Hallov motor

z Wikipédie, slobodnej encyklopédie
Skočit na navigaci Skočit na vyhledávání
2 kW Hallov motor v prevádzke ako súčasť experimentu Hall Thruster v Laboratóriu fyziky plazmy na Princetonskej univerzite

Hallov motor (po anglicky Hall(-effect) thrusterHET) je typ iónového motora pre pohyb kozmických sond, v ktorom je hnací plyn urýchľovaný elektrickým poľom. V motore dochádza k ionizácii plynného paliva (obvykle xenónu) urýchlenými elektrónmi, ktoré sú produkované na katóde a urýchľované magnetickým vírivým poľom. Nárazom urýchlených elektrónov do xenónových atómov vznikajú kladne nabité ióny Xe+. Vzniknutá plazma je potom elektrostaticky urýchlená a rýchlosťou 10–50 km/s opúšťa trysky motoru. Vytvára tak vlastný ťah v sile rádovo stotín až jednotiek newtonu. Od 60. rokov 20. storočia ťaží z bohatého teoretického a experimentálneho výskumu.[1]

Charakteristika[upraviť | upraviť kód]

6-kW Hallov motor v prevádzke v Jet Propulsion Laboratory NASA

Hallove motory pracujú s rôznymi pohonnými látkami, najčastejšie sú xenón a kryptón. K ďalším patria argón, bizmut, jód, horčík a zinok.

Hnacie motory sú schopné urýchliť výtokový plyn na rýchlosti medzi 10 a 80 km/s (špecifický impulz (ISP) 1 000 – 8 000 s), pričom väčšina modelov pracuje niekde medzi 15 a 30 km/s (špecifický impulz 1 500 – 3 000 s). Výsledný ťah závisí od úrovne výkonu. Zariadenia s výkonom 1,35 kW produkujú asi 83 mN ťahu. Modely s vysokým výkonom preukázali v laboratórnych podmienkach výkon až 5,4 N.[2]

Vstupné výkony hnacích motorov s Hallovým efektom sa pohybovali od roku 2009 v úrovniach od 1,35 do 10 kilowattov, mali výtokové rýchlosti 10 – 50 kilometrov za sekundu, s ťahom 40–600 milinewtonov a účinnosťou v rozsahu 45–60 percent.[3]

Aplikácie Hallových motorov zahŕňajú riadenie orientácie a polohy satelitov obiehajúcich na obežných dráhach a použitie ako hlavný hnací motor pre stredne veľké robotické vesmírne sondy.[3]

História[upraviť | upraviť kód]

Hallové motory boli študované samostatne v Spojených štátoch a v Sovietskom zväze. Prvýkrát boli verejne popísané v USA na začiatku 60. rokov.[4] [5] [6] Hallov motor pre sondu bol ako prvý vyvinutý v Sovietskom zväze, v USA sa vedci zameriavali na vývoj mriežkových iónových motorov.

V Sovietskom zväze boli vyvinuté dva typy Hallovho motora:

  • motor so širokým akceleračným rozsahom, SPT ( rus. СПД, стационарный плазменный двигатель; angl. SPT, Stacionárny plazmový motor)
  • motor s úzkym akceleračným rozsahom, DAS ( rus. ДАС, двигатель с анодным слоем; angl. TAL , motor s anódovou vrstvou), v Ústrednom výskumnom ústave pre strojárstvo (TsNIIMASH).
Sovietske a ruské motory SPT

Dizajn SPT bol do značnej miery prácou AI Morozova.[7] [8] Prvý SPT, ktorý funguje vo vesmíre, SPT-50 na palube sovietskej kozmickej sondy Meteor, bol vypustený v decembri 1971. Používal sa hlavne na stabilizáciu satelitov v smere sever-juh a východ-západ. Odvtedy až do konca deväťdesiatych rokov ukončilo svoju činnosť 118 motorov SPT a približne 50 pokračuje v prevádzke. Ťah prvej generácie motorov SPT, SPT-50 a SPT-60 bol 20 a 30 mN. V roku 1982 boli zavedené SPT-70 a SPT-100, ktorých ťahy boli 40 a 83   mN. V postsovietskom Rusku boli predstavené vysoko výkonné (niekoľko kilowattov ) SPT-140, SPT-160, SPT-200, T-160 a nízko výkonné (menej ako 500 W) SPT-35. [9]

Medzi sovietske a ruské motory typu DAS patria D-38, D-55, D-80 a D-100. [9]

Sovietsky motory boli predstavené na Západe v roku 1992 po tom, čo tím špecialistov na elektrické pohony z NASA Jet Propulsion Laboratory, výskumného centra Glenn Research a laboratória Air Force Research Laboratory pod záštitou Organizácie protiraketovej obrany navštívil ruské laboratóriá a experimentálne hodnotil SPT-100 (tj. 100 mm priemer SPT motora). Za posledných tridsať rokov bolo na sovietskych/ruských satelitoch použitých viac ako 200 Hallových motorov. Na obežnej dráhe sa nikdy nevyskytli žiadne zlyhania. Hallove motory aj naďalej používajú na ruských kozmickej sondách a tiež leteli na európskej a americkej kozmickej sonde. Space Systems/Loral, americký komerčný výrobca satelitov, teraz používa Fakel SPT-100 na svojich GEO komunikačných satelitoch.

Od ich zavedenia na Západe začiatkom deväťdesiatych rokov minulého storočia boli Hallove motory predmetom veľkého množstva výskumných aktivít v Spojených štátoch, Francúzsku, Taliansku a Japonsku (s mnohými menšími snahami roztrúsenými v rôznych krajinách po celom svete). Výskum Hallových motorov v USA sa vykonáva v niekoľkých vládnych laboratóriách, univerzitách a súkromných spoločnostiach. Vládne a vládou financované centrá zahŕňajú NASA Jet Propulsion Laboratory, výskumné centrum NASA Glenn Research Center, Laboratórium pre výskum vzdušných síl (Edwards AFB, CA) a The Aerospace Corporation. K univerzitám patria technologický inštitút US Air Force Institute,[10] University of Michigan, Stanford University, Massachusetts Institute of Technology, Princeton University, Michigan Technological University a Georgia Tech. Značný objem vývoja sa realizuje v priemysle, ako napríklad IHI Corporation v Japonsku, Aerojet a Busek v USA, SNECMA vo Francúzsku, LAJP na Ukrajine a SITAEL v Taliansku.

Prvým použitím Hallových motorov v oblasti prieskumu Mesiaca bola mesačná misia Európskej vesmírnej agentúry (ESA) SMART-1 v roku 2003.

Rakety s Hallovým motorom boli vyvíjané nezávisle v USA a ZSSR od roku 1950 a ďalej potom 60. rokoch.

Princíp[upraviť | upraviť kód]

Základný princíp Hallovho motora je, že využíva elektrostatický potenciál na urýchlenie iónov na vysoké rýchlosti. V Hallovom motore je záporný náboj zabezpečený elektrónovou plazmou na otvorenom konci trysky namiesto mriežky. Radiálne magnetické pole približne 100 – 300 G (0,01–0,03 T) sa používa na obmedzenie smeru prúdenia elektrónov, kde kombinácia radiálneho magnetického poľa a axiálneho elektrického poľa spôsobí, že elektróny sa posunú v azimute, čím sa vytvorí Hallov prúd, podľa ktorého zariadenie získalo svoje meno.

Hallové motory sú prevažne axiálne symetrické.

Medzi anódou a katódou je aplikovaný elektrický potenciál medzi 150 až 800 voltov. Centrálny hrot tvorí jeden pól elektromagnetu obklopený prstencovým priestorom, okolo neho je druhý pól elektromagnetu s radiálnym magnetickým poľom medzi nimi.

Hnací plyn, ako je napríklad xenón, sa privádza cez anódu, ktorá má v sebe množstvo malých otvorov pôsobiacich ako rozdeľovač plynu. Xenónový hnací plyn sa používa z dôvodu jeho vysokej atómovej hmotnosti a nízkeho ionizačného potenciálu . Keďže neutrálne xenónové atómy difundujú do kanála trysky, sú ionizované kolíziami s cirkulujúcimi vysoko energetickými elektrónmi (typicky 10–40   eV, alebo približne 10% výstupného napätia). Po ionizácii majú ióny xenónu typicky náboj +1, hoci malá frakcia (~ 20%) má +2.

Xenónové ióny sa potom urýchľujú elektrickým poľom medzi anódou a katódou. Pre výbojové napätie 300 V ióny dosahujú rýchlosti okolo 15 km/s a špecifický impulz 1 500 sekúnd (15 kN·s/kg). Pri odchode však ióny vytiahnu s nimi rovnaký počet elektrónov, čím sa vytvorí plazma s nulovým nábojom.

Radiálne magnetické pole je navrhnuté tak, aby bolo dostatočne silné na vychýlenie elektrónov s nízkou hmotnosťou, ale nie iónov s vysokou hmotnosťou, ktoré majú oveľa väčší gyrorádius a sotva prekážajú. Väčšina elektrónov je teda prilepená na obežnej dráhe v oblasti vysokého radiálneho magnetického poľa v blízkosti výstupnej roviny výtoku. Táto orbitálna rotácia elektrónov je cirkulujúcim Hallovým prúdom. Zrážky s inými časticami a stenami ako aj nestabilita plazmy umožňujú, aby sa niektoré elektróny uvoľnili z magnetického poľa a driftovali smerom k anóde.

Približne 20 – 30% výbojového prúdu je elektrónový prúd, ktorý nevyvoláva ťah, čím sa obmedzuje energetická účinnosť hnacieho zariadenia; ďalších 70–80% prúdu je v iónoch. Pretože väčšina elektrónov je zachytená v Hallovom prúde, vo vnútri trysky zostávajú dlhšie a sú schopné ionizovať takmer všetku xenónovú hnaciu látku. Účinnosť hnacieho ústrojenstva je teda okolo 90%, zatiaľ čo účinnosť výbojového prúdu okolo 70%; kombinovaná účinnosť hnacieho zariadenia je okolo 63% (= 90% × 70%). Moderné Hallove motory dosiahli vďaka vyspelým dizajnom efektívnosť až 75%.

V porovnaní s chemickými raketami je ťah veľmi malý, rádovo 83 mN pre typický hnací motor pracujúci pri 300 V, 1,5 kW. Pre porovnanie: hmotnosť mince ako je americký štvrťdolár alebo 20-centová eurová minca, je približne 60 mN. Rovnako ako u všetkých foriem elektricky poháňaných kozmických lodí, ťah je obmedzený dostupným výkonom, účinnosťou a špecifickým impulzom .

Hallove hnacie motory však pracujú pri vysokých špecifických impulzoch, ktoré sú typické pre elektrický pohon. Zvláštnou výhodou Hallových trysiek v porovnaní s mriežkovým ionizačným motorom je to, že generovanie a urýchľovanie iónov prebieha v kvázi neutrálnej plazme. To umožňuje oveľa menšie trysky v porovnaní s mriežkovými iónovými tryskami.

Ďalšou výhodou je, že tieto motory môžu používať širšiu paletu pohonných látok dodávaných do anódy, dokonca kyslík, hoci na katóde je potrebné niečo ľahko ionizovateľné. [11]

Valcové Hallove motory[upraviť | upraviť kód]

Hoci konvenčné (prstencové) Hallove motory sú účinné v režime kilowattového výkonu, ich zmenšené verzie sú neefektívne. Je to spôsobené ťažkosťami spojenými s udržiavaním konštantných parametrov škálovania výkonu pri súčasnom znižovaní veľkosti kanála a zvyšovaní použitej sily magnetického poľa. To viedlo k vytvoreniu valcového hnacieho zariadenia. Valcová Hallova raketa môže byť vďaka svojej netradičnej geometrii výbojovej komory a príslušnému profilu magnetického poľa ľahšie zmenšená na menšie veľkosti.[12] [13] [14] Lepšíe sa hodí na miniaturizáciu a nízko energetickú prevádzku ako konvenčný (prstencový) Hallov motor. Primárnym dôvodom pre cylindrické Hallové motory je, že je ťažké dosiahnuť Hallov motor, ktorý pracuje na širokej škále od ~ 1   kW až do ~ 100 W pri zachovaní účinnosti 45-55%. [15]

Vonkajší výbojový prepínač[upraviť | upraviť kód]

Rozprašovacia erózia stien výpustných kanálov a pólových nástavcov, ktoré chránia magnetický obvod, spôsobuje po určitom čase poruchu činnosti hnacieho zariadenia. Preto prstencové a valcové Hallové motory majú obmedzenú životnosť. Hoci sa ukázalo, že magnetické tienenie dramaticky znižuje eróziu steny výpustného kanála, erózia pólového nástavca je stále problém.[16] Ako alternatíva bola zavedená konštrukcia hnacieho ústrojenstva nazývaná externý výbojový Halter alebo externý výbojový plazmový motor (XPT).[17] [18] [19] Vonkajší výbojový hallový pohon nemá žiadne steny výpustného kanála alebo pólové nástavce. Plazmový výboj sa vyrába a udržiava v úplne otvorenom priestore mimo štruktúry prítlačného zariadenia, čím sa dosahuje prevádzka bez erózie.

Aplikácie[upraviť | upraviť kód]

Hallove motory lietajú vo vesmíre od decembra 1971, keď Sovieti spustili SPT-50 na meteorologickom satelite.[20] Od tej doby lietalo vo vesmíre viac ako 240 zariadení so 100% úspešnosťou. [21] Hallove motory sa v súčasnosti bežne používajú na komerčných geostacionárnych komunikačných satelitoch, kde sa používajú na umiestnenie na orbitu a udržanie polohy.

Prvý Hallov motor na západnom satelite bol ruský D-55 postavený TsNIIMASH na satelite NRO's STEX, ktorý bol vypustený 3. októbra 1998.[22]

Systém slnečného elektrického pohonu kozmickej lode SMART-1 Európskej vesmírnej agentúry používal Hallov motor Snecma PPS-1350 -G.[23] SMART-1 bola technologická demonštračná misia, ktorá obiehala okolo Mesiaca. Toto použitie PPS-1350-G, počnúc 28. septembrom 2003, bolo prvým použitím Hallov ho motora mimo geosynchrónnej orbity Zeme (GSO). Na rozdiel od väčšiny propulzných systémov používaných v komerčných aplikáciách, Hallov motor na SMART-1 mohol mať variabilný rozsah sily, špecifický impulz a ťah.[24] Mal výkon 0,46–1,19 kW, špecifický impulz 1 100 – 1 600 s a ťah 30-70 mN.

Vo vývoji[upraviť | upraviť kód]

Najväčší plánovaný Hallov motor je 40 kW pokročilý elektrický pohonný systém NASA (AEPS), určený na podporu rozsiahlych vedeckých misií a nákladnej dopravy v hlbokom vesmíre.[25]

Referencie[upraviť | upraviť kód]

  1. . Dostupné online.
  2. . Dostupné online.
  3. a b CHOUEIRI, Edgar Y.. New Dawn for Electric Rockets. Scientific American, 2009-02-01, roč. 300, s. 58–65. Dostupné online [cit. 2019-06-11]. ISSN 0036-8733. DOI10.1038/scientificamerican0209-58.
  4. Janes, G.; Dotson, J.; Wilson, T. (1962). Momentum transfer through magnetic fields. Proceedings of third symposium on advanced propulsion concepts. 2. Cincinnati, OH, USA. pp. 153–175.
  5. Meyerand, RG. (1962). Momentum Transfer Through the Electric Fields. Proceedings of Third Symposium on Advanced Propulsion Concepts. 1. Cincinnati, OH, USA. pp. 177–190.
  6. Seikel, GR. (1962). Generation of Thrust – Electromagnetic Thrusters. Proceedings of the NASA-University Conference on the Science and Technology of Space Exploration. 2. Chicago, IL, USA. pp. 171–176.
  7. . Dostupné online.
  8. MOROZOV, A. I.. The conceptual development of stationary plasma thrusters. Plasma Physics Reports, 2003-03-01, roč. 29, čís. 3, s. 235–250. Dostupné online [cit. 2019-06-11]. ISSN 1562-6938. DOI10.1134/1.1561119. (po anglicky)
  9. a b . Dostupné online.
  10. AFIT / Resource not found [online]. www.afit.edu, [cit. 2020-02-07]. Dostupné online.
  11. Electric Interorbital [online]. www.permanent.com, [cit. 2019-06-11]. Dostupné online.
  12. . Dostupné online.
  13. . Dostupné online.
  14. . Dostupné online.
  15. . Dostupné online.
  16. . Dostupné online.
  17. . Dostupné online.
  18. . Dostupné online.
  19. . Dostupné online.
  20. [s.l.] : [s.n.]. Dostupné online.
  21. In-Space Propulsion Systems Roadmap Technology Area 02 [online]. National Aeronautics and Space Administration, 4.2012, [cit. 2019-06-11]. Dostupné online.
  22. . Dostupné online.
  23. CORNU, Nicolas; MARCHANDISE, Frédéric; DARNON, Franck. 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. [s.l.] : American Institute of Aeronautics and Astronautics. DOI: 10.2514/6.2007-5197. Dostupné online. DOI:10.2514/6.2007-5197
  24. Ion engine gets SMART-1 to the Moon: Electric Propulsion Subsystem [online]. ESA, August 31, 2006, [cit. 2011-07-25]. Dostupné online.
  25. Overview of the Development and Mission Application of the Advanced Electric Propulsion System (AEPS). (PDF). Daniel A. Herman, Todd A. Tofil, Walter Santiago, Hani Kamhawi, James E. Polk, John S. Snyder, Richard R. Hofer, Frank Q. Picha, Jerry Jackson and May Allen. NASA; NASA/TM—2018-219761. 35th International Electric Propulsion Conference. Atlanta, Georgia, October 8–12, 2017. Accessed: 27 July 2018.

Externé odkazy[upraviť | upraviť kód]

Zdroj[upraviť | upraviť kód]

Tento článok je čiastočný alebo úplný preklad článku Hall-effect thruster na anglickej Wikipédii (číslo revízie nebolo určené).