثل الخط مع رموز الماس من توزيع موحدة. اﻻحداثي السيني هي المسافة بين الهدف وخروج اﻷنود. الرجاء انقر هنا لمشاهدة نسخة أكبر من هذا الرقم-
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Discussion
ويصف هذا البروتوكول عمليات الإشعال، والعملية، وقياس الاتجاه من 100 كيلوواط فئة تطبيق الحقل MPD ستدمر. والنقطة الأساسية في تصميم ستدمر MPD للأداء الأمثل هو اختيار التكوين الصحيح وفقا للهدف المحدد. يمكن أن تعمل الدفاعات MPD مع اﻷنود متقاربة متباينة حالة ثابتة في عملية واسعة نطاق. ومع ذلك، قد يكون الأداء أقل من الصاروخ اﻷنود المتباينة. أعلى من الكاثود جوفاء، لا سيما الكاثود جوفاء متعددة القنوات، كاثود رود تقليدية في معظم الجوانب. تطبيق الكاثود أجوف مفيد لتحسين أداء الصاروخ، ويوفر خيارات لطرق الإمداد بالوقود. التصنيع تكلفة الكاثود جوفاء مرتفع نسبيا بالمقارنة مع كاثود صلبة.
دارة السائل تبريد الهيكل ضروري للعملية للصاروخ إذا تم تصميمه للعمل لأكثر من 10 دقائق. وبدلاً من ذلك، التبريد الإشعاع هو آخر خيار26، التي يمكن أن تجنب أنابيب التبريد المعقدة. ومع ذلك، قد يتسبب هذا حجم كبير شعاعي للصاروخ. وعلاوة على ذلك، يمكن أن يكون أنبوب حرارة خيار آخر عندما يعملون في بعثات الفضاء الفعلية.
حقل مغناطيسي خارجي لا غنى عنه للصاروخ AF MPD. يمكن أن تقدمها في المجال لفائف لولبي تقليدية، كما هو موضح في البروتوكول، أو مغناطيس الدائم. وباﻹضافة إلى ذلك، الموصلية الفائقة هو مرشح محتمل، التي يمكن أن توفر الكثير المجال المغناطيسي أقوى من فائف التقليدية والشامل الذي أيضا أقل من اللولب اللولبي التقليدية.
إجراء تجربة قياس الاتجاه، ينبغي أن يكون الضغط الخلفية أقل من 0.013-0.13 باسكال1. وبخلاف ذلك، قد تتأثر العملية للصاروخ. وبالإضافة إلى ذلك، وفقا لأبحاث27، هناك تدفق التيارات في الأعمدة للدفاعات MPD والحالي أبعد يمكن التوصل إلى موقف 90 سم من الصاروخ في الاتجاه المحوري. وبالتالي، زيادة حجم الدائرة مفيد لتقليل تأثير هذا المرفق على الصاروخ.
Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.
Disclosures
الكتاب ليس لها علاقة بالكشف عن.
Acknowledgments
هذا العمل كان يدعمها "برنامج البحوث الأساسية" (رقم JCKY2017601C). ونحن نقدر المساعدة من نيويورك م. توماس، أستاذ فخري في جامعة ولاية أوهايو.
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).
