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Propulsores Eletrotérmicos, Resistojatos e Propulsores Catalíticos Aumentados

Fernando de Souza Costa [email protected]

Laboratório Associado de Combustão e Propulsão LABCP

São José dos Campos, SP 1

1. Introdução 2. Histórico 3. Exemplos 4. Projeto LABCP-INPE 5. Conclusões

Sumário

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I Workshop Brasileiro em Propulsão Elétrica Espacial

F.S. Costa, LABCP-INPE

Definição Propulsores eletrotérmicos utilizam a adição de energia térmica por meios elétricos ao propelente para aumentar o seu impulso específico. A adição de energia ao propelente pode ser feita de diversas formas: • resistência elétrica (resistojato)

• descargas elétricas (arcojato)

• radiação de alta frequência ou descargas elétricas sem eletrodo

Introdução

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I Workshop Brasileiro em Propulsão Elétrica Espacial, INPE, São José dos Campos, SP, 29-30 agosto de 2019.


Resistojato Quando se usa uma resistência elétrica para aquecer o propelente o propulsor é denominado de resistojato. Os resistojatos podem empregar elementos resistivos com diversas geometrias (interna, externa, dupla), almejando-se:

• área de troca de calor elevada • volume reduzido • alto coeficiente de troca de calor • redução de perdas por radiação térmica • redução de perdas devido ao escoamento congelado

Introdução

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Propulsor Catalítico Aumentado

• Hidrazina é o monopropelente mais usado dando Isp de 200 segundos.

• Adição de energia possibilita alcançar Isp de 300 segundos.

Introdução

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A primeira operação realizada no espaço de um propulsor eletrotérmico ocorreu em 19 de setembro de 1965, quando houve o disparo de um micropropulsor de nitrogênio por 30 minutos, para ajustar a posição do satélite de detecção nuclear Vela.

O empuxo produzido foi de 0,19 N e o impulso específico foi de 123 s.

O elemento resistivo era uma vareta helicoidal que atingia a temperatura de 540 graus Celsius e consumia 90 W de potência.

Histórico

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Histórico parcial de satélites americanos

O Intelsat V 502 foi o primeiro satélite comercial a usar propulsão elétrica, em 1981, usando

propulsores catalíticos de hidrazina “aumentados”.

No entanto, o design desses propulsores causava desgaste elevado e eles não foram mais usados na

série Intelsat.

Nota: mais de 150 satélites, inclusive 95 satélites da série Iridium, foram lançados com propulsores eletrotérmicos de hidrazina, tornando-os a forma mais prolífica de propulsão elétrica.

Veículo Espacial Ano No. Vôos Propelente Fabricante Função

Vela 1965 2 N2 TRW Ajuste de órbita Vela av. 1967 4 N2 TRW Ajuste e controle de órbita

NRL * 1965 5 NH3 GE Controle de atitude/órbita

ATS-A,C + 1966 2 NH3 AVCO Experimento

ATS-D,E 1968 2 NH3 AVCO Controle de atitude

NRL 1971 4 NH3 AVCO Sistema de operação

NRL 1971 1 N2H4 AVCO Experimento

INTELSAT V 1980 12 N2H4 TRW Correção Norte/Sul RCA SATCOM 1983 4 N2H4 Aerojet Rocketdyne Correção Norte/Sul RCA Spcnet 1983 2 N2H4 Aerojet Rocketdyne Correção Norte/Sul RCA G-STAR 1984 1 N2H4 Aerojet Rocketdyne Correção Norte/Sul RCA ASC 1985 1 N2H4 Aerojet Rocketdyne Correção Norte/Sul IRIDIUM 1998-2019 > 95 N2H4 Aerojet Rocketdyne Controle de atitude/órbita

Histórico

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Histórico

Fonte: D. Leva, R.M. Myersb, K.M. Lemmerc, J.Kolbeckd, H. Koizumie, K. Polzin, The technological and commercial expansion of electric propulsion, Acta Astronautica, 159 (2019), pp 213–227.

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Histórico

Valores históricos de potência vs empuxo de propulsores catalíticos aumentados de hidrazina.

Valores históricos de Isp versus potência de propulsores catalíticos aumentados de hidrazina.

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Propulsor catalítico aumentado PACT

• Desenvolvido pela empresa MBB – ERNO (hoje Airbus) para a Agência Espacial Européia.

• Contém leito catalítico de hidrazina convencional e câmara de aquecimento com resistência de tungstênio/26 rênio que permite aquecer diretamente os produtos de decomposição de hidrazina até acima de 2000 K, dependendo do grau de dissociação da amônia.

• Fornece Isp de até 235 s sem aquecimento e Isp até cerca de 300 s com aquecimento, aumento de até 35 %.

Dado técnico Unidade Valor

Faixa de empuxo N 0,5-0,15

Faixa de pressão operacional bar 22-5,5

Impulso específico Ns/kg 3000 (média da missão)

Bit mínimo de impulso Ns 0,02-0,006

Pressão de prova bar 33/54

Pressão de ruptura bar 88/144

Massa kg 0,36

Potência da válvula W 5,0

Potência do aquecedor do leito W 10,0

Potência do elemento aquecedor W 500

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Propulsor eletrotérmico catalítico a hidrazina HiPEHT

• Desenvolvido pela TRW, atualmente Northrop Grumman, para correções N/S de satélites geoestacionários.

• Contém válvula de controle, tubo injetor, barreira térmica, câmara de decomposição, aquecedores desta, câmara com aquecedor coaxial em vórtex, tubeira, escudo de radiação e parte elétrica.

• Hidrazina é injetada por um tubo capilar sobre telas de platina na câmara de decomposição mantidas a 980 K por aquecedores externos e que funcionam como catalisador térmico e como capacitor térmico. Uma vez iniciada a decomposição, os aquecedores são desligados, pois a reação exotérmica mantém as telas na temperatura adequada.

• A mistura de H2, N2 e NH3 é injetada tangencialmente na câmara de aquecimento e passa pelo aquecedor helicoidal coaxial à tubeira.

• Foram testadas configurações de 0,089 a 0,31 N, com Isp alcançando 320 s com potência de 600 W e empuxo de 0,445 N.

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https://en.wikipedia.org/wiki/Northrop_Grumman



Propulsor catalítico aumentado MR-501B

Desenvolvido pela Primex, agora parte da empresa Aerojet. • A vazão mássica de hidrazina varia de 0,045 a 0,1225 g/s. • Contém leito catalítico com válvula solenóide de propelente acionada eletromagneticamente e aquecedores

para prevenir o congelamento do propelente; • Contém um aquecedor constituído de resistência elétrica helicoidal envolvida por escudos de radiação finos

feitos de tungstênio e isoladores elétricos de alta temperatura para suportar a fiação. • A potência pode alcançar 500 W com 25 V e a massa do propulsor é 0,9 kg.

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Resistojato J3

Desenvolvido pelo centro de pesquisas em propulsão de foguetes (RPE) da Inglaterra. • Usa hidrogênio como propelente.

• Contém tubo trocador de calor concêntrico e tubeira cônica, ambos feitos de rênio. A tubeira é conectada ao tubo de aquecimento.

• O desempenho típico é um empuxo de 0,652N, velocidade de exaustão de of 8,09 km/s, e potência total gasta de 3,3 kW.

• A temperatura estrutural máxima é de 2530 K com temperatura de estagnação de 2480K e pressão de estagnação de cerca de 3 bar.

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Resistojato Mark-III

• Desenvolvido na Universidade de Surrey na Inglaterra

• Usa água como propelente aquecida em um trocador de calor contendo um leito de grãos de SiC.

• Água entra em uma fenda anular entre o aquecedor e a carcaça através de um anel de distribuição de aço inox sinterizado que impede o material de troca de calor de interagir com o injetor e também proporciona uma queda de pressão para desacoplar a pressão de entrada da pressão na câmara (do contrário oscilações de pressão podem alterar o fluxo de entrada).

• A água então passa através do leito de grãos de SiC, que são aquecidos por uma resistência elétrica tipo cartucho e sai como vapor superaquecido através de um disco sinterizado que serve para reter os grãos de SiC.

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Resistojato multi-propelente NASA

Contém um elemento aquecedor por radiação térmica localizado em uma cavidade evacuada dentro de um trocador de calor anular. O trocador de calor possui dois tubos concêntricos selados juntos para conter o escoamento de gás dentro da região anular entre eles. Um canal espiral próximo à entrada do trocador de calor direciona o escoamento circunferencialmente para reduzir a perda de calor da parte final do propulsor. O escoamento é então direcionado axialmente através de 16 pequenos canais na seção final (mais quente) do trocador de calor, após a qual os gases são expandidos na tubeira. O elemento aquecedor é feito de um tubo helicoidal com 22 voltas em um comprimento de 5,8 cm. Os componentes de platina do propulsor são soldados por feixe de elétrons. Para minimizar as perdas de calor por radiação térmica da superfície externa do trocador do calor, o propulsor é enrolado com escudos de radiação consistindo de duas camadas de folha de platina de 0,03 mm seguidas de 13 camadas de folhas de aço inox de 0,13 mm. As camadas do escudo são separadas por fios de pequeno diâmetro. Testes usando diferentes hidrogênio, hélio, metano, nitrogênio, ar, argônio e dióxido de carbono proporcionaram empuxos entre 90 e 420 mN, com potências de entrada de 140 a 240 W e pressões de entrada do propelente de 1 a 1,7 bar.

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Outros Resistojatos

Resistojato multi-propelente MBB-ERNO - O elemento aquecedor e o trocador de calor são separados e feitos de materiais diferentes, facilitando o projeto. O elemento aquecedor é localizado no interior do trocador de calor anular, e transfere calor por radiação a esse último. Ambos ficam em uma cápsula evacuada para aumentar a vida útil deles. O aquecedor é uma vareta helicoidal com 20 voltas enquanto o trocador de calor é um tubo helicoidal por onde o propelente passa. O interior da cápsula de metal é preenchido com escudos de radiação para minimizar as perdas de calor ao ambiente. Propelentes típicos considerados são hidrogênio, hélio, metano, nitrogênio, ar, argônio, e dióxido de carbono. Pressão na câmara varia de 1,3 a 2,8 bar e a potência de aquecimento varia de 140 a 520 W. Correntes e voltagens no aquecedor variam de 18 a 23 A e de 10 a 20 V, respectivamente. Empuxo de 0,3 N e Isp < 138 s. A vida do propulsor é de 10000 horas com temperatura máxima de operação de 1700 K. Resistojato russo Fakel – usa amônia como propelente, fornece empuxo na faixa 0,02 N a 0,05 N, com potência fornecida de 80 a 200 W e uma velocidade de exaustão efetiva de 2500 m/s. Um elemento aquecedor resistivo de grafite é montado dentro de um trocador de calor anular que contém pequenos canais por onde o propelente escoa. O elemento aquecedor alcança temperatura de 2500K e aquece o trocador de calor por radiação térmica. O trocador de calor por sua vez aquece por convecção o propelente que passa através dele. Resistojato russo NIIEM-ELKOS EHT-15 - A hidrazina entra pela linha de alimentação e dali é transportada para uma câmara externa. Em seguida o propelente frio passa sobre uma camada de pó isolante através de um elemento trocador de calor poroso para a câmara interna. O propelente aquecido é ejetado pelo bocal. Durante a operação os resistores elétricos alcançam temperaturas acima de 2300 K, os isoladores e pó isolante chegam a aproximadamente 2100 K e o elemento trocador de calor a 1900 K. Resistojatos Alta: usam xenônio e argônio e filamentos de tungstênio, Isp 55-110 s, 100-250 mN, 50-95 W, massa 50-220 g.

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Projeto Eletrotérmico do LABCP

• Para determinar vantagens comparativas de um sistema propulsivo em relação aos demais, podem ser utilizados diferentes parâmetros ou critérios como impulso específico, impulso específico efetivo, tempo de vôo, fração de carga útil transportada, custo, confiabilidade ou relação custo/eficiência.

• Cada critério afere apenas um fator ou um grupo de fatores, indicando ou não a aplicabilidade de um sistema propulsivo a uma missão especificada.

• Muitas vezes, a própria especificação da missão pode indicar o critério mais adequado a ser empregado.

• No caso de satélites ou cargas transportadas por um dado veículo lançador até uma

órbita pré-determinada, tem-se, de imediato, a restrição da massa total inicial máxima dos mesmos que deve ser inferior à capacidade de lançamento do veículo.

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Performance de Sistemas de Propulsão Elétrica


• Em muitas situações, particularmente para satélites e missões tripuladas, é estabelecido um tempo de permanência em órbita e, associado a este, um valor de incremento de velocidade característica ou impulso total, necessário para correção de modificações na posição decorrentes de perturbações por diversos agentes externos, como resistência atmosférica, atração pelo Sol e pela Lua, variações no campo gravitacional da Terra, choques de partículas, radiação e outros. Mudanças de órbita, de inclinação e mudanças de atitude vão também, juntamente com o tempo de permanência em órbita, indicar o valor de velocidade característica de uma missão.

• O critério mais adequado para avaliação dos propulsores elétricos é o da eficiência de massas, também chamada de razão de carga útil, especificados os valores de massa total do satélite e velocidade característica.

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=> Para uma dada missão, especificados empuxo, propelente e massa específica do sistema de potência, pode existir um nível de potência ideal que maximiza a eficiência de massas.


2/1

0

1

2

Ce T

RV

Seleção de propelentes Ve = velocidade de exaustão do propelente Tc = temperatura máxima do propelente na câmara M = massa molar do propelente = razão de calores específicos Observações: • Propelentes de baixo peso molecular como o H2 fornecem maiores velocidades de exaustão.

• Limitações dos materiais limitam a operação acima de 2500 K por longos períodos. • O impulso específico, Isp Ve/g0, máximo alcançável é cerca de 870 s, para H2 com = 1,4 e

g0 =9,81m/s2. Se for 1,3 o máximo Isp seria 966 s, o qual é 11% mais elevado. • Uso de um sistema de refrigeração possibilitaria operação em temperaturas mais altas

atingir maiores impulsos específicos.

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Desempenho teórico de propulsores catalíticos aumentados

Temperatura de aquecimento versus razão entre potência fornecida e vazão mássica de hidrazina, para diferentes frações de amônia decomposta.

tanque leito catalítico

câmara de aquecimento

tubeira N2H4

hc , Tc

P

he,a

ve,a Ta

𝑚 𝑎

𝑃/𝑚 𝑎 (W/kg/s)

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Protótipo:

• Câmara de nióbio • Filamento aquecedor de níquel-cromo • Cerâmica de alumina • Canal helicoidal e canais paralelos

Testes realizados de aquecimento do filamento Novo filamento de platina ródio adquirido para testes

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Conclusões

• Projeto relativamente simples

• Baixo custo

• Facilidade operacional • Possibilidade de uso de impressão 3D para o trocador de calor compacto (a depender do

material). • A fabricação de um modelo de desenvolvimento de um propulsor eletrotérmico poderia

ser feita relativamente em curto prazo, dependendo da configuração.

• Dificuldades: materiais resistentes a alta temperatura para aquecedor, câmara e proteção térmica.

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