Modellazione Geometrica, Analisi Termostrutturale e Prove ... Internet/Catalogo Tesi... · Effetto Hall: SPT 6. A.A. 2003/2004 Università degli Studi di Bologna VASIMR Variable Specific

A.A. 2003/2004 Università degli Studi di Bologna

Università degli Studi di Bologna

Facoltà di IngegneriaCorso di Laurea in Ingegneria Meccanica

Dipartimento di Ingegneria delle Costruzioni Meccaniche, Nucleari,Aeronautiche e di Metallurgia

Modellazione Geometrica, Analisi Termostrutturale e Prove Sperimentali relative al Propulsore Spaziale al

Plasma NASA-VASIMR

Tesi di laurea di: Relatore:

Matteo AlessandriniMatteo Alessandrini Chiar.mo Prof. Ing. Franco PersianiFranco PersianiCorrelatori:

Laboratorio ospitante: Advanced Space Propulsion Laboratory, NASA-JSC di Houston

Chiar.mo Prof. Ing.Prof. Ing. Luca PiancastelliLuca Piancastelli

Dott. Ing. Fabrizio PontiFabrizio Ponti

Astronaut, Dr. Franklin ChangFranklin Chang--DiazDiaz

Dott. Ing. Maurizio TappiMaurizio Tappi

Dott. Ing. Gianluca PiracciniGianluca Piraccini


SOMMARIO

• La Propulsione Aerospaziale• Endoreattori & Propulsione Elettrica• VASIMR VX-10

– Funzionamento, Confronto, Vantaggi, Applicazioni

• Implementazione del magnete HTS– Funzionamento in camera a vuoto, Prove sperimentali– Modellazione CAD e Analisi Termica

– Raffreddamento della camera a vuoto e del magnete– Magnete HTS inserito nel motore VX-10

• Progettazione CAD delle attrezzature di laboratorio• Analisi calore dissipato sul tubo al quarzo del VX-10• Versione volo VF-50 (Modellazione CAD)

• Conclusioni

1


LA PROPULSIONE AEROSPAZIALE

Statoreattore (Ramjet-Scramjet)

Turbogetto (Turbojet)

Turbogetto a doppio flusso (Turbofan)

Pulsogetto (Pulsojet)

Propulsione Aerospaziale

Propulsione ad Elica

Propulsione a Getto

Motoelica

Turboelica (Turboprop)

Elettroelica

Esoreattori(Air-Breathing)

Endoreattori(Rockets)

Chimici

Elettrici

Nucleari

Propulsori ad elica

Fluido propulsivo: Aria

Motore

Elicaaria aria accelerata

energia

2



Esoreattori

Fluido propulsivo: Aria

Motorearia Gas combusti accelerati

energiacombustibile







Propulsione a Getto

Motoelica


Elettroelica



Chimici

Elettrici

Nucleari

2



Endoreattori

Fluido propulsivo: Propellente a bordo

MotoreenergiaSerbatoi Fluido accelerato







Propulsione a Getto

Motoelica


Elettroelica



Chimici

Elettrici

Nucleari

2



Consumo ed Impulso Specifico

Propulsore BSFC(kg/h)/kW

EBSFC(kg/h)/kW

TSFC(kg/h)/N

Isps

MotoelicaTurboelicaTurbofan (M=0)Turbogetto (M=0)Ramjet (M=2)Endoreattore chimico

0,20-0,30-----

-0,27-0,36

----

--

0,03-0,050,07-0,110,17-0,260,80-1,80

--

7.000-12.0003.000-5.0001.400-2.000

200-450

BSFC = consumo specifico riferito alla potenza al frenoEBSFC = Equivalent BSFC, considera il contributo del gettoTSFC = consumo specifico riferito alla spintaIsp = inverso di TSFC a meno di g0

M = 0, consumi a punto fissoM = 2, consumo per velocità di volo a Mach-2

3

0

13600( )spI

g TSFC⋅⋅⋅⋅= ⋅= ⋅= ⋅= ⋅

••••


ENDOREATTORI

Impulso Specifico e �V

• Utile parametro per paragonare le prestazioni

– Sotto determinate ipotesi vale:

– Equazione di Tsiolkovski:

• Necessità in missione: contenere il rapporto

0 0

esp

T VI

g m g= =

⋅ &

ln ie

f

MV V

M

� �∆ = ⋅ � ��

� �

i

f

MM

�V e Ve confrontabili !

⋅⋅

4

- Ve = velocità di espulsione

- �V = variazione di velocità necessaria

per completare la missione

- Mi = massa iniziale

- Mf = massa finale


Classificazione incrociata- Per Processo Accelerativo impiegato- Per Energia utilizzata

ENDOREATTORI

Tipologie di propulsione

1- Propulsione Chimica•A propellente solido•A propellente liquido•Ibridi

2- Propulsione Nucleare•Reattore a fissione•Decadimento radioattivo•Fusione nucleare

3- Propulsione Solare•Celle solari•Endor. Solari termici•Vela solare

4- Propulsione Elettrica

5


Classificazione

PROPULSIONE ELETTRICA

Propulsori Elettrici

- Elettrotermici

- Non-termici

- Resistogetti

- Arcogetti

- Riscaldamento elettromagnetico

- RF (VASIMR-Low Isp)

- Microwave (MET)

- Elettrostatici(a Ioni)

- Elettromagnetici(al Plasma)

- A bombardamento elettronico

- Per contatto superficiale

- A radiofrequenza (RIT)

- Ad emissione di campo (FEEP)

- MPD

- Effetto Hall

- PPT

- VASIMR (High Isp)

- Campo magnetico autoindotto- Campo magnetico applicato

- SPT- TAL

6


Classificazione


- Elettrotermici

- Non-termici

- Resistogetti

- Arcogetti



- Microwave (MET)







- MPD

- Effetto Hall

- PPT

- VASIMR (High Isp)


- SPT- TAL

Resistogetto

Arcogetto

6


Classificazione


- Elettrotermici

- Non-termici

- Resistogetti

- Arcogetti



- Microwave (MET)







- MPD

- Effetto Hall

- PPT

- VASIMR (High Isp)


- SPT- TAL

Motore a Ioni

Schema del motore a Ioni

Ad emissione di campo

6


Classificazione


- Elettrotermici

- Non-termici

- Resistogetti

- Arcogetti



- Microwave (MET)







- MPD

- Effetto Hall

- PPT

- VASIMR (High Isp)


- SPT- TAL

MPD con autoindottoBr

Effetto Hall: SPT

6


VASIMR Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket

Campo Magnetico

ICRH Antenna

Potenza

Potenza

Helicon Antenna

Vantaggi principali:

- Non ci sono elettrodi, nessun degrado per usura

- Impulso Specifico e Spinta variabili (CPT)

- Campi magnetici e H2 come scudo antiradiazioni

VASIMR

Confronto:

7

Caratteristiche

• Versione sperimentale VX-10 kW

• Magneti convenzionali/superconduttori

• Tre stadi:

- Ionizzazione (Helicon)

- Riscaldamento (ICRH)

- Scarico (ugello magnetico)

Alcune versioni


Prove Sperimentali in camera a vuoto

Test di raffreddamento degli anelli superconduttori

• Prove sperimentali con il Mock-up• Preparazione Test di raffreddamento• Dati sperimentali ricavati con termocoppie

• Prove con il magnete superconduttore HTS• Circuito di raffreddamento LN2 aggiunto• Temperature raggiunte e Transizione di stato

• Modello termico del processo di raffreddamento• Temperature raggiunte dai componenti all’equilibrio tra i carichi

• Simulazione di raffreddamento del magnete montato sul VX-10• Temperature raggiunte dai componenti

8


Prove Sperimentali con il Mock-upPreparazione test di raffreddamento

9

Telaietto in acciaio

Termocoppia estremo B

Termocoppia estremo A

Installazione con scudi termici

Mock-up in alluminio

- Primi test con Mock-up

- Verifica T minima possibile

- Carico termico diverso!


Dati sperimentali - Termocoppie

10

Termocoppia N°2 Magnete

y = 282.49e-0.0003x

R2 = 0.9945

0

50

100

150

200

250

300

0 5000 10000 15000 20000 25000

Tempo [Min]

Tem

pera

tura

[°K

]

Termocoppia N°1 Testa fredda del cryocooler

0

50

100

150

200

250

300

0 2000 4000 6000 8000 10000

Te mpo [Min]

Prove Sperimentali con il Mock-up


Saracinesca a valvola pneumatica

Entrata discendenti di

corrente

Uscita segnale

termocoppie

Cryocooler

Telaio di sostegno

Discendenti in rame

Cavità cilindrica

Discendenti di corrente

Afflusso N2 liquido

Discendenti in HTS

11

- Diversa inerzia e carico termico

- Temperatura minima non sufficientemente bassa

- Necessità di utilizzare Azoto liquido

Prove con il Magnete HTSCircuito di raffreddamento con LN2


Prove con il Magnete HTS

Hot Spots

Punti di conduzione termicaTransizione in stato di superconduttività

Ohm

[�

]

Temperatura [°K]12

- Verificate T < 40 [°K]

- Osservata Transizione di stato

- Rilevato “quench” del magnete>> Causa: presenza "hot spots"


Modello termico del processo di raffreddamento

• Utilizzo del software Thermal Synthesizer System-TSS, per risolvere problemi di:• Irraggiamento termico nel vuoto• Conduzione termica

• Modelli CAD importati e suddivisi in nodi

13

Camera a vuoto Scudo termico Mock up



• Utilizzo del software Thermal Synthesizer System-TSS, per risolvere problemi di:• Irraggiamento termico• Conduzione termica

• Modelli CAD importati e suddivisi in nodi• Definizione dei materiali• Definizione carichi termici di tentativo, applicati:

• Dall’esterno sulla camera• Discendenti di corrente mantenuti a 80 °K dal circuito LN2

• Coldfinger proveniente dal cryocooler

• Simulazione di raffreddamento e correzione dei carichi termici

13



• Utilizzo del software Thermal Synthesizer System-TSS, per risolvere problemi di:• Irraggiamento termico• Conduzione termica

• Modelli CAD importati e suddivisi in nodi• Definizione dei materiali• Definizione carichi termici di tentativo, applicati:

• Dall’esterno sulla camera• Discendenti di corrente mantenuti a 80 °K dal circuito LN2


• Simulazione di raffreddamento e visualizzazione temperature a regime

13

Coldfinger

Discendenti

Superficieesterna


Simulazione del raffreddamento sul VX-10

• In vista del futuro progetto del laboratorio:• Sostituire i magneti convenzionali del VX-10 con magneti HTS

14

Magnete in rame

Magnete HTS

Magneti in rame




• Creazione del modello termico e carichi termici applicati:• Dall’esterno sulla copertura esterna• Discendenti di corrente mantenuti a 80 °K dal circuito LN2


14

Spessori isolanti in teflon

Magnete HTS

Discendenti di corrente in

HTS

Copertura esterna in acciaio

inossidabile

Protezione termica in alluminio

Anelli isolanti in

teflon




• Creazione del modello termico• Dall’esterno sulla copertura esterna• Discendenti di corrente mantenuti a 80 °K dal circuito LN2


• Simulazione del raffreddamento dei componenti: magnete sotto i 40°K

14

Tempo in sec*10^4

T °K







14

Tempo in sec*10^4

T °K







14

Tempo in sec*10^4

T °K







14

Tempo in sec*10^4

T °K







14

Tempo in sec*10^4

T °K







14

Tempo in sec*10^4

T °K


Progettazione CAD delle attrezzature

15

Laboratorio ASPL

- Laboratorio ASPL

- VASIMR VX-10 kW

- Camera a vuoto per magnete

- Strumentazione del VX-10


Modellazione CAD delle attrezzature

15

Esperimento VASIMR VX-10

Laboratorio ASPL

- Laboratorio ASPL

- VASIMR VX-10 kW





15

Camera a vuoto per Magnete HTS


Laboratorio ASPL

- Laboratorio ASPL

- VASIMR VX-10 kW

- Camera a vuoto, magnete




15

Iniettore di gas

RPA radialeSonda

LangmuirFlusso di plasmaSonda

emissioni ottiche

Potenza RF-Helicon

4 magneti

Turbo pompa

Sonda Mach

Potenza RF-ICRH

Tubo al quarzo con

termocoppie

RGA in

camera

Camera a vuoto per Magnete HTS


Laboratorio ASPL

- Laboratorio ASPL

- VASIMR VX-10 kW




Prova sperimentale sul tubo al quarzo del VX-10

Quanta, della potenza fornita, è dissipata in calore ?

16



• Installazione n°7 termocoppie lungo il tubo entro in cui scorre il gas/plasma

16

Tubo al quarzo

Tubo al quarzo




• Installazione n°7 termocoppie lungo il tubo entro in cui scorre il gas/plasma• Riscaldamento dopo 6 minuti a Ping =3kW helicon: interpolazione dati lungo il tubo

16

y = 0,0034x4 - 0,2881x3 + 6,4905x2 - 24,112x + 264,730

100

200

300

400

500

600

700

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45

Posizione assiale [pollici]

Tem

pera

tura

[°C

]




• Installazione n°7 termocoppie lungo il tubo entro in cui scorre il gas/plasma• Riscaldamento dopo 6 minuti a Ping =3kW helicon: interpolazione dati lungo il tubo• Suddivisione in nodi ed importazione geometria in TSS

16

Nodo n° 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122

Temp. [°C] 253 253 253 283 314 355 395 434 473 511 550 588 626 550 457 363 285 239 198 149 106 71





• Dal confronto tra i grafici sperimentali e il modello in Fase di raffreddamento:– Correzione carico termico esterno e coefficienti di emissività di tentativo

• Dal confronto in Fase di Riscaldamento:– Si ottengono i carichi termici su ogni nodo

16

Nodo n° 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122

� 0,95 0,95 0,95 0,7 0,7 0,7 0,6 0,6 0,6 0,6 0,6 0,4 0,5 0,4 0,6 0,6 0,6 0,6 0,5 0,5 0,5 0,6

Nodo n° 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122

Calore [W] 25 22 33 29 40 60 80 116 146 171 175 135 168 138 133 62 38 23 17,5 16 14,8 4







• Il modello approssima sufficientementei dati delle termocoppie

16

Tempo [secondi]

Gap di segnale dovuto all’interferenza della antenna RF

Temperatura max di circa 630°C raggiunta dopo 6 min di riscaldamento

= modello termico

= dati sperimentali


Nodo 113






• Il modello approssima sufficientementei dati delle termocoppie

• Sommando i contributi di calore irraggiato su ogni nodo, si ottiene il calore totale:

16

25 22 33 29 40 60 80 116 146 171 175 135 168 138 133 62 38 23 17,5 16 14,8 4= + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + +_Tubo quarzoQ

1646;_Tubo quarzoQ [ ]W 0 54_

,ing

Tubo quarzo

P

Q; Nel rendimento totale motore vanno

considerate anche altre dissipazioni



• La prima versione volo sarà probabilmente una configurazione:• 4 magneti• 50 kW di potenza totale assorbita (PCU, RF, Sistemi ausiliari e raffreddamento)

17

Iniezione gas

Modellazione CAD della versione volo

•Requisiti:• Impulso Specifico variabile tra 5.000 e 10.000 [sec]• Spinta variabile tra 0,5 e 0,75 [N]• Peso netto motore 200 [kg]

•Caratteristiche:• Funzionamento nel vuoto, senza camere pressurizzate• Grandi superfici radiative per espellere il calore dissipato• Controllo termico attivo e passivo

;


Modellazione CAD della versione volo

• La prima versione volo sarà probabilmente una configurazione VF-50:• 4 magneti• 50 kW di potenza totale assorbita (PCU, RF, Sistemi ausiliari e raffreddamento)

17

;Contenitori isolanti dei magneti sezionati

4 cryocooler

Scudo per magneti

Plasma

Circuito di raffreddamento

•Requisiti:• Impulso Specifico variabile tra 5.000 e 10.000 [sec]• Spinta variabile tra 0,5 e 0,75 [N]• Peso netto motore 200 [kg]

•Caratteristiche:• Funzionamento nel vuoto, senza camere pressurizzate• Grandi superfici radiative per espellere il calore dissipato• Controllo termico attivo e passivo


CONCLUSIONI

• Attività sperimentale:– Installazione termocoppie e rilevazione dati– Manipolazione magnete superconduttore– Apertura e riassemblaggio del VX-10, per analisi del tubo al quarzo

• Modelli di simulazione– Raffreddamento del magnete superconduttore– Ipotetico raffreddamento del magnete installato sul VX-10– Dissipazioni termiche sul tubo al quarzo

• Modellazione CAD– Camera a vuoto per testare il magnete HTS– Versione sperimentale del motore VX-10– Prototipo della versione volo VF-50

18


CONCLUSIONI




18

Esperienza pratica nell’utilizzo di termocoppie, magneti e camere a vuoto_


CONCLUSIONI




18


Visione più chiara delle problematiche relative all’isolamento termico nel vuoto_


CONCLUSIONI




18


Visione più chiara delle problematiche relative all’isolamento termico nel vuoto_

Esperienza allo stesso tempo pesante e gratificante, di grande utilità per l’installazione futura di altri dispositivi_


Laboratorio di Propulsione Spaziale Avanzata @ NASA-JSC


Back-up slides


• Componenti– Fonte di energia elettrica– Unità di condizionamento della potenza– Serbatoi e alimentazione propellente– Thruster– Radiatori

• Definizione di Impulso Specifico ottimale

- mp = massa del generatore di potenza

- �m = propellente necessario


_0

1 2sp ott

tI

gηα∆=

Dove: � = rendimento di spinta

� = proporzionalità tra mp e P

�T = tempo missione


CONTESTO E OBIETTIVI DELLA TESI

• Contesto:– Rilancio delle missioni umane interplanetarie– Propulsione chimicachimica vs Propulsione elettrica– Necessità di maggior potenza (disponibilità e capacità di utilizzarla)

• Obiettivi:– Contribuire alla ricerca sui propulsori aerospaziali– Studio del motore VASIMR– Progettazione di attrezzature e parti del motore:

• CAD……….……..….....Pro-E, Pro-Mechanica• Analisi termica………..TSS, Sinda-Fluint

– Attività sperimentale in laboratorio

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