Gepulstes Plasmatriebwerk

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Gepulste Plasmatriebwerke oder gepulste magnetoplasmadynamische Triebwerke (engl. Pulsed Plasma Thruster; PPT), im deutschsprachigen Raum auch als instationäre magnetoplasmadynamische Antriebe (iMPD) bekannt, gehören zu den elektrischen Raumfahrtantrieben und werden auf Satelliten meist zur Lage- und Bahnregelung eingesetzt. Auf Grund ihrer Funktionsweise gehören sie zur Gruppe der elektromagnetischen Antriebe.

PPT wurden erstmals 1964 auf der sowjetische Raumsonde Zond 2 erfolgreich eingesetzt und gelten damit als die ältesten elektrischen Raumfahrtantriebe im Weltall. Seither wurden sie mehrfach für Satellitenmissionen eingesetzt, vor allem in den USA, aber auch in Japan und China.

Aufbau[Bearbeiten]

Ein iMPD-Triebwerk besteht aus vier Hauptkomponenten:

  1. Kondensator zur Energiespeicherung
  2. Metallischen Elektroden zu physischen Etablierung des Kondensatorpotentials
  3. Treibstoff
  4. Zündvorrichtung, z. B. eine handelsübliche Zündkerze

In der Vergangenheit wurden sowohl parallele als auch koaxiale Elektrodenkonfigurationen untersucht. In beiden Fällen wird der Treibstoff zwischen den Elektroden zugeführt. Für die meisten Entwicklungen wird PTFE verwendet, aber auch alternative Treibstoffe wie z.B. Wasser werden untersucht.

Funktionsprinzip[Bearbeiten]

Der verwendete Kondensator wird mit einer Betriebsspannung (bis zu mehreren kV) aufgeladen. Die Zündung erfolgt dann per Zündvorrichtung. Dabei wird der Schwingkreis bestehend aus Kondensator, Elektroden und Treibstoff geschlossen und es bildet sich eine Lichtbogenentladung entlang der Oberfläche des Treibstoffs. Durch den hohen Entladungsstrom von mehreren kA wird ein Teil des Treibstoffs ablatiert, dissoziiert und ionisiert. Dabei entstehen Ladungsträger zwischen den Elektroden. Der sich zeitlich verändernde Entladungsstrom erzeugt ein starkes Magnetfeld. Durch Interaktion dieses Feldes mit den Ladungsträgern kommt es zu einer Beschleunigung durch die Lorentzkraft. Die Ladungsträger werden somit aus dem Elektrodenzwischenraum beschleunigt und erzeugen Schub. Die dabei erreichten Geschwindigkeiten der Ladungsträger liegen im Bereich von mehreren 10 km/s. Da die Energie des Kondensators begrenzt ist, klingt die Schwingung im Stromkreis schnell ab, so dass nach etwas 10-20 μs der Lichtbogen zusammenbricht und der Schubpuls beendet ist. Typische erreichte Impulse liegen bei einigen 100 μNs.

Technische Realisierungen[Bearbeiten]

PPT werden in Deutschland u.a. am Institut für Raumfahrtsysteme (IRS) der Universität Stuttgart untersucht und entwickelt[1]. Dort sollen im Rahmen des Stuttgarter Kleinsatellitenprogramms 2 Missionen als Technologiedemonstratoren für elektrische Raumfahrtantriebe dienen - die Satelliten Perseus und Lunar Mission BW1[2].

Forschung und Entwicklung von PPT weltweit konzentriert sich vor allem auf Russland, die USA, Europa, Japan und China, aber Entwicklungen auch in Südkorea, Argentinien, dem Iran und der Türkei wurden beobachtet. Neben Zond 2 wurden PPT auf mehreren anderen Satellitenmissionen erfolgreich eingesetzt.

Siehe auch[Bearbeiten]

Weiterführende Literatur[Bearbeiten]

  • Prof. Monika Auweter-Kurtz: Lichtbogenantriebe für Weltraumaufgaben. B.G. Teubner, Stuttgart 1992, ISBN 978-3519061397.
  • Prof. Robert G. Jahn: Physics of Electric Propulsion. Dover Publications, Inc., Mineola, NY, USA 2006, ISBN 0-486-45040-6.

Weblinks[Bearbeiten]

Einzelnachweise[Bearbeiten]

  1. Dissertation über die Entwicklung eines iMPD-Triebwerks.. Abgerufen am 18. Mai 2012.
  2. Dissertation über das Konzept des Kleinsatelliten BW1.. Abgerufen am 18. Mai 2012.