DE102021113185A1 - Thermal management system for spacecraft propulsion - Google Patents

Thermal management system for spacecraft propulsion Download PDF

Info

Publication number
DE102021113185A1
DE102021113185A1 DE102021113185.5A DE102021113185A DE102021113185A1 DE 102021113185 A1 DE102021113185 A1 DE 102021113185A1 DE 102021113185 A DE102021113185 A DE 102021113185A DE 102021113185 A1 DE102021113185 A1 DE 102021113185A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
management system
thermal barrier
thermal
thermal management
plasma discharge
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
DE102021113185.5A
Other languages
German (de)
Inventor
Morgan Chambard
Manuel La Rosa Betancourt
Marcus Collier-Wright
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Neutronstar Systems Ug Haftungsbeschraenkt
Original Assignee
Neutronstar Systems Ug Haftungsbeschraenkt
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Neutronstar Systems Ug Haftungsbeschraenkt filed Critical Neutronstar Systems Ug Haftungsbeschraenkt
Priority to DE102021113185.5A priority Critical patent/DE102021113185A1/en
Priority to PCT/EP2022/063793 priority patent/WO2022243543A1/en
Publication of DE102021113185A1 publication Critical patent/DE102021113185A1/en
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0037—Electrostatic ion thrusters
    • F03H1/0062—Electrostatic ion thrusters grid-less with an applied magnetic field
    • F03H1/0075—Electrostatic ion thrusters grid-less with an applied magnetic field with an annular channel; Hall-effect thrusters with closed electron drift
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0006—Details applicable to different types of plasma thrusters
    • F03H1/0031—Thermal management, heating or cooling parts of the thruster
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05H—PLASMA TECHNIQUE; PRODUCTION OF ACCELERATED ELECTRICALLY-CHARGED PARTICLES OR OF NEUTRONS; PRODUCTION OR ACCELERATION OF NEUTRAL MOLECULAR OR ATOMIC BEAMS
    • H05H1/00—Generating plasma; Handling plasma
    • H05H1/54—Plasma accelerators

Abstract

Ein Thermomanagementsystem (5) für einen magnetoplasmadynamischen Antrieb (10) für ein Raumfahrzeug ist offenbart. Das Thermomanagementsystem (5) ist zwischen mindestens einem supraleitenden Magneten (120) und einer Plasmaentladungseinheit (15) angeordnet und umfasst eine an die Plasmaentladungseinheit (15) angrenzende Thermobarriere (40, 60), - eine Mehrschichtisolierung (70), die zwischen der Thermobarriere (40, 60) und der Kryostatisolierung (80) angeordnet ist, und eine Strahlungsspalte (50), die in der Thermobarriere (40, 60) angeordnet ist.A thermal management system (5) for a magnetoplasma dynamic propulsion (10) for a spacecraft is disclosed. The thermal management system (5) is arranged between at least one superconducting magnet (120) and a plasma discharge unit (15) and comprises a thermal barrier (40, 60) adjoining the plasma discharge unit (15), - a multilayer insulation (70) which is placed between the thermal barrier ( 40, 60) and the cryostat insulation (80), and a radiation gap (50) arranged in the thermal barrier (40, 60).

Description

Querverweis auf verwandte AnmeldungenCross reference to related applications

KeineNo

Gebiet der Erfindungfield of invention

Das Gebiet der Erfindung bezieht sich auf ein Thermomanagementsystem für einen magnetoplasmadynamischen Antrieb.The field of the invention relates to a thermal management system for a magnetoplasma dynamic drive.

Hintergrund der ErfindungBackground of the Invention

Ein magnetoplasmadynamischer (MPD) Antrieb (MPDT) ist eine Form des elektrisch betriebenen Antriebs von Raumfahrzeugen, bei dem die Lorentzkraft zur Antriebserzeugung beziehungsweise Schuberzeugung genutzt wird. Die Lorentzkraft ist die Kraft, die durch ein elektromagnetisches Feld auf ein geladenes Teilchen ausgeübt wird. Der magnetoplasmadynamische wird manchmal auch als Lorentz-Kraft-Beschleuniger (LFA), Zentral-Kathoden-Elektrostatik-Antrieb oder MPD „arcjet“ bezeichnet.Magnetoplasmadynamic (MPD) propulsion (MPDT) is a form of electrically powered spacecraft propulsion that uses the Lorentz force to generate propulsion or thrust. The Lorentz force is the force exerted on a charged particle by an electromagnetic field. The magnetoplasmadynamic is also sometimes referred to as a Lorentz force accelerator (LFA), central cathode electrostatic propulsion or MPD "arcjet".

Der MPDT funktioniert, indem gasförmiges Material in eine Beschleunigungskammer gespeist wird, wo das gasförmige Material ionisiert wird und ein Plasma bildet. Die magnetischen und elektrischen Felder in der Beschleunigungskammer werden mit Hilfe einer Stromquelle erzeugt. Die ionisierten Teilchen im Plasma werden dann durch die Lorentz-Kraft angetrieben, die sich aus der Wechselwirkung zwischen dem Strom, der durch das Plasma fließt, und dem Magnetfeld in der Auslasskammer ergibt. Im Gegensatz zum chemischen Antrieb findet keine Verbrennung von Treibstoff statt. Wie bei anderen elektrischen Antriebsvarianten erhöhen sich sowohl der spezifische Impuls als auch der Schub mit der eingegebenen Leistung, während der Schub pro Watt abnimmt.The MPDT works by feeding gaseous material into an acceleration chamber where the gaseous material is ionized and forms a plasma. The magnetic and electric fields in the acceleration chamber are generated using a power source. The ionized particles in the plasma are then propelled by the Lorentz force resulting from the interaction between the current flowing through the plasma and the magnetic field in the outlet chamber. In contrast to chemical propulsion, no fuel is burned. As with other electric propulsion variants, both specific impulse and thrust increase with input power, while thrust per watt decreases.

Es gibt zwei Haupttypen von MPD-Antrieben, Fremd-Feld (Applied-Field MPD) und Eigen-Feld (Self-Field MPD). Die Fremd-Feld-MPD-Antriebe weisen externe Magnetspulen auf, welche die Auslasskammer umgeben, um ein zusätzliches Magnetfeld zu erzeugen.There are two main types of MPD drives, Applied-Field MPD and Self-Field MPD. The external field MPD drives have external magnetic coils surrounding the outlet chamber to create an additional magnetic field.

Für das Plasma werden verschiedene gasförmige Stoffe verwendet, beispielsweise Xenon, Neon, Argon, Wasserstoff, Hydrazin, Ammoniak, Stickstoff, Magnesium, Methan, Wasserstoff-Sauerstoff-Gemische und Lithium. Lithium ist im Allgemeinen am leistungsfähigsten. Es können auch Mischungen der gasförmigen Stoffe verwendet werden.Various gaseous substances are used for the plasma, for example xenon, neon, argon, hydrogen, hydrazine, ammonia, nitrogen, magnesium, methane, hydrogen-oxygen mixtures and lithium. Lithium is generally the most powerful. Mixtures of the gaseous substances can also be used.

Elektromagnetische Antriebssysteme für Raumfahrzeuge sind im Stand der Technik bekannt. Beispielsweise lehrt das japanische Patent Nr. JP 5417643 B2 eine supraleitende Magnetvorrichtung, die einen supraleitenden Magneten zur Verwendung in einer Antriebsvorrichtung kühlen kann.Electromagnetic propulsion systems for spacecraft are well known in the art. For example, Japanese Patent No. JP 5417643 B2 discloses a superconducting magnet device capable of cooling a superconducting magnet for use in a driving device.

Die internationale Patentanmeldung Nr. WO 2020/174378 (Zenno Astronautics) lehrt ebenfalls die Verwendung eines Raumfahrzeugs mit einem supraleitenden Magneten und einem Kühlelement. Ein Kryokühler ist mit dem Kühlelement verbunden. Der supraleitende Magnet wird in einem Antriebssystem verwendet, welches die Wechselwirkung des eigenen Magnetfeldes des Raumfahrzeugs mit externen Magnetfeldern, wie beispielsweise dem Magnetfeld der Sonne oder dem Erdmagnetfeld, zur Steuerung und zum Antrieb des Raumfahrzeugs ermöglicht. Die Anmeldung lehrt nicht die Verwendung eines supraleitenden Magneten in einem magnetoplasmadynamischen Antrieb.International patent application no. WO 2020/174378 (Zenno Astronautics) also teaches the use of a spacecraft with a superconducting magnet and a cooling element. A cryocooler is connected to the cooling element. The superconducting magnet is used in a propulsion system that allows the interaction of the spacecraft's own magnetic field with external magnetic fields, such as the sun's magnetic field or the earth's magnetic field, for control and propulsion of the spacecraft. The application does not teach the use of a superconducting magnet in a magnetoplasmic dynamic drive.

Die supraleitenden Magnete werden bei niedrigen Temperaturen betrieben, beispielsweise bei etwa 50 K. Die Temperatur des Plasmas in der Plasmaentladungseinheit des Antriebs ist viel höher und somit ist es erforderlich, dass ein Thermomanagementsystem zwischen den supraleitenden Magneten und der Plasmaentladungseinheit bereitgestellt wird, um sicherzustellen, dass die Temperatur der supraleitenden Magnete die kritische Temperatur der supraleitenden Materialien, verwendet für die supraleitenden Magnete, nicht überschreitet.The superconducting magnets operate at low temperatures, for example around 50 K. The temperature of the plasma in the plasma discharge unit of the drive is much higher and thus it is necessary that a thermal management system is provided between the superconducting magnets and the plasma discharge unit to ensure that the temperature of the superconducting magnets does not exceed the critical temperature of the superconducting materials used for the superconducting magnets.

Kurzbeschreibung der ErfindungBrief description of the invention

Ein Thermomanagementsystem für einen magnetoplasmadynamischen Antrieb in, beispielsweise einem Raumfahrzeug, wird in diesem Dokument beschrieben. Das Thermomanagementsystem befindet sich zwischen mindestens einem supraleitenden Magneten und einer Plasmaentladungseinheit, um im Wesentlichen die thermische Energie von der Plasmaentladungseinheit zu verringern, welche den supraleitenden Magneten erreicht und dadurch die Supraleitfähigkeit in dem supraleitenden Magneten zerstört.A thermal management system for a magnetoplasma dynamic propulsion in, for example, a spacecraft is described in this document. The thermal management system is located between at least one superconducting magnet and a plasma discharge device to substantially reduce thermal energy from the plasma discharge device reaching the superconducting magnet and thereby destroying the superconductivity in the superconducting magnet.

Die Verwendung des Thermomanagementsystems und des supraleitenden Magneten ermöglicht höhere Wirkungsgrade für den magnetoplasmadynamischen Antrieb. Insbesondere ermöglicht der supraleitende Magnet die Erzeugung starker Magnetfelder und verringert die Energieverluste in den Elektroschaltungen. Das Thermomanagementsystem trennt den supraleitenden Magneten mit niedriger Temperatur zwischen 30 und 77 K (im Allgemeinen um 50 K) thermisch von der Plasmaentladungseinheit mit hoher Temperatur. Das Thermomanagementsystem ermöglicht es der Anode, bei hohen Temperaturen von etwa 2000 K, bei denen das Plasma effizient erzeugt wird, betrieben zu werden.The use of the thermal management system and the superconducting magnet allows higher efficiencies for the magnetoplasma dynamic propulsion. In particular, the superconducting magnet enables strong magnetic fields to be generated and reduces energy losses in the electrical circuits. The thermal management system thermally separates the low temperature superconducting magnet between 30 and 77 K (generally around 50 K) from the high temperature plasma discharge unit. The thermal management system allows the anode to work at high temperatures of around 2000 K, where the plasma is generated efficiently.

Anders als im Stand der Technik muss die Anode nicht durch Wasserkühlung gekühlt werden, um die Wärme des magnetoplasmadynamischen Antriebs zu bewältigen, da die Kombination des Thermomanagementsystems mit der Strahlungskühlung im Weltraum die Steuerung der Temperatur ermöglicht.Unlike the prior art, the anode does not need to be water-cooled to handle the heat of the magnetoplasma dynamic propulsion, since the combination of the thermal management system with the radiative cooling in space allows the temperature to be controlled.

Das Thermomanagementsystem umfasst in einem Aspekt eine an die Plasmaentladungseinheit angrenzende Thermobarriere, eine an den mindestens einen supraleitenden Magneten angrenzende Kryostat-Isolierungsschicht und eine zwischen der Thermobarriere und der Kryostat-Isolierung angeordnete Mehrschichtisolierung. In der Thermobarriere befindet sich eine Strahlungsspalte.In one aspect, the thermal management system includes a thermal barrier adjacent to the plasma discharge device, a cryostat insulation layer adjacent to the at least one superconducting magnet, and a multilayer insulation disposed between the thermal barrier and the cryostat insulation. There is a radiation gap in the thermal barrier.

Das Thermomanagementsystem umfasst eine primäre Thermobarriere, angrenzend an die Plasmaentladungseinheit, und eine sekundäre Thermobarriere, angrenzend an die Mehrschichtisolierung. Die Strahlungsspalte befindet sich zwischen der primären Thermobarriere und der sekundären Thermobarriere, und die primäre Thermobarriere und die sekundäre Thermobarriere sind durch eine Vielzahl von Thermoausdehnungstrenneinheiten getrennt.The thermal management system includes a primary thermal barrier adjacent to the plasma discharge assembly and a secondary thermal barrier adjacent to the multilayer insulation. The radiation gap is located between the primary thermal barrier and the secondary thermal barrier, and the primary thermal barrier and the secondary thermal barrier are separated by a plurality of thermal expansion separators.

Die Plasmaentladungseinheit umfasst eine Anode, konzentrisch angeordnet zu einer zentralen Kathode.The plasma discharge unit includes an anode arranged concentrically to a central cathode.

In einem Aspekt ist die primäre Thermobarriere aus einer Keramik hergestellt und die sekundäre Thermobarriere ist aus einer von einer Keramik, einer Legierung oder einer Superlegierung hergestellt. Die Mehrschichtisolierung umfasst mehrere Lagen von Folien.In one aspect, the primary thermal barrier is made of a ceramic and the secondary thermal barrier is made of one of a ceramic, an alloy, or a superalloy. Multilayer insulation includes several layers of foil.

Figurenlistecharacter list

  • 1 stellt eine Übersicht über einen magnetoplasmadynamischen Antrieb dar. 1 represents an overview of a magnetoplasmadynamic drive.
  • 2 stellt einen Querschnitt durch den magnetoplasmadynamischen Antrieb dar. 2 represents a cross section through the magnetoplasmadynamic drive.
  • 3 stellt einen Querschnitt durch das Thermomanagementsystem dar. 3 represents a cross section through the thermal management system.
  • 4 stellt eine Simulation eines thermischen Diagramms über das Thermomanagementsystem dar. 4 represents a simulation of a thermal map over the thermal management system.
  • 5 stellt eine Verbindungstechnik zur Aufrechterhaltung der thermischen Trennung in einer Vakuumspalte im Thermomanagementsystem dar. 5 represents a bonding technique to maintain thermal separation in a vacuum gap in the thermal management system.

Detaillierte Beschreibung der ErfindungDetailed description of the invention

Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnungen beschrieben. Es versteht sich, dass die hier beschriebenen Ausführungsformen und Aspekte der Erfindung nur Beispiele sind und den Schutzbereich der Ansprüche in keiner Weise begrenzen. Die Erfindung wird durch die Ansprüche und ihre Entsprechungen definiert. Es versteht sich, dass Merkmale eines Aspekts oder einer Ausführungsform der Erfindung mit einem Merkmal eines anderen Aspekts oder anderer Aspekte und/oder Ausführungsformen der Erfindung kombiniert werden können.The invention will now be described with reference to the drawings. It should be understood that the embodiments and aspects of the invention described herein are only examples and in no way limit the scope of the claims. The invention is defined by the claims and their equivalents. It is understood that features of one aspect or one embodiment of the invention can be combined with a feature of another aspect or other aspects and/or embodiments of the invention.

1 zeigt eine Übersicht über einen magnetoplasmadynamischen Antrieb 10 mit einem Thermomanagementsystem 5 und 2 zeigt eine Querschnittsansicht des magnetoplasmadynamischen Antriebs 10. Der magnetoplasmadynamische Antrieb 10 wird beispielsweise an einem Raumfahrzeug verwendet und umfasst eine Plasmaentladungseinheit 15 mit zwei konzentrischen Elektroden, eine Kathode 20 und eine Anode 30. Die Kathode 20 und die Anode 30 haben beide eine im Wesentlichen zylindrische Geometrie. 1 shows an overview of a magnetoplasma dynamic drive 10 with a thermal management system 5 and 2 12 shows a cross-sectional view of the magnetoplasma dynamic drive 10. The magnetoplasma dynamic drive 10 is used, for example, on a spacecraft and comprises a plasma discharge unit 15 with two concentric electrodes, a cathode 20 and an anode 30. The cathode 20 and the anode 30 both have a substantially cylindrical geometry .

Die Kathode 20 ist als Hohlkathode ausgeführt und beinhaltet einen Thermioneneinsatz 25, beispielsweise aus Lanthanhexaborid. Andere Materialien können verwendet werden, welche thermionische Emitter sind und sich durch eine geringe Austrittsarbeit kennzeichnen, beispielsweise Bariumoxid-Scandat, Bariumoxid-Wolfram, Molybdän, Tantal, Wolfram, Lanthan-Molybdän, Kalziumaluminat, Cerhexaborid, Cermet usw. Ähnliche Materialien mit relevanten Imprägnierungen beziehungsweise Impregnaten, umfassend, aber nicht begrenzt auf Bariumoxid, Calciumoxid, Aluminiumoxid, können verwendet werden.The cathode 20 is designed as a hollow cathode and contains a thermionic insert 25, for example made of lanthanum hexaboride. Other materials can be used which are thermionic emitters and are characterized by a low work function, for example barium oxide scandate, barium oxide tungsten, molybdenum, tantalum, tungsten, lanthanum molybdenum, calcium aluminate, cerium hexaboride, cermet etc. Similar materials with relevant impregnations respectively Impregnates including but not limited to baria, calcia, alumina can be used.

Die Anode 30 ist eine Heißanode mit Temperaturen zwischen beispielsweise 1600K und 2500K. Die Anode 30 besteht aus einem elektrisch leitfähigen Material mit hoher Temperaturbeständigkeit und niedriger Austrittsarbeit, beispielsweise Wolfram, Molybdän, Tantal, Niob, Chrom, Hafnium, Iridium, Osmium, Rhodium, Ruthenium, Titan, Vanadium, Zirkonium und deren Legierungen. Die Anode kann mit einer Oberflächenschicht auf Kohlenstoffbasis, beispielsweise Kohlenstoff-Nanoröhrchen (CNT) oder Graphen, beschichtet werden, um die Leistung zu verbessern.The anode 30 is a hot anode with temperatures between, for example, 1600K and 2500K. The anode 30 consists of an electrically conductive material with high temperature resistance and low work function, such as tungsten, molybdenum, tantalum, niobium, chromium, hafnium, iridium, osmium, rhodium, ruthenium, titanium, vanadium, zirconium and their alloys. The anode can be coated with a carbon-based surface layer, such as carbon nanotubes (CNT) or graphene, to improve performance.

Die beiden konzentrischen Elektroden (Kathode 20 und Anode 30) und das Volumen zwischen der Kathode 20 und der Anode 30 umfassen zusammen die Plasmaentladungseinheit 15. Die Kathode 20 und die Anode 30 weisen eine gemeinsame Mittelachse auf. Die Verwendung des Lanthanhexaborid-Thermioneneinsatzes 25 in der Hohlkathode 20 verlängert die Lebensdauer des magnetoplasmadynamischen Antriebs 10, indem die mit anderen Kathodentypen zusammenhängenden Erosionsraten verringert werden.The two concentric electrodes (cathode 20 and anode 30) and the volume between the cathode 20 and the anode 30 together comprise the plasma discharge assembly 15. The cathode 20 and the anode 30 share a central axis. The use of the lanthanum hexaboride thermionic insert 25 in the hollow cath ode 20 extends the life of the magnetoplasma dynamic actuator 10 by reducing the erosion rates associated with other types of cathodes.

Ein supraleitendes Magnetsystem 100 befindet sich außerhalb der Plasmaentladungseinheit 15. Das supraleitende Magnetsystem 100 umfasst eine Vielzahl von supraleitenden Magneten 120 (beispielsweise in Form einer supraleitenden Spule) in einem Kryostat 130 zusammen mit den erforderlichen Kabeln für die Zufuhr von elektrischer Leistung beziehungsweise elektrischer Energie beziehungsweise elektrischem Strom zu den supraleitenden Magneten 120. Das supraleitende Magnetsystem 100 weist einen ersten Satz supraleitender Magnete 120 auf, dazu bereitgestellt, ein Magnetfeld zu erzeugen, durch die Wechselwirkung mit dem Strom zwischen der Kathode 20 und der Anode 30 zur Beschleunigung des Plasmas in Richtung der Zentralachse beitragend, und zwar mittels einer Lorentzkraft, einer Hall-Beschleunigung, einer Drallbeschleunigung und einer thermodynamischen Beschleunigung, sich aus der Expansion des heißen Gases und des Plasmas innerhalb der Plasmaentladungseinheit 15 ergebend. Die Drallbeschleunigung ergibt sich aus der Wirbelbewegung des Plasmas 70 aufgrund des bewirkten Magnetfeldes B.A superconducting magnet system 100 is located outside of the plasma discharge unit 15. The superconducting magnet system 100 comprises a plurality of superconducting magnets 120 (e.g. in the form of a superconducting coil) in a cryostat 130 together with the necessary cables for the supply of electrical power or electrical energy or electrical Current to the superconducting magnets 120. The superconducting magnet system 100 comprises a first set of superconducting magnets 120 arranged to generate a magnetic field by interacting with the current between the cathode 20 and the anode 30 for accelerating the plasma towards the central axis contributing by means of a Lorentz force, a Hall acceleration, a spin acceleration and a thermodynamic acceleration resulting from the expansion of the hot gas and the plasma within the plasma discharge unit 15. The spin acceleration results from the turbulent movement of the plasma 70 due to the magnetic field B caused.

Die supraleitenden Magnete 120 haben einen rechteckigen Querschnitt mit einer supraleitenden Schicht, bestehend aus einem beliebigen Supraleitertyp. Die Supraleiter beinhalten beispielsweise Hochtemperatursupraleiter des Typs 2G (HTS), beispielsweise Yttrium-Barium-Kupferoxid, Lanthan-Barium-Kupferoxid und andere Seltenerd-Barium-Kupferoxide, Magnesiumdiborid, Bismut-Strontium-Calcium-Kupferoxid (Bi2223 oder Bi2212), sind jedoch nicht darauf beschränkt. Die Verwendung von Supraleitern mit sehr hoher Temperatur, umfassend solche, die für die Betätigung höhere Drücke erfordern, und solche, die bei Raumtemperatur betätigt werden können, werden ebenfalls als potenzielle Materialien in Betracht gezogen.The superconducting magnets 120 have a rectangular cross section with a superconducting layer composed of any type of superconductor. The superconductors include, for example, 2G type high-temperature superconductors (HTS), such as yttrium barium copper oxide, lanthanum barium copper oxide and other rare earth barium copper oxides, magnesium diboride, bismuth strontium calcium copper oxide (Bi2223 or Bi2212), but are not limited to that. The use of very high temperature superconductors, including those that require higher pressures for actuation and those that can be actuated at room temperature, are also considered potential materials.

Die Anzahl und Positionierung der einzelnen supraleitenden Magnete 120 innerhalb des supraleitenden Magnetsystems 100 können variiert werden und begrenzen die Erfindung nicht.The number and positioning of the individual superconducting magnets 120 within the superconducting magnet system 100 can be varied and does not limit the invention.

Ein zweiter Satz supraleitender Magnete 120 wird verwendet, um ein Magnetfeld zu erzeugen, welches nominell in Axialrichtung des magnetoplasmadynamischen Antriebs 10 liegt, dessen Richtung jedoch mit einer Durchbiegung von bis zu plus/minus 10 Grad in beliebiger Richtung um die Mittelachse des Antriebs verändert werden kann, vorzugsweise bis zu plus/minus 20 Grad, vorzugsweise bis zu plus/minus 40 Grad und am meisten bevorzugt bis zu plus/minus 60 Grad.A second set of superconducting magnets 120 are used to generate a magnetic field which is nominally axial of the magnetoplasma dynamic drive 10, but whose direction can be varied with deflection of up to plus or minus 10 degrees in any direction about the center axis of the drive , preferably up to plus/minus 20 degrees, preferably up to plus/minus 40 degrees and most preferably up to plus/minus 60 degrees.

Weitere Details des supraleitenden Magnetsystems 100 und der supraleitenden Magnete 120 sind in der gemeinsam angemeldeten Patentanmeldung Nr. GB 2017811.7 des Anmelders, eingereicht am 11. November 2020, bereitgestellt, und die Lehren dieser Patentanmeldung sind hierin durch Bezugnahme enthalten.Further details of the superconducting magnet system 100 and the superconducting magnets 120 are set forth in commonly assigned patent application Ser. GB2017811.7 filed November 11, 2020, and the teachings of that patent application are incorporated herein by reference.

Die supraleitenden Magnete 120 sowie die anderen Elemente des supraleitenden Magnetsystems 100 werden durch ein entsprechendes Kryogensystem kühl gehalten. Ein solches System verwendet Kühltechnologien wie beispielsweise taktische Pulsröhrenkühlung, taktische Pulsröhren-Miniaturkühlung, Joule-Thompson-Kühler, umgekehrte Turbo-Brayton-Kühler und Stirling-Kryokühler, ohne darauf beschränkt zu sein. Die Kühler sind mit den supraleitenden Magneten 120 verbunden und befinden sich innerhalb des Kryostats 130, welcher die Betriebstemperatur für den Betrieb der supraleitenden Magneten 120 aufrechterhält. In einem alternativen Aspekt des Antriebsystems ist die Verwendung von strahlungsgekühlten Supraleitern in den supraleitenden Magneten als eine Möglichkeit vorgesehen, welche das Kryogensystem nicht erfordert. Durch den Einsatz der supraleitenden Magnete 120 können starke Magnetfelder mit sehr geringen elektrischen Verlusten erzeugt werden.The superconducting magnets 120 and the other elements of the superconducting magnet system 100 are kept cool by a corresponding cryogenic system. Such a system uses cooling technologies such as, but not limited to, tactical pulse tube cooling, miniature tactical pulse tube cooling, Joule-Thompson coolers, inverted turbo Brayton coolers, and Stirling cryocoolers. The coolers are connected to the superconducting magnets 120 and are located within the cryostat 130 which maintains the operating temperature for the superconducting magnets 120 to operate. In an alternative aspect of the propulsion system, the use of radiation-cooled superconductors in the superconducting magnets is contemplated as an option not required by the cryogenic system. By using the superconducting magnets 120, strong magnetic fields can be generated with very low electrical losses.

Das Thermomanagementsystem 5 ist zwischen der Plasmaentladungseinheit 15 und dem supraleitenden Magnetsystem 100 angeordnet. Das Thermomanagementsystem 5 ermöglicht den Betrieb der Supraleiter unterhalb ihrer kritischen Temperatur (50 K oder weniger) in Gegenwart hoher Temperaturen in der Plasmafahne (1600 K oder mehr). Das Thermomanagementsystem 5 ist in 3 im Detail dargestellt und besteht aus mehreren Schichten der Mehrschichtisolierung, welche eine mehrschichtige, aus mehreren Materialien bestehende Architektur bilden.The thermal management system 5 is arranged between the plasma discharge unit 15 and the superconducting magnet system 100 . The thermal management system 5 allows the superconductors to operate below their critical temperature (50 K or less) in the presence of high temperatures in the plasma plume (1600 K or more). The thermal management system 5 is in 3 shown in detail and consists of multiple layers of multilayer insulation that form a multilayer, multimaterial architecture.

Eine primäre Thermobarriere 40 befindet sich angrenzend an die Anode 30. Die primäre Thermobarriere besteht aus Keramik, beispielsweise, aber nicht beschränkt auf Hafnium, Aluminiumoxid, Mullit, Siliziumkarbid, Cesic™ (Siliziumkarbid) und Shapal™ (Kombination aus Aluminiumnitrid und Bornitrid). Die Materialien der primären Thermobarriere sind so gewählt, dass sie eine hohe Temperaturbeständigkeit (Dauereinsatztemperatur > 2500 K) aufweisen (da die primäre Thermobarriere 40 an die Anode 30 angrenzt und eine Temperatur von 2000 K hat). Die Materialien werden auch eine hohe spezifische Wärmekapazität (>500 J/K.kg) aufweisen, um die Energie des Plasmas in der Plasmaentladungseinheit 15 aufzunehmen.A primary thermal barrier 40 is located adjacent to the anode 30. The primary thermal barrier is made of ceramics such as, but not limited to, hafnium, alumina, mullite, silicon carbide, Cesic™ (silicon carbide), and Shapal™ (combination of aluminum nitride and boron nitride). The materials of the primary thermal barrier are chosen to have a high temperature resistance (continuous service temperature >2500K) (because the primary thermal barrier 40 is adjacent to the anode 30 and has a temperature of 2000K). The materials will also have a high specific heat capacity (>500 J/K.kg) to absorb the energy of the plasma in the plasma discharge unit 15.

Eine sekundäre Thermobarriere 60 befindet sich um die primäre Thermobarriere 40 herum und ist von der primären Thermobarriere 40 durch einen Strahlungsspalt 50 getrennt. 5 stellt einen Querschnitt durch die Strahlungsspalte 50 dar und wird später beschrieben. Die sekundäre Thermobarriere 60 besteht ebenfalls aus Keramik, Legierungen oder Superlegierungen, beispielsweise, aber nicht ausschließlich, aus Siliziumnitrid, Aluminiumnitrid, Zirkoniumdioxid, Inconel und Nickel-Chrom. Die Materialien der sekundären Thermobarriere 60 weisen eine geringe Wärmeleitfähigkeit (>25 W/mK) sowie eine hohe spezifische Wärmekapazität (>500J/K.kg) auf.A secondary thermal barrier 60 is located around the primary thermal barrier 40 and is separated from the primary thermal barrier 40 by a radiant gap 50 . 5 Fig. 12 shows a cross section through the radiation gaps 50 and will be described later. The secondary thermal barrier 60 is also made of ceramics, alloys, or superalloys including, but not limited to, silicon nitride, aluminum nitride, zirconia, inconel, and nickel-chromium. The materials of the secondary thermal barrier 60 have a low thermal conductivity (>25 W/mK) and a high specific thermal capacity (>500J/K.kg).

Eine Mehrschichtisolierung 70 umgibt die sekundäre Thermobarriere 60. Die Mehrschichtisolierung 70 besteht aus mehreren Schichten von Materialien, aufweisend eine niedrige Wärmeleitfähigkeit (>1 W/mk) und eine geringe Dichte (>1,5g/cm3) sowie ein hohes Reflexionsvermögen für Wärmestrahlung. Beispiele für derartige Materialien beinhalten beispielsweise Mylar-Folien, aluminisierte Polyesterfolien, Aluminiumfolien und Kapton, beschichtet mit dünnen Materialschichten wie Silber oder Aluminium und versehen mit Abstandhaltern aus beispielsweise Polyester oder Glas.A multilayer insulation 70 surrounds the secondary thermal barrier 60. The multilayer insulation 70 consists of multiple layers of materials having low thermal conductivity (>1 W/mk) and low density (>1.5 g/cm3) and high reflectivity for thermal radiation. Examples of such materials include, for example, Mylar film, aluminized polyester film, aluminum foil and Kapton coated with thin layers of material such as silver or aluminum and provided with spacers of, for example, polyester or glass.

Eine Kryostat-Isolierung 80 umgibt die Mehrschichtisolierung 70. Die Kryostat-Isolierung 80 weist ebenfalls eine niedrige Wärmeleitfähigkeit und eine geringe Dichte auf. Die Kryostat-Isolierung 60 besteht beispielsweise aus Aerogelen wie Cryogel®Z oder Polyimidschaum, aerogelverstärkten Verbundstoffen wie Aluminosilikaten oder Geweben wie Nextel.Cryostat insulation 80 surrounds multilayer insulation 70. Cryostat insulation 80 also has low thermal conductivity and low density. The cryostat insulation 60 consists, for example, of aerogels such as Cryogel®Z or polyimide foam, airgel-reinforced composites such as aluminosilicates or fabrics such as Nextel.

Ein Beispiel für den Temperaturgradienten über einen Teil des Thermomanagementsystems ist in 4 dargestellt, bei welchem die Wirkung der primären Thermobarriere 40, der Strahlungsspalte 50 und der sekundären Thermobarriere 60 darin besteht, die Temperatur von etwa 2000 K an der Plasmaentladungseinheit 15 auf etwa 875 K zu verringern.An example of the temperature gradient across part of the thermal management system is in 4 1, in which the primary thermal barrier 40, radiant gaps 50 and secondary thermal barrier 60 act to reduce the temperature from about 2000K at the plasma discharge unit 15 to about 875K.

5 stellt eine Querschnittsansicht der Strahlungsspalte 50 zwischen der primären Thermobarriere 40 und der sekundären Thermobarriere 60 mit einem Verbindungselement dar, um die primäre Thermobarriere 40 strukturell von der sekundären Thermobarriere zu trennen. Ein nicht einschränkendes Beispiel einer Thermoausdehnungstrenneinheit 55 wird verwendet, um die primäre Thermobarriere 40 und die sekundäre Thermobarriere 60 mit einem Ausdehnungskompensationselement 56, angeordnet in der Thermoausdehnungstrenneinheit 55, zu trennen. 5 12 illustrates a cross-sectional view of the radiative gap 50 between the primary thermal barrier 40 and the secondary thermal barrier 60 with a connector to structurally separate the primary thermal barrier 40 from the secondary thermal barrier. A non-limiting example of a thermal expansion isolation unit 55 is used to separate the primary thermal barrier 40 and the secondary thermal barrier 60 with an expansion compensation element 56 disposed in the thermal expansion isolation unit 55 .

Das Thermomanagementsystem 5 kann auch eingebettete Sensoren enthalten, welche die Temperatur und den Druck innerhalb des Systems überwachen, um die physikalische Stabilität und den Zustand des Systems durch Überwachung des Temperaturgradienten zu überwachen. Diese Sensoren sind über Telemetrie mit der Software zur Steuerung des Antriebs verbunden, um die Betriebsparameter einzustellen, wenn sich die erfassten Werte ändern. Sollten die Sensoren beispielsweise eine höhere Temperatur (oder einen unerwarteten Temperaturanstieg) im Thermomanagementsystem erfassen, könnte dies bedeuten, dass Wärme aus dem Inneren des Antriebs verloren geht und die Effizienz des Antriebs verringert wird.The thermal management system 5 may also include embedded sensors that monitor the temperature and pressure within the system to monitor the physical stability and health of the system by monitoring the temperature gradient. These sensors are linked via telemetry to the drive control software to adjust the operating parameters as the sensed values change. For example, should the sensors detect a higher temperature (or an unexpected rise in temperature) in the thermal management system, it could mean that heat is being lost from within the engine and the efficiency of the engine is reduced.

Es sind Sensoren bekannt, welche den hohen Temperaturen standhalten können. Beispielsweise können im Thermomanagementsystem 5 Sensoren aus Siliziumkarbid verwendet werden, welche Temperaturen von bis zu 1600 K standhalten.Sensors are known which can withstand the high temperatures. For example, sensors made of silicon carbide can be used in the thermal management system 5, which can withstand temperatures of up to 1600 K.

Bezugszeichenlistereference list

55
Thermomanagementsystemthermal management system
1010
Magnetoplasmadynamischer AntriebMagnetoplasma dynamic propulsion
1515
Plasmaentladungseinheitplasma discharge unit
2020
Kathodecathode
2525
Thermioneneinsatzthermal ion use
3030
Anodeanode
4040
Primäre ThermobarrierePrimary thermal barrier
5050
Strahlungsspalteradiation column
5555
Thermoausdehnungstrenneinheitenthermal expansion break units
6060
Sekundäre ThermobarriereSecondary thermal barrier
7070
Mehrschichtisolierungmulti-layer insulation
8080
Kryostat-Isolierungsschichtcryostat insulation layer
100100
Supraleitendes MagnetsystemSuperconducting magnet system
120120
Supraleitende MagneteSuperconducting Magnets
130130
Kryostatcryostat

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNGQUOTES INCLUDED IN DESCRIPTION

Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.This list of documents cited by the applicant was generated automatically and is included solely for the better information of the reader. The list is not part of the German patent or utility model application. The DPMA assumes no liability for any errors or omissions.

Zitierte PatentliteraturPatent Literature Cited

  • JP 5417643 B2 [0006]JP 5417643 B2 [0006]
  • WO 2020/174378 [0007]WO 2020/174378 [0007]
  • GB 2017811 [0025]GB2017811 [0025]

Claims (7)

Thermomanagementsystem (5) für einen magnetoplasmadynamisches Antrieb (10), das Thermomanagementsystem (5) zwischen mindestens einem supraleitenden Magneten (120) und einer Plasmaentladungseinheit (15) angeordnet, wobei das Thermomanagementsystem (140) umfasst: - eine Thermobarriere (40, 60), angrenzend angeordnet an die Plasmaentladungseinheit (15); - eine Kryostat-Isolierungsschicht (80), angrenzend angeordnet an mindestens einen supraleitenden Magneten (120); und - eine Mehrschichtisolierung (70), angeordnet zwischen der Thermobarriere (40, 60) und der Kryostatisolierung (80); und - ein Strahlungsspalt (50), sich in der Thermobarriere (40, 60) befindend.Thermal management system (5) for a magnetoplasma dynamic drive (10), the thermal management system (5) arranged between at least one superconducting magnet (120) and a plasma discharge unit (15), the thermal management system (140) comprising: - a thermal barrier (40, 60) arranged adjacent to the plasma discharge unit (15); - a cryostat insulation layer (80) disposed adjacent to at least one superconducting magnet (120); and - a multi-layer insulation (70) arranged between the thermal barrier (40, 60) and the cryostat insulation (80); and - a radiation gap (50) located in the thermal barrier (40, 60). Thermomanagementsystem (5) nach Anspruch 1, bei welchem die Thermobarriere eine an die Plasmaentladungseinheit (15) angrenzende primäre Thermobarriere (40) und eine an die Mehrschichtisolierung (70) angrenzende sekundäre Thermobarriere (60) umfasst, und wobei der Strahlungsspalt (50) zwischen der primären Thermobarriere (40) und der sekundären Thermobarriere (60) angeordnet ist.Thermal management system (5) according to claim 1 , wherein the thermal barrier comprises a primary thermal barrier (40) adjacent to the plasma discharge unit (15) and a secondary thermal barrier (60) adjacent to the multilayer insulation (70), and wherein the radiation gap (50) between the primary thermal barrier (40) and the secondary thermal barrier (60) is arranged. Thermomanagementsystem (5) nach Anspruch 2, bei welchem die primäre Thermobarriere (40) und die sekundäre Thermobarriere (60) durch eine Vielzahl von Thermoausdehnungstrenneinheiten (55) getrennt sind.Thermal management system (5) according to claim 2 wherein the primary thermal barrier (40) and the secondary thermal barrier (60) are separated by a plurality of thermal expansion separation units (55). Thermomanagementsystem (5) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welchem die Plasmaentladungseinheit (15) eine Anode (30), konzentrisch angeordnet zu einer zentralen Kathode (20), umfasst.Thermal management system (5) according to one of the preceding claims, in which the plasma discharge unit (15) comprises an anode (30) arranged concentrically to a central cathode (20). Thermomanagementsystem (5) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welchem die primäre Thermobarriere (40) aus einer Keramik besteht.Thermal management system (5) according to one of the preceding claims, in which the primary thermal barrier (40) consists of a ceramic. Thermomanagementsystem (5) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welchem die sekundäre Thermobarriere (60) aus einer von einer Keramik, einer Legierung oder einer Superlegierung besteht.A thermal management system (5) as claimed in any preceding claim, wherein the secondary thermal barrier (60) is one of a ceramic, an alloy or a superalloy. Thermomanagementsystem (5) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welchem die Mehrschichtisolierung (70) mehrere Lagen von Folien umfasst.Thermal management system (5) according to one of the preceding claims, in which the multi-layer insulation (70) comprises several layers of foils.
DE102021113185.5A 2021-05-20 2021-05-20 Thermal management system for spacecraft propulsion Pending DE102021113185A1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102021113185.5A DE102021113185A1 (en) 2021-05-20 2021-05-20 Thermal management system for spacecraft propulsion
PCT/EP2022/063793 WO2022243543A1 (en) 2021-05-20 2022-05-20 Thermal management system for spacecraft thruster

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102021113185.5A DE102021113185A1 (en) 2021-05-20 2021-05-20 Thermal management system for spacecraft propulsion

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE102021113185A1 true DE102021113185A1 (en) 2022-11-24

Family

ID=83898886

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE102021113185.5A Pending DE102021113185A1 (en) 2021-05-20 2021-05-20 Thermal management system for spacecraft propulsion

Country Status (1)

Country Link
DE (1) DE102021113185A1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2017811A (en) 1978-03-31 1979-10-10 Yoshida Kogyo Kk Method and apparatus for applying sliding clasp fastener end stops
JP5417643B2 (en) 2009-09-08 2014-02-19 株式会社東芝 Superconducting magnet device for space and propulsion device for space
WO2020174378A1 (en) 2019-02-25 2020-09-03 Zenno Astronautics Limited A satellite system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2017811A (en) 1978-03-31 1979-10-10 Yoshida Kogyo Kk Method and apparatus for applying sliding clasp fastener end stops
JP5417643B2 (en) 2009-09-08 2014-02-19 株式会社東芝 Superconducting magnet device for space and propulsion device for space
WO2020174378A1 (en) 2019-02-25 2020-09-03 Zenno Astronautics Limited A satellite system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Gekelman et al. Design, construction, and properties of the large plasma research device− The LAPD at UCLA
EP2698794B1 (en) Assembly with at least one superconducting cable
EP2685469B1 (en) Assembly with at least one superconducting cable
ZA200300560B (en) Electrodynamic field generator.
WO2017067761A1 (en) Energy transmission apparatus for a vehicle
WO2018050330A1 (en) Rotor with coil arrangement and winding support
DE102020128964A1 (en) Propulsion system for spacecraft
DE2228444B2 (en) Heating device with a heat accumulator
EP0958585B1 (en) Current supply device for a cooled electrical device
US7446289B2 (en) Enhanced plasma filter
DE102021113185A1 (en) Thermal management system for spacecraft propulsion
DE2157125A1 (en) POWER SUPPLY FOR ELECTRICAL EQUIPMENT WITH LADDERS COOLED TO LOW TEMPERATURE
WO2022243543A1 (en) Thermal management system for spacecraft thruster
GB2606768A (en) Thermal management system for spacecraft thruster
Chapman et al. Flightweight magnets for space application using carbon nanotubes
Maiorov et al. Porous heat exchangers-classification, construction, application
WO2015193163A1 (en) Power supply for a superconducting coil device
Noé Operation of the Stony Brook tandem/linac accelerator system
Harris III A study of cathode erosion in high power arcjets
EP3861573B1 (en) Superconducting current limiter device having power feed
DE102018213598A1 (en) Superconducting power supply
DE102018215917A1 (en) Rotor with rotor winding for operation in continuous current mode
Brechna et al. Superconducting magnets for high energy physics applications
Nakata et al. Technical Challenges for Advanced Arcjets
DE1080643B (en) Methods and devices for converting thermal energy into electrical energy

Legal Events

Date Code Title Description
R163 Identified publications notified