Preliminary design of an electric propulsion system for lunar nanosatellite mission
Nano uydulu ay görevinde kullanılacak bir elektrik itki sisteminin ön tasarımı
- Tez No: 609244
- Danışmanlar: PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Astronomi ve Uzay Bilimleri, Mühendislik Bilimleri, Astronomy and Space Sciences, Engineering Sciences
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2019
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 131
Özet
İnsanoğlunun Ay'a ayak basışının 50. yılını kutladığımız bu günlerde, insanoğlu geçen 50 yılda arttırdığı bilgi birikimi ve geliştirdiği yüksek teknolojili ürünleri ile gözünü yeniden Ay'a dikmiş durumdadır. Öyle ki, birçok uzay ajansı ve büyük ölçekli şirket ajandalarında Ay görevine mutlaka yer vermektedir. Küçük çaplı şirketler ve üniversiteler bu çalışmalara ay görevlerinde kullanılabilecek alt sistemlerin geliştirilmesi, test edilmesi ya da küçük bir uydu ile uzayda denenmesi gibi destekler vermektedir. Ay görevleri popülerleşirken, nano uyduların gezegenler arası ve derin uzay görevlerinde kullanımısına yönelik çalışmalar yaygınlaşmıştır. Bu tarz görevlerde kullanılan nano uydular itki sistemlerine ihtiyaç duymaktadırlar. Tüm bu sebepler bu çalışmanın motivasyonunu oluşturmuş ve çalışmanın amacı Alçak Ay Yörüngesinde görevini icra etmek için yola çıkan 6U formunda bir küp uyduyu hedef yörüngesine ulaştıracak bir itki sisteminin geliştirilmesi olarak belirlenmiştir. Küçük uydularda kullanılan ya da kullanılmak üzere geliştirilme süreci devam eden itki sistemleri büyük itki sistemlerinin miniyatürleştirilmesi ile oluşturulmuştur. Göreve özel itki sistemi tasarlayabilmek için küçük uydularda kullanılabilecek itki sistemi tiplerinin tanınması ve sağlayabileceği faydaların örneklendirilmesi gerekmektedir. Kullanılabilecek itki sistemlerini tanıma ve gelecekte küçük uydu itki sistemleri üzerinde yapılacak çalışmalar hakkında fikir sahibi olmak amacı ile küçük uydu itki sistemleri araştırılmış ve bu çalışmada örneklendirilerek anlatılmıştır. Tasarlanacak itki sisteminin sağlaması gereken performans değerlerinin belirlenmesi için konsept bir Ay görevi oluşturulmuştur. Küp uydunun park yörüngesine ulaşmasını sağlayabilecek fırlatma araçları araştırılmış ve uygun bulununanlar listenmiştir. Bu ay görevinde fırlatma aracından ayrılan 6U formundaki bir küp uydunun itki sistemi kullanarak Alçak Ay Yörüngesi'ne ulaşması ve Alçak Ay Yörüngesi'nde sahip olduğu kamera ile jeolojik ve topografik incelemeler yapılabilmesine yönelik bir görev kurgusu belirlenmiştir. Bu amaçlarla tasarlanacak bir küp uyduda olması gereken alt sistemler belirlenmiş ve 6U formundaki küp uyduya uygun olacak şekilde boyutlandırılmıştır. Yapılan literatür araştırmaları sonucunda alt sistemlerin uydu içerisinde kaplayacağı boyutlar ve kütleler belirlenmiştir. 6U formundaki bir küp uydunun standart olarak 12 kg olması ve 10 cm x 22.6 cm x 36.6 cm boyutlarında olması beklendiği için itki sistemi için ayrılabilecek maximum yer ve kütle belirlenmiştir. İtki sistemi için ayrılabilecek yer ve kütle belirlendikten sonra diğer bir önemli konu olan itki sistemi için ayrılabilecek elektriksel gücün kaç Watt olduğunun hesaplaması yapılmıştır. Küp uydunun alt sistemlerinin etkili bir şekilde çalışıp görevlerini icra edebilmeleri için gerekli olan güç, uydunun güneş panelleri aracılığıyla üretilmektedir. Bu çalışmada katlanabilir ve dönebilir güneş panelleri kullanılarak güneş enerjisinden daha fazla yararlanılması sağlanmıştır. Güneş panellerinin uydu üzerindeki yerleşimi yapılan 3D tasarım ile gösterilmiştir. Yapılan analizler sonucunda yerleşimi verilen güneş panellerinin yaklaşık olarak 80 W değerinde nominal güç üretebileceği hesaplanmıştır. Yine yapılan literatür araştırmaları sonucunda kullanılan alt sistemlerin harcayacağı güç değerleri belirlenip uydunun güç bütçesi oluşturulmuştur. Oluşturulan bu güç bütçesi sayesinde itki sistemi için ayırılabilecek güç miktarının yaklaşık olarak 50-60 W civarı olması beklenmektedir. İtki sistemi için belirlenen boyut, kütle ve güç kısıtları itki sisteminin tasarımında öncül girdiler olarak kullanılmıştır. İtki sistemi küp uydunun başlangıç noktasından hedef yörüngesine taşınması için kullanılacağından dolayı itki sistemi tipini ve gerekli olan delta-V miktarını belirlemek için uydunun hangi transfer yolunu izleyeceğini belirlemek önemlidir. Bu hedefle bir kaç transfer yöntemi avantajları ve dezavantajları ile karşılaştırılmıştır. Bu çalışmada Alçak Dünya Yörüngesi'nden doğrudan transfer, Yer Sabit Transfer Yörüngesinden Alçak Ay Yörüngesine doğrudan transfer, Yer Sabit Yörünge'den spiral transfer ve Zayıf Stabilite Sınırı transfer metodları incelenmiş ve karşılaştırılmıştır. Her bir transfer yöntemi için kullanılabilecek fırlatma araçları belirtilmiştir. Bu inceleme sonucunda sağladığı faydalar, yakıt ve güç sarfiyatı gibi konular sebebi ile küp uydulu görev için uyumlu olacak spiral transfer metodu seçilmiştir. Sonuç olarak fırlatma aracı ile Yer Sabit Yörünge'ye bırakılacak buradan da Alçak Ay Yörüngesi'ne taşınacak bir 6U formundaki küp uydu için itki sistemi tasarımı planlanmıştır. İtki sisteminin bu görevi başarılı bir şekilde uygulanabilir kılması için sağlaması gereken delta-V değeri spiral metod ile hesaplanmıştır. Bu senaryoya göre uydunun ihtiyaç duyduğu delta-V değeri yaklaşık olarak 3.6 km/sn olarak öngörülmüştür. İtki sisteminin sahip olabileceği maksimum kütle ve yakıt kütlesi göz önüne alınarak sistemin bu delta-V değerini sağlayabilmesi için üretmesi gereken özgül itme ve egzoz hızı sırasıyla yaklaşık olarak 3420 sn ve 33540 m/sn olarak hesaplanmıştır. Görevin gerçekleştirilebilmesi için gereken performans değerlerinin de belirlenmesi ile birlikte bu özellikleri sağlayabilecek itki sistemi tipinin seçimi için gerekli olan parametreler belirlenmiştir. Background kısmında detayları verilen farklı küçük uydu itki sistemlerine ait örneklerden küp uydu formu için uygun olabilecekler arasında getir-götür analizi yapılmıştır. Getir-götür analizinde itme kuvveti, özgül itme, güç tüketimi, yakıt tipi, kütle, boyut ve teknoloji hazırlık seviyeleri değerlendirme kriteri olarak kullanılmıştır. Yapılan bu getir-götür analizinde elektrik itki sistemleri ailesine ait iyon motorlu itki sistemleri en yüksek puanı alarak göreve özel olarak tasarlanacak itki sisteminin tipi belirlenmiştir. İyon motorlu itki sistemleri üzerine literatür araştırmaları yapılmış ve örnekler incelenmiştir. Bu araştırmalar sonucunda iyon motorlu itki sistemlerinin kendi içerisinde çalışma prensiplerine göre doğru akım elektron boşalımlı iyon motoru, Kaufman iyon motoru, Radyo frekansı iyon motoru ve mikrodalga iyon motoru olmak üzere 4 kategoriye ayrıldığı görülmüştür. Yapılan karşılaştırma sonucunda katota sahip olmadığı ve bu sayede katot erozyonuna sahip olmadığı için dayanım ömrü daha uzun olduğu belirtilen RF iyon motorları seçilmiştir. RF iyon motorları temel olarak yakıtın iyonize edildiği boşaltma odası, yakıtın iyonize olmasını sağlayan RF sinyallerini taşıyan RF bobini, iyonize edilmiş taneciklerin hızlandırılması için kullanılan iyon optikler, iticinin bu çalışmaları yapabilmesi için sisteme dahil olması gereken güç sağlama ünitesi, yakıt tankı, akış kontrol ünitesi, RF jeneratörü ve nötürleyiciden oluşmaktadır. Bu çalışmada detaylı olarak itici tasarımı yapılmıştır. Tasarım yapılırken itki üretmek için gerekli olan aşamalar ve temelinde yatan fizik incelenmiştir. İyon optiklerin 3lü ızgara sisteminden oluşmasına karar verilmiş ve tasarımı yapılmıştır. Daha önce başarılı bir şekilde kullanılan ızgaralı itki sistemlerinin ızgaralarının sahip olduğu açıklıkların çapı, ızgaraların kalınlıkları, ızgaraların birbirine olan uzaklıkları arasında geometrik bir ilişki kurulmuş ve bu çalışmada NSTAR itki sisteminde kullanılan ızgaralar arasındaki ilişki temel alınmıştır. Bu ilişkiden yola çıkarak iticinin iyon optik parametreleri hesaplanmıştır. İtme kuvveti, özgül itme, güç tüketimi, verim gibi hesaplanması gereken performans değerleri için formüller verilmiştir. Bu bilgilerden yola çıkılarak boşaltım odasının, ızgaraların, RF bobinin ve bütün halde itki sisteminin sahip olacağı boyutlar belirlenmiştir. Bütün olarak 4.7 cm çapında 4.2 cm uzunluğunda olacak iticinin performans değerlerini etkileyen en önemli faktörlerden biri olan yakıt seçimi gerçekleştirilmiştir. Yıllardır elektrik itki sistemlerinde kullanılmış, kullanılmaya devam eden ya da kullanımı değerlendirilen Civa, Ksenon, Argon, İyot ve Kripton yakıtları arasında karşılaştırmalar yapılmıştır. Elektrikli itki sistemlerinin yeni yeni kullanılmaya başlandığı yıllarda yaygın olarak kullanılan Civa, yüksek toksiklik seviyesi sebebi ile uzayda uyduya zarar verdiği ve yer testlerinde çalışan personellerin sağlığını olumsuz yönde etkilediği için daha sonrasında uygun bulunmamıştır. Uzun yıllardan beri geleneksel olarak kullanılan ve günümüzde halen kullanımı devam eden Ksenon gazı kullanımı performans açısından en ideal yakıtlardan biridir. Ancak Ksenon gazının sınırlı kaynaklar sebebi ile çok pahalı olması ve kaynakların gittikçe azalması sebebiyle maliyet artışı öngörüldüğü için ksenon gazı yerine kullanılabilecek alternatifler olan Argon, İyot ve Kripton gazları da değerlendirilmiştir. Bu dört yakıt seçeneğinin itme kuvveti, özgül itme, çıkış hızı vb. gibi performans grafikleri çıkarılmış ve Ksenon gazına performans olarak en yakın performansı, doğada katı halde bulunan, İyot yakıtının sağladığı görülmüştür. Halihazırda İyot'un Lunar IceCube uydusunda itki sistemi olarak kullanılacak Busek firmasına ait BIT-3 itki sisteminde kullanılması planlanmaktadır. İyot'un Kripton'a kıyasla daha toksik olması sebebiyle ekstra güvenlik ekipmanlarına ihtiyaç duyulacaktır. Dolayısıyla tasarlanan itki sisteminde Kripton gazının yakıt olarak kullanılmasına karar verilmiştir. Kıyaslama yapabilmek ve itki sistemine iki farklı yakıt alternatifi sunabilmek için geleneksel olarak kullanılan, kendini performans ve güvenlik olarak ispat etmiş Ksenon gazının ve deneysel olarak kullanımı planlanan Ksenon'dan sonra en yüksek atomik kütleye sahip soygaz olan Kripton gazının kullanılmasına karar verilmiştir. Yakıt tiplerinin belirlenmesinin ardından, itki sisteminin sağlaması gereken özgül itme ve egzoz hızı değerlerinden yola çıkılarak ızgaralara verilmesi gereken gerilim değerleri hesaplanmıştır. Child-Langmuir plazma kılıfı denkleminden ve ızgaraların geometrik özelliklerinden yola çıkılarak plazma kılıfının kalınlığı hesaplanmış ve bu sayede plazmanın sahip olduğu akım yoğunluğu hesaplanmıştır. Izgaraların aktif yüzeyinin çapı ve sahip oldukları açıklıkların çapından yola çıkılarak akım değerleri bulunmuştur. Bu akım değerleri sisteme verilmesi gereken gücün hesaplanabilmesi için önemlidir. Işın akımı, akselerasyon voltajı ve akım yoğunluğunun hesaplanması ile birlikte, tasarlanan itki sisteminin Ksenon gazlı ve Kripton gazlı versiyonları için itme kuvveti hesaplanmıştır. Ksenon gazının Kripton gazına oranla daha fazla itme kuvveti üretebildiği görülmüştür. Her iki versiyonun da hedeflenen özgül itme ve çıkış hızı değerlerini sağladığı görülmüştür. Kütle akış kontrolcüsünün bu itme kuvvetini sağlayabilmek için sisteme vermesi gereken akış hızı ve sistemin iyon akış hızı hesaplanmıştır. Bu değerlerden yola çıkılarak sistemin bünyesinde bulunan yakıtı ne kadar süre etkili olarak kullanabileceği hesaplanmıştır. Ksenon gazlı versiyon yaklaşık olarak 180 günde yakıtı tüketirken Kripton gazlı versiyon yaklaşık olarak 443 günde yakıtı tüketmektedir. Güç tüketimi elektrikli itki sistemleri için en önemli performans değerlerinden biridir. Bu sebeple sistemin itme kuvveti üretirken tüketmiş olduğu elektriksel gücün hesaplanması gerekmektedir. İticiye boşaltım odasındaki yakıtı iyonize ediebilmesi için RF gücü verilmesi gereklidir. Güneş panelleriyle üretilen DC güç, itki sistemi komponentlerinden biri olan RF jeneratörü tarafından RF gücüne çevirilerek sisteme verilmektedir. Yüklü parçacıkların hızlandırılabilmesi için iticinin iyon optiklerine DC gücünün verilmesi gerekmektedir. Farklı aşamalarda ihtiyaç duyulan bu elektriksel güç, güç dağıtım ünitesi tarafından komponentlere ulaştırılmaktadır. Sisteme girdi olarak verilen RF ve iyon optik güçlerine ek olarak nötürleyiciye de çalışabilmesi için güç verilmesi gerekmektedir. Tüm bu güçlerin toplamı sistemin çalışabilmek için ihtiyaç duyduğu elektriksel güç miktarını ortaya koymaktadır. Sistemin ürün olarak ortaya koyduğu hızlandırılmış parçacıklardaki elektriksel güç ise çıkış gücünü göstermektedir. Sistemin ürettiği itme kuvveti ile de jet gücü hesaplanır. Güç hesaplamaları sonuncunda, Kripton gazlı versiyonun itki üretebilmek için yaklaşık olarak 51 W değerinde güce ihtiyacı olduğu bulunmuştur. Uydunun itki sistemine sağlayabileceği güç değerleri düşünüldüğünde bu güç tüketimi oldukça makuldür. Diğer taraftan, Ksenon gazlı versiyon yaklaşık olarak 84 W güce ihtiyaç duymaktadır. Bu değer, güneş panellerinin üretebileceği nominal güç miktarından fazladır. Dolayısı ile, Ksenon gazlı versiyonun kullanımının mümkün kılınabilmesi için panel konfigürasyonunu değiştirilip üretilen güç miktarını arttırılması gereklidir. Tüm bu güç hesaplamalarının ve diğer performans hesaplamalarının ardından sisteminin verimi bir kaç yönden hesaplanır. Sistemin kullandığı elektrik gücüne karşılık ne kadar itme kuvveti üretebildiğini gösteren elektriksel verim, kullandığı yakıt kütlesinin ne kadarı etkin olarak itme kuvveti üretiminde kullandığını gösteren kütle faydalanma verimi, ürün olarak ortaya konulan çıkış gücünün ne kadarının itme kuvveti üretiminde kullanıldığını gösteren itici verimi ve son olarak elektriksel ve kütle faydalanma veriminin kombinasyonu olan toplam verim hesaplanmıştır. Sonuç olarak Ksenon gazlı versiyonun verimi Kripton gazlı versiyondan daha fazla çıkmıştır. Ancak Kripton gazlı versiyonun yakıt maliyetinin ve güç tüketiminin Ksenon'a kıyasla çok daha düşük olması sebebi ile Kripton gazlı versiyonun kullanımı ön plana çıkmıştır. Boyutları belirlenen itici ve diğer alt sistemlerin 3D tasarımı CAD programı aracılığıyla yapılmıştır.İhtiyaç duyulan yakıt miktarının fazla olması ve yakıtların düşük yoğunluklara sahip olması sebebi ile yakıtın 6U formundaki küp uyduya uygun bir şekilde sığdırılabilmesi için krayojenik tank içerisinde sıvılaştırılarak depolanmasına karar verilmiştir. Malzeme seçimi ve gerekli olan termal önlem bu durum göz önünde bulundurularak yapılmıştır. İticinin detaylı tasarımı hesaplamalara dayandırılarak yapıldığı için 3D tasarımı buna uygun olarak yapılmıştır. İticinin boşaltım odası, RF bobini, iyon optiklerinin ve kabuğunun malzeme seçimi, yapılan literatür araştırmaları doğrultusunda, termal kontrole ve radyasyonun zararlı etkilerini önlemeye çalışacak şekilde seçilmiştir. İtki sisteminin diğer komponentlerinin 3D tasarımı piyasada mevcut olan komponentlerin boyutlarından yola çıkılarak temsili olarak yapılmıştır. Son olarak tasarlanan itki sisteminin uydu içerisindeki yerleşimi verilerek Ay görevinde kullanılacak olan 6U formundaki küp uydunun alt sistemleri ile birlikte öncül 3D tasarımı ortaya çıkarılmıştır. Konsept ay görevinde kullanılmak üzere ön tasarımının yapıldığı bu itki sisteminin her bir komponentinin tasarımının detaylandırılması, plazma hesaplamalarına yoğunluk verilerek tasarımın geliştirilmesi ve test düzeneklerinin kurulup gerekli testlerin yapılması ile birlikte gelecekte son tasarım evresinin tamamlanması beklenmektedir. Tasarımın ilerleyen fazlarında itki sistemi komponentlerinin ihtiyaçları ve sağladıkları performans değerleri değişebileceği için 3D tasarımı, malzeme seçimi, alınan termal ve radyasyon önlemleri değişebilir.
Özet (Çeviri)
In these days, as we celebrate the 50th anniversary of mankind's step on the Moon, human beings have set their sights on the Moon with the knowledge and high-tech products they have developed in the last 50 years. Nowadays, many of the space agencies and large-scale corporation agendas necessarily include the lunar missions. Small-scale companies and universities support these studies, such as the development of subsystems that can be used for lunar missions, ground testing or testing in space with a nanosatellite. Using nanosatellites for interplanetary missions increased its popularity due to its advantages and propulsion system became a necessary subsystem for this type nanosatellite missions. These situations constitutes the main motivation of this study. The aim of the study determined as developing a propulsion system used for transport 6U CubeSat to Low Lunar Orbit from parking orbit. The propulsion systems, which are currently used or planned to be used in small satellites, were formed by miniaturization of propulsion systems of large spacecrafts. In order to design a mission-based propulsion system, the types of the propulsion system that can be used in small satellites should be recognized and their benefits should be exemplified. In this study, the small satellite propulsion systems have been researched and explained to know and to have an idea about studies of small satellites propulsion system in the future by given examples. A concept lunar mission was created to determine the required performance values of the propulsion system to be preliminary designed. In this study, the concept lunar mission was determined as a 6U CubeSat separated from the launch vehicle can reach the Low Lunar Orbit by using a propulsion system. After orbiting, lunar surface observation is performed by using its payload which is hyperspectral camera. Required subsystems of the satellite to be designed for these purposes were identified and were scaled to fit in the 6U CubeSat. As a result of the literature review, size and mass limitations of the propulsion system were determined. After specification of the size and mass limitations, another important issue, power limitation of propulsion system was calculated by considering the power generation of solar panel and power consumption of other subsystems. The deployable rotating panel configuration was selected in order to utilize more advantage of solar energy. It is expected that the deployable rotating solar panels can generate approximately 80W. Power budget of the satellite was formed after literature review of other subsystems power consumptions. Using this power budget, the amount of power that can be allocated for the propulsion system is expected to be around 50-60 W. The size, mass and power limitations of propulsion system were used as preliminary inputs in the design. In addition to these limitations, the trajectory determination is necessary to calculate required delta-V value for mission and to decide type of propulsion system to be used in this transfer. For this purpose, several transfer methods have been compared including their advantages and disadvantages. In this study, direct transfer from LEO, direct transfer from GTO, spiral transfer from GEO and weak stability boundary methods were examined and compared. Spiral transfer method, which is appropriate for CubeSat mission, has been chosen due to its benefits such as less fuel and power consumption. As a result, a propulsion system design was planned for 6U CubeSat, which would be located to GEO by launch vehicle and then transferred to LLO by spiral transfer method. According to this scenario, the delta-V value was predicted as approximately 3.6 km/s. Considering the maximum mass of 6U CubeSat and fuel mass that propulsion system can have, specific impulse and exhaust velocity that the system must produce in order to achieve this delta-V value were calculated as approximately 3420 sec and 33,540 m/s respectively. The most appropriate propulsion system type, which can be compatible with the limitations and can provide these performance values, was selected by using trade study method. As a result of this trade study, the type of propulsion system to be designed for the concept mission was determined by getting the highest score of ion thruster propulsion systems belonging to electric propulsion systems family. Literature researches have been made on ion thruster propulsion systems and examples have been examined. As a result of these studies, it has been observed that ion engine propulsion systems have four categories. RF ion thruster type have been chosen because they do not have cathodes and thus do not have cathode erosion, as their lifetime is longer. RF ion propulsion system generally has thruster, power supply unit, fuel tank, flow control unit, RF generator and neutralizer. In this study, thruster design is made in detail. RF ion thusters basically consist of the discharge chamber where the fuel is ionized, the RF coil carrying the RF signals that enable the ionization of the fuel, the ion optics used to accelerate the ionized particles. At the beginning of the design process, the necessary steps to generate thrust and the underlying physics were explained. For ion optics design, a geometric relationship was established between the diameter of the apertures, the thickness of the grids, and the distance of the grids to each other. Formulas were given for performance values such as thrust, specific impulse, power consumption and efficiencies. Based on this information, the dimensions of the discharge chamber, grids, RF coil and whole thrust system have been determined. The propellant selection, which is one of the most important factors affecting the performance values of the thruster, was performed. Comparisons have been made between Mercury, Xenon, Argon, Iodine and Krypton propellants, which have been used in electrical propulsion systems for many years or still being tested. As a result, it was decided to experimentally use Krypton gas, the noble gas having the highest atomic mass after Xenon, as propellant in the system. In order to make comparisons and to offer two different propellant alternatives for propulsion system, it was decided to use Xenon gas, which has traditionally been proven as performance and safety. After the decision of the propellant types, beam voltage, net voltage and potentials of grids could be calculated for two versions of propulsion systems. Based on the Child-Langmuir equation and the geometric properties of the grids, the current density of the plasma was also calculated. The current values were determined by using the diameter of the active surface of the grids and the diameter of the apertures. These current values are important for calculating the power requirements of the system. By calculating the beam current, acceleration voltage and current density, the thrust values were calculated for the Xenon gas and Krypton gas versions of the designed propulsion system. Xenon gas is able to produce more thrust force than Krypton gas. Both versions were found to provide targeted specific impulse and exhaust velocity values. Burn times of Xenon and Krypton versions were found as approximately 180 days and approximately 443 days respectively. Power consumption is one of the most important performance values for electrical propulsion systems. For this reason, the electrical power consumed by the system while producing the thrust must be calculated. PPU of the system should provide DC power to ion optics to accelerate charged particles and to RF generator to convert it to RF power to ionize the propellant. In addition to the RF generator and ion optics, the neutralizer and mass flow control unit must also be powered to operate. The sum of all these power requirements indicates the amount of electrical power the system needs to operate. As a result of the power calculations, it was found that the Krypton gas version needed approximately 51 W to generate the desired thrust. This power consumption is very reasonable considering the power values that the satellite can provide to the propulsion system. On the other hand, the Xenon gas version requires approximately 84 W. This value is greater than generated nominal power by solar panels. Hence, either panel configuration should be changed or CubeSat size should be enlarged to enable usage of the Xenon gas version of propulsion system. After the power calculations, electrical, mass utilization, thruster and total efficiencies of the systems were calculated to compare two version of the system. As a result, the efficiency of the Xenon gas version resulted higher than the Krypton gas version. However, the use of the Krypton gas version has come to the fore since the fuel cost and power consumption is much lower than the Xenon gas version. The 3D design of the thruster and other subsystems has been done with the help of the CAD program. Since the detailed design of the thruster is based on the calculations, the 3D design is reproduced with a detailed sizing. It was decided to store the propellant as liquid in a cryogenic tank in order to fit the 6U CubeSat appropriately, since required propellant amount is high and densities of the Krypton and Xenon is quite low. Material selection and required thermal measures were decided by taking into account this situation. Materials discharge chamber, RF coil, ion optics and shell were selected in order to decrease harmful effects of radiation and to provide thermal control. The 3D design of the other components of the propulsion system is representative of the dimensions of commercially available components. The designed propulsion system was shown in the satellite, which is planned to use in lunar mission. Hence, preliminary 3D design of propulsion system and 6U CubeSat were represented. The detail design of each component of this propulsion system, improving the design by concentrating on plasma calculations, testing on ground and completion of final design of the propulsion system are expected as future works. 3D design, material selection, thermal and radiation measures may change in next phases of the design because requirements of the components and their performance values, which can be provided by system, may be changed.
Benzer Tezler
- Preliminary design, build and flight testing of a vtol tailsitter unmanned aerial vehicle with hybrid propulsion system
Dikey iniş kalkış yapabilen hibrit itki sistemli bir insansız hava aracının ön tasarımı, üretimi ve test uçuşu çalışmaları
MİRAÇ KUDDUSİ AKSUGÜR
Yüksek Lisans
İngilizce
2010
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. GÖKHAN İNALHAN
- Designing of a fixed-wing vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle
Dikey iniş ve kalkış yapabilen sabit kanatlı bir insansız hava aracı tasarımı
ABDULLAH KOCAMER
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Havacılık MühendisliğiGaziantep ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. İBRAHİM HALİL GÜZELBEY
- Design and performance analysis of a mini unmanned coaxial helicopter
İnsansız eşeksenli mini helikopterin tasarım ve performans analizi
BELKIS ERZİNCANLI
Yüksek Lisans
İngilizce
2008
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesiİleri Teknolojiler Ana Bilim Dalı
PROF. DR. A. RÜSTEM ASLAN
- Yeni bir havadan bağımsız tahrik sistemi kullanarak konsept denizaltı tasarımı
Concept submarine design using a new air-independent propulsion system
KADİR BEYTULLLAH GÜNDÜZ
Yüksek Lisans
Türkçe
2022
Gemi MühendisliğiYıldız Teknik ÜniversitesiGemi İnşaatı ve Gemi Makineleri Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ YASEMİN ARIKAN ÖZDEN
- Gemi makine dairesi bakım işlemlerinin verimlilik analizi
Efficiency analysis of maintenance of ship machinery systems
ÇAĞLAR KARATUĞ
Doktora
Türkçe
2023
Deniz Bilimleriİstanbul Teknik ÜniversitesiDeniz Ulaştırma Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. YASİN ARSLANOĞLU