Propulsor de plasma pulsado

Tipo de propulsión para nave espacial

Un propulsor de plasma pulsado ( PPT ), también conocido como motor a reacción de plasma, es una forma de propulsión eléctrica de una nave espacial . ^{[1] Los} PPT se consideran generalmente la forma más simple de propulsión de naves espaciales eléctricas y fueron la primera forma de propulsión eléctrica en volar en el espacio, habiendo volado en dos sondas soviéticas ( Zond 2 y Zond 3 ) a partir de 1964. ^{[2] Los} PPT son generalmente se vuela en naves espaciales con un excedente de electricidad proveniente de la abundante energía solar disponible.

Operación

Diseño esquemático de un propulsor de plasma pulsado

La mayoría de los PPT utilizan un material sólido (normalmente PTFE , más comúnmente conocido como teflón) como propulsor , aunque muy pocos utilizan propulsores líquidos o gaseosos. La primera etapa en la operación de PPT implica un arco de electricidad que pasa a través del combustible, provocando la ablación y sublimación del combustible. El calor generado por este arco hace que el gas resultante se convierta en plasma , creando así una nube de gas cargada. Debido a la fuerza de la ablación, el plasma se impulsa a baja velocidad entre dos placas cargadas (un ánodo y un cátodo). Dado que el plasma está cargado, el combustible completa efectivamente el circuito entre las dos placas, permitiendo que fluya una corriente a través del plasma. Este flujo de electrones genera un fuerte campo electromagnético que luego ejerce una fuerza de Lorentz sobre el plasma, acelerando el plasma fuera del escape del PPT a alta velocidad. ^[1] Su modo de funcionamiento es similar al de un cañón de riel . La pulsación se produce debido al tiempo necesario para recargar las placas después de cada explosión de combustible y al tiempo entre cada arco. La frecuencia de pulsación es normalmente muy alta y por tanto genera un empuje casi continuo y suave. Si bien el empuje es muy bajo, un PPT puede funcionar continuamente durante períodos de tiempo prolongados, lo que produce una gran velocidad final.

La energía utilizada en cada pulso se almacena en un condensador. ^[3] Al variar el tiempo entre la descarga de cada condensador, el empuje y el consumo de energía del PPT se pueden variar, lo que permite un uso versátil del sistema. ^[2]

Comparación con la propulsión química

La ecuación para el cambio en la velocidad de una nave espacial viene dada por la ecuación del cohete de la siguiente manera:

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{1}}}}$

dónde:

${\displaystyle \Delta v\ }$ es delta-v - el cambio máximo de velocidad del vehículo (sin que actúen fuerzas externas),

${\displaystyle v_{\text{e}}}$es la velocidad de escape efectiva ( donde es el impulso específico expresado como un período de tiempo y es la gravedad estándar ),${\displaystyle v_{\text{e}}=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}}$${\displaystyle I_{\text{sp}}}$${\displaystyle g_{0}}$

${\displaystyle \ln }$se refiere a la función logaritmo natural ,

${\displaystyle m_{0}}$ es la masa total inicial, incluido el propulsor,

${\displaystyle m_{1}}$ es la masa total final.

Los PPT tienen velocidades de escape mucho más altas que los motores de propulsión química, pero tienen una tasa de flujo de combustible mucho menor. De la ecuación de Tsiolkovsky mencionada anteriormente, esto da como resultado una velocidad final proporcionalmente más alta de la nave propulsada. La velocidad de escape de un PPT es del orden de decenas de km / s, mientras que la propulsión química convencional genera velocidades térmicas en el rango de 2 a 4,5 km / s. Debido a esta menor velocidad térmica, las unidades de propulsión química se vuelven exponencialmente menos efectivas a velocidades de vehículo más altas, lo que requiere el uso de propulsión de naves espaciales eléctricas como los PPT. Por lo tanto, es ventajoso utilizar un sistema de propulsión eléctrica como un PPT para generar altas velocidades interplanetarias en el rango de 20 a 70 km / s.

El PPT de investigación de la NASA (lanzado en 2000) alcanzó una velocidad de escape de 13.700 m / s, generó un empuje de 860 µN y consumió 70  W de energía eléctrica. ^[1]

Ventajas y desventajas

Los PPT son muy robustos debido a su diseño intrínsecamente simple (en relación con otras técnicas de propulsión de naves espaciales eléctricas). Como sistema de propulsión eléctrica, los PPT se benefician de un menor consumo de combustible en comparación con los cohetes químicos tradicionales, lo que reduce la masa de lanzamiento y, por lo tanto, los costos de lanzamiento, así como un alto impulso específico que mejora el rendimiento. ^[1]

Sin embargo, debido a las pérdidas de energía causadas por la ablación tardía y la rápida transferencia de calor por conducción desde el propulsor al resto de la nave espacial, la eficiencia de propulsión (energía cinética de escape / energía total utilizada) es muy baja en comparación con otras formas de propulsión eléctrica, en alrededor del 10%.

Usos

Los PPT son adecuados para usos en naves espaciales relativamente pequeñas con una masa de menos de 100 kg (particularmente CubeSats ) para funciones como control de actitud , mantenimiento de posición , maniobras de desorbitación y exploración del espacio profundo. El uso de PPT podría duplicar la vida útil de estas misiones de satélites pequeños sin aumentar significativamente la complejidad o el costo debido a la simplicidad inherente y la naturaleza de costo relativamente bajo de los PPT. ^[3]

El primer uso de PPT fue en la sonda espacial soviética Zond 2 el 30 de noviembre de 1964.

Un PPT fue volado por la NASA en noviembre de 2000, como un experimento de vuelo en la nave espacial Earth Observing-1 . Los propulsores demostraron con éxito la capacidad de realizar un control de balanceo en la nave espacial y demostraron que la interferencia electromagnética del plasma pulsado no afectó a otros sistemas de la nave espacial. ^[1] Los propulsores de plasma pulsado también son una vía de investigación utilizada por las universidades para iniciar experimentos con propulsión eléctrica debido a la relativa simplicidad y menores costos involucrados con los PPT en comparación con otras formas de propulsión eléctrica como los propulsores de iones de efecto Hall . ^[2]

Ver también

• Propulsor de arco de vacío

Referencias

1. "PPT del Centro de Investigación Glenn de la NASA" . Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) . Consultado el 5 de julio de 2013 .
2. P. Shaw (30 de septiembre de 2011). "Propulsores de plasma pulsado para satélites pequeños" . Tesis Doctoral - Universidad de Surrey . Consultado el 27 de junio de 2020 .
3. "Los propulsores de plasma podrían duplicar la vida útil de los mini satélites" . The Engineer (revista del Reino Unido) . Consultado el 27 de junio de 2020 .

Enlaces externos

• "Diseño de un propulsor de plasma pulsado de dos etapas de alta energía" . Universidad de Princeton . Consultado el 27 de junio de 2020 .
• "Propulsor de plasma pulsado EO1" (PDF) . Centro de vuelo espacial Goddard . Archivado desde el original (PDF) el 16 de julio de 2011 . Consultado el 27 de junio de 2020 .
• Ephraim Chen. "Propulsores de plasma pulsado alimentados con gas: de chispas a iniciación con láser" (PDF) . Universidad de Princeton . Consultado el 27 de junio de 2020 .
• Michael Bretti. "Propulsor de plasma pulsado reticulado de un solo canal AIS-gPPT3-1C" . Sistemas de iones aplicados . Consultado el 27 de junio de 2020 .