Abstract

Engine. Recent developments of ion rocket engines have proceeded rapidly in the last two years under research programs sponsored by the Air Force Office of Scientific Research. In order to understand the trend of this progress a brief summary of the basic relationships governing the operation of electrical propulsion systems are summarized. Fundamental design parameters of ion rocket engines are tabulated for both English and metric systems.

The cross-sectional area of the engine is estimated by considering a flat-plate electrode configuration and the modifications imposed on this idealized situation by the presence of an aperture through which ions are emitted.

The relationship of engine design, vehicle design, and the mission results from the characteristic velocity required to accomplish the objective. Methods of mission analysis are referenced, but not discussed in detail. These methods result in characteristic velocity requirements which in turn establish the specific impulse or exhaust velocity the engine must develop.

The specific impulse cannot be arbitrarily chosen if the maximum payload is to be transported in the vehicle. The variation of payload with specific impulse is demonstrated with some typical examples. The overall variation depends upon the weight of the vehicle per unit power developed and the efficiency of conversion of primary energy into directed kinetic energy in the exhaust jet. The analytical relationship among the characteristic velocity, weight per unit power of the vehicle, efficiency and the specific impulse to obtain maximum payload is graphically presented. The maximum payload for a mission accomplished with an electrically powered vehicle is estimated from these data.

The characteristic velocity of the mission also determines the operating time of the electrical rocket engine. In general it is desirable to use as low a specific impulse powerplant as possible in order to reduce the operating time; however, the operating time is also dependent upon the thrust-to-weight ratio of the vehicle. This ratio depends on the capability of the vehicle to generate adequate amounts of power. The limiting thrust-to-weight ratio has been summarized graphically for several types of vehicles including ion, plasma, and chemical rockets and modern aircraft. Comparative maximum payloads of chemical and ion rockets are presented in terms of the mission characteristic velocity.

The experimental program and techniques for verifying these analyses on a specific type of ion rocket engine conceived at Rocketdyne are presented. The experiments are conducted in high vacuum environments. The ion thrust chamber discussed in this paper uses electrostatic acceleration of ions generated from surface contact ion sources. Preliminary evaluation of the results of the program indicate that a flyable prototype engine can be produced within a few years under the impetus of a progressive development program.

Keywords

Dust Cage Uranium Tungsten Fusee 

Jüngste Entwicklungen und Entwürfe eines Ionenraketenmotors

Zusammenfassung

Entwicklungen des Ionenraketenmotors haben in den letzten zwei Jahren unter dem vom Air Force Office of Scientific Research geförderten Programm große Fortschritte gemacht. Um die Richtung dieses Fortschrittes zu verstehen, wird eine kurze Zusammenfassung der grundlegenden Beziehungen gegeben, die die Operation des elektrischen Antriebssystems beherrschen. Fundamentale Entwurfsparameter des Ionenraketenmotors werden in englischen und metrischen Systemen tabuliert.

Die Querschnittfläche des Motors wird mit Hilfe einer Flachplatten-ElektrodenAnordnung geschätzt, aber auch der Modifikationen, die durch die Gegenwart einer Öffnung, durch die Ionen ausgesendet werden, auf diese idealisierte Situation einwirken.

Die Beziehung zwischen dem Maschinenentwurf, Fahrzeugentwurf und dem Auftrag folgt aus der charakteristischen Geschwindigkeit, die benötigt wird, um das Ziel zu erreichen. Methoden einer Auftrags-Analyse sind angegeben, werden aber nicht im einzelnen besprochen. Diese Methoden führen zu charakteristischen Geschwindigkeitsbedürfnissen, die ihrerseits wiederum den spezifischen Impuls aufstellen oder die Auspuffgeschwindigkeit, die der Motor entwickeln muß.

Der spezifische Impuls kann nicht willkürlich gewählt werden, wenn eine maximale Nutzlast im Fahrzeug transportiert werden soll. Die Veränderung der Nutzlast mit dem spezifischen Impuls wird an Hand einiger typischer Beispiele demonstriert. Die Gesamtveränderung hängt ab von dem Gewicht des Fahrzeuges pro Einheit erzeugter Kraft und der Leistungsfähigkeit der Umwandlung von ursprünglicher Energie in gerichtete, kinetische Energie in der Auspuffdüse. Die analytische Beziehung zwischen der charakteristischen Geschwindigkeit, Gewicht pro Krafteinheit des Fahrzeuges, Leistungsfähigkeit und dem spezifischen Impuls, um eine maximale Nutzlast zu erhalten, wird graphisch dargestellt. Die maximale Nutzlast für eine Mission (Auftrag), die mit einem elektrisch angetriebenen Fahrzeug unternommen wird, wird mit Hilfe dieser Daten geschätzt.

Die charakteristische Geschwindigkeit der Mission bestimmt ebenfalls die Arbeitszeit des elektrischen Raketenmotors. Im allgemeinen ist es wünschenswert, eine möglichst wenig spezifische Impuls-Kraftanlage zu benutzen, um die Arbeitszeit zu verringern; doch hängt die Arbeitszeit auch von dem Schub-Gewichtsverhältnis des Fahrzeuges ab. Dieses Verhältnis ist abhängig von der Fähigkeit des Fahrzeuges, angemessene Mengen von Kraft zu erzeugen. Das begrenzende Schub-Gewichtsverhältnis wurde für verschiedene Typen von Fahrzeugen einschließlich der Ionen-, Plasma-, chemischen Raketen und modernen Flugzeuge graphisch zusammengefaßt. Vergleichbare maximale Nutzlasten von chemischen und Ionenraketen werden als Ausdruck der charakteristischen Geschwindigkeit der Mission angegeben.

Das experimentelle Programm und die Techniken zur Bestätigung dieser Analysen, die an einer spezifischen Type einer Ionenrakete bei Rocketdyne erhalten worden sind, werden wiedergegeben. Die Experimente wurden im Hochvakuum ausgeführt. Die Ionenstoßkammer, die in dieser Abhandlung diskutiert wird, benutzt elektrostatische Beschleunigung der Ionen, die von einer Oberflächenkontakt-Ionenquelle erzeugt werden. Vorläufige Berechnungen der Ergebnisse des Programms zeigen, daß eine fliegbare Prototyp-Maschine in einigen Jahren, unter dem Antrieb eines fortschrittlichen Programmes, erzeugt werden kann.

Progrès récents et études dans le domaine des propulseurs ioniques

Résumé

Une progression rapide des études de propulseurs ioniques a été faite pendant les deux dernières années sous l’égide du Bureau des Projets Scientifiques des Forces Aériennes. Pour mieux comprendre la nature de ce progrès, l’auteur donne un résumé des relations fondamentales qui gouvernent le fonctionnement des systèmes à propulsion électriques. Les paramètres d’études de base des propulseurs ioniques sont présentés en unités anglaises et métriques.

Le maître-couple du moteur est calculé à partir d’une électrode-plaque en tenant compte des corrections nécessaires, la configuration idéalisée étant affectée par la présence d’un orifice prévu pour l’émission ionique.

Les relations entre le dessin du moteur et du véhicule et sa mission dépendent de la vitesse caractéristique imposée par l’objectif à atteindre. Des références pour les méthodes d’analyse de mission sont données, sans discussion détaillée. Ces méthodes permettent de définir la vitesse caractéristique qui, à son tour, établit l’impulsion spécifique ou la vitesse d’éjection du propulseur.

L’impulsion spécifique ne peut être choisie d’une façon arbitraire si le véhicule doit transporter une charge payante maximum. Quelques exempless typiques illustrent les variations de charge payante en fonction de l’impulsion spécifique. La variation totale dépend du poids du véhicule par unité de puissance développée et du rendement de la conversion de l’énergie primaire en énergie cinétique dirigée à l’éjection. Les rapports analytiques entre la vitesse caractéristique, la puissance massique, le rendement et l’impulsion spécifique nécessaires pour obtenir une charge payante maximum sont illustrés graphiquement. La charge payante maximum pour une mission accomplie par un véhicule à propulsion électrique est calculée à partir de ces données.

La vitesse caractéristique de la mission détermine également la durée de fonctionnement du propulseur électrique. En général il est désirable d’utiliser un propulseur à impulsion spécifique aussi basse que possible afin de réduire la durée de fonctionnement; cependant, la durée de fonctionnement dépend également de la poussée massique du véhicule. Ce rapport est gouverné par la capacité du véhicule de produire une puissance suffisante. Les valeurs limite de la poussée massique ont été résumées graphiquement pour plusieurs types de véhicules comprenant les propulseurs ioniques, plasmas, fusées à propergols chimiques ainsi que les avions modernes. Des comparaisons de charges payantes maxima de fusées chimiques et propulseurs ioniques sont données en termes de vitesses caractéristiques de mission.

Sont aussi présentés: le programme expérimental et les techniques de vérification d’analyses d’un propulseur ionique d’un modèle établi par Rocketdyne. Ces expériences ont lieu dans un vide très poussé. La chambre de poussée décrite dans la présente conférence fonctionne par l’accélération électrostatique d’ions produits par un système de surfaces de contact. Sous réserve d’un programme de travail énergique, l’évaluation préliminaire des résultats acquis démontre qu’il serait possible de construire en quelques années un prototype de propulseur capable de fonctionner en vol.

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Copyright information

© Springer-Verlag Wien 1960

Authors and Affiliations

  • Robert H. Boden
    • 1
  1. 1.A Division of North American Aviation, Inc.Staff Scientist, RocketdyneCanoga ParkUSA

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