Auf welche Art von Motor bezieht sich dieser Isp = 1600? Ist es Cubesat-freundlich?

Der spezifische Eintrag in der Tabelle scheint das HIPARC-R-Wasserstoff-Bogenstrahltriebwerk zu sein, das vom Raumfahrtinstitut der Universität Stuttgart entwickelt wurde.

Das Konzept von Arcjets besteht darin, das Treibmittel als Leiter zwischen zwei Elektroden zu verwenden, einen intensiven Lichtbogen zu erzeugen und das Treibmittel zu überhitztem Plasma anzuregen. Dadurch kann ihm mehr Energie zugeführt werden, als eine chemische Reaktion liefern würde – Strom wird in Wärme umgewandelt.

Da es keine inhärente Grenze dafür gibt, wie viel Elektrizität man durch das Plasma treiben kann, gibt es keine theoretische Grenze für die Energie des Gases und als Ergebnis für die Austrittsgeschwindigkeit und den spezifischen Impuls. Die praktische Grenze ist natürlich technischer Natur - die Elektrizität erwärmt nicht nur das Plasma, und überhitztes Plasma ist sehr aggressiv gegenüber allen Strukturen, die es durchdringt. Dies erfordert sowohl eine Kühlung des gesamten Triebwerks als auch begrenzt die anwendbaren Energien auf Niveaus, bei denen das Triebwerk keinen kritischen Schaden durch den Betrieb erleidet.

Unabhängig davon sind die verwendeten Energien enorm - HIPARC-R arbeitet mit etwa 100 Kilowatt, sodass es selbst unabhängig von der Größe des Triebwerks selbst im Vergleich zu CubeSats (ca. 3U) oder dem auf CubeSats verbotenen Treibmittel keine Möglichkeit gibt, es mit einem CubeSat mit Strom zu versorgen.

Das Space Travel Institute entwickelte auch andere, kleinere Arcjets . Zum Beispiel könnte ATOS , das mit 750 W betrieben wird, mit 480 s spezifischem Impuls, 480 Gramm Eigengewicht, 24 mg/s Massenstrom, 115 mN Schub und mit Ammoniak betrieben wird, auf 6U-CubeSats mit ausfahrbaren Solarmodulen anwendbar sein.

Diese Antwort sind ergänzende Informationen, die ich in den letzten Tagen gesammelt habe. Ich habe die andere Antwort akzeptiert, weil sie ausgezeichnet ist und die tatsächliche Quelle des mysteriösen Werts „1600“ identifiziert.

Hinweis: Cubesat-freundliche Entwicklungen werden am Ende besprochen.

Das Prinzip

Die Idee ist, ein Treibmittel mit elektrischem Strom anstelle einer chemischen Reaktion zu erhitzen, die noch höhere Temperaturen und damit einen höheren spezifischen Impuls erzeugt.

Bei einer festen Temperatur kommt eine höhere Schubgeschwindigkeit von Spezies mit geringerer Masse, daher sind wasserstoffreiche Treibmittel wünschenswert. Hydrazin ist sowohl wegen seines Wasserstoffgehalts als auch wegen seiner guten Weltraumerfahrung und seiner oft bereits vorhandenen Verfügbarkeit in Raumfahrzeugen beliebt. Ammoniak ist eine weitere Option.

Die zufällige kinetische Energie der heißen Spezies wird bei Expansion in kalte, gerichtete kinetische Energie umgewandelt. Bei einer gegebenen Temperatur führt eine geringere Masse zu einer höheren Geschwindigkeit.

Treibmittel mit einer Rate in der Größenordnung von 100 mg/s passiert eine Drosselung in der Größenordnung von 1 mm im Durchmesser, wo ein elektrischer Strom in der Größenordnung von 10–100 Ampere durch das dichte, fast vollständig ionisierte Gas fließt. Die ohmsche Erwärmung des Plasmas durch Elektron-Ion- (und Elektron-Atom-)Kollisionen überträgt etwa ein Drittel der Leistung in die direkte Erwärmung der Ionen auf Temperaturen von 10.000 bis 20.000 K. Das heiße Plasma dehnt sich dann aus, kühlt ab und tritt aus Düse als gerichteter Schub.

Aufgrund des komplexen Zusammenspiels von Plasma-, Strom- und Wärmefluss existiert ein „Sweet Spot“ im Bereich von 1 kW bis 30 kW, an dem die meiste Arbeit geleistet wurde. Das Triebwerk erfordert eine erhebliche (und starke) Leistungskonditionierung und Wärmeisolierung vom Raumfahrzeug, da mehr als die Hälfte der elektrischen Leistung zu Wärme der Triebwerkskomponenten führt.

Bild oben und Text unten: aus Status and Prospects on Nonequilibrium Modeling of High Velocity Plasma Flow in an Arcjet Thruster , Hai-Xing Wang, Su-Rong Sun, Wei-Ping Sun, Plasma Chem Plasma Process (2015) 35:543–564 DOI 10.1007/s11090-015-9610-4

„Die Schlüsselphysik der eingeschnürten Bogenentladung im Bogenstrahl ist in Abb. 1 dargestellt. Ein Bogen steckt zwischen der zentralen Kathode mit konischer Spitze und der koaxialen düsenförmigen Anode. Arbeitsgas, das mit hoher Wirbelgeschwindigkeit in der Nähe der Kathodenspitze injiziert wird , durchläuft den Constrictor-Bereich und wird durch den Lichtbogen ohmsch erhitzt. Es wird angenommen, dass die auf das Gas übertragene Energie hauptsächlich aus Elektron-Ion- oder Elektron-Neutral-Kollisionen resultiert, da Elektronen die dominierenden Stromträger sind. Extrem kleine Constrictor-Größe, extrem hohe Gasgeschwindigkeit am Düsenausgang und Betrieb bei relativ niedrigem Lichtbogenstrom sind einige der Hauptmerkmale dieser Art von Triebwerken.

Typische Lichtbogendüsen mit geringer Leistung haben eine konische konvergierende-divergierende Düse mit einem Verengungsdurchmesser in der Größenordnung von 0,5 mm, einem Expansionshalbwinkel von 20 ° und einem Austrittsdurchmesser von 3,5 mm [8–10]. Die physikalischen Eigenschaften des Arcjet-Strömungsfeldes variieren von einem nahezu vollständig ionisierten Plasma mit einer Temperatur von über 20.000 K in der Nähe der Kathodenspitze bis zu einem relativ kalten Plasma (1.000–2.000 K) an der Anodenwand. Darüber hinaus variieren die Geschwindigkeiten von ungefähr 10 km/s auf der Mittellinie bis zu Null an der Wand.*" ab hier (Paywall)

Es gibt viele Beispiele für Arcjet-Triebwerke im Bereich von 500 bis 2000 Watt, also werde ich zuerst darüber sprechen.

oben: Aus der Leistungsberechnung eines Wasserstoff-Arcjets mit geringer Leistung Kazuhisa Fujita & Yoshihiro Arakawa, J. Propulsion. und Power v15, Nr. 1, Jan.-Feb. 1999 (Paywall)

Die NASA startete 1984 das Programm Arcjet Thruster Research and Technology (ATRT). Zum Beispiel :

oben: Darstellung des Arcjet-Prinzips von hier .

oben: Illustration eines Lichtbogenstrahl-Startvorgangs, einschließlich eines spiralförmig zugeführten Treibmittels. Abbildung 3-6 hier .

Der Wikipedia-Artikel Liste der Raumfahrzeuge mit elektrischem Antrieb listet derzeit einige Raumfahrzeuge auf, die Arcjet-Triebwerke trugen. Der Telstar 401 ist der erste kommerzielle Einsatz, der 1993 gestartet wurde. Vier Arcjet-Triebwerke wurden für die Nord-Süd- und Ost-West-Stationshaltung im geosynchronen Orbit verwendet.

Telstar 401,                MR-508, Hydrazine, Comms (AS-7000)
Telstar 402R (Telstar 4),   MR-508, Hydrazine, Comms (AS-7000)
A2100,                      MR-510, Hydrazine, Comms
ARGOS (P91-1),              ESEX,   Ammonia,   Experimental Military 
AMSAT-Phase 3-D (OSCAR-40), ATOS,   Ammonia,   OSCAR Sat cold gas mode

Laut Performance and Prelimary Life Test of a Low Power Hydrazin Engineering Design Model Arcjet (Tang et al. 2015, Aerospace Science and Technology, v 15, n 7, Okt–Nov 2011, 577–588)

Telstar 401 (ein geostationärer Kommunikationssatellit der Lockheed Martin Corporation), der mit dem MR-508-Hydrazine-Arcjet-Antriebssystem der PRIMEX Aerospace Company (ursprünglich Rocket Research Company, RRC) ausgestattet war, wurde 1993 erfolgreich gestartet, was die erste Anwendung thermischer Arcjet-Antriebssysteme darstellt (11). Seitdem wurden Hydrazin-Arcjet-Antriebssysteme erfolgreich auf mehr als 29 Raumfahrzeugen eingesetzt und zeigten eine beachtliche Leistung und Zuverlässigkeit (12). (meine Betonung)

Hydrazin-Arcjets der Serien MR-508, -509, -510

Die Hydrazin-Arcjet-Triebwerke der Serien MR-508, -509, -510 sind bei Aerojet Rocketdyne zu sehen - hier ist ein Satz von vier MR-510 und der Power Conditioning Unit (PCU). Sie stellten unter Verwendung von Hydrazin einen Isp von über 500 Sekunden bereit und stellten daher eine effizientere Nutzung der Hydrazinmasse bereit.

Allerdings kann in diesem Leistungsbereich die Stromversorgung und Steuerelektronik deutlich schwerer sein als der Motor selbst!

Flugqualifikation des 2,2 kW MR-510 Hydrazine Arcjet Systems

ARC-1, ARC-2, ARC-3 (Lockheed Martin A2100-Bus verwenden)

ESEX Ammoniak Arcjet

ARGOS

ESEX Arcjet (ARGOS)

ESEX Arcjet-Bericht (ARGOS)

AIAA 99-2706, Ein Überblick über die On-Orbit-Ergebnisse des ESEX-Flugexperiments

oben: ESEX Arcjet von hier

oben: Treibstoffversorgungssystem für ESEX (Electric Propulsion Space Experiment) von hier auf ARGOS .

Cubesat-freundliche Entwicklungen

Discharge Characteristics of a Very Low-Power Arcjet , Hideyuki Horisawa, Hotaka Ashiya und Itsuro Kimura, stellen die Ergebnisse eines Experiments vor, um die Probleme der Skalierung eines Arjet-Triebwerks auf den Bereich von 1 bis 10 Watt und eine Länge von etwa 4 Zentimetern zu verstehen. Ein Quarzfenster wurde eingeschlossen, so dass das Plasma in der Restriktionsregion beobachtet werden konnte, wenn experimentelle Parameter variiert wurden. In diesen frühen Studien „war der typische Schub 1,5 ~ 2,0 mN, Isp: ~ 100 Sekunden für eine Eingangsleistung von 1 ~ 5 Watt und einen Massendurchsatz des Treibmittels (N2) von 0,6 ~ 2 mg/s”, und basierend auf diesen Ergebnissen die die Möglichkeit eines höheren Isp in diesem Leistungsbereich kann untersucht werden.

Direktantrieb

Beim Testen eines Arcjet-Triebwerks mit der Fähigkeit zum Direktantriebsbetrieb (AK Martin et al., NASA-Marshall Space Flight Center, American Institute of Aeronautics and Astronautics) wurde ein Strahltriebwerk entwickelt, das direkt von einer Solaranlage (ohne wesentliche Leistung) angetrieben werden kann Konditionierung) wurde nachgewiesen.

Die Tests zeigten, dass ein Betriebspunkt innerhalb der IV-Charakteristik existiert, der mit einem solarelektrischen Betrieb mit Direktantrieb kompatibel ist; bei einer Strömungsgeschwindigkeit von 20 mg/s (Argon) konnte der Lichtbogen bei einer Spannung von etwa 20 V und einem Strom von 25 A (500 W) aufrechterhalten werden.

Cubesats haben mehrere Einschränkungen in Bezug auf chemische Treibmittel und die Speicherung chemischer Energie. Ein Schritt zur Lösung dieses Problems wurde in Performance Characteristics of Low-Power Arcjet Thrusters Using Low Toxicity Treibant HAN Decomposed Gas Matsumoto et al. IEPC-2013-095, (33. International Electric Propulsion Conference, The George Washington University, USA, 6. – 10. Oktober 2013).

HAN oder Hydroxylammoniumnitrat ist ein potenzielles neues Treibmittel. Erste Ergebnisse zeigten jedoch eine erhebliche Korrosion mit herkömmlichen Materialien.

Es gab einige Arbeiten zur Herstellung von wasserstoffhaltigem Dampf aus festem Teflon [Zitieren erforderlich].

Hier ist eine ergänzende Antwort, die den letzten Teil der Frage des OP zur Möglichkeit der Miniaturisierung und Verwendung speziell in Cubesats behandelt.

Cubesats haben mehrere Einschränkungen in Bezug auf chemische Treibmittel und die Speicherung chemischer Energie. Ein Schritt zur Lösung dieses Problems wurde in Performance Characteristics of Low-Power Arcjet Thrusters Using Low Toxicity Propellant HAN Decomposed Gas , Matsumoto et al. IEPC-2013-095, (33. International Electric Propulsion Conference, The George Washington University, USA, 6. – 10. Oktober 2013).

Abstrakt:

Obwohl Hydrazin (N2H4) als Treibmittel für Triebwerke von Raumfahrzeugen verwendet wird, ist es eine Flüssigkeit mit hoher Toxizität. Raumfahrzeugforscher brauchen ein Treibmittel mit geringer Toxizität. Hydroxylammoniumnitrat (HAN: NH3OHNO3) wird als Treibmittel mit geringer Toxizität vorgeschlagen. In dieser Studie wird die Möglichkeit von HAN als Treibmittel von Gleichstromstrahltriebwerken untersucht. Unter Verwendung des HAN-simulierten Zersetzungsgases aus H 2 O, CO 2 und N 2 -Mischung, des Hydrazin-simulierten Zersetzungsgases aus N 2 - und H 2 -Mischung und N 2 selbst wurde ein Arcjet-Triebwerk betrieben und die grundlegenden Eigenschaften wurden erhalten und verglichen. Der Schub und die Schubeffizienz mit dem zersetzten HAN-Gas betrugen 182,6 mN bzw. 10,3 % bei einem spezifischen Impuls von 156,4 s bei einer Eingangsleistung von 1,36 kW, obwohl stark erodierte Elektroden beobachtet wurden.

Antzi hat recht, das ist ein Arcjet. Wie bei Ionentriebwerken ist der spezifische Impuls wirklich gut, aber der Schub ist extrem niedrig. Dieser Artikel behandelt einen Teil des Standes der Technik ab 2013 (Spoiler: 100 Millinewton bei 800 Watt.)

Wenn ich mich umschaue, sehe ich Hinweise auf Wasserstoff-Arcjets, die einen spezifischen Impuls zwischen 1200 und 2000 erreichen.

Aerojet hat einige kleine Arcjet-Triebwerke , die in einen Cubesat passen würden (das verknüpfte Datenblatt enthält zusätzlich zum Hall-Effekt und anderen Einheiten ein paar Arcjets) - aber ihre Leistungskonditionierungseinheiten (skaliert für ~ 2 kW-Betrieb) würden nicht passen. Dies sind Einheiten mit geringerem Wirkungsgrad, die Hydrazin bei einem spezifischen Impuls von ~ 600 s verwenden.

Die Anoden- / Düsenerosion scheint der größte Nachteil zu sein, da die Laufzeiten auf die Größenordnung von 1000 Stunden begrenzt sind - das scheint eine lange Zeit zu sein, aber Sie brauchen sie bei diesen Schubwerten, und Ionentriebwerke können mindestens zehnmal so laufen lang.