propulsor de plasma pulsado

Un propulsor de plasma pulsado ( PPT ) o motor de chorro de plasma ( PJE ) es una forma de propulsión eléctrica para naves espaciales . ^{[ 1 ]} Los PPT se consideran generalmente la forma más simple de propulsión eléctrica para naves espaciales y fueron la primera forma de propulsión eléctrica en volar al espacio, habiendo volado en dos sondas soviéticas ( Zond 2 y Zond 3 ) a partir de 1964. ^{[ 2 ]} Los PPT generalmente vuelan en naves espaciales con un excedente de electricidad proveniente de la energía solar disponible en abundancia.

Los propulsores de plasma pulsado (PPT) no deben confundirse con el cohete de plasma pulsado (PPR) desarrollado por Howe Industries, ya que el PPT es un sistema de propulsión eléctrica y el PPR es un sistema de propulsión nuclear que utiliza un enfoque significativamente diferente. ^{[ 3 ]}

La mayoría de los PPT utilizan un material sólido (normalmente PTFE , más conocido como teflón) como propulsor , aunque muy pocos utilizan propulsores líquidos o gaseosos. La primera etapa en el funcionamiento de un PPT implica un arco eléctrico que pasa a través del combustible, causando su ablación y sublimación . El calor generado por este arco hace que el gas resultante se convierta en plasma , creando así una nube de gas cargada. Debido a la fuerza de la ablación, el plasma es impulsado a baja velocidad entre dos placas cargadas (un ánodo y un cátodo ). Dado que el plasma está cargado, el combustible completa efectivamente el circuito entre las dos placas, permitiendo que fluya una corriente a través del plasma. Este flujo de electrones genera un fuerte campo electromagnético que luego ejerce una fuerza de Lorentz sobre el plasma, acelerándolo fuera del escape del PPT a alta velocidad. ^{[ 1 ]} Su modo de funcionamiento es similar al de un cañón de riel . La pulsación se produce debido al tiempo necesario para recargar las placas después de cada ráfaga de combustible y al tiempo entre cada arco. La frecuencia de pulsación suele ser muy alta, lo que genera un empuje casi continuo y uniforme. Si bien el empuje es muy bajo, una turbina de potencia pulsante (PPT) puede operar de forma continua durante períodos prolongados, lo que resulta en una alta velocidad final.

La energía utilizada en cada pulso se almacena en un condensador. ^{[ 4 ]} Al variar el tiempo entre cada descarga del condensador, se puede variar el empuje y el consumo de energía del PPT, lo que permite un uso versátil del sistema. ^{[ 2 ]}

La ecuación para el cambio de velocidad de una nave espacial viene dada por la ecuación del cohete de la siguiente manera:

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{1}}}}$

dónde:

${\displaystyle \Delta v\ }$delta-v es el cambio máximo de velocidad del vehículo (sin que actúen fuerzas externas),

${\displaystyle v_{\text{e}}}$es la velocidad de escape efectiva (${\displaystyle v_{\text{e}}=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}}$dónde${\displaystyle I_{\text{sp}}}$es el impulso específico expresado como un período de tiempo y${\displaystyle g_{0}}$es gravedad estándar ),

${\displaystyle \ln }$se refiere a la función logaritmo natural ,

${\displaystyle m_{0}}$es la masa total inicial, incluyendo el propulsor,

${\displaystyle m_{1}}$es la masa total final.

Los motores de propulsión química (PPT) generan velocidades de escape mucho mayores que los motores de propulsión química, pero requieren un caudal de combustible mucho menor. Según la ecuación de Tsiolkovsky, esto resulta en una velocidad final proporcionalmente mayor de la nave propulsada. La velocidad de escape de un PPT es del orden de decenas de km/s, mientras que la propulsión química convencional genera velocidades térmicas de entre 2 y 4,5  km/s. Debido a esta menor velocidad térmica, las unidades de propulsión química se vuelven exponencialmente menos efectivas a velocidades más altas, lo que hace necesario el uso de sistemas de propulsión eléctrica para naves espaciales, como los PPT. Por lo tanto, es ventajoso utilizar un sistema de propulsión eléctrica como un PPT para generar altas velocidades interplanetarias, de entre 20 y 70  km/s.

El PPT de investigación de la NASA (que voló en 2000) alcanzó una velocidad de escape de 13.700  m/s, generó un empuje de 860  μN y consumió 70  W de energía eléctrica. ^{[ 1 ]}

Una variante más reciente de PPT llamada PPT alimentado por fibra (FPPT) ^{[ 5 ]} ha sido desarrollada por CU Aerospace, LLC ^{[ 6 ]} con fondos de la NASA Small Business Innovative Research (SBIR) y ha demostrado tener un I _SP > 3500 s.

Los PPT son muy robustos debido a su diseño inherentemente simple (en comparación con otras técnicas de propulsión eléctrica para naves espaciales). Como sistema de propulsión eléctrica, los PPT se benefician de un menor consumo de combustible en comparación con los cohetes químicos tradicionales, lo que reduce la masa de lanzamiento y, por lo tanto, los costos de lanzamiento, además de un alto impulso específico que mejora el rendimiento. ^{[ 1 ]}

Sin embargo, debido a las pérdidas de energía causadas por la ablación tardía y la rápida transferencia de calor por conducción del propulsor al resto de la nave espacial, la eficiencia propulsora (energía cinética de los gases de escape / energía total utilizada) es muy baja en comparación con otras formas de propulsión eléctrica, situándose en torno al 10%.

Los PPT son idóneos para su uso en naves espaciales relativamente pequeñas con una masa inferior a 100  kg (en particular, CubeSats ) para funciones como el control de actitud , el mantenimiento de posición , las maniobras de desorbitación y la exploración del espacio profundo. El uso de PPT podría duplicar la vida útil de estas pequeñas misiones satelitales sin aumentar significativamente la complejidad ni el coste, debido a la simplicidad inherente y el coste relativamente bajo de los PPT. ^{[ 4 ]}

El primer uso de los PPT se produjo en la sonda espacial soviética Zond 2, que transportaba seis PPT que servían como actuadores del sistema de control de actitud. El sistema de propulsión PPT se probó durante 70 minutos el 14 de diciembre de 1964, cuando la nave espacial se encontraba a 4,2 millones de kilómetros de la Tierra. ^{[ 7 ]}

Un propulsor de plasma pulsado (PPT) fue probado por la NASA en noviembre de 2000 como experimento de vuelo en la nave espacial Earth Observing-1 . Los propulsores demostraron con éxito la capacidad de controlar el balanceo de la nave y comprobaron que la interferencia electromagnética del plasma pulsado no afectaba a otros sistemas de la nave. ^{[ 1 ]} Los propulsores de plasma pulsado también constituyen una línea de investigación utilizada por las universidades para iniciar experimentos con propulsión eléctrica, debido a la relativa simplicidad y los menores costes asociados a los PPT en comparación con otras formas de propulsión eléctrica, como los propulsores iónicos de efecto Hall . ^{[ 2 ]}

El 11 de julio de 2024, Howe Industries anunció que había firmado un contrato con la NASA mediante una subvención de 725 000 dólares para continuar la investigación sobre la tecnología de propulsión PPR. Howe Industries afirmó que, si la tecnología de propulsión PPR logra convertirse en un medio completamente funcional para propulsar naves espaciales a Marte, entonces podría reducir el tiempo de viaje a Marte, del requisito actual de aproximadamente un año, a un tiempo mucho menor de tan solo dos meses. Howe Industries declaró además que, al ritmo actual de su programa de investigación y desarrollo de PPR, la tecnología podría no estar completamente lista para propulsar una nave espacial tripulada a Marte hasta dentro de aproximadamente 20 años (a partir de 2024). ^{[ 8 ]}

Una unidad de vuelo FPPT fue calificada e integrada en el CubeSat 6U del experimento de propulsión dual ("DUPLEX") financiado por la NASA de CU Aerospace ^{[ 5 ]} . El satélite DUPLEX fue lanzado en la misión CRS-23 de SpaceX Northrop Grumman el 14 de septiembre de 2025 y se acopló con éxito a la Estación Espacial Internacional el 18 de septiembre de 2025. ^{[ 9 ]} La demostración posterior en el espacio de las tecnologías FPPT (propulsor de plasma pulsado alimentado por fibra) y MVP (propulsor de propulsión por vaporización de monofilamento) de CU Aerospace está programada para principios de noviembre de 2025.

• propulsor de arco de vacío
• Tecnologías de propulsión de cohetes (desambiguación)

• "Diseño de un propulsor de plasma pulsado de dos etapas y alta energía" . Universidad de Princeton . Archivado del original el 8 de agosto de 2017. Consultado el 27 de junio de 2020 .
• "EO1 Propulsor de plasma pulsado" (PDF) . Centro de vuelo espacial Goddard . Archivado del original (PDF) el 16 de julio de 2011. Consultado el 27 de junio de 2020 .
• Ephraim Chen. "Propulsores de plasma pulsado alimentados con gas: de chispas a iniciación láser" (PDF) . Universidad de Princeton. Archivado (PDF) del original el 9 de octubre de 2022. Consultado el 27 de junio de 2020 .
• Michael Bretti. "AIS-gPPT3-1C Propulsor de plasma pulsado de rejilla de un solo canal" . Applied Ion Systems . Consultado el 27 de junio de 2020 .