Modelling and design of a micro pulsed plasma thruster for small satellite application

Abstract

Der aktuelle Trend hin zu miniaturisierten Satelliten für unbemannte orbitale Missionen erfordert die Entwicklung von Triebwerkssystemen, die diesen Anforderungen entsprechen. Das Gepulste Plasma Triebwerk (engl.: Pulsed Plasma Thrsuter, PPT) eignet sich aufgrund seiner mechanischen Einfachheit besonders dafür. In einem PPT wird in einer elektrischen Entladung über eine Treibstoffoberfläche eine kleine Menge des festen Treibstoffs abgetragen, ionisiert und durch Lorentzkraft zwischen zwei Elektroden beschleunigt. Durch dieses elektromagnetische Antriebprinzip werden hohe Treibstoffgeschwindigkeiten und daher hohe spezifische Impulse ermöglicht. In dieser Arbeit wird ein analytisches Modell vorgestellt, das die Abhängigkeit der Triebwerkseigenschaften des Miniaturisierten Gepulsten Plasma Triebwerks (µPPT) von geometrischen Eigenschaften des Beschleunigungskanals beschreibt. Hierfür wird ein erweitertes, eindimensionales Modell erarbeitet, das auf präziser Beschreibung der auftretenden magnetischen Induktionen und des inhomogenen Magnetfeldes, durch welches das Plasma beschleunigt wird, basiert. Das Einbinden von inhomogenen Effekten in das analytische Modell des µPPTs ermöglicht eine genauere Beschreibung der Treibstoffbeschleunigung für Triebwerkskonfigurationen mit schmalen Elektroden. Abhängigkeiten der Triebwerkseigenschaften sowohl bezüglich der Geometrie der Elektroden als auch von elektrischen Komponenten werden durch Simulationen ausgearbeitet. Ein Vergleich der Ergebnisse mit existierenen Modellen und experimentellen Messungen liefert eine Validierung des Modells. Zusätzlich zur theoretische Behandlung werden experimentelle Untersuchungen zur Miniaturisierung des Triebwerkes, unter anderem bezüglich Eletrodengröße, Elektrodenabstand und verschiedener Kondensatoren, durchgeführt. Nicht parallele Elektroden als Möglichkeit zur verbesserten Treibstoffbeschleunigung werden untersucht und im Vergleich mit den Ergebnissen paralleler Konfigurationen als Verbesserung bestätigt. Auftretende Probleme, wie die Karbonisierung der Treibstoffoberfläche und die mangelnde Beständigkeit einzelner Triebwerkskomponenten werden besprochen.<br />Die Ergebnisse der theoretischen und experimentellen Untersuchungen erlauben die Identifikation zweier finaler Designs, die über eine verlängerte Periode getestet werden.<br />

The recent trend toward miniaturised satellites, used for remote-sensing space applications, necessitates the development of highly miniaturised propulsion systems. Due to its mechanical simplicity, the Pulsed Plasma Thruster (PPT) lends itself well toward miniaturisation. The PPT ablates, ionises and accelerates a solid propellant by means of electromagnetic forces in an arc discharge between two electrodes and is capable of achieving high specific impulse. The analytic model presented in this work is aimed at understanding the dependency of Micro Pulsed Plasma Thruster (µPPT) performance on electrode geometry parameters. An advanced, one dimensional electromechanical model, based on accurate inductance calculation and a detailed description of the inhomogeneous magnetic field distribution accelerating the plasma, is introduced. Including effects of inhomogeneity in an analytical model of a µPPT not only enables an accurate description of the plasma acceleration process for configurations with large propellant height compared to width, but can also be a valuable design tool regarding thruster geometry and its impact on performance. The effect of electrode separation and thickness on plasma acceleration and performance is discussed, as well as the influence of changing electrical parameters. The results of this model are compared to results from existing models and to data from experi-mental investigation on a miniaturised Pulsed Plasma Thruster.<br />In addition, extensive experimental investigations regarding different µPPT design parameters, such as electrode length, thickness and separation as well as different circuit capacitances, are conducted. The impact of flared electrodes is investigated and found as a possible way to increase energy transfer into the plasma and therefore thruster performance. Problems occurring during testings such as propellant surface charring and component durability are addressed.<br />The results of both, experimental and theoretical, investigation allow the identification of two final µPPT designs which are submitted to extended test periods.