مدل نیمه تجربی الکترومکانیکی برای رانشگرهای پلاسمای پالسی با استفاده از دو رهیافت مختلف و مقایسه با نتایج تجربی

موتورهای فضایی جهت ماموریتهایی نظیر تغییر ارتفاع، کنترل وضعیت، حفظ موقعیت، فرود آمدن و تغییر مدار مورد استفاده قرار می‌گیرند. در دهه‌های اخیر استفاده از رانشگرهای پلاسمایی به عنوان سامانه پیشرانش فضایی مورد توجه قرار گرفته است که یکی از آنها رانشگر پلاسمای پالسی است. در این مقاله، یک مدل الکترومکانیکی نیمه‌تجربی برای الکترودهای صفحه تخت مستطیلی با استفاده از دو رهیافت مختلف تکه‌ای و برف‌روبی توسعه داده شده است. با معادل سازی کل فرایند فیزیکی بصورت یک مدار الکتریکی یک بعدی و در مرحله بعد کوپل کردن آن با معادله نیرو و همچنین استفاده از برخی پارامترهای تجربی، یک مدل الکترومکانیکی به دست آمده است. نتایج به دست آمده از این مدل نیمهتجربی با پارامترهای اساسی تجربی برای رانشگرهای پلاسمای پالسی بکار رفته در دو ماهواره مقایسه و ارزیابی شده است. با توجه به نتایج مثبت ارزیابی‌ها، با استفاده از این مدل نیمه تجربی می‌توان پارامترهای اساسی یک رانشگر پلاسمای پالسی مانند ضربه کل و سرعت خروج پلاسما را محاسبه کرده و برخی از پارامترهای هندسی و پارامترهای خازن این رانشگر را بهینه‌سازی و کنترل کرد. همچنین نتایج دو رهیافت تکه‌ای و برفروبی برای این مدل نیز با نتایج تجربی مقایسه شده است.

Semi-empirical electromechanical model for pulsed plasma thrusters using two different approaches and comparison with experimental results

Space engines are used for missions such as altitude change, position control, position maintenance, landing, and orbit change. In recent decades, the use of plasma thrusters as a space propulsion system has been considered, one of which is the pulsed plasma thrusters. In this paper, a quasiexperimental electromechanical model for rectangular flat plate electrodes has been developed using two different approaches: slug and snowplow. By equating the whole physical process as a onedimensional electrical circuit and in the next step, coupling it with the force equation as well as using some experimental parameters, the electromechanical model is obtained. The results of this semiempirical model are compared and evaluated with the basic experimental parameters for pulsed plasma thrusters used in two satellites. According to the positive results of the evaluations, using this semiempirical model, the basic parameters of a pulsed plasma thruster such as impulse bit and plasma exhaust velocity can be calculated and some geometric parameters and capacitor parameters of this thruster can be optimized and controlled. The two approaches of slug and snowplow in this model are also compared with experimental results.