Design and test of a fluidic line for plasma propulsion systems

Electrodeless plasma thrusters represent an innovative type of space thrusters that use plasma to propel the spacecraft without employing electrodes, eventually subjected to plasma erosion. One of these technologies that has been investigated in the last years is the Magnetically Enhanced Plasma Thruster. The Magnetically Enhanced Plasma Thruster is characterized by a simple structure, based on a discharge vessel made of dielectric material in which plasma is generated, a Radio Frequency antenna used for the gas ionization, and a magnetostatic field that confines and accelerates the plasma due to the magnetic nozzle effect. The Magnetically Enhanced Plasma Thruster is a flexible technology: (i) it is compatible with a wide range of different propellants, (ii) it can be operated in a wide range of different mass flows (from 0.1 mg/s to 100 mg/s), and (iii) it can sustain several values of nominal operating powers. The purpose of this thesis work has been to verify experimentally whether the Penning effect was achieved in the operational conditions of a Magnetically Enhanced Plasma Thruster. The Penning effect has a significant influence on the growth of the level of ionization in gas mixtures in which the ionization potential of the quenching agent is below the excitation energy of the main gas. In a Penning mixture a proper compound is added to a more stable species leading to the growth of the electrons avalanche if the mixture undergoes a ionization process. The propulsive performance of a Magnetically Enhanced Plasma Thruster increases with the level of plasma ionization, hence an increase in thrust and specific impulse produced by the different mixtures compared to that of the noble/main gas only may be an indication that the Penning effect has been reached. A laboratory electric thruster prototype, based on the Magnetically Enhanced Plasma Thruster technology, has been tested with different mixtures of noble/main gases and their respective quenching agents, namely: Argon and Acetylene, Krypton and Propylene. As a first step a fluidic line has been designed to obtain several different Penning mixtures with a wide range of mixture mass ratios. A validation test campaign of the fluidic line’s architecture and operational procedure has been accomplished at Department of Chemical Sciences of University of Padua, using a Thermal Conductivity Detector and a Flame Ionization Detector gaschromatograph. At the end of the validation test campaign, the laboratory electric thruster prototype has been characterized in terms of thrust and specific impulse achieved with the different propellant Penning mixtures in a wide range of power coupled to the system. The thrust has been measured by means of a thrust balance within the Center for Space Studies and Activities CISAS-“G.Colombo” of the University of Padova laboratories, while the specific impulse has been calculated knowing the thrust and the propellant mass flow. The results show slight improvement in the propulsive performances of the laboratory electric thruster prototype obtained with the different Penning mixtures, compared to that of the noble/main gas only.

Gli Electrodeless Plasma Thrusters rappresentano una categoria innovativa di motori al plasma caratterizzata dall’assenza di elettrodi, soggetti a erosione per contatto con il gas ionizzato. Una di queste tecnologie, investigata in particolare negli ultimi anni, è il Magnetically Enhanced Plasma Thruster. Il Magnetically Enhanced Plasma Thruster è caratterizzato da una struttura semplice, basata su un tubo di materiale dielettrico in cui viene generata la scarica di plasma, un’antenna a radiofrequenze utilizzata per la ionizzazione del gas e un campo magnetostatico che confina e accelera il plasma in un ugello magnetico. Il Magnetically Enhanced Plasma Thruster è una tecnologia flessibile: (i) è compatibile con diverse tipologie di propellenti, (ii) può essere utilizzato con diverse portate di massa di propellente (da 0,1 mg/s a 100 mg/s) e (iii) può sostenere diversi valori di potenze operative nominali accoppiate al sistema. Lo scopo di questo lavoro di tesi è stato quello di verificare sperimentalmente se l’effetto Penning si possa ottenere nelle condizioni operative di un Magnetically Enhanced Plasma Thruster. L’effetto Penning porta ad un aumento del livello di ionizzazione in una miscela di gas in cui il potenziale di ionizzazione dell’agente drogante è inferiore all’energia di eccitazione del gas principale. In una miscela di Penning un agente drogante con le adeguate caratteristiche chimiche in termini di energia di ionizzazione viene aggiunto nelle corrette percentuali a una specie più stabile, portando all’aumento del numero di cariche libere quando la miscela è soggetta a un processo di ionizzazione. Poichè le prestazioni propulsive di un motore al plasma aumentano con il livello di ionizzazione del propellente, un aumento della spinta e dell’impulso specifico prodotto dalle diverse miscele di Penning rispetto a quelle del solo gas nobile/principale possono essere un’indicazione che l’effetto Penning sia stato ottenuto. Un prototipo di laboratorio di un motore elettrico, basato sulla tecnologia del Magnetically Enhanced Plasma Thruster, è stato caratterizzato con diverse miscele di Penning di gas nobili. Nello specifico sono state testate le miscele di argon-acetilene e kripton-propilene come propellenti per il motore. Una linea fluidica è stata progettata e realizzata per ottenere diverse miscele Penning in diversi rapporti di massa della miscela. Quindi, è stata condotta una campagna di misura per validare l’output della linea fluidica, la sua architettura e la procedura operativa. Tale campagna di test è stata condotta presso il Dipartimento di Scienze Chimiche dell’Università di Padova, utilizzando un gascromatografo basato su un rivelatore a conducibilità termica e su un rivelatore a ionizzazione di fiamma. Alla fine della campagna di test di validazione, il motore è stato caratterizzato in termini di spinta e impulso specifico con le diverse miscele di Penning e con diversi valori di potenza accoppiata al sistema. La spinta è stata misurata con una bilancia di spinta, collocata nella camera a vuoto del Centro di Ateneo di Studi e Attività Spaziali "Giuseppe Colombo" - CISAS. L’impulso specifico, invece, è stato calcolato a partire dai valori di spinta misurati, nota la portata di massa di propellente. I risultati mostrano un lieve miglioramento nelle prestazioni propulsive del motore ottenute con le diverse miscele Penning rispetto a quelle ottenute con il solo gas nobile come propellente.