Waiting
Login processing...

Trial ends in Request Full Access Tell Your Colleague About Jove
JoVE Journal Engineering
Click here for the English version

Engineering

Optimering, Test og diagnosticering af Miniaturized Hall styreraketter

Published: February 16, 2019 doi: 10.3791/58466
Automatic Translation
1, 1,2, 1, 1, 1, 1, 1, 1, 1, 3, 1, 2,1, 1
1Plasma Sources and Applications Centre, National Institute of Education, Nanyang Technological University, 2School of Chemistry, Physics, Mechanical Engineering, Queensland University of Technology, 3Department of Physics, School of Science, Hangzhou Dianzi University

Summary

Vi præsenterer her, en protokol for at teste og optimere plads fremdrivningssystemer baseret på miniaturized hal-type raketmotorer.

Abstract

Miniaturiserede rumfartøjer og satellitter kræver smart, yderst effektiv og holdbar lav-stak raketmotorer, i stand til at udvidet, pålidelig drift uden fremmøde og justering. Thermochemical raketmotorer, som udnytter termodynamiske egenskaber af gasser som et middel til acceleration har fysiske begrænsninger på deres udstødningsgashastighed, hvilket resulterer i lav effektivitet. Desuden, disse motorer demonstrere ekstremt lav effektivitet på små fremstød og kan være uegnede for løbende operativsystemer, som giver real-time adaptive kontrol af rumfartøjer retning, hastighed og position. Elektriske fremdriftssystemer, der bruger elektromagnetiske felter til at fremskynde ioniserede gasser (dvs. plasmaer) har derimod ikke nogen fysisk begrænsning med hensyn til udstødning hastighed, så næsten alle masse effektivitet og specifik impuls. Lav-stak Hall styreraketter har en levetid på flere tusind timer. Deres udledning spænding svinger mellem 100 og 300 V, opererer ved en nominel effekt på < 1 kW. De varierer fra 20 til 100 mm i størrelse. Stor Hall raketmotorer kan give brøkdele af millinewton af stak. I de seneste par årtier, har der været en stigende interesse i lille masse, lavt strømforbrug og høj effektivitet fremdriftssystemer drive satellitter på 50-200 kg. I dette arbejde, vil vi vise hvordan til at bygge, teste og optimere en lille (30 mm) Hall thruster habil i fremdriver en lille satellit vejer ca 50 kg. Vi vil vise thruster opererer i et stort rum miljø simulator, og beskrive hvordan stak måles og elektriske parametre, herunder plasma karakteristika, er indsamlet og behandlet for at vurdere centrale thruster parametre. Vi vil også demonstrere, hvordan thruster er optimeret for at gøre det en af de mest effektive små styreraketter nogensinde er bygget. Vi vil også tage fat på udfordringer og muligheder af nye thruster materialer.

Introduction

Fornyet interesse i rumsektoren har delvis været katalyseret af højeffektive elektriske fremdriftssystemer at levere forbedret mission kapaciteter ved i stigende grad reduceret lanceringen koster1,2,3. Mange forskellige typer af rum elektrisk fremdrift enheder har for nylig foreslået og testet4,5,6,7,8 understøttes af den nuværende interesse i rummet udforskning9,10. Blandt dem er inddelte ion11,12 og Hal-type styreraketter13,14 af primær interesse på grund af deres evne til at nå meget høj virkningsgrad på omkring 80%, overskridelse af enhver kemisk bovpropel, herunder de mest effektive ilt-brintsystemer, effektiviteten er begrænset til ca 5000 m/s af den hovedforpligtede fysiske love15,16,17,18.

Omfattende, pålidelig test af miniaturized plads styreraketter typisk kræver et stort kompleks af prøven faciliteter, der omfatter testkamre, vakuum faciliteter (pumper), kontrol og diagnostik instrumenter, et system til måling af plasma parametre 19, og en bred vifte af hjælpeudstyr, der opretholder driften af thruster, såsom en elektrisk strømforsyningssystem, drivmiddel forkoblingsenheden, stak måling stativ og mange andre20,21. Desuden, en typisk space propulsion thruster består af flere enheder, som hver for sig påvirker effektiviteten og levetiden for hele stak system, og derfor kunne blive testet både separat og som en del af thruster forsamling22, 23. Dette væsentligt komplicerer testprocedurer og indebærer lange test perioder24,25. Pålideligheden af en thruster katode enhed, samt drift af styreraketter når forskellige drivmidler bruges også kræver særligt hensyn26,27.

For at kvantificere en elektrisk fremdrift miljøpræstationer, og for at kvalificere moduler for operationelle indsættelse i rummissioner, jorden testfaciliteter, som aktiverer simulering af realistiske plads er miljøer nødvendige til afprøvning af multi-skaleret fremdrift enheder28,29,30. Et eksempel på et sådant system er en stor skaleret plads miljø trykkammer beliggende på Space Propulsion centrum-Singapore (SPC-S, figur 1a, b)31. Udarbejdelsen af sådan en simulation miljø, skal følgende primære og sekundære overvejelser tages i betragtning. Primære bekymring er at således skabte rumomgivelser skal præcist og pålideligt simulere en realistisk rumomgivelser, og de indbyggede diagnosesystemer skal give præcis og nøjagtig diagnostik under ydeevne evaluering af et system. Sekundær bekymring er at de simulerede plads miljøer skal være meget tilpasselig at aktivere hurtig installation og test af forskellige fremdrift og diagnostiske moduler og miljø skal kunne rumme høj overførselshastighed test for at optimere decharge og operationelle betingelser for flere enheder samtidigt.

Plads miljø simulatorer og pumpning faciliteter

Her, illustrere vi to simulation faciliteter på SPC-S som er blevet gennemført for afprøvning af miniaturized elektriske fremdriftssystemer, såvel som integreret moduler. Disse to faciliteter er af forskellige skalaer, og først og fremmest har forskellige roller i forbindelse med evaluering af ydeevne, som beskrevet nedenfor.

Store plasma plads aktivering kammer (PSAC)

PSAC har dimensioner på 4,75 m (længde) x 2,3 m (Diameter) og har et vakuum pumpe suite, der består af talrige høj kapacitet pumper arbejder i tandem. Det er i stand til at opnå en base tryk lavere end 10-6 Pa. Det har en integreret vakuum kontrol udlæsning og pumpe aktivering/purge system for evakuering og udrensning af salen. Det er udstyret med talrige tilpasselig flanger, elektrisk feedthroughs og visuelle diagnostiske koøjer linje forsøgslaboratoriet. Dette, giver sammen med en fuld suite af diagnostik kapaciteter monteret internt, det ændres hurtigt for multimodale diagnostik. Omfanget af PSAC giver også mulighed for afprøvning af helt integrerede moduler til applikationer i et simuleret miljø.

PSAC er SPC-S flagskib plads miljø simulation facilitet (figur 1 c, d). Dens størrelse giver mulighed for afprøvning af komplette moduler af op til et par U monteret på en quadfilar fase. Fordelen ved denne metode ville være i real-time visualisering af hvordan fremdrift moduler som monteret på forskellige payloads kan påvirke in situ manøvrering af nyttelast i rummet. Dette er simuleret gennem montering og suspension af hele nyttelasten på en navnebeskyttet quadfilar stak måling platform. Thruster kan derefter blive fyret, og den suspenderede platform med thruster og nyttelast ville afprøves med plads betingelser. Drivmiddel gas energiafgrøder, som indtaste testmiljøet via elektrisk fremdrift moduler er pumpet ud effektivt af de vakuum suite til at sikre, at Parlamentets samlede pres ikke er ændret, således opretholde en realistisk rumomgivelser32 ,33,34. Endvidere elektriske fremdriftssystemer typisk involverer produktionen af plasma-tv og udnytte manipulation af baner af ladede partikler spændende systemet generere stak35. I mindre simulation miljøer, oprustning af afgift eller plasma skafter på væggen kan påvirke decharge ydeevne gennem plasma-væg interaktioner på grund af dets nærhed til fremdriftssystemet, især for micropropulsion hvor typisk stak værdier er i størrelsesordenen millinewtons. Derfor skal særlig opmærksomhed og fokus gøres rede for og marginalisere bidrag fra sådanne faktorer36. PSACS store størrelse minimerer plasma-væg interaktioner, gør dem ubetydeligt, giver en mere nøjagtig repræsentation af decharge parametre og muliggør overvågning af plume profiler i elektrisk fremdrift moduler. PSAC bruges typisk i fuld modul evaluering og systems integration/optimering processer, som giver mulighed for hurtig oversættelse af thruster prototyper til operationelt klar systemer for jorden test som forberedelse til plads kvalifikation.

Skaleret plasma plads miljø simulator (PSEC)

PSEC har dimensioner på 65 cm x 40 cm x 100 cm og har et vakuum pumpe suite, som består af seks høj kapacitet pumper arbejder i tandem (tørt vakuum pumpe, turbomolecular og cryo vakuumpumper). Det er i stand til at opnå en base tryk lavere end 10-5 Pa, når hele pumpesystem fungerer (alle pumper er i brug). Pres og drivmiddel bevægelserne i realtid via integreret massestrøm udlæsning kasser og trykmålere. PSEC er primært ansat i holdbarhedsprøve af raketmotorer. Styreraketter er fyret for længere tid til at evaluere virkningerne af plasma skader på decharge kanaler og på dets levetid. Desuden, som vist i figur 2, en kompleks gas flow controller netværk i denne facilitet muliggør hurtig tilslutning af andre råvare drivmidler til katoden og anoder til at teste kompatibiliteten af styreraketter med romanen drivmidler og virkningerne af den sidstnævnte på thruster ydeevne. Dette er af stigende interesse for forskningsgrupper arbejder på "luft-vejrtrækning" elektrisk styreraketter udnytte roman drivmidler under drift.

Integreret diagnostisk faciliteter (multimodale diagnostik)

Forskellige integreret diagnosefaciliteter, udstyret med automatiseret integreret robotsystemer (AIRS-µS)19,23, er blevet udviklet for de to systemer i PSEC og PSAC at tage højde for diagnostik på forskellige skalaer og formål.

Integreret diagnostik i PSEC

De diagnostiske værktøjer i PSEC hovedsagelig afhænge af real-time overvågning af decharge gennem udvidede operationer. Quality management system overvåger resterende gas i anlægget for forurenende arter, der opstår fra sputtering materiale under decharge. Disse spormængder overvåges kvantitativt over tid til at evaluere erosion satser for udledning kanalen og elektroder af thruster til at anslå den thruster levetid. Optical emission spectrometer (OES) supplerer denne procedure ved at overvåge spektrallinjer svarende til elektroniske overgange af forurenende arter på grund af erosion, såsom kobber fra elektronikken. OES muliggør også non-invasiv plasma diagnostik og aktiv overvågning af plume profil, som kvalitativt evaluerer ydeevnen af thruster. Endelig, en robot Faraday sonde, som kan kontrolleres fjernt eller angivet til fuldt autonome tilstand, der bruges til at udlede hurtig fejer plume profil til at optimere collimation stråle gennem parametrisk varierende decharge forhold (figur 3).

Integreret diagnostik i PSAC

Luksus af fysiske rum i PSAC muliggør installation af flere thruster systemer på forskellige steder på grund af dens modulære design, giver mulighed for plug-og-leg-lignende anlæg til forskellige diagnostik samtidigt. Figur 4 viser de interne tværsnit af PSAC i forskellige konfigurationer, med fuldt suspenderede quadfilar stak måling platform er dens mest bemærkelsesværdige og permanent fastholdelsesanordningen. Tårn systemer, styres autonomt eller trådløst via Android apps bruger mikrocontrollere og Bluetooth-moduler, så der kan monteres i et modulopbygget måde vender thruster for at opnå Karakteristik af plume gennem installation af forskellige sonder Faraday, Langmuir og forsinke potentielle Analyzer (RPA). Også vist i figur 4 er PSAC egnethed til at muliggøre for konfigurerbare montering af thruster systemer til hurtig samtidige diagnosticering af forskellige plasma parametre. Styreraketter kan monteres lodret i en enkelt kolonne og testet hurtigt, ene efter den anden at undgå interaktioner mellem de forskellige thruster systemer. Det er blevet bekræftet, at effektiv evaluering af op til 3 forskellige moduler på en enkelt forekomst er muligt, således betydeligt reducere nedetid under evakuering og udrensning processer, der kræves ellers når testsystemer individuelt. På den anden side, er dette system en værdifuld mulighed for at teste de thruster forsamlinger, der skal fungere i en flok på samme satellit. Styreraketter kan monteres lodret i en enkelt kolonne og testet hurtigt, ene efter den anden at undgå interaktioner mellem de forskellige thruster systemer. Det er blevet testet for at være effektiv i evalueringen af op til 3 forskellige moduler på en enkelt forekomst, betydeligt reducere nedetid under evakuering og udrensning processer, der kræves ellers når testsystemer individuelt.

Det er vigtigt at fastlægge hovedlinjerne i micropropulsion systemer præcist så at parametre som effektivitet, ηeff og specifik impuls jegsp, er nøjagtige, således, at give en pålidelig repræsentation af afhængighed af bovpropel ydeevne på forskellige input parametre som drivmiddel flow og effekt der leveres til de forskellige terminaler af styreraketter, som vist i ligninger 1 og 2. Eksplicit, kredser evaluering af micropropulsion systems ydeevne typisk om måling af stak genereres af systemet på forskellige driftsparametre. Performance evalueringssystemer skal derfor være kalibreret efter et sæt standarder før der installeres i rumomgivelser til brug i diagnostik og kontrol for at sikre deres pålidelighed og præcision19.

Equation 1

Equation 2

Typiske systemer anvender kraft kalibrering eksternt før stak måleenheder er installeret i test miljø38. Men sådanne systemer højde ikke for plads miljøer påvirker Kalibreringsstandarder materialeegenskaber og for elektriske, vakuum og termiske påvirkninger på nedbrydningen af de kalibrerede standarder i dynamisk løbet af Performance evaluering af styreraketter. Den automatiske trådløse kalibrering enhed vist i figur 5, på den anden side giver mulighed for in situ kalibrering af systemet i det simulerede miljø før thruster er operationelle. Dette tegner sig for de dynamiske virkninger af testmiljøet på stadiet måling, og giver mulighed for hurtig re kalibrering af systemet til forud for affyring af raketmotorer. Systemet indeholder også en symmetrisk modulære null stak kontrol enhed, der kontrollerer stak uafhængigt. Det drives af thruster er operationelle in situ analyse af den afledte fremstød fra givet decharge betingelser. Hele processen foregår via MATLAB apps, tillade brugernes hen til fokus på optimering af hardware og design af fremdriftssystemer, og fremskynder afprøvning af sådanne systemer. Detaljer om denne metode vil blive uddybet i de følgende underafsnit.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

Her præsenterer vi protokoller for stak kalibrering procedure og ydeevne evaluering, uafhængige stak kontrol via null måling og plume profilometry gennem fysisk in situ-data sensing.

1. stak kalibrering procedure og stak resultatevalueringen

  1. Sikre, at alle komponenter er installeret i salen, som vist i figur 5.
  2. Teste forbindelsen af de diagnostiske værktøjer eksternt før forsegling salen.
  3. Bruge kontrolelementet integreret facilitet til at forsegle salen.
  4. Tænde vakuumpumper i cascading rækkefølge startende fra de tørre pumper (indtil salen når 1 Pa), turbo-molekylære pumper (indtil den når ~ 5 x 10-4 Pa), og derefter de kryogene pumper.
    Bemærk: PSAC er tilbage til pumpen ned til højt vakuum (< ~ 10-5 Pa) til at simulere rumomgivelser. Protokollen kan være midlertidigt her.
  5. Bruge de udviklede apps til at synkronisere enhederne med den trådløse transponder i salen. Synkroniseringen er fuldført, når lysdiode (LED) på transponderen holder op med at blinke.
  6. Når den ønskede vakuum er opnået, tage en indledende læsning (analog spænding) off forskydning Lasersensoren som en baseline.
  7. Bruge den udviklede app til at udløse en sænkning af en vægt (af en netop kendte og kalibreret massen af kobber loop) for kraft oversættelse på quadfilar scene.
    Bemærk: Massen af hver kobber loop afhænger af den tilsigtede følsomhed af quadfilar fase anvendes. I dette tilfælde var massen af hver kobber loop i størrelsesordenen 100 mg til den udvidede kalibrering ordning og 10 mg til fine kalibrering ordningen. Se de repræsentative resultater for flere oplysninger.
  8. Optag deplacement (analog spænding) fra forskydning Lasersensoren når det udløses når massen er helt sænket og dens vægt er oversat til en vandret kraft.
  9. Gentag processen (trin 1,7 og 1,8) sænke vægtene og optagelse af fordrivelse af quadfilar fase, indtil alle kalibreringer vægte er udvidet. Alle vægte vil automatisk tilbage til ligevægt stilling af kalibrering enhed efter sekvensen er afsluttet for at tillade quadfilar fase at nå en ligevægt stilling før thruster kan blive fyret. Gemme kalibreringsfaktoren ( fil | Gemme som | "Factor.txt").
  10. Tegne en kalibreringskurve for at opnå kalibreringsfaktoren for systemet installeret på quadfilar scene, hvor kalibreringsfaktoren (i mN/V) er graduering af kraft/spænding graf.
  11. Optage en baseline analog spænding fra forskydning Lasersensoren igen inden der fyres af thruster.
  12. Aktivere den in situ MATLAB program til beregning af stak øjeblikkeligt ved hjælp af ligning 3 (se de repræsentative resultater) og input kalibreringsfaktoren afledt taktfast 1.9 ( fil | Åben | "Factor.txt").
  13. Styreraketter kan derefter blive fyret igen. Fange de ønskede parametre i realtid ved hjælp af in-house data erhvervelse program.
    Bemærk: Alternativt, en integreret app kan bruges til fuldt ud at automatisere kalibreringsprocessen mens synkronisering aktivering sekvens fra motorerne og dataopsamling fra sensorer i overensstemmelse hermed.

2. null måling protokol for uafhængige stak verifikation

  1. Først, tage en baseline (analog spænding) læsning (fra forskydning Lasersensoren) af thruster i ligevægt stilling.
  2. Skifte operationelle parametre til ønskede værdier fra thruster Kontrolpanel og fyre thruster.
  3. Når thruster er fyret, vente på svingninger på quadfilar pendulet til at stabilisere.
  4. Efter quadfilar stabiliserer til et steady state, bruge appen kontrol for null målesystemet til at udløse en sænkning af vægte. Aflæsninger fra forskydning Lasersensoren overvåges samtidigt. Vægtene er løbende sænket indtil quadfilar fase aktiveres tilbage i balance.
  5. Når ligevægt position er nået, opsige aktivering sekvens, og bestemme den nødvendige kraft til at bringe quadfilar systemet tilbage til ligevægt.
  6. Udløse en prop blok for at stoppe quadfilar fase fra flytning.
  7. Beregne masse svarende til den vandrette kraft skal trække systemet tilbage i balance.

3. aktivering af robot tårne for in situ geodata sensing og plume profilometry

Bemærk: Under drift af bovpropel, luftfartsforetagendet kan vælge at betjene systemet manuelt til ønskede vinkler at opnå plume karakteristika på særlige steder eller udløse en automatiseret sekvens.

  1. Montere en bovpropel på en bevægende scene (som i tilfældet med PSAC) før du starter eksperimentet.
  2. Aktivere den stop-bar mekanisme for at forhindre scenen fra aktivering under eksperimentet.
  3. Udløse måling protokol og servo motordrevne betjene sonde til 0° position.
  4. Erhverve en måling fra sonden.
    Bemærk: Afhængigt af sonder installeret måling processer kan differentieres efter den programmerbare sekvens for at opnå fuldstændig fysisk plume profiler af decharge. a hvis et Faraday sonden er monteret, tages en læsning fra en kilde meter (hvor anvendes en bias af V -30 kontinuerligt til vagt-ringe). (b) Hvis en Langmuir sonden er monteret, en savtakket spænding bølgeform er leveret til sonden og -V egenskaber er opnået og fortolket. (c) Hvis en RPA er monteret, en savtakket spænding bølgeform er anvendt til den kræsne gitter, og I-V egenskaber er opnået og fortolket.
  5. Udløse servomotor bruger microcontroller, at flytte til den næste Vinkelposition hvor sonden sekvens udløses til at foretage en måling igen.
  6. Gemme måleresultaterne i individuelt mærkede arrays i et data matrix.
  7. Gentag trin 3.5 og 3.6 indtil en fuld feje op til 180° er blevet udført, og sonden er bragt tilbage til 0°.
  8. Analysere de gemte data.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

Stak kalibreringsmetode og stak resultatevalueringen

Evaluering af stak værdier fra quadfilar stak måling fase kommer i to faser. Den første fase er gennem opnåelse kalibrering faktorer fra den automatiske trådløse kalibrering enhed vist til højre på figur 5. I denne kalibreringsprocessen sænkes fine vægte på tværs af en glat polytetrafluorethylen bar, som oversætter de vertikale virkninger af en vægt i en vandret kraft, som er knyttet til thruster på quadfilar scene. En høj opløsning laser forskydning sensor derefter måler deplacement på hvert interval i overensstemmelse hermed. Dette er overvåget af en operatør via en data erhvervelse app som vist i figur 6, og en kalibreringsfaktoren er fremstillet i slutningen af serien hvor mange kalibreret vægte sænkes på systemet. Kalibreringsfaktoren S er fremstillet af den bedste pasform linje af vandret kraft-forskydning grafen, og de efterfølgende linjer beregnes ved hjælp af ligningen 3:

Equation 3

hvor Vbaseline er analog baseline spænding fra forskydning Lasersensoren læse før fyring af thruster, og Vmålt er den målte spænding fra sensoren under in situ operationen af thruster.

En klarere repræsentation af kalibrering ordning er vist i figur 7. Det er værd at bemærke at den grønne linje og røde cirkler er kun til illustration og blot tjene som vejledning for øjet. I virkeligheden er den grønne linje en fin Madeira polyamid fiber, som forbinder til den monterede thruster. Kalibreret vægtene er små kobberabonnentkredsløb, som er blevet omhyggeligt afvejet med en høj præcision massebalance, og de kan justeres for at give mulighed for en fin kalibrering ordning i første omgang (med mindre intervaller i forskellen mellem masserne), og til en udvidet regime (hvor større masserne er tilføjet i slutningen af kalibrering sekvens).

En typisk kraft-spænding graf vil producere en lige linje, som vist i figur 8 når kalibrering enhed, laser forskydning sensor og quadfilar platform er korrekt installeret. I dette tilfælde giver plottet en kalibreringsfaktoren (graduering) af 27.65 mN∙V-1 i en standardiseret sæt op til stak målinger over en bred vifte af kræfter.

Kalibreringsfaktoren kan ændres ved at ændre følsomheden af quadfilar-platform, som afhænger af flere faktorer såsom længden af quadfilar ledningerne. I figur 8, er følsomheden af opsætningen blevet ændret for at passe ind i kalibrering vægte for udvidet regimer. Begge fine og grove kalibrering vægte er medtaget for at give en kalibrering plot, der er lineær i begge regimer.

En prøve af de in situ målinger for fremstød målt er vist i figur 9. I dette tilfælde viser det, hvor luftfartsforetagendet er købedygtig dataskærm afhængighed af stak på decharge spænding i løbet af eksperimentet, indtil decharge er slukket. Virkningerne af andre input parametre på essensen kan også overvåges på samme måde.

Ved hjælp af quadfilar stak måling fase, vi var i stand til at måle den stak genereret af vores hall thruster på forskellige input beføjelser, givet af decharge strøm og anvendt spænding. Gennem denne information, variation af Equation 4 og Equation 5 med hensyn til effekt kan opnås. Figur 10a,b viser hvordan essensen og varierer med indgangseffekt på 4 forskellige massestrøm. Endelig er effektiviteten plottes effektoptag på forskellige massestrøm i figur 10 c. Resultaterne viser, at vores thruster er blevet optimeret til at arbejde på input beføjelser under 100 W, hvor lavt flow priser har resulteret i effektivitetsgevinster af næsten 30%19. Før optimering opnåede thruster knap 20% effektivitet på 83 W og 5,5 sccm. Resultaterne viser, at vores thruster er blevet optimeret til at arbejde på input beføjelser under 100 W, hvor lavt flow priser har resulteret i effektivitetsgevinster af næsten 30%19. Dette er formentlig en anstændig præstation i forhold til den SPT100 Hall thruster, hvis effektivitet varierer mellem 30-40%, og andre Hall styreraketter lignende størrelser og input beføjelser. Figur 10 d illustrerer ion strømtæthed automatisk plottede profil.

Null måling protokol for uafhængige stak verifikation

Mens thruster er at blive fyret, venstre polyamid wire på højre side svarende til kalibrering enhed udgangen slæk. Under thruster in situ operationen kan symmetrisk null måling kontrol enhed så udløses. Den symmetriske null måleenhed fungerer på en lignende måde at robot kalibrering ordning vist i figur 5; miniature kalibrering vægte fastgjort til en fine polyamid wire sænkes i systemet og oprette en vandret kraft, fremdriftssystemet. I dette tilfælde anvendes den vandrette kraft til at trække det quadfilar system, som har været fordrevet efter operation af thruster tilbage til balance. Denne proces er vist i tid-afhængige skematisk af processen udviklingen i Figur 11. Thruster udløses først ved t = 0 Sørensen, svarende til panelet (a) i serien. Quadfilar fase fortrænger derefter til højre som følge af den vandrette kraft fra enhedens fremdrift. Da miljøet er formørket i plads simulator, set bevægelse af scenen som den tilsyneladende bevægelse af thruster i (b). Quadfilar fase og derefter stopper oscillerende og når en ligevægt steady state forskydning som vist i (c). I denne instans, null systemet udløses og stepper motor er aktiveret for at trække quadfilar fase tilbage til ligevægt som vist i (d). Stepper motor udløses til et punkt, hvor laser forskydning sensor registrerer, at scenen er tilbage i positionen ligevægt og aktivering er stoppet. En måling er så taget, og værdien stak fra dette system er givet i overensstemmelse hermed.

Aktivering af robot tårne for in situ geodata sensing og plume profilometry

Modulære robotter tårn systemer er også installeret i både PSAC og PSEC for tilpasselig diagnostik af plume profiler. Disse robot tårne er også monteret på motor aktiverede faser for ordentlig sonde positionering ifølge aksial midterlinjen af styreraketter eksternt. De robot tårne består af afskærmet rustfrit stål Gulvskabe indeholdende programmerbare microcontrollers knyttet til trådløse transpondere til modtager og sender data. Dette giver også mulighed for brugere at kontrollere bevægelsen af sonden eksternt, mens du modtager data fra sensorer uden yderligere elektriske forbindelser til systemet. Det er også værd at bemærke at det modulære design af mikro-servomotor aktiverede tårn giver mulighed for hurtig forfinelse af måling setup, der giver mulighed for flere sonde arrays herunder Langmuir, Faraday sonde og RPAs monteres på det samme, der er oprettet i henhold til operationelle krav på tid. Figur 12 viser en skematisk illustration af den eksperimentelle setup for plume profilometry.

Under drift af bovpropel, en operatør kan vælge at manuelt aktivere systemet til ønskede vinkler som illustreret i figur 12 at opnå plume karakteristika på særlige steder eller en automatiseret sekvens kan udløses. Afhængigt af hvilke sonder er installeret, kan måling processer differentieres efter den programmerbare sekvens for at opnå fuldstændig fysisk plume profiler af decharge.

Sådan en sekvens giver mulighed for hurtig rumlig visualisering af plume profil som hjælper med at optimere engineering og procesoptimering i giver mulighed for beam collimation for effektiv thruster operation. Aktiverede tårne og programmerbare sensing systemer mulighed for autonome erhvervelse af plume karakteristika ved hvert punkt, hvor plasma parametre kan være afledt og beregnet gennem programmerbare systemer. Dette kan fremskynde afprøvning af sådanne systemer med let analyse og manipulation af store mængder data via simpel robot og aktiverede autonome systemer. I figur 10 d, eksempelvis er parameteren plasma bliver analyseret her ion strømtæthed på forskellige kantede positioner. Det viser, hvordan decharge magt påvirker størrelsen af peak ion strømtæthed og fuld bredde på halv maxima i overensstemmelse hermed. Disse resultater viser, at højere udledning spændinger ikke nødvendigvis fører til bedre ydeevne fra thruster. Her, resulterer højere magt i en udvidelse af den plume profil, som er en uønsket egenskab ved en thruster. Dette betyder, at nogle af udstødning partikler har hastigheder, som ikke er vinkelret på thruster exit plan, hvilket resulterer i en stak i en utilsigtet retning og gør præcis manøvrer udfordrende. Derudover kan afgifter fra røgfanen beskadige nyttelast eller andre delsystemer på rumfartøjet. For at optimere thruster for at producere en mere kollimeres plume, kan den nuværende leveres til de magnetiske spoler og potentielle drop på anoden justeres, indtil en tilfredsstillende fuld bredde på halv maxima (FWHM) værdi er opnået. Før plume profil optimering, dens FWHM var 33.1 ° på 140 W, men efter optimering, det reduceret til 23,7 ° på 110 W. Dette indebærer, at røgfanen er nu mere kollimeret.

Figure 1
Figur 1 : Stort rum Miljøfacilitet for afprøvning af elektrisk fremdrift styreraketter. Dette flagskib facilitet er placeret på Space Propulsion centrum Singapore, National Institute of uddannelse, Nanyang Technological University. (en) sideudsigt over mødesalen illustrerer gennemsigtig koøjer for visuelle diagnosticering testsystemet, og de flere vakuum grade elektriske feed-through der giver mulighed for kommunikation, kontrol og diagnostik af systemer under test. (b) vakuumpumper. (c) sideudsigt over salen med en side lastning lugen åbnes. (d) opfattelse af rummet trykkammer med luftfartsforetagendet installere diagnostiske systemer. Genoptrykt med tilladelse fra J. Lim et al., IEEE Trans. Plasma Sci. 46, 338 (2018) og J. Lim et al., IEEE Trans. Plasma Sci. 46, 345 (2018). Copyright 2018 IEEE. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 2
Figur 2 : Rear view en skaleret plasma plads miljø Simulator (PSEC). PSEC består af ialt 6 pumper herunder høj kapacitet kryogene pumper, turbo-molekylære pumper og tørre pumper. Opsætningen indeholder også integreret thruster diagnostik. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 3
Figur 3 : Oversigt over en plasma diagnostik suite i PSEC. Højre side af figuren illustrerer en forstørret visning af systemer som set fra koøje fra forsiden af salen. Den visuelle diagnostiske port fungerer også som en vej til optical emission spektroskopi (OES) skal gøres. Som vist i visningen udvendige i salen, er en quadropole massespektrometer udstyret for resterende gas analyse at evaluere materielle erosion på grund af sputtering i salen under langvarig thruster drift. Derudover er trådløst styret robot Faraday sonder også monteret internt for at evaluere plume profiler af styreraketter gennemgår evaluering af ydeevne. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 4
Figur 4 : Oversigt over integreret plasma diagnostik suite i PSAC. (en) Customizable design viser en robot Faraday sonde tårn placeret sammen med en quadfilar stak ydeevne evalueringstrin, og en in situ vægtenhed kalibrering. (b) Customizable funktioner giver mulighed for op til tre forskellige styreraketter monteret og prøves samtidig reducere operationelle nedetid og maksimere forskning output. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 5
Figur 5 : Skematisk layout af symmetrisk modulære null stak kontrol unit. I modsætning til kalibreringssystem drives null stak kontrol enhed mens thruster er fyret for at muliggøre uafhængig verifikation af stak værdier opnået. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 6
Figur 6 : Data erhvervelse app brugergrænseflade. Brugergrænsefladen i MATLAB-baserede app tillader den erhvervsdrivende til at overvåge fremstød og spænding læsning fra laser forskydning sensor i realtid. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 7
Figur 7 : Kalibrering unit. En robot kalibrering enhed kan betjenes via en trådløs operatør input eller via fuldt autonome kalibrering sekvenser for hurtig kalibrering af et quadfilar system. Design overvejelser: minimere eksterne indflydelse; bruge tynde, lette vægt streng og millinewton lodder; Brug lavt statisk koefficient bar; linje skal være fleksibel nok til at producere "u-løkke". For kalibrering stå, bruge trådløs styringsenhed, fine Madeira monofilamenter polyamid (nylon) fiber (omkring 4.0 µm), lille kobberabonnentkredsløb som vægte og en glat polytetrafluorethylen bar. Line skal knyttes til bagsiden af monteret thruster på quadfilar pendul eller i midten af reflektoren plade. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 8
Figur 8 : Typisk kraft-spænding og kraft-spænding grafer for modificerede setup. (en) kraft-spænding graf. Mængden af vægt, som er blevet sænket og oversat til en vandret kraft er plottes tilsvarende spændingen læsning på fordrivelse Lasersensoren. Kalibreringsfaktoren (i mN/V) er graduering af den kraft/spænding graf, der skal bruges i data erhvervelse app. (b) kraft/spænding graf. Følsomheden af opsætningen af mod den anvendte kraft blev øget for at give plads til både fint og groft kalibrering. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 9
Figur 9 : In-situ resultatevalueringen. En anden softwareprogram tillader stak ydeevne overvåges i realtid, når en inputparameter, decharge spænding i dette tilfælde ændres gradvist. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 10
Figur 10 : Evaluering af thruster karakteristika. (en, b) Fremstød og specifikke puls som funktioner af effektoptag på fire forskellige massestrøm. (c) effektivitet plottes effektoptag på forskellige massestrøm. (d) den automatisk plottede profil af ion strømtæthed. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 11
Figur 11 : Gang evolution null stak kontrol enhed i drift under affyring af en Hall thruster på SPC-S. (en) t = 0 Sørensen, hvor Hall thruster er første fyret og bevæger sig væk fra positionen ligevægt. (b) Quadfilar fase fortrænger til højre som vist af den relative bevægelse af Hall thruster. (c) Quadfilar fase stopper oscillerende og når frem til en ligevægt steady-state holdning. Null system udløses og stepper motor aktivering påbegyndes. (d) Null system udløses til langsomt trække bovpropel monteret på quadfilar fase tilbage til balance. (e) Thruster når en ligevægt stilling. Null måleenhed stopper stepper motor aktivering. Måling er truffet. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 12
Figur 12 : Skematisk fremstilling af aktivering af den modulære multi sonde tårn. Hele systemet styres trådløst, og Faraday sonden kan udskiftes hurtigt gennem snapper på en anden sonde modul. Tilslutninger er foretaget gennem BNC-type netværkskort til easy twist-on konvertering og installation. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 13
Figur 13 : Skemaer af en Hall-type thruster. Lignende opsætninger med varieret konfigurationer baseret på en generaliseret layout præsenteret i denne figur har også været ansat af andre grupper. Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Figure 14
Figur 14 : Induktivt koblet Plasma facilitet for syntesen af nye materialer på Plasma kilder ansøgningscenter / Space Propulsion centrum, Singapore. En kraftfuld plasma system muliggør syntese af silicium-baserede materialer til innovative og yderst effektive solceller samt bornitrid og andre nanostrukturerede materialer til applikationer i moderne miniaturized styreraketter.  Venligst klik her for at se en større version af dette tal.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

Typical hal-type styreraketter44 er relativt enkle, billige og højeffektive enheder, der kunne accelerere en ion flux til hastigheder på tocifrede km/s, leverer stak nødvendige for accelererende satellitter og rumfartøjer, samt for manøvrering, retning, position og attitude kontrol, og de kredser i slutningen af deres drift levetid. Anvendelse af Hall styreraketter på satellitter og andre orbital nyttelast forbedre missionen levetid, tillader orbital overførsel og dannelse/konstellation flyvende af flere satellitter, og aktiverer multi mission kapaciteter. Strukturelt (se skema i Figur 13), en Hall thruster er en koaksial kammer med en anode, installeret på den ene side og en katode placeret i nærheden af exit. Let ioniseret men relativt tunge, Xe gas, er normalt anvendes som drivmiddel, endnu andre elementer som jod kan anvendes i nogle tilfælde45. En ion flux er accelereret efter en elektrostatisk felt, der ligger mellem anode og katode, mens et magnetfelt, lavet af et sæt spoler eller et system af permanente magneter sikrer en elektron drift nuværende omkring den centrale del af salen46. Denne elektron drift aktuelle sikrer effektiv ionisering af en neutral gas og samtidig giver erstatning af en positiv ion ændring.

Effektiviteten af en elektrisk fremdrift thruster betydeligt afhænger af dens design, især form og konfiguration af elektroder og parametre for magnetfelt, og materialer, der anvendes for den accelererende kanal, anode og emissive skær i den katode. For eksempel, thruster magnetfelt topologi kan konfigureres på en sådan måde at placeringen af maksimal magnetisk feltstyrke og dermed ionisering zone er skubbet længere nedstrøms, nær kanal outlet, således at reducere interaktionen mellem høj energi ioner og kanal væg47. Dette reducerer igen erosion satser for kanal væg og dens afhængighed af væg materialeegenskaber, at gøre wall materialet udskiftning mere gennemførlig. I hal-type styreraketter levetid afhænger meget materialer til dets komponenter, især dem, der er i kontakt med plasma. Fremadrettet, nye materialer, samt udstyr og teknikker til sin syntese og test48,49 er behov for yderligere at forbedre levetid af Hal-type raketmotorer.

Nye materialer er syntetiseret i PSAC/SPC'ERNE labs ved hjælp af primært en kraftfulde, yderst adaptiv, effektiv Induktivt koblet plasma facilitet (Figur 14)50,51. Et spektrum af nye materialer omfatter, men er ikke begrænset til silicium-baserede vafler til innovative og yderst effektive solceller samt bornitrid, graphene-holdige nanostrukturer52,53, metamaterialer54 ,55 og andre nanostrukturerede materialer til applikationer i moderne miniaturized raketmotorer, hvor de bruges til betydelig intensivering og optimering af nøgleparametre styreraketter56,,57. Andre tilgængelige udstyr omfatter arc og kapacitive koblet plasma systemer til den avancerede plasma behandling af materialer58. Faktisk, en betydelig forøgelse af thruster parametre kunne nås gennem implementering af avancerede test, design, materialer og simulation optimering teknikker59,60. Derudover anvendelser af nye materialer og materiel systemer kunne sikre effektive tilgange til, fx varme overførsel61, slid modstand62, og andre problemer forbundet med effektivitet og levetid miniaturized plads raketmotorer. Plasma-baserede materielle faciliteter aktiver syntese, test og anvendelsen af de mest avancerede materialer i styreraketter i øjeblikket designet63. Ja, det er allerede blevet påvist, at plasma-aktiveret teknikker, som indebærer meget energiske strømme på sagen og energi, giver mulighed for effektiv aktivering af overflader64,65 og dermed kontrol over selvorganisering, Nukleering66,67,68 og andre avancerede overflade-baserede processer, der fører til oprettelsen af den mest avancerede materialer69,70, 71. Bemærk, at CO2-holdige materialer såsom carbon nanowalls, nanorør og vertikalt orienterede graphene arrays kunne være ganske lovende for programmet i elektrisk fremdrift styreraketter som elektron udsender materialer72, 73 , 74 og lovende materiale til væggene i acceleration kanaler og decharge kamre75.

Plasma-made lag, core-shell og porøse materialer76 kunne også finde programmer i forskellige dele af elektrisk fremdrift systemer77. Kontrolleret syntese af metallisk single-walled kulstof nanorør78 og plasma-aktiveret, katalysator-fri vækst af kulstof-nanorør på mekanisk skrevet Si funktioner79 er også muligt i plasma-drevet proces80.

I sammendrag, har vi fremlagt en protokol for at teste og optimere miniaturized plads fremdriftssystemer. Diversificeret sophisticatedly specialdesignet udstyr, stort vakuum kamre, magtfulde pumpning platforme og forskellige diagnostiske komplekser blev brugt til at foretage præcise og informative karakterisering af mikro-fremdrift styreraketter betingelser tæt på dem fundet i åbne rum. Faglært personale, passende simulering og teoretisk støtte er også af afgørende betydning at holde micropropulsion design og teknologi skrider støt. Udvikling af nye materialer er den anden nøglefaktor, der kunne sikre betydelig gennembrud i forbedret ydeevne Karakteristik af moderne elektriske fremdriftssystemer, herunder små satellitter og CubeSats med hele sættet af forsyningssystemer, perifere instrumenter, værktøjer og nyttelast.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

Forfatterne erklærer ikke konkurrerende finansielle eller andre interesser.

Acknowledgments

Dette arbejde blev støttet i en del af OSTIn-SRP/EDB, National Research Foundation (Singapore), akademisk forskning fond AcRF Tier 1 RP 6/16 (Singapore), og George Washington Institute for nanoteknologi (USA). I. L. anerkender støtte fra skolen for kemi, fysik og maskinindustrien, videnskab og tekniske Fakultet, Queensland University of Technology.

Materials

Name Company Catalog Number Comments
Arduino Microcontroller Arduino Arduino Uno Rev 3
Bluetooth communication device SG Botic WIR-02471
Cryogenic Pump ULVAC CRYO-U12HLE 
Digital Oscilloscope Yokogawa DLM 2054
Dry Pump Agilent Triscroll-600
High resolution laser displacement sensor Micro-Epsilon optoNCDT ILD-1420-50
Mass Flow Controller MKS MKS M100B
Optical Emission Spectrometer Avantes AvaSpec-ULS2048XL-EVO
Servo Motor Tower Pro Servo Motor SG90
Stepper Motor Oriental Motor PKP213D05A
Turbomolecular Pump Pfeiffer ATH-500M

DOWNLOAD MATERIALS LIST

References

  1. Levchenko, I., Keidar, M., Cantrell, J., Wu, Y. L., Kuninaka, H., Bazaka, K., Xu, S. Explore space using swarms of tiny satellites. Nature. 562, 185-187 (2018).
  2. Kishi, N. Management analysis for the space industry. Space Policy. 39-40, 1-6 (2017).
  3. Chen, Y. China's space policy-a historical review. Space Policy. 37, 171-178 (2016).
  4. Levchenko, I., Bazaka, K., Mazouffre, S., Xu, S. Prospects and physical mechanisms for photonic space propulsion. Nature Photonics. 12, 649-657 (2018).
  5. Mazouffre, S. Electric propulsion for satellites and spacecraft: established technologies and novel approaches. Plasma Sources Sciency and Technology. 25, 033002 (2016).
  6. Rafalskyi, D., Aanesland, A. Brief review on plasma propulsion with neutralizer-free systems. Plasma Sources Sciency and Technology. 25, 043001 (2016).
  7. Levchenko, I., Bazaka, K., Ding, Y., Raitses, Y., Mazouffre, S., Henning, T., Klar, P. J., et al. Space micropropulsion systems for Cubesats and small satellites: from proximate targets to furthermost frontiers. Applied Physics Reviews. 5, 011104 (2018).
  8. Garrigues, L., Coche, P. Electric propulsion: comparisons between different concepts. Plasma Physics and Controlled Fusion. 53, 124011 (2011).
  9. Levchenko, I., Xu, S., Mazouffre, S., Keidar, M., Bazaka, K. Mars Colonization: Beyond Getting There. Global Challenges. 2, 1800062 (2018).
  10. Grimaud, L., Mazouffre, S. Performance comparison between standard and magnetically shielded 200 Hall thrusters with BN-SiO2 and graphite channel walls. Vacuum. 155, 514-523 (2018).
  11. Choueiri, E. Y. A critical history of electric propulsion: the first 50 years (1906-1956). Journal of Propulsion and Power. 20, 193-203 (2004).
  12. In-Orbit Operation of 20 mN Class Xenon Ion Engine for ETS-VIII. Ozaki, T., Kasai, Y., Nakagawa, T., Itoh, T., Kajiwara, K., Ikeda, M. 28th International Electric Propulsion Conference, September 17–20, Florence, Italy, , IEPC-2007-084 (2007).
  13. Ding, Y., Li, H., Li, P., Jia, B., Wei, L., Su, H., Sun, H., Wang, L., Yu, D. Effect of relative position between cathode and magnetic separatrix on the discharge characteristic of hall thrusters. Vacuum. 154, 167-173 (2018).
  14. Ding, Y., Peng, W., Sun, H., Wei, L., Zeng, M., Wang, F., Yu, D. Performance characteristics of No-Wall-Losses Hall thruster. The European Physical Journal - Special Topics. 226, 2945-2953 (2017).
  15. Ahedo, E. Plasmas for space propulsion. Plasma Physics and Controlled Fusion. 53, 124037 (2011).
  16. Charles, C. Plasmas for spacecraft propulsion. Journal of Physics D: Applied Physics. 42, 163001 (2009).
  17. Ding, Y., Sun, H., Li, P., Wei, L., Su, H., Peng, W., Li, H., Yu, D. Application of hollow anode in Hall thruster with double-peak magnetic fields. Journal of Physics D: Applied Physics. 50, 335201 (2017).
  18. Conversano, R. W., Goebel, D. M., Mikellides, I. G., Hofer, R. R. Performance analysis of a low-power magnetically shielded Hall thruster: computational modeling. Journal of Propulsion and Power. 33, 992-1001 (2017).
  19. Chen, F. F. Langmuir probe analysis for high density plasmas. Physics of Plasmas. 8, 3029-3041 (2001).
  20. Neumann, A. Update on diagnostics for DLR’s electric propulsion test facility. Procceedins of Engineering. 185, 47-52 (2017).
  21. Snyder, J. S., Baldwin, J., Frieman, J. D., Walker, M. L., Hicks, N. S., Polzin, K. A., Singleton, J. T. Recommended practice for flow control and measurement in electric propulsion testing. Journnal of Propulsion and Power. 33, 556-565 (2017).
  22. Conversano, R. W., Goebel, D. M., Hofer, R. R., Mikellides, I. G., Wirz, R. E. Performance analysis of a low-power magnetically shielded hall thruster: Experiments. Journal of Propulsion and Power. 33, 975-983 (2017).
  23. Pottinger, S., Lappas, V., Charles, C., Boswell, R. Performance characterization of a helicon double layer thruster using direct thrust measurements. Journal of Physics D: Applied Physics. 44, 235201 (2011).
  24. Ding, Y., Peng, W., Sun, H., Wei, L., Zeng, M., Wang, F., Yu, D. Visual evidence of suppressing the ion and electron energy loss on the wall in Hall thrusters. Japanese Journal of Applied Physics. 56, 038001 (2017).
  25. Ding, Y., Peng, W., Wei, L., Sun, G., Li, H., Yu, D. Computer simulations of Hall thrusters without wall losses designed using two permanent magnetic rings. Journal of Physics D: Applied Physics. 49, 465001 (2016).
  26. Rovey, J. L., Gallimore, A. D. Dormant cathode erosion in a multiple-cathode gridded ion thruster. Journal of Propulsion and Power. 24, 1361-1368 (2008).
  27. Linnell, J. A., Gallimore, A. D. Efficiency analysis of a hall thruster operating with krypton and xenon. Journnal of Propulsion and Power. 22, 1402-1412 (2006).
  28. Laboratory Testing of Hall Thrusters for All-electric Propulsion Satellite and Deep Space Explorers. Funaki, I., Iihara, S., Cho, S., Kubota, K., Watanabe, H., Fuchigami, K., Tashiro, Y. 52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Prop. Conf., AIAA Propulsion and Energy Forum (AIAA 2016-4942), , (2016).
  29. Ding, Y., Sun, H., Li, P., Wei, L., Xu, Y., Peng, W., Su, H., Yu, D. Influence of hollow anode position on the performance of a Hall-effect thruster with double-peak magnetic field. Vacuum. 143, 251-261 (2017).
  30. Ding, Y., Peng, W., Sun, H., Xu, Y., Wei, L., Li, H., Zeng, M., Wang, F., Yu, D. Effect of oblique channel on discharge characteristics of 200-W Hall thruster. Physics of Plasmas. 24, 023507 (2017).
  31. Lim, J. W. M., Huang, S. Y., Xu, L., Yee, J. S., Sim, R. Z., Zhang, Z. L., Levchenko, I., Xu, S. Automated Integrated robotic systems for diagnostics and test of electric and μ-propulsion thrusters. IEEE Transaction of Plasma Sciency. 46, 345-353 (2018).
  32. Underwood, C., Sergio, P., Lappas, V. J., Bridges, C. P., Baker, J. Using CubeSat/micro-satellite technology to demonstrate the autonomous assembly of a reconfigurable space telescope (AAReST). Acta Atronaut. 114, 112-122 (2015).
  33. Kamahawi, H., Huang, W., Haag, T. Investigation of the effects of facility background pressure on the performance and voltage-current characteristics of the high voltage hall accelerator. AIAA. , (2014).
  34. Lim, J. W. M., Huang, S. Y., Sun, Y. F., Xu, L., Sim, R. Z. W., Yee, J. S., Zhang, Z. L., Levchenko, I., Xu, S. Precise calibration of propellant flow for practical applications and testing in Hall thruster setups. IEEE Transaction on Plasma Science. 46, 338-344 (2018).
  35. Boeuf, J. P. Tutorial: Physics and modeling of Hall thrusters. Journal of Applied Physics. 121, 011101 (2017).
  36. Ikeda, T., Togawa, K., Tahara, H., Watanabe, Y. Performance characteristics of very low power cylindrical Hall thrusters for the nanosatellite ‘PROITERES-3. Vacuum. 88, 63-69 (2013).
  37. Jackson, S. W., Marshall, R. Conceptual design of an air-breathing electric thruster for CubeSat applications. J. Spacecraft Rockets. , (2018).
  38. Rohaizat, M. W. A. B., Lim, M., Xu, L., Huang, S., Levchenko, I., Xu, S. Development and calibration of a variable range stand for testing space micropropulsion thrusters. IEEE Transaction on Plasma Science. 46, 289-295 (2018).
  39. Raitses, Y., Fisch, N. J. Parametric investigations of a nonconventional Hall thruster. Physics of Plasmas. 5, 2579 (2001).
  40. Vaudolon, J., Mazouffre, S., Henaux, C., Harribey, D., Rossi, A. Optimization of a wall-less Hall thruster. Applied Physics Letters. 107, 174103 (2015).
  41. Mazouffre, S., Grimaud, L. Characteristics and Performances of a 100-W Hall Thruster for Microspacecraft. IEEE Transactions on Plasma Science. 46, 330-337 (2018).
  42. Levchenko, I., et al. Recent progress and perspectives of space electric propulsion systems based on smart nanomaterials. Nature Communications. 9, 879 (2018).
  43. Goebel, D. M., Katz, I. Fundamentals of electric propulsion. , Wiley. (2008).
  44. Choueiri, E. Y. Fundamental difference between the two Hall thruster variants. Physics of Plasmas. 8, 5025 (2001).
  45. Ding, Y., Sun, H., Peng, W., Xu, Y., Wei, L., Li, H., Li, P., Su, H., Yu, D. Experimental test of 200 W Hall thruster with titanium wall. Journal of Physics D: Applied Physics. 56, 050312 (2017).
  46. Lemmer, K. Propulsion for CubeSats. Acta Astronautics. 134, 231-243 (2017).
  47. Ding, Y., et al. A 200-W permanent magnet Hall thruster discharge with graphite channel wall. Physics Letters A. 382 (42), 3079-3082 (2018).
  48. Levchenko, I., Bazaka, K., Belmonte, T., Keidar, M., Xu, S. Advanced Materials for Next Generation Spacecraft. Advanced Materials. 30, 1802201 (2018).
  49. Jacob, M. V., Rawat, R. S., Ouyang, B., Bazaka, K., Kumar, D. S., Taguchi, D., Iwamoto, M., Neupane, R., Varghese, O. K. Catalyst-Free Plasma Enhanced Growth of Graphene from Sustainable Sources. Nano Letters. 15, 5702-5708 (2015).
  50. Baranov, O., Bazaka, K., Kersten, H., Keidar, M., Cvelbar, U., Xu, S., Levchenko, I. Plasma under control: Advanced solutions and perspectives for plasma flux management in material treatment and nanosynthesis. Applied Physics Reviews. 4, 041302 (2017).
  51. Levchenko, I., Bazaka, K., Baranov, O., Sankaran, M., Nomine, A., Belmonte, T., Xu, S. Lightning under water: Diverse reactive environments and evidence of synergistic effects for material treatment and activation. Applied Physics Reviews. 5, 021103 (2018).
  52. Bazaka, K., Jacob, M. V., Ostrikov, K. Sustainable Life Cycles of Natural-Precursor-Derived Nanocarbons. Chemical Reviews. 116, 163-214 (2016).
  53. Levchenko, I., Ostrikov, K. K., Zheng, J., Li, X., Keidar, M., Teo, K. B. K. Scalable graphene production: perspectives and challenges of plasma applications. Nanoscale. 8, 10511 (2016).
  54. Levchenko, I., Bazaka, K., Keidar, M., Xu, S., Fang, J. Hierarchical Multi-Component Inorganic Metamaterials: Intrinsically Driven Self-Assembly at Nanoscale. Advanced Materials. 30, 1702226 (2018).
  55. Baranov, O., Levchenko, I., Bell, J. M., Lim, J. W. M., Huang, S., Xu, L., Wang, B., Aussems, D. U. B., Xu, S., Bazaka, K. From nanometre to millimetre: a range of capabilities for plasma-enabled surface functionalization and nanostructuring. Materials Horizons. 5, 765-798 (2018).
  56. Koizumi, H., Kuninaka, H. Miniature Microwave Discharge Ion Thruster Driven by 1 Watt Microwave Power. Journal of Propulsion and Power. 26, 601-604 (2010).
  57. Ding, Y., Su, H., Li, P., Wei, L., Li, H., Peng, W., Xu, Y., Sun, H., Yu, D. Study of the Catastrophic Discharge Phenomenon in a Hall Thruster. Physics Letters A. 381, 3482-3486 (2017).
  58. Baranov, O., Xu, S., Ostrikov, K., Wang, B. B., Bazaka, K., Levchenko, I. Towards universal plasma-enabled platform for the advanced nanofabrication: plasma physics level approach. Reviews of Modern Plasma Physics. 2, 4 (2018).
  59. Taccogna, F. Monte Carlo Collision method for low temperature plasma simulation. Journal of Plasma Physics. 81, 305810102 (2014).
  60. Furukawa, T., Takizawa, K., Kuwahara, D., Shinohara, S. Electrodeless plasma acceleration system using rotating magnetic field method featured. AIP Advances. 7, 115204 (2017).
  61. Levchenko, I., Beilis, I. I., Keidar, M. Nanoscaled metamaterial as an advanced heat pump and cooling media. Advanced Materials Technologies. 1, 1600008 (2016).
  62. Zidar, D. G., Rovey, J. L. Hall-Effect Thruster Channel Surface Properties Investigation. Journal of Propulsion and Power. 28, 334-343 (2012).
  63. Pai, D. Z., Ostrikov, K. K., Kumar, S., Lacoste, D. A., Levchenko, I., Laux, C. O. Energy efficiency in nanoscale synthesis using nanosecond plasmas. Scientific Reports. 3, 1221 (2013).
  64. Rider, A. E., Levchenko, I., Ostrikov, K. Surface fluxes of Si and C adatoms at initial growth stages of SiC quantum dots. Journal of Applied Physics. 101, 044306 (2007).
  65. Bazaka, K., Baranov, O., Cvelbar, U., Podgornik, B., Wang, Y., Huang, S., Xu, L., Lim, J. W. M., Levchenko, I., Xu, S. Oxygen plasmas: a sharp chisel and handy trowel for nanofabrication. Nanoscale. 10, 17494-17511 (2018).
  66. Levchenko, I., Ostrikov, K., Murphy, A. B. Plasma-deposited Ge nanoisland films on Si: is Stranski–Krastanow fragmentation unavoidable? Journal of Physics D: Applied Physics. 41, 092001 (2008).
  67. Hundt, M., Sadler, P., Levchenko, I., Wolter, M., Kersten, H., Ostrikov, K. Real-time monitoring of nucleation-growth cycle of carbon nanoparticles in acetylene plasmas. Journal of Applied Physics. 109, 123305 (2011).
  68. Levchenko, I., Cvelbar, U., Ostrikov, K. Kinetics of the initial stage of silicon surface oxidation: Deal–Grove or surface nucleation? Applied Physics Letters. 95, 021502 (2009).
  69. Han, Z. J., Rider, A. E., Ishaq, M., Kumar, S., Kondyurin, A. Carbon nanostructures for hard tissue engineering. RSC Advances. 3, 11058-11072 (2013).
  70. Levchenko, I., Ostrikov, K. Carbon saturation of arrays of Ni catalyst nanoparticles of different size and pattern uniformity on a silicon substrate. Nanotechnology. 19, 335703 (2008).
  71. Baranov, O., Levchenko, I., Xu, S., Lim, J. W. M., Cvelbar, U., Bazaka, K. Formation of vertically oriented graphenes: what are the key drivers of growth? 2D Materials. 5, 044002 (2019).
  72. Singh, L. A., Sanborn, G. P., Turano, S. P., Walker, M. L. R., Ready, W. J. Operation of a carbon nanotube field emitter array in a Hall effect thruster plume environment. IEEE Transactions on Plasma Science. 43, 95 (2015).
  73. Levchenko, I., Ostrikov, K. Plasma/ion-controlled metal catalyst saturation: Enabling simultaneous growth of carbon nanotube/nanocone arrays. Applied Physics Letters. 92, 063108 (2008).
  74. Milne, W. I., Teo, K. B. K., Amaratunga, G. A. J., Legagneux, P., Gangloff, L., Schnell, J. P., Semet, V., Binh, V. T., Groening, O. Carbon nanotubes as field emission sources. Journal of Materials Chemistry. 14, 933 (2004).
  75. Lee, C., Wei, X., Kysar, J. W., Hone, J. Measurement of the elastic properties and intrinsic strength of monolayer graphene. Science. 320, 385 (2008).
  76. Fang, J. Plasma-enabled growth of single-crystalline SiC/AlSiC core–shell nanowires on porous alumina templates. Crystals Growth and Design. 12, 2917-2922 (2012).
  77. Fang, J., Levchenko, I., van der Laan, T., Kumar, S., Ostrikov, K. Multipurpose nanoporous alumina–carbon nanowall bi-dimensional nano-hybrid platform via catalyzed and catalyst-free plasma CVD. Carbon. 78, 627-632 (2014).
  78. Han, Z. J., Yick, S., Levchenko, I., Tam, E., Yajadda, M. M. A., Kumar, S., Martin, P. J., Furman, S., Ostrikov, K. Controlled synthesis of a large fraction of metallic single-walled carbon nanotube and semiconducting carbon nanowire networks. Nanoscale. 3, 3214-3220 (2011).
  79. Kumar, S., Levchenko, I., Ostrikov, K. K., McLaughlin, J. A. Plasma-enabled, catalyst-free growth of carbon nanotubes on mechanically-written Si features with arbitrary shape. Carbon. 50, 325-329 (2012).
  80. Levchenko, I., Ostrikov, K., Keidar, M., Xu, S. Deterministic nanoassembly: Neutral or plasma route? Applied Physics Letters. 89, 033109 (2006).

Tags

Teknik test spørgsmålet 144 elektrisk fremdrift Hall raketmotorer rumteknologi decharge teknologi
Optimering, Test og diagnosticering af Miniaturized Hall styreraketter
Play Video
PDF DOI DOWNLOAD MATERIALS LIST

Cite this Article

Lim, J. W. M., Levchenko, I.,… More

Lim, J. W. M., Levchenko, I., Rohaizat, M. W. A. B., Huang, S., Xu, L., Sun, Y. F., Potrivitu, G. C., Yee, J. S., Sim, R. Z. W., Wang, Y., Levchenko, S., Bazaka, K., Xu, S. Optimization, Test and Diagnostics of Miniaturized Hall Thrusters. J. Vis. Exp. (144), e58466, doi:10.3791/58466 (2019).

Less
Copy Citation Download Citation Reprints and Permissions
View Video

Get cutting-edge science videos from JoVE sent straight to your inbox every month.

Waiting X
Simple Hit Counter