Modelling and optimization of applied-field magnetoplasmadynamic technology for NEP

As the interest in nuclear electric propulsion continues to grow, the selection of a proper thruster for interplanetary travels becomes crucial. This thesis aims to propose an electric thruster to be coupled with a nuclear space reactor, in alignment with the specific requirements of ESA's RocketRoll missions. The Magnetoplasma-dynamic thruster, chosen for its high performances in terms of thrust-over-power ratio and specific impulse, stands out among current electric engines. The first step to assess the extents of this technology for interplanetary travels is a review of existing physical models; this is used to determine which are the ones most suited to describe a system operating within the electric power range of currently available fission reactors. After a brief insight into plasma acceleration mechanisms, a low power voltage model is derived from a multivariable linear regression, enabling the use of genetic algorithms to optimize the geometric and operational system’s variable in terms of thrust and specific impulse. Constraining the input electric power to 25 kW, the optimized thrust design features a maximum level of thrust of 1.106 N, whereas a second configuration is capable of a specific impulse equal to 6604 s. After the proposal of an intermediate cylindrical design, a posteriori analysis on the principal erosion mechanisms is developed. The operational life of the system is dominated by evaporation of tungsten particles from the cathode, whereas sputtering represents only a marginal phenomenon. The total mass rate of erosion was estimated as 1.27∙10^(-3) μg/s. With a better understanding of the thruster's capabilities, future works will determine whether this technology is capable of satisfying the mission requirements proposed in ESA’s RocketRoll project.

Con l'aumentare dell'interesse nella propulsione nucleare elettrica, diventa cruciale la selezione di un propulsore adatto a viaggi interplanetari. Questa tesi si pone come obiettivo lo studio di un propulsore elettrico da accoppiare con un reattore spaziale nucleare, in linea con i requisiti specifici delle missioni RocketRoll dell'Agenzia Spaziale Europea. In questo contesto, il propulsore Magnetoplasmadinamico si distingue tra gli attuali motori elettrici per le sue superiori prestazioni in termini di rapporto spinta-potenza e impulso specifico. Il primo passo per esplorare appieno le potenzialità di questa tecnologia per viaggi interplanetari è stato quello di condurre una revisione dei modelli fisici esistenti; questo ha contribuito all’individuazione di quelli più adatti a descrivere un sistema operante nell'intervallo di potenze elettriche dei reattori spaziali attualmente disponibili. Dopo un breve approfondimento sui meccanismi di accelerazione del plasma, seguito da una regressione lineare multipla, è stato sviluppato un modello a bassa potenza per descrivere il voltaggio del propulsore. Questo ha permesso l'utilizzo di un algoritmo genetico in grado di ottimizzare le variabili geometriche e operative del sistema in termini di spinta e impulso specifico. Fissando la potenza elettrica in ingresso a 25 kW, il primo design proposto, ottenuto attraverso un processo di ottimizzazione, è caratterizzato da una spinta massima di 1.106 N, mentre la seconda configurazione è in grado di raggiungere un impulso specifico pari a 6604 s. Dopo la proposta di un design cilindrico caratterizzato da prestazioni intermedie, è stata condotta un'analisi a posteriori sui principali meccanismi di erosione caratteristici dei sistemi proposti; lo studio ha evidenziato che il fenomeno dominante è rappresentato dall’evaporazione di particelle di tungsteno dal catodo, mentre lo sputtering resta marginale. Il tasso totale di erosione è stato stimato a 1.27∙10^(-3) μg/s. Con una comprensione più approfondita delle capacità del propulsore, studi futuri determineranno se questa tecnologia sia in grado di soddisfare i requisiti di missione proposti nel progetto RocketRoll dell'ESA.