¿A qué tipo de motor se refiere este Isp = 1600? ¿Es compatible con cubesat?

La entrada específica de la tabla parece ser el propulsor de chorro de hidrógeno HIPARC-R desarrollado por el Instituto de Viajes Espaciales de la Universidad de Stuttgart.

El concepto de Arcjets es utilizar el propulsor como conductor entre dos electrodos, creando un arco eléctrico intenso y excitando el propulsor en plasma sobrecalentado. Esto permite infundirle más energía de la que proporcionaría una reacción química, convirtiendo la electricidad en calor.

Dado que no existe un límite inherente sobre la cantidad de electricidad que se puede impulsar a través del plasma, no existe un límite teórico sobre la energía del gas y, como resultado, la velocidad de escape y el impulso específico. El límite práctico es, por supuesto, de naturaleza de ingeniería: la electricidad no calentará solo el plasma, y ​​el plasma sobrecalentado es muy agresivo contra cualquier estructura que atraviese. Esto requiere el enfriamiento de todo el propulsor y limita las energías aplicables a niveles en los que el propulsor no sufrirá daños críticos por el funcionamiento.

Independientemente, las energías utilizadas son masivas: HIPARC-R opera alrededor de 100 kilovatios, por lo que incluso sin tener en cuenta la escala del propio propulsor en comparación con los cubesats (alrededor de 3U) o el propulsor prohibido en los cubesats, no hay forma de mantenerlo alimentado con un cubesat.

El Space Travel Institute desarrolló también otros arcjets más pequeños . Por ejemplo, ATOS que funciona con 750 W, con 480 s de impulso específico, 480 gramos de peso propio, 24 mg/s de flujo másico, 115 mN de empuje y funciona con amoníaco, podría ser aplicable en cubesats de 6U con paneles solares extensibles.

Esta respuesta es información complementaria que he recopilado en los últimos días. Acepté la otra respuesta porque es excelente e identifica la fuente real del valor misterioso "1600".

nota: Los desarrollos compatibles con Cubesat se analizan al final.

El principio

La idea es calentar un propulsor usando corriente eléctrica en lugar de una reacción química que produzca temperaturas aún más altas y, por lo tanto, un impulso específico más alto.

Para una temperatura fija, la mayor velocidad de empuje proviene de especies de menor masa, por lo que son deseables propulsores ricos en hidrógeno. La hidracina es popular tanto por su contenido de hidrógeno como por su buena experiencia espacial y, a menudo, por su disponibilidad preexistente dentro de las naves espaciales. El amoníaco es otra opción.

La energía cinética aleatoria de las especies calientes se convierte en energía cinética dirigida y fría al expandirse. Para una temperatura dada, una masa más baja da como resultado una velocidad más alta.

El propulsor a una velocidad del orden de 100 mg/seg pasa a través de una restricción del orden de 1 milímetro de diámetro donde una corriente eléctrica del orden de 10-100 amperios pasa a través del gas denso, casi completamente ionizado. El calentamiento óhmico del plasma a través de las colisiones electrón-ion (y electrón-átomo) transfiere aproximadamente un tercio de la potencia al calentamiento directo de los iones a temperaturas de 10 000 a 20 000 K. El plasma caliente luego se expande, enfría y expulsa el boquilla como empuje dirigido.

Debido a la compleja interacción del plasma, la corriente y el flujo de calor, existe un "punto óptimo" en el rango de 1kw a 30 kW, y aquí es donde se ha realizado la mayor parte del trabajo. El motor requiere un acondicionamiento de energía significativo (y pesado) y aislamiento térmico de la nave espacial, ya que más de la mitad de la energía eléctrica genera calor en los componentes del motor.

imagen arriba y texto abajo: de 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

"La física clave de la descarga del arco restringido en el chorro de arco se muestra en la Fig. 1. Un arco está atascado entre el cátodo central con punta cónica y el ánodo coaxial con forma de boquilla. Gas de trabajo, inyectado con alta velocidad de remolino cerca de la punta del cátodo , pasa a través de la región constrictora y es calentado óhmicamente por el arco. Se cree que la energía transferida al gas resulta predominantemente de colisiones electrón-ion o electrón-neutro, ya que los electrones son los portadores de corriente dominantes. Tamaño del constrictor extremadamente pequeño, extremadamente la alta velocidad del gas en la salida de la tobera y el funcionamiento con una corriente de arco relativamente baja son algunas de las características principales de este tipo de propulsores.

Los arcjets típicos de baja potencia tienen una tobera convergente-divergente cónica con un diámetro de constrictor del orden de 0,5 mm, un semiángulo de expansión de 20° y un diámetro de salida de 3,5 mm [8-10]. Las características físicas del campo de flujo del chorro de arco varían desde un plasma casi completamente ionizado con una temperatura superior a 20 000 K cerca de la punta del cátodo hasta un plasma relativamente frío (1000–2000 K) en la pared del ánodo. Además, las velocidades varían desde aproximadamente 10 km/s en la línea central hasta cero en el muro.*" desde aquí (con muro de pago)

Hay muchos ejemplos de propulsores de chorro de arco en el rango de 500 a 2000 vatios, así que hablaré de ellos primero.

arriba: De Computación de rendimiento de un Arcjet de hidrógeno de baja potencia Kazuhisa Fujita & Yoshihiro Arakawa, J. Propulsion. y Power v15, n 1, enero-febrero de 1999 (pago)

La NASA inició el programa Arcjet Thruster Research and Technology (ATRT) en 1984. Por ejemplo :

arriba: ilustración del principio arcjet de aquí .

arriba: Ilustración de un proceso de puesta en marcha de chorro de arco, incluido el propulsor alimentado en espiral. Figura 3-6 aquí .

El artículo de Wikipedia Lista de naves espaciales con propulsión eléctrica actualmente enumera algunas naves espaciales que llevaban propulsores de chorro de arco. El Telstar 401 es el primer uso comercial, lanzado en 1993. Se utilizaron cuatro propulsores arcjet para mantener la estación Norte-Sur y Este-Oeste en órbita geosincrónica.

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

Según la prueba de rendimiento y vida útil preliminar de un modelo de diseño de ingeniería de hidracina de baja potencia arcjet (Tang et al. 2015, Aerospace Science and Technology, v 15, n 7, oct–nov 2011, 577–588)

Telstar 401 (un satélite de comunicaciones geoestacionario de Lockheed Martin Corporation) equipado con el sistema de propulsión de chorro de arco de hidracina MR-508 de PRIMEX Aerospace Company (originalmente Rocket Research Company, RRC) se lanzó con éxito en 1993, que es la primera aplicación de sistemas de propulsión de chorro de arco térmico (11). Desde entonces, los sistemas de propulsión por chorro de arco de hidracina han funcionado con éxito en más de 29 naves espaciales , mostrando un rendimiento y una fiabilidad sustanciales (12). (mi énfasis)

Serie MR-508, -509, -510 Arcjets de hidracina

Las series MR-508, -509, -510 de propulsores arcjet de hidracina se pueden ver en Aerojet Rocketdyne : aquí hay un conjunto de cuatro MR-510 y la unidad de acondicionamiento de energía (PCU). Proporcionaron un Isp superior a 500 segundos usando hidracina y, por lo tanto, proporcionaron un uso más eficiente de la masa de hidracina.

Sin embargo, en este rango de potencia, la fuente de alimentación y la electrónica de control pueden ser mucho más pesadas que el propio motor.

Calificación de vuelo del sistema Arcjet de hidracina MR-510 de 2,2 kW

ARC-1, ARC-2, ARC-3 (use el autobús Lockheed Martin A2100)

ESEX Amoníaco Arcjet

ARGOS

ESEX Arcjet (ARGOS)

Informe ESEX Arcjet (ARGOS)

AIAA 99-2706, Descripción general de los resultados en órbita del experimento de vuelo ESEX

arriba: ESEX Arcjet desde aquí

arriba: Sistema de suministro de propelente para ESEX (Experimento espacial de propulsión eléctrica) de aquí en adelante ARGOS .

Desarrollos compatibles con Cubesat

Características de descarga de un Arcjet de muy baja potencia , Hideyuki Horisawa, Hotaka Ashiya e Itsuro Kimura, presentan los resultados de un experimento para comprender los problemas de escalar un propulsor arjet al rango de 1 a 10 vatios y unos 4 centímetros de longitud. Se incluyó una ventana de cuarzo para poder observar el plasma en la región de restricción a medida que se variaban los parámetros experimentales. En estos primeros estudios , "el empuje típico era de 1,5 ~ 2,0 mN, Isp: ~ 100 segundos para una potencia de entrada de 1 ~ 5 vatios y un índice de flujo másico de propulsor (N2) de 0,6 ~ 2 mg/s", y en base a estos resultados, el Se puede explorar la posibilidad de un mayor Isp en este rango de potencia.

Manejo directo

En Testing of an Arcjet Thruster with Capability of Direct-Drive Operation (AK Martin et al., NASA-Marshall Space Flight Center, American Institute of Aeronautics and Astronautics), un motor de proyecto capaz de ser accionado directamente desde un panel solar (sin energía sustancial). condicionamiento) ha sido demostrado.

La prueba indicó que existe un punto de operación dentro de las características IV que es compatible con la operación solar eléctrica de transmisión directa; para un caudal de 20 mg/s (argón) el arco podría sostenerse a una tensión de unos 20 V y una corriente de 25 A (500 W).

Los Cubesats tienen varias restricciones sobre los propulsores químicos y el almacenamiento de energía química. Se ha discutido un paso para abordar este problema en Performance Characteristics of Low-Power Arcjet Thrusters Using Low Toxicity Propellant HAN Decomposed Gas Matsumoto et al. IEPC-2013-095, (33ª Conferencia Internacional de Propulsión Eléctrica, Universidad George Washington, EE. UU., 6 al 10 de octubre de 2013).

HAN o nitrato de hidroxilamonio es un nuevo propulsor potencial. Sin embargo, los primeros resultados mostraron una corrosión significativa con materiales convencionales.

Ha habido algún trabajo sobre la producción de vapor que contiene hidrógeno a partir de teflón sólido [cita requerida].

Aquí hay una respuesta complementaria que aborda la última parte de la pregunta del OP sobre la posibilidad de miniaturización y uso específicamente en cubesats.

Los Cubesats tienen varias restricciones sobre los propulsores químicos y el almacenamiento de energía química. Se ha discutido un paso para abordar este problema en Performance Characteristics of Low-Power Arcjet Thrusters Using Low Toxicity Propellant HAN Decomposed Gas , Matsumoto et al. IEPC-2013-095, (33ª Conferencia Internacional de Propulsión Eléctrica, Universidad George Washington, EE. UU., 6 al 10 de octubre de 2013).

Resumen:

Aunque la hidracina (N2H4) se utiliza como propulsor de los propulsores de naves espaciales, es un líquido de alta toxicidad. Los investigadores de naves espaciales necesitan un propulsor de baja toxicidad. El nitrato de hidroxilamonio (HAN: NH3OHNO3) se propone como propulsor de baja toxicidad. En este estudio, se examina la posibilidad de HAN como propulsor de propulsores de chorro de arco de corriente continua. Usando la mezcla de H2O, CO2 y N2 de gas descompuesto simulado por HAN, la mezcla de N2 y H2 de gas descompuesto simulado por hidracina y el propio N2, se operó un propulsor de chorro de arco y se obtuvieron y compararon las características básicas. El empuje y la eficiencia del empuje con el gas descompuesto HAN fueron de 182,6 mN y 10,3 %, respectivamente, a un impulso específico de 156,4 s con una potencia de entrada de 1,36 kW, aunque se observaron electrodos severamente erosionados.

Antzi tiene razón, es un arcjet. Al igual que los motores de iones, el impulso específico es realmente bueno, pero el empuje es extremadamente bajo. Este artículo cubre parte del estado del arte a partir de 2013 (spoiler: 100 miliNewton a 800 vatios).

Mirando a mi alrededor, veo referencias a arcos de chorro de hidrógeno que logran un impulso específico de entre 1200 y 2000.

Aerojet tiene algunos pequeños propulsores de chorro de arco que cabrían en un cubesat (la hoja de datos vinculada tiene un par de chorros de arco además del efecto Hall y otras unidades), pero sus unidades de acondicionamiento de energía (escaladas para una operación de ~ 2kW) no encajarían. Esas son unidades de menor eficiencia que usan hidracina con un impulso específico de ~ 600 s.

La erosión del ánodo/tobera parece ser el mayor inconveniente, con tiempos de ejecución limitados al orden de 1000 horas; eso parece mucho tiempo, pero lo necesita en esos niveles de empuje, y los motores iónicos pueden funcionar al menos 10 veces más que largo.