• propulsione elettrica
• emissione ionica
• emissione di campo
• FEEP
• incremento punti di emissione

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, perciò, 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.