Un propulsor de iones , impulsión de iones o motor de iones es una forma de propulsión eléctrica utilizada para la propulsión de naves espaciales . Crea empuje acelerando iones usando electricidad .
Un propulsor de iones ioniza un gas neutro extrayendo algunos electrones de los átomos , creando una nube de iones positivos . Estos propulsores de iones dependen principalmente de la electrostática, ya que los iones son acelerados por la fuerza de Coulomb a lo largo de un campo eléctrico . Los electrones almacenados temporalmente son finalmente reinyectados por un neutralizador en la nube de iones después de que ha pasado a través de la rejilla electrostática, por lo que el gas se vuelve neutral nuevamente y puede dispersarse libremente en el espacio sin ninguna interacción eléctrica adicional con el propulsor. Por el contrario, los propulsores electromagnéticos utilizan la fuerza de Lorentz para acelerar todas las especies (electrones libres, así como iones positivos y negativos) en la misma dirección, independientemente de su carga eléctrica , y se denominan específicamente motores de propulsión de plasma , donde el campo eléctrico no está en la dirección de la aceleración. [1] [2]
Los propulsores de iones en uso operativo consumen típicamente de 1 a 7 kW de potencia , tienen velocidades de escape de alrededor de 20 a 50 km / s ( I sp 2000 a 5000 s) y poseen empujes de 25 a 250 mN y una eficiencia de propulsión de 65 a 80%. [3] [4] aunque las versiones experimentales han alcanzado 100 kW (130 hp), 5 N (1,1 lb f ). [5]
La nave espacial Deep Space 1 , impulsada por un propulsor de iones, cambió la velocidad en 4,3 km / s (2,7 mi / s) mientras consumía menos de 74 kg (163 lb) de xenón . La nave espacial Dawn rompió el récord, con un cambio de velocidad de 11,5 km / s (41.000 km / h), aunque solo era la mitad de eficiente, requiriendo 425 kg (937 lb) de xenón. [6]
Las aplicaciones incluyen el control de la orientación y la posición de los satélites en órbita (algunos satélites tienen docenas de propulsores de iones de baja potencia) y su uso como motor de propulsión principal para vehículos espaciales robóticos de baja masa (como Deep Space 1 y Dawn ). [3] [4]
Los motores de empuje de iones son prácticos solo en el vacío del espacio y no pueden llevar vehículos a través de la atmósfera porque los motores de iones no funcionan en presencia de iones fuera del motor; Además, el minúsculo empuje del motor no puede superar ninguna resistencia significativa del aire. Además, a pesar de la presencia de una atmósfera (o la falta de ella), un motor de iones no puede generar suficiente empuje para lograr el despegue inicial de cualquier cuerpo celeste con una gravedad superficial significativa . Por estas razones, las naves espaciales deben depender de cohetes químicos convencionales para alcanzar su órbita inicial .
Orígenes
La primera persona que escribió un artículo presentando públicamente la idea fue Konstantin Tsiolkovsky en 1911. [7] La técnica se recomendó para condiciones de casi vacío a gran altitud, pero el empuje se demostró con corrientes de aire ionizado a presión atmosférica. La idea apareció de nuevo en " Wege zur Raumschiffahrt " de Hermann Oberth (Ways to Spaceflight), publicado en 1923, donde explicó sus pensamientos sobre los ahorros masivos de la propulsión eléctrica, predijo su uso en la propulsión de naves espaciales y el control de actitud , y abogó por electrostática aceleración de gases cargados. [8]
Harold R. Kaufman construyó un propulsor de iones en funcionamiento en 1959 en las instalaciones del Centro de Investigación Glenn de la NASA . Era similar a un propulsor de iones electrostático en cuadrícula y usaba mercurio como propulsor. Las pruebas suborbitales se realizaron durante la década de 1960 y en 1964, el motor fue enviado a un vuelo suborbital a bordo del Space Electric Rocket Test-1 (SERT-1). [9] [10] Operó con éxito durante los 31 minutos previstos antes de caer a la Tierra. [11] Esta prueba fue seguida por una prueba orbital, SERT-2, en 1970. [12] [13]
Una forma alternativa de propulsión eléctrica, el propulsor de efecto Hall , se estudió de forma independiente en los Estados Unidos y la Unión Soviética en las décadas de 1950 y 1960. Los propulsores de efecto Hall funcionaron en satélites soviéticos desde 1972 hasta finales de la década de 1990, y se utilizaron principalmente para la estabilización de satélites en direcciones norte-sur y este-oeste. Unos 100-200 motores completaron misiones en satélites soviéticos y rusos . [14] El diseño de propulsores soviéticos se introdujo en Occidente en 1992 después de que un equipo de especialistas en propulsión eléctrica, con el apoyo de la Organización de Defensa de Misiles Balísticos , visitara los laboratorios soviéticos.
Principio de funcionamiento general
Los propulsores de iones utilizan haces de iones (átomos o moléculas con carga eléctrica) para crear un empuje de acuerdo con la conservación del momento . El método para acelerar los iones varía, pero todos los diseños aprovechan la relación carga / masa de los iones. Esta relación significa que las diferencias de potencial relativamente pequeñas pueden crear altas velocidades de escape. Esto reduce la cantidad de masa de reacción o propulsor requerido, pero aumenta la cantidad de energía específica requerida en comparación con los cohetes químicos . Por lo tanto, los propulsores de iones pueden alcanzar altos impulsos específicos . El inconveniente del empuje bajo es la baja aceleración porque la masa de la unidad de energía eléctrica se correlaciona directamente con la cantidad de energía. Este bajo empuje hace que los propulsores de iones no sean adecuados para el lanzamiento de naves espaciales a la órbita, pero efectivos para la propulsión en el espacio.
Los propulsores de iones se clasifican en electrostáticos o electromagnéticos . La principal diferencia es el método para acelerar los iones.
- Los propulsores de iones electrostáticos utilizan la fuerza de Coulomb y aceleran los iones en la dirección del campo eléctrico.
- Los propulsores de iones electromagnéticos utilizan la fuerza de Lorentz para mover los iones.
La energía eléctrica para los propulsores de iones generalmente se proporciona mediante paneles solares . Sin embargo, para distancias suficientemente grandes del sol, se puede utilizar energía nuclear . En cada caso, la masa de la fuente de alimentación es proporcional a la potencia máxima que se puede suministrar, y ambas proporcionan, para esta aplicación, casi ningún límite a la energía. [ cita requerida ]
Los propulsores eléctricos tienden a producir un empuje bajo, lo que resulta en una baja aceleración. Definiendo, la aceleración gravitacional estándar de la Tierra , y observando que, esto se puede analizar. Un propulsor NSTAR que produce una fuerza de empuje de 92 mN [15] acelerará un satélite con una masa de 1 Mg en 0,092 N / 1000 kg = 9,2 × 10 −5 m / s 2 (o 9,38 × 10 −6 g ). Sin embargo, esta aceleración se puede mantener durante meses o años seguidos, en contraste con las breves quemaduras de los cohetes químicos.
- F es la fuerza de empuje en N,
- η es la eficiencia
- P es la potencia eléctrica utilizada por el propulsor en W, y
- I sp es el impulso específico en segundos.
El propulsor de iones no es el tipo más prometedor de propulsión de naves espaciales de propulsión eléctrica , pero es el más exitoso en la práctica hasta la fecha. [4] Un impulso de iones requeriría dos días para acelerar un automóvil a la velocidad de autopista en el vacío. Las características técnicas, especialmente el empuje , son considerablemente inferiores a los prototipos descritos en la literatura, [3] [4] las capacidades técnicas están limitadas por la carga espacial creada por los iones. Esto limita la densidad de empuje ( fuerza por área de sección transversal del motor). [4] Los propulsores de iones crean pequeños niveles de empuje (el empuje de Deep Space 1 es aproximadamente igual al peso de una hoja de papel [4] ) en comparación con los cohetes químicos convencionales , pero logran un alto impulso específico , o eficiencia de masa propulsora, al acelerar el escape a alta velocidad. La potencia impartida al escape aumenta con el cuadrado de la velocidad de escape, mientras que el aumento de empuje es lineal. Por el contrario, los cohetes químicos proporcionan un alto empuje, pero su impulso total está limitado por la pequeña cantidad de energía que se puede almacenar químicamente en los propulsores. [16] Dado el peso práctico de las fuentes de energía adecuadas, la aceleración de un propulsor de iones es con frecuencia menos de una milésima parte de la gravedad estándar . Sin embargo, dado que funcionan como motores eléctricos (o electrostáticos), convierten una fracción mayor de la potencia de entrada en potencia de escape cinética. Los cohetes químicos funcionan como motores térmicos y el teorema de Carnot limita la velocidad de escape.
Propulsores electrostáticos
Propulsores de iones electrostáticos en red
Los propulsores de iones electrostáticos en red utilizan comúnmente gas xenón . El propulsor gaseoso comienza sin carga; se ioniza bombardeándolo con electrones energéticos, ya que la energía transferida expulsa electrones de valencia de los átomos del gas propulsor. Estos electrones pueden ser proporcionados por un filamento de cátodo caliente y acelerados a través de la diferencia de potencial hacia un ánodo. Alternativamente, los electrones pueden acelerarse mediante un campo eléctrico inducido oscilante creado por un electroimán alterno, que da como resultado una descarga autosostenida sin un cátodo (propulsor de iones de radiofrecuencia).
Los iones cargados positivamente se extraen mediante un sistema que consta de 2 o 3 rejillas de múltiples aperturas. Después de ingresar al sistema de rejilla cerca de la vaina de plasma, los iones se aceleran por la diferencia de potencial entre la primera rejilla y la segunda rejilla (llamada rejilla de pantalla y rejilla de aceleración, respectivamente) hasta la energía iónica final de (típicamente) 1–2 keV , que genera empuje.
Los propulsores de iones emiten un haz de iones de xenón cargados positivamente. Para evitar que la nave espacial acumule una carga, se coloca otro cátodo cerca del motor para emitir electrones en el haz de iones, dejando el propulsor eléctricamente neutro. Esto evita que el haz de iones sea atraído (y regrese) a la nave espacial, lo que cancelaría el empuje. [11]
Investigación de propulsores de iones electrostáticos en red (pasado / presente):
- Preparación para la aplicación de tecnología solar de la NASA (NSTAR), 2,3 kW, utilizada en dos misiones exitosas
- Propulsor de xenón evolutivo de la NASA ( NEXT ), 6,9 kW, hardware de calificación de vuelo construido
- Sistema de iones de xenón eléctrico nuclear (NEXIS)
- Propulsión eléctrica de alta potencia ( HiPEP ), 25 kW, ejemplo de prueba construido y ejecutado brevemente en el suelo
- Propulsor de iones de radiofrecuencia de EADS (RIT)
- 4 rejillas de doble etapa (DS4G) [17] [18]
Propulsores de efecto Hall
Los propulsores de efecto Hall aceleran los iones por medio de un potencial eléctrico entre un ánodo cilíndrico y un plasma cargado negativamente que forma el cátodo. La mayor parte del propulsor (típicamente xenón) se introduce cerca del ánodo, donde se ioniza y fluye hacia el cátodo; los iones se aceleran hacia ya través de él, recogiendo electrones cuando salen para neutralizar el haz y dejar el propulsor a alta velocidad.
El ánodo está en un extremo de un tubo cilíndrico. En el centro hay una espiga que se enrolla para producir un campo magnético radial entre ella y el tubo circundante. Los iones no se ven afectados en gran medida por el campo magnético, ya que son demasiado masivos. Sin embargo, los electrones producidos cerca del final del pico para crear el cátodo quedan atrapados por el campo magnético y se mantienen en su lugar por su atracción hacia el ánodo. Algunos de los electrones descienden en espiral hacia el ánodo, circulando alrededor del pico en una corriente de Hall. Cuando llegan al ánodo impactan con el propulsor descargado y hacen que se ionice, antes de llegar finalmente al ánodo y cerrar el circuito. [19]
Propulsión eléctrica por emisión de campo
Los propulsores de propulsión eléctrica por emisión de campo (FEEP) pueden utilizar propulsores de cesio o indio . El diseño comprende un pequeño depósito de propulsor que almacena el metal líquido, un tubo estrecho o un sistema de placas paralelas por las que fluye el líquido y un acelerador (un anillo o una abertura alargada en una placa metálica) aproximadamente un milímetro más allá del extremo del tubo. El cesio y el indio se utilizan debido a sus altos pesos atómicos, bajos potenciales de ionización y bajos puntos de fusión. Una vez que el metal líquido llega al final del tubo, un campo eléctrico aplicado entre el emisor y el acelerador hace que la superficie del líquido se deforme en una serie de cúspides salientes o conos de Taylor . A un voltaje aplicado suficientemente alto, los iones positivos se extraen de las puntas de los conos. [20] [21] [22] El campo eléctrico creado por el emisor y el acelerador acelera los iones. Una fuente externa de electrones neutraliza la corriente de iones cargada positivamente para evitar la carga de la nave espacial.
Propulsores electromagnéticos
Propulsores inductivos pulsados
Los propulsores inductivos pulsados (PIT) utilizan pulsos en lugar de un empuje continuo y tienen la capacidad de funcionar a niveles de potencia del orden de megavatios (MW). Los PIT consisten en una gran bobina que rodea un tubo en forma de cono que emite el gas propulsor. El amoniaco es el gas más utilizado. Para cada pulso, se acumula una gran carga en un grupo de condensadores detrás de la bobina y luego se libera. Esto crea una corriente que se mueve circularmente en la dirección de jθ. Luego, la corriente crea un campo magnético en la dirección radial hacia afuera (Br), que luego crea una corriente en el gas que acaba de liberarse en la dirección opuesta a la corriente original. Esta corriente opuesta ioniza el amoniaco. Los iones cargados positivamente se aceleran lejos del motor debido al campo eléctrico jθ que cruza el campo magnético Br, debido a la Fuerza de Lorentz. [23]
Propulsor magnetoplasmadynamic
Los propulsores magnetoplasmadynamic (MPD) y los propulsores del acelerador de fuerza Lorentz de litio (LiLFA) utilizan aproximadamente la misma idea. El propulsor LiLFA se basa en el propulsor MPD. Como propulsor se pueden utilizar hidrógeno , argón , amoniaco y nitrógeno . En una determinada configuración, el gas ambiental en órbita terrestre baja (LEO) se puede utilizar como propulsor. El gas entra en la cámara principal donde es ionizado en plasma por el campo eléctrico entre el ánodo y el cátodo . Este plasma luego conduce la electricidad entre el ánodo y el cátodo, cerrando el circuito. Esta nueva corriente crea un campo magnético alrededor del cátodo, que se cruza con el campo eléctrico, acelerando así el plasma debido a la fuerza de Lorentz.
El propulsor LiLFA utiliza la misma idea general que el propulsor MPD, con dos diferencias principales. Primero, el LiLFA usa vapor de litio, que puede almacenarse como un sólido. La otra diferencia es que el cátodo único se reemplaza por múltiples varillas de cátodo más pequeñas empaquetadas en un tubo de cátodo hueco . Los cátodos MPD se corroen fácilmente debido al contacto constante con el plasma. En el propulsor LiLFA, el vapor de litio se inyecta en el cátodo hueco y no se ioniza a su forma de plasma / corroe las varillas del cátodo hasta que sale del tubo. Luego, el plasma se acelera usando la misma fuerza de Lorentz . [24] [25] [26]
En 2013, la empresa rusa Chemical Automatics Design Bureau realizó con éxito una prueba de banco de su motor MPD para viajes espaciales de larga distancia. [27]
Propulsores de plasma sin electrodos
Los propulsores de plasma sin electrodos tienen dos características únicas: la eliminación de los electrodos del ánodo y del cátodo y la capacidad de acelerar el motor. La extracción de los electrodos elimina la erosión, lo que limita la vida útil de otros motores de iones. El gas neutro primero se ioniza mediante ondas electromagnéticas y luego se transfiere a otra cámara donde es acelerado por un campo eléctrico y magnético oscilante, también conocido como fuerza ponderomotriz . Esta separación de las etapas de ionización y aceleración permite estrangular el flujo de propulsor, que luego cambia la magnitud del empuje y los valores de impulso específicos. [28]
Propulsores Helicon de doble capa
Un propulsor de doble capa de helicón es un tipo de propulsor de plasma que expulsa gas ionizado a alta velocidad para proporcionar empuje . En este diseño, el gas se inyecta en una cámara tubular (el tubo fuente ) con un extremo abierto. La alimentación de CA de radiofrecuencia (a 13,56 MHz en el diseño del prototipo) está acoplada a una antena de forma especial envuelta alrededor de la cámara. La onda electromagnética emitida por la antena hace que el gas se descomponga y forme un plasma. La antena luego excita una onda de helicón en el plasma, que lo calienta aún más. El dispositivo tiene un campo magnético aproximadamente constante en el tubo fuente (suministrado por solenoides en el prototipo), pero el campo magnético diverge y disminuye rápidamente en magnitud lejos de la región fuente y podría pensarse como una especie de boquilla magnética . En funcionamiento, un límite nítido separa el plasma de alta densidad dentro de la región de la fuente y el plasma de baja densidad en el escape, que está asociado con un cambio brusco en el potencial eléctrico. Las propiedades del plasma cambian rápidamente a través de este límite, que se conoce como doble capa eléctrica sin corriente . El potencial eléctrico es mucho mayor dentro de la región de la fuente que en el escape y esto sirve tanto para confinar la mayoría de los electrones como para acelerar los iones lejos de la región de la fuente. Suficientes electrones escapan de la región de la fuente para asegurar que el plasma en el escape sea neutral en general.
Cohete de magnetoplasma de impulso específico variable (VASIMR)
El cohete de magnetoplasma de impulso específico variable propuesto (VASIMR) funciona mediante el uso de ondas de radio para ionizar un propulsor en un plasma y luego el uso de un campo magnético para acelerar el plasma fuera de la parte trasera del motor del cohete para generar empuje. El VASIMR está siendo desarrollado actualmente por Ad Astra Rocket Company , con sede en Houston , Texas , con la ayuda de Nautel , con sede en Canadá , que produce generadores de RF de 200 kW para propulsores ionizantes. Algunos de los componentes y experimentos de "brotes de plasma" se prueban en un laboratorio ubicado en Liberia, Costa Rica . Este proyecto está dirigido por el ex astronauta de la NASA Dr. Franklin Chang-Díaz (CRC-USA). Se estaba discutiendo la instalación de un motor de prueba VASIMR de 200 kW en el exterior de la Estación Espacial Internacional , como parte del plan para probar el VASIMR en el espacio; sin embargo, los planes para esta prueba a bordo de la ISS fueron cancelados en 2015 por la NASA , con una autorización gratuita. La prueba de vuelo VASIMR está siendo discutida por Ad Astra en su lugar. [29] Un motor de 200 megavatios previsto podría reducir la duración del vuelo desde la Tierra a Júpiter o Saturno de seis años a catorce meses, y Marte de 7 meses a 39 días. [30]
Propulsores electrotérmicos de microondas
Bajo una beca de investigación del Centro de Investigación Lewis de la NASA durante las décadas de 1980 y 1990, Martin C. Hawley y Jes Asmussen dirigieron un equipo de ingenieros en el desarrollo de un propulsor electrotérmico de microondas (MET). [31]
En la cámara de descarga, la energía de microondas (MW) fluye hacia el centro que contiene un alto nivel de iones (I), lo que hace que las especies neutras del propulsor gaseoso se ionicen. Las especies excitadas fluyen (FES) a través de la región de iones bajos (II) a una región neutra (III) donde los iones completan su recombinación , reemplazados por el flujo de especies neutrales (FNS) hacia el centro. Mientras tanto, la energía se pierde en las paredes de la cámara a través de la conducción de calor y la convección (HCC), junto con la radiación (Rad). La energía restante absorbida en el propulsor gaseoso se convierte en empuje .
Propulsor de radioisótopos
Se ha propuesto un sistema de propulsión teórico, basado en partículas alfa ( He2+
o 4
2Él2+
que indica un ion de helio con una carga +2) emitido por un radioisótopo unidireccionalmente a través de un orificio en su cámara. Un cañón de electrones neutralizante produciría una pequeña cantidad de empuje con un alto impulso específico del orden de millones de segundos debido a la alta velocidad relativista de las partículas alfa. [32]
Una variante de esto utiliza una rejilla a base de grafito con un alto voltaje de CC estático para aumentar el empuje, ya que el grafito tiene una alta transparencia a las partículas alfa si también se irradia con luz ultravioleta de onda corta a la longitud de onda correcta desde un emisor de estado sólido. También permite fuentes de energía más baja y vida media más larga, lo que sería ventajoso para una aplicación espacial. El relleno de helio también se ha sugerido como una forma de aumentar el camino libre medio de electrones.
Comparaciones
Propulsor | Propulsor | Potencia de entrada (kW) | Impulso (s) específico (s) | Empuje (mN) | Masa del propulsor (kg) | Notas |
---|---|---|---|---|---|---|
NSTAR | Xenón | 2.3 | 3300 -1700 [33] | 92 máx. [15] | Utilizado en las sondas espaciales Deep Space 1 y Dawn | |
Efecto Hall PPS-1350 | Xenón | 1,5 | 1660 | 90 | 5.3 | |
SIGUIENTE [15] | Xenón | 6.9[34] | 4190[34][35][36] | 236 max.[15][36] | ||
NEXIS[37] | Xenon | 20.5 | ||||
RIT 22[38] | Xenon | 5 | ||||
BHT8000[39] | Xenon | 8 | 2210 | 449 | 25 | |
Hall effect | Xenon | 75[citation needed] | ||||
FEEP | Liquid caesium | 6×10−5 – 0.06 | 6000–10000[21] | 0.001–1[21] | ||
AEPS[40] | Xenon | 13.3 | 2900 | 600 | 100 | To be used in Lunar Gateway PPE module. |
Thruster | Propellant | Input power (kW) | Specific impulse (s) | Thrust (mN) | Thruster mass (kg) | Notes |
---|---|---|---|---|---|---|
Hall effect | Bismuth | 1.9[41] | 1520 (anode)[41] | 143 (discharge)[41] | ||
Hall effect | Bismuth | 25[citation needed] | ||||
Hall effect | Bismuth | 140[citation needed] | ||||
Hall effect | Iodine | 0.2[42] | 1510 (anode)[42] | 12.1 (discharge)[42] | ||
Hall effect | Iodine | 7[43] | 1950[43] | 413[43] | ||
HiPEP | Xenon | 20–50[44] | 6000–9000[44] | 460–670[44] | ||
MPDT | Hydrogen | 1500[45] | 4900[45] | 26300[citation needed] | ||
MPDT | Hydrogen | 3750[45] | 3500[45] | 88500[citation needed] | ||
MPDT | Hydrogen | 7500[citation needed] | 6000[citation needed] | 60000[citation needed] | ||
LiLFA | Lithium vapor | 500 | 4077[citation needed] | 12000[citation needed] | ||
FEEP | Liquid caesium | 6×10−5 – 0.06 | 6000–10000[21] | 0.001–1[21] | ||
VASIMR | Argon | 200 | 3000–12000 | Approximately 5000[46] | 620[47] | |
CAT[48] | Xenon, iodine, water[49] | 0.01 | 690[50][51] | 1.1–2 (73 mN/kW)[49] | <1[49] | |
DS4G | Xenon | 250 | 19300 | 2500 max. | 5 | |
KLIMT | Krypton | 0.5[52] | 4[52] | |||
ID-500 | Xenon[53] | 32–35 | 7140 | 375–750[54] | 34.8 | To be used in TEM |
Toda la vida
Ion thrusters' low thrust requires continuous operation for a long time to achieve the necessary change in velocity (delta-v) for a particular mission. Ion thrusters are designed to provide continuous operation for intervals of weeks to years.
The lifetime of electrostatic ion thrusters is limited by several processes. In electrostatic gridded designs, charge-exchange ions produced by the beam ions with the neutral gas flow can be accelerated towards the negatively biased accelerator grid and cause grid erosion. End-of-life is reached when either the grid structure fails or the holes in the grid become large enough that ion extraction is substantially affected; e.g., by the occurrence of electron backstreaming. Grid erosion cannot be avoided and is the major lifetime-limiting factor. Thorough grid design and material selection enable lifetimes of 20,000 hours or more.
A test of the NASA Solar Technology Application Readiness (NSTAR) electrostatic ion thruster resulted in 30,472 hours (roughly 3.5 years) of continuous thrust at maximum power. Post-test examination indicated the engine was not approaching failure.[55][3][4]
The NASA Evolutionary Xenon Thruster (NEXT) project operated continuously for more than 48,000 hours.[56] The test was conducted in a high vacuum test chamber. Over the course of the 5.5+ year test, the engine consumed approximately 870 kilograms of xenon propellant. The total impulse generated would require over 10,000 kilograms of conventional rocket propellant for a similar application.
The Advanced Electric Propulsion System (AEPS) is expected to accumulate about 5,000 hours and the design aims to achieve a flight model that offers a half-life of at least 23,000 hours [57] and a full life of about 50,000 hours.[58]
Hall thrusters suffer from strong erosion of the ceramic discharge chamber by impact of energetic ions: a test reported in 2010 [59] showed erosion of around 1 mm per hundred hours of operation, though this is inconsistent with observed on-orbit lifetimes of a few thousand hours.
Propulsores
Ionization energy represents a large percentage of the energy needed to run ion drives. The ideal propellant is thus easy to ionize and has a high mass/ionization energy ratio. In addition, the propellant should not erode the thruster to any great degree to permit long life; and should not contaminate the vehicle.[60]
Many current designs use xenon gas, as it is easy to ionize, has a reasonably high atomic number, is inert and causes low erosion. However, xenon is globally in short supply and expensive.
Some older ion thruster designs used mercury propellant. However, mercury is toxic, tended to contaminate spacecraft, and was difficult to feed accurately. A modern commercial prototype may be using mercury successfully.[61]
Other propellants, such as bismuth and iodine, show promise both for gridless designs such as Hall effect thrusters,[41][42][43] and gridded ion thrusters.[62]
Iodine was used for the first time in space as a propellant for electric propulsion on the NPT30-I2 gridded ion thruster, onboard the Beihangkongshi-1 mission launched in November 2020.[63][64][65] The CubeSat Ambipolar Thruster (CAT) used on the Mars Array of Ionospheric Research Satellites Using the CubeSat Ambipolar Thruster (MARS-CAT) mission also proposes to use solid iodine as the propellant to minimize storage volume.[50][51]
VASIMR design (and other plasma-based engines) are theoretically able to use practically any material for propellant. However, in current tests the most practical propellant is argon, which is relatively abundant and inexpensive.
Krypton is used to fuel the Hall effect thrusters aboard Starlink internet satellites, in part due to its lower cost than conventional xenon propellant.[66]
Eficiencia energética
Ion thruster efficiency is the kinetic energy of the exhaust jet emitted per second divided by the electrical power into the device.
Overall system energy efficiency is determined by the propulsive efficiency, which depends on vehicle speed and exhaust speed. Some thrusters can vary exhaust speed in operation, but all can be designed with different exhaust speeds. At the lower end of specific impulse, Isp, the overall efficiency drops, because ionization takes up a larger percentage energy and at the high end propulsive efficiency is reduced.
Optimal efficiencies and exhaust velocities for any given mission can be calculated to give minimum overall cost.
Misiones
Ion thrusters have many in-space propulsion applications. The best applications make use of the long mission interval when significant thrust is not needed. Examples of this include orbit transfers, attitude adjustments, drag compensation for low Earth orbits, fine adjustments for scientific missions and cargo transport between propellant depots, e.g., for chemical fuels. Ion thrusters can also be used for interplanetary and deep-space missions where acceleration rates are not crucial. Continuous thrust over long durations can reach high velocities while consuming far less propellant than traditional chemical rockets.
Among electric thrusters, ion thrusters have received the most serious commercial and academic consideration. Ion thrusters are seen as the best solution for these missions, as they require high change in velocity but do not require rapid acceleration.
Demonstration vehicles
SERT
Ion propulsion systems were first demonstrated in space by the NASA Lewis (now Glenn Research Center) missions Space Electric Rocket Test (SERT)-1 and SERT-2A.[67] A SERT-1 suborbital flight was launched on 20 July 1964, and successfully proved that the technology operated as predicted in space. These were electrostatic ion thrusters using mercury and caesium as the reaction mass. SERT-2A, launched on 4 February 1970,[12][68] verified the operation of two mercury ion engines for thousands of running hours.[12]
Operational missions
Ion thrusters are routinely used for station-keeping on commercial and military communication satellites in geosynchronous orbit. The Soviet Union pioneered this field, using Stationary Plasma Thrusters (SPTs) on satellites starting in the early 1970s.
Two geostationary satellites (ESA's Artemis in 2001–2003[69] and the United States military's AEHF-1 in 2010–2012[70]) used the ion thruster to change orbit after the chemical-propellant engine failed. Boeing [71] began using ion thrusters for station-keeping in 1997 and planned in 2013–2014 to offer a variant on their 702 platform, with no chemical engine and ion thrusters for orbit raising; this permits a significantly lower launch mass for a given satellite capability. AEHF-2 used a chemical engine to raise perigee to 16,330 km (10,150 mi) and proceeded to geosynchronous orbit using electric propulsion.[72]
In Earth orbit
Starlink
SpaceX's Starlink satellite constellation uses ion thrusters powered by krypton to raise orbit, perform maneuvers, and de-orbit at the end of their use.[73]
GOCE
ESA's Gravity Field and Steady-State Ocean Circulation Explorer (GOCE) was launched on 16 March 2009. It used ion propulsion throughout its twenty-month mission to combat the air-drag it experienced in its low orbit (altitude of 255 kilometres) before intentionally deorbiting on 11 November 2013.
In deep space
Deep Space 1
NASA developed the NSTAR ion engine for use in interplanetary science missions beginning in the late-1990s. It was space-tested in the highly successful space probe Deep Space 1, launched in 1998. This was the first use of electric propulsion as the interplanetary propulsion system on a science mission.[67] Based on the NASA design criteria, Hughes Research Labs, developed the Xenon Ion Propulsion System (XIPS) for performing station keeping on geosynchronous satellites.[citation needed] Hughes (EDD) manufactured the NSTAR thruster used on the spacecraft.
Hayabusa
The Japanese Aerospace Exploration Agency's Hayabusa space probe was launched in 2003 and successfully rendezvoused with the asteroid 25143 Itokawa. It was powered by four xenon ion engines, which used microwave electron cyclotron resonance to ionize the propellant and an erosion-resistant carbon/carbon-composite material for its acceleration grid.[74] Although the ion engines on Hayabusa experienced technical difficulties, in-flight reconfiguration allowed one of the four engines to be repaired and allowed the mission to successfully return to Earth.[75]
Smart 1
The European Space Agency's satellite SMART-1 launched in 2003 using a Snecma PPS-1350-G Hall thruster to get from GTO to lunar orbit. This satellite completed its mission on 3 September 2006, in a controlled collision on the Moon's surface, after a trajectory deviation so scientists could see the 3 meter crater the impact created on the visible side of the Moon.
Dawn
Dawn launched on 27 September 2007, to explore the asteroid Vesta and the dwarf planet Ceres. It used three Deep Space 1 heritage xenon ion thrusters (firing one at a time). Dawn's ion drive is capable of accelerating from 0 to 97 km/h (60 mph) in 4 days of continuous firing.[76] The mission ended on 1 November 2018, when the spacecraft ran out of hydrazine chemical propellant for its attitude thrusters.[77]
LISA Pathfinder
LISA Pathfinder is an ESA spacecraft launched in 2015. It does not use ion thrusters as its primary propulsion system, but uses both colloid thrusters and FEEP for precise attitude control – the low thrusts of these propulsion devices make it possible to move the spacecraft incremental distances accurately. It is a test for the LISA mission. The mission ended on 30 December 2017.
BepiColombo
ESA's BepiColombo mission was launched to Mercury on 20 October 2018.[78] It uses ion thrusters in combination with swing-bys to get to Mercury, where a chemical rocket will complete orbit insertion.
Proposed missions
International Space Station
As of March 2011[update], a future launch of an Ad Astra VF-200 200 kW VASIMR electromagnetic thruster was under consideration for testing on the International Space Station (ISS).[79][80] However, in 2015, NASA ended plans for flying the VF-200 to the ISS. A NASA spokesperson stated that the ISS "was not an ideal demonstration platform for the desired performance level of the engines". Ad Astra stated that tests of a VASIMR thruster on the ISS would remain an option after a future in-space demonstration.[29]
The VF-200 would have been a flight version of the VX-200.[81][82] Since the available power from the ISS is less than 200 kW, the ISS VASIMR would have included a trickle-charged battery system allowing for 15 minutes pulses of thrust. The ISS orbits at a relatively low altitude and experiences fairly high levels of atmospheric drag, requiring periodic altitude boosts – a high efficiency engine (high specific impulse) for station-keeping would be valuable, theoretically VASIMR reboosting could cut fuel cost from the current US$210 million annually to one-twentieth.[79] VASIMR could in theory use as little as 300 kg of argon gas for ISS station-keeping instead of 7500 kg of chemical fuel – the high exhaust velocity (high specific impulse) would achieve the same acceleration with a smaller amount of propellant, compared to chemical propulsion with its lower exhaust velocity needing more fuel.[83] Hydrogen is generated by the ISS as a by-product and is vented into space.
NASA previously worked on a 50 kW Hall-effect thruster for the ISS, but work was stopped in 2005.[83]
Lunar Gateway
The Power and Propulsion Element (PPE) is a module on the Lunar Gateway that provides power generation and propulsion capabilities It is targeting launch on a commercial vehicle in January 2024.[84] It would probably use the 50 kW Advanced Electric Propulsion System (AEPS) under development at NASA Glenn Research Center and Aerojet Rocketdyne.[57]
MARS-CAT
The MARS-CAT (Mars Array of ionospheric Research Satellites using the CubeSat Ambipolar Thruster) mission is a two 6U CubeSat concept mission to study Mars' ionosphere. The mission would investigate its plasma and magnetic structure, including transient plasma structures, magnetic field structure, magnetic activity and correlation with solar wind drivers.[50] The CAT thruster is now called the RF thruster and manufactured by Phase Four.[51]
Interstellar missions
Geoffrey A. Landis proposed using an ion thruster powered by a space-based laser, in conjunction with a lightsail, to propel an interstellar probe.[85][86]
Cultura popular
- The idea of an ion engine first appeared in Donald W Horner's By Aeroplane to the Sun: Being the Adventures of a Daring Aviator and his Friends (1910).[87]
- Ion propulsion is the main thrust source of the spaceship Kosmokrator in the Eastern German/Polish science fiction movie Der Schweigende Stern (1960).[88] Minute 28:10.
- In the 1968 episode of Star Trek, "Spock's Brain", Scotty is repeatedly impressed by a civilization's use of ion power.[89][90]
- Ion thrusters repeatadly appear in the Star Wars franchise, most notably in the Twin Ion Engine (TIE) fighter.
- Ion thrusters appear as the primary form of propulsion in vacuum for the spacecraft in the game Space Engineers.
- Ion thrusters are referenced as a method of space propulsion in The Martian, where they are used to propel the Hermes crewed spacecraft between Earth and Mars.
- Ion drive is a primary means of propulsion for spacecraft and aircraft in the sci-fi series Worlds Spinning Round by T. E. Greene (2005, 2012, 2017)
Ver también
- Advanced Electric Propulsion System
- Colloid thruster
- Comparison of orbital rocket engines
- Electrically powered spacecraft propulsion
- List of spacecraft with electric propulsion
- Nano-particle field extraction thruster
- Nuclear electric rocket
- Nuclear pulse propulsion
- Plasma actuator
- Plasma propulsion engine
- Spacecraft propulsion
Referencias
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- ElectroHydroDynamic Thrusters (EHDT) RMCybernetics
enlaces externos
- Jet Propulsion Laboratory/NASA
- Colorado State University Electric Propulsion & Plasma Engineering (CEPPE) Laboratory
- Geoffrey A. Landis: Laser-powered Interstellar Probe
- Choueiri, Edgar Y. (2009) New dawn of electric rocket The Ion Drive
- The revolutionary ion engine that took spacecraft to Ceres
- Electric Propulsion Sub-Systems
- Stationary plasma thrusters
Articles
- "NASA Trumps Star Trek: Ion Drive Live!" The Daily Galaxy 13 April 2009.
- "The Ultimate Space Gadget: NASA's Ion Drive Live!" The Daily Galaxy, 7 July 2009.
- An early experimental ion engine is on display at the Aerospace Discovery at the Florida Air Museum.