Electrical Propulsion Systems in Space Flight

Abstract

It is suggested that the available maximum acceleration of electrically propelled space vehicles should not be less than a milligee and that such an acceleration might be coupled with a specific impulse of about 10,000 seconds. This implies that the specific mass of power plant must be kept as low as 0.5 tonnes per megawatt. The contribution of the mass of a nuclear reactor to the total power plant mass should lie well within this figure. Provided that the surface temperature of the waste heat radiator is greater then 700 °K., if one neglects the possibility of meteor penetration, the radiator mass may be acceptable. However, 700 °K. is excessive as a compressor inlet temperature in a gas turbine power plant and two phase power systems working on a Rankine cycle might be necessary with such a high sink temperature. These, however, may have other undesirable features which could rule them out in this application.

Existing electrical generating equipment is far too massive for application to propulsion of space vehicles, but the development of an electrostatic generator might result in sufficiently light equipment. In the long run, however, it is suggested that a radical departure from conventional methods is demanded and one possibility lies in the development of a plasma generator in which nuclear energy is used to heat up a plasma which expands through a magnetic field. The work done by the plasma would appear directly as electrical energy.

It is suggested that for the production of relatively low specific impulses of 10,000 seconds or less a magnetic accelerator which accelerates a neutral plasma may be superior to the conventional accelerator in which separated positive ions are accelerated in an electrostatic field. The possibility of a vehicle utilising a plasma generator coupled to a magnetic accelerator using sodium as a propellant is envisaged in the paper.

Zusammenfassung

Der Verfasser vertritt die Ansicht, daß die verfügbare maximale Beschleunigung elektrisch angetriebener Raumfahrzeuge 1 Milli-g nicht unterschreiten und eine solche Beschleunigung mit einem spezifischen Impuls von etwa 10 000 Sekunden verbunden sein solle. Dies hat zur Folge, daß die spezifische Masse der Triebwerksanlage auf nur 0,5 t je Megawatt Leistung beschränkt werden muß. Der Beitrag der Masse eines Kernreaktors zur Gesamtmasse der Triebwerksanlage sollte gut unterhalb dieser Zahl liegen. Vorausgesetzt, daß die Oberflächentemperatur des Wärmeabstrahlers größer als 700 °K ist — wenn man die Möglichkeit einer Durchdringung durch einen Meteoriten vernachlässigen mag — muß die Strahlermasse annehmbar sein. 700 °K ist aber als Kompressor-Eingangstemperatur in einem Gasturbinen-Triebwerk zu hoch und bei einer so hohen Abwärmetemperatur dürften Zweiphasenkraftwerke, die in einem Rankine-Zyklus arbeiten, notwendig sein. Diese können jedoch andere unerwünschte Eigenschaften haben, durch die sie für diese Anwendung auszuschließen sein würden.

Die derzeit existierenden Vorrichtungen zur elektrischen Stromerzeugung sind weitaus zu massiv für eine Anwendung zum Antrieb von Raumfahrzeugen, aber die Entwicklung eines elektrostatischen Generators könnte zu einer ausreichend leichten Ausstattung führen. Es wird die Ansicht ausgesprochen, daß auf lange Sicht ein radikales Abgehen von konventionellen Methoden verlangt werden muß, und eine Möglichkeit dazu liegt in der Entwicklung eines Plasmagenerators, in dem Kernenergie zur Aufheizung eines Plasmas verwendet wird, das sich durch ein magnetisches Feld hindurch ausdehnt. Die von dem Plasma geleistete Arbeit würde unmittelbar als elektrische Energie erscheinen.

Der Verfasser nimmt an, daß für die Erzeugung verhältnismäßig niedriger spezifischer Impulse von 10 000 Sekunden oder weniger ein magnetischer Beschleuniger, der ein neutrales Plasma beschleunigt, einem konventionellen Beschleuniger, in dem abgetrennte positive Ionen in einem elektrostatischen Feld beschleunigt werden, überlegen sein müsse. In der vorliegenden Arbeit wird die Möglichkeit eines Fahrzeuges betrachtet, das einen Plasmagenerator verwendet, der einen mit Natrium als Treibstoff arbeitenden magnetischen Beschleuniger speist.

Résumé

Il est suggéré que l’accélération maximum des engins spatiaux à propulsion électrique soit au moins d’un milli-g et soit associée à une impulsion spécifique d’environ 10 000 secondes. Ceci suppose que la masse spécifique du propulseur ne dépasse pas 0.5 tonnes per megawatt. La contribution de la masse d’un réacteur nucléaire à la masse totale du propulseur est susceptible d’être inférieure à cette limite. Négligeant le risque de pénétration météorique et pour une température de surface supérieure a 700 °K, la masse du radiateur destiné à évacuer les calories en excès peut être acceptable. Cependant 700 °K est une valeur excessive comme température d’entrer de compresseur dans une turbine à gaz et un système biphasé travaillant suivant le cycle de Rankine pourrait devenir nécessaire. Cette solution peut toutefois avoir d’autres caractéristiques défavorables exigeant son abandon. Les générateurs électriques actuels sont trop massifs pour être applicables à la propulsion spatiale mais le développement de générateurs électrostatiques pourrait répondre aux exigences de légèreté. A longue échéance il semble indiqué de s’écarter radicalement des solutions conventionnelles. Une possibilité consisterait à développer un générateur de plasma dans lequel l’énergie nucléaire échaufferait le plasma avec expansion dans un champ magnétique. Le travail fourni par le plasma apparaîtrait directement sous forme d’énergie électrique. Il est suggéré que pour des impulsions spécifiques inférieures à 10 000 secondes un accélérateur magnétique et un plasma neutre donneraient une performance supérieure à l’accélérateur électrostatique conventionnel agissant sur des ions positifs séparés. Une possibilité envisagée dans l’article est celle d’un véhicule utilisant un générateur de plasma associé à un accélérateur magnétique avec le sodium comme agent propulsif.

Published in Astronaut. Acta 5, 144-157 (1959).