STUDIO PRELIMINARE PER LA REALIZZAZIONE DI PROPULSORI FEEP AD ALTA SPINTA MEDIANTE L AUMENTO DEL NUMERO DI PUNTI DI EMISSIONE

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SOMMARIO ENGLISH ABSTRACT FOLLOWS Per le applicazioni spaziali, sia commerciali che scientifiche, sempre maggiore interesse viene rivolto verso i sistemi propulsivi elettrici, grazie alle loro migliori prestazioni in termini di impulso specifico e consumo di propellente rispetto alle loro controparti chimiche. Tale interesse è alimentato dalle sempre maggiori disponibilità di energia concesse dai sistemi di potenza elettrica installati a bordo dei veicoli, che permettono progressivamente di risolvere le limitazioni dovute all’elevata penalizzazione in termini di peso che l’utilizzo dei suddetti propulsori comporta. La presente tesi si occupa, in particolare, dei propulsori cosiddetti ad emissione di campo – FEEP, Field Emission Electric Propulsor – i quali sono caratterizzati, oltre che da valori estremamente elevati dell’impulso specifico e da una notevole compattezza e semplicità, dalla capacità di fornire spinte microscopiche modulabili con altissima precisione. Questa caratteristica rende i propulsori FEEP essenziali in missioni che richiedono compensazione della resistenza aerodinamica, puntamento fine, o correzione delle perturbazioni orbitali. D’altra parte, tale particolarità rappresenta anche la maggiore limitazione dei propulsori ad emissione di campo. Il valore estremamente basso della spinta massima ottenibile, infatti, esclude l’utilizzo di propulsori FEEP come sistemi propulsivi primari sia per missioni in orbita terrestre che, a maggior ragione, per missioni al di fuori dell’orbita terrestre o per trasferimenti interplanetari. Il lavoro di ricerca effettuato, perci&ograve, si inserisce all’interno della sperimentazione volta ad innalzare la spinta massima dei propulsori ad emissione di campo, mantenendo il più possibile soddisfatti i requisiti di ingombro e di condizioni di funzionamento rispetto ai FEEP già sperimentati e qualificati, in modo da facilitare una eventuale integrazione di propulsori di nuova concezione su veicoli già esistenti. Tale aumento della spinta viene ricercato aumentando il numero dei punti di emissione, trasformando la geometria e la configurazione della superficie emittente del propulsore da lineare a planare. Partendo da questa nuova configurazione, vengono esaminati vari metodi di sollecitazione e stimolazione esterna che permettano la formazione di microprotrusioni superficiali, i cosiddetti coni di Taylor, in corrispondenza dei quali si ha l’emissione ionica di forma e dimensioni simili a quelle che si ottengono nei consueti propulsori FEEP a fessura lineare. Tra i metodi esaminati, è stato effettuato uno studio di fattibilità di quello considerato più efficace e di più semplice realizzazione e integrazione con gli attuali veicoli spaziali. Contemporaneamente a tale ricerca, è stata ideato e studiato un propulsore caratterizzato da una fessura a sviluppo circolare, che permettesse di aumentare il numero dei punti di emissione senza aumentare l’ingombro totale del propulsore, e mentanendo le caratteristiche di funzionamento tipiche dei propulsori a fessura. Tale propulsore è stato interamente progettato e realizzato nell’ambito del presente lavoro di tesi. Inoltre, è stata effettuata una campagna di prove di funzionamento del propulsore stesso in ambiente di ultraalto vuoto, i cui risultati sono presentati in conclusione della presente relazione. ABSTRACT For space applications, both commercial and scientific ones, more and more interest is being focused on electric propulsion systems, due to their better performances in terms of specific impulse and propellant consumption with respect to their chemical counterparts. This interest is justified by the increase in electric power production by the power systems which are nowadays used on board of spacecrafts. These new technologies allow to partly solve the mass budget problem that the use of electric propulsors raise, due to their high mass/power ratio. This work deals in particular with the Field Emission Electric Propulsors or FEEP, which are distinguished for their high specific impulse, their simple and compact desing, and most of all their peculiar feature of providing microscopic thrusts with an extremely high degree of precision. This feature makes FEEP propulsors essential in missions which are characterized by aerodynamic drag compensation, fine pointing, or orbital perturbations correction. On the other hand, this peculiarity itself makes also the worst limitation of field emission thrusters. In fact, due to the extremely low value of maximum thrust they can provide, their use as primary propulsion system is unadvisable for missions both on Earth orbit and in interplanetary space. Therefore, this research fits into the experimental work that tries to increase the maximum attainable thrust of a field emission thruster, keeping the operational and design requirements of usual FEEP thrusters satisfied to the greater extent possible, so to allow the integration of new thrusters on existing spacecrafts. The thrust performance improvement is researched by trying to increase the number of emission points, changing the configuration of the emitting surface from a linear to a planar layout. Provided this new configuration, several methods of external stimulation of the emitting surface are analyzed, in order to allow the development of microprotrusions – the so-called Taylor cones, which are the basic sources of field emission – with shape and dimensions similar to the ones usually obtained in linear emitters. Among the analyzed methods, a feasibility study has been carried out for the one which has been considered the easiest to implement and integrate on a spacecraft. Along with this research, a thruster has been developed having a circular slit emitter, in order to obtain more emission points without increasing the bulk volume consumption of the assembly, mantaining at the same time the advantages of slit emitters. This propulsor has been entirely designed and developed within this research work, and an experimental campaign has been carried out to test the propulsor in ultra-high vacuum environment. The results of the test campaign are presented as a conclusion of this report.