طراحي مفهومي رانشگر گرمايش ماكروويو ماهواره

Conceptual Design of Microwave Electrothermal Thruster of Satellite

رانشگر گرمايش ماكروويو پيشرانه‌اي است كه انرژي ماكروويو را به انرژي گرمايي تبديل مي‌كند. امروزه با گسترش تكنولوژي رانشگرهاي الكتريكي از جهت توليد ضربه ويژه بالا و مصرف پايين بسيار حائز اهميت هستند. اين رانشگرها قادر هستند پيشران قابل قبولي را در مدت زمان زيادي به طور متوالي توليد كنند كه براي ماموريت‌هاي انتقال مداري مارپيچ مناسب بوده و قابليت به كارگيري دارند. در اين نوع از رانشگرها، گاز پيشران گرم شده و منبسط مي‌شود كه باعث توليد نيروي پيشران و جلوبرندگي مي‌گردد. در مقاله حاضر روند طراحي مفهومي يك رانشگر گرمايش ماكروويو ارائه شده است. سامانه پيشران شامل پيشران، تانك ذخيره پيشران، محفظه تشديد و منبع توليد انرژي است كه اين منبع شامل باتري و آرايه‌هاي خورشيدي مي‌باشد. در اين مقاله روش محاسبه جرم و مشخصات هر كدام به تفصيل ارائه شده است. در نهايت به منظور صحت‌سنجي روند طراحي مفهومي ارائه‌شده در اين پژوهش، بررسي‌هاي لازم مورد مباحثه قرار گرفته است. طراحي مفهومي براي يك ماهواره 100 كيلوگرمي انجام شده است، كه مطلوب است در طي يك هفته از ارتفاع مداري 300 به 800 كيلومتري طي يك انتقال مارپيج سفر كند. سامانه پيشران و جرم هر كدام از زيرسامانه‌ها بدست آمده است.

Microwave electrothermal thruster is the propellant that converts microwave energy into heat energy. nowadays, with the technology development of electric thrusters are very important in terms of producing high specific impact and low fuel consumption. These thrusters can produce acceptable thrust over a long period of time, which are suitable for spiral orbital transfer missions. In this type of propulsion, the propellant gas is heated and expanded, which produces the propulsion force. This paper presents the conceptual design process of a microwave thermal thruster. The propulsion system includes propellant, propulsion storage tank, amplification chamber, and power plant, which includes batteries and solar arrays. In this paper, the method of calculating the mass and the characteristics of each are presented in detail. Finally, in order to validate the conceptual design process presented in this study, the necessary studies have been discussed. Conceptual design has been done for a 100 kg satellite, which is desirable to travel in a week from an orbital height of 300 to 800 km during a spiral treansfer. The propulsion system and mass of each subsystem are obtained.