Preliminary design model for plasma thruster using analytic and numerical approach for green propellant

To date, electrothermal thrusters are still often used for in-orbit missions as they are among the electric engines that guarantee greater thrust, albeit at the expense of the specific impulse. These, like any other electric thrusters, differently from chemical ones, use a source of electrical power to heat the propellant. In order to be able to simulate their operation, research was carried out on the state of the art of possible models describing these systems. It has been noted that there are few simplified methods, which do not take into account plasma chemistry and often require very strict assumptions or knowledge of experimental data, with the purpose of estimating the performance of these thrusters. In particular, in this work, electrothermal engines are considered that can be schematized through two zones: a plasma and a fluid one. Systems of this type are, for example, arcjet and MET (Microwave Electrothermal Thruster). They are precisely the latter that thanks to the development of new technologies for the production of microwaves, such as GaN, are more interesting for future developments. Furthermore, operation in the TM011 mode locates the plasma zone near the nozzle, the heat exchange is, therefore, localized and the hot gas is immediately expelled. The presence of a gradient in the external fluid allows temperatures not too high near the walls, which are not particularly stressed. The purpose of this thesis is therefore to develop a new model capable of taking into account the chemical kinetics of the plasma and of the heat exchange with the external fluid, to remove most of the constraints of the models present in the literature, and to have a good performance estimation. The defined model, in which the only remaining free variable is the size of the plasma zone, was validated by comparing the results of the simulations with some experimental data of a MET that uses nitrogen as a propellant. The results obtained are in good agreement with the literature, and therefore the system was subsequently extended to other propellants such as helium, xenon and argon.

Ad oggi i motori elettrotermici sono ancora spesso utilizzati per missioni in orbita in quanto sono tra i motori elettrici che garantiscono una spinta maggiore se pur a scapito dell’impulso specifico. Questi, come tutti gli altri propulsori elettrici, a differenza di quelli chimici, sfruttano una sorgente di potenza elettrica per scaldare il propellente. Al fine di poter simulare il loro funzionamento è stata effettuata un ricerca sullo stato dell’arte di possibili modelli che descrivessero questi sistemi. Si è notato come vi siano pochi metodi semplificati, i quali non tengono conto della chimica del plasma e spesso necessitano di ipotesi molto stringenti o conoscenze di dati sperimentali, per poter stimare le prestazioni di questi propulsori. In particolare in questo lavoro sono considerati quei motori elettrotermici che sono schematizzabili attraverso due zone: una zona di plasma e una fluida. Sistemi di questo tipo sono ad esempio gli arcjet ed i MET (Microwave Electrothermal Thruster). Sono proprio quest’ultimi che grazie allo sviluppo di nuove tecnologie per la produzione di microonde, come i GaN, risultano più interessanti per sviluppi futuri. Inoltre, il funzionamento in modalità TM011 posiziona la zona plasma in prossimità dell’ugello, lo scambio termico è quindi localizzato e il gas caldo viene immediatamente espulso. La presenza di un gradiente nel fluido esterno permette di avere temperature non troppo elevate in prossimità delle pareti, che non risultano essere particolarmente stressate. Lo scopo di questa tesi è perciò quello di sviluppare un nuovo modello in grado di tener conto della cinetica chimica del plasma e dello scambio termico con il fluido esterno, per rimuovere la maggior parte dei vincoli dei modelli presenti in letteratura ed avere una buona stima delle performance. Il modello definito, in cui l’unica variabile libera rimasta è la dimensione della zona di plasma, è stato validato confrontando i risultati delle simulazioni con alcuni dati sperimentali di un MET che utilizza azoto come propellente. I risultati ottenuti sono in buon accordo con la letteratura, e quindi il sistema è stato successivamente esteso ad altri propellenti come elio, xeno ed argon.