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Engineering

Optimisation, de Test et de diagnostic des propulseurs miniaturisés Hall

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

Nous présentons ici un protocole pour tester et optimiser les systèmes de propulsion spatiale issus des propulseurs de type Hall miniaturisés.

Abstract

Lanceurs et satellites miniaturisés nécessitent des propulseurs à faible poussée intelligents, très efficaces et durables, capables de l’opération prolongée et fiable sans la présence et l’ajustement. Thermochimiques propulseurs qui utilisent les propriétés thermodynamiques du gaz comme moyen d’accélération ont des limitations physiques sur leur vitesse des gaz d’échappement, résultant en une faible efficacité. En outre, ces moteurs montrent une efficacité extrêmement faible à petites poussées et peuvent ne pas convenir pour continuellement les systèmes d’exploitation qui fournissent le contrôle adaptatif en temps réel de l’orientation de la sonde, de vitesse et de position. En revanche, les systèmes de propulsion électrique qui permet d’accélérer les gaz ionisés (c.-à-d., les plasmas) champs électromagnétiques n’ont pas aucune limitation physique en termes de vitesse d’échappement, ce qui permet l’efficacité pratiquement toute la masse et l’impulsion spécifique. Propulseurs à faible poussée Hall ont une durée de vie de plusieurs milliers d’heures. Leurs gammes de tension de décharge entre 100 et 300 V, fonctionnant à une puissance nominale de < 1 kW. Ils varient de 20 à 100 mm de taille. Propulseurs large Hall peuvent fournir des fractions de millinewton de poussée. Dans les dernières décennies, il y a eu un intérêt croissant pour la petite masse, de faible puissance et systèmes de propulsion de haute efficacité aux satellites lecteur de 50 à 200 kg. Dans ce travail, nous allons démontrer comment construire, tester et optimiser un petit (30 mm) propulseur Hall capable de propulser un petit satellite pesant environ 50 kg. Nous montrera le propulseur fonctionnant dans un simulateur d’environnement de grand espace et décrire comment mesure-t-on l’orientation et des paramètres électriques, y compris les caractéristiques de plasma, sont collectées et traitées pour évaluer les paramètres de clé de propulseur. Nous allons également démontrer comment le propulseur est optimisé afin de faire l’un des propulseurs de petits plus efficaces jamais construits. Nous aborderons également défis et possibilités offertes par les nouveaux matériaux de propulseur.

Introduction

Regain d’intérêt pour l’industrie spatiale a en partie été catalysée par des systèmes de propulsion électrique très efficace que capacités mission livrer amélioré au lancement de plus en plus réduit coûte1,2,3. Beaucoup de différents types de dispositifs de propulsion électrique de l’espace ont récemment été proposées et testées4,5,6,7,8 pris en charge par l’intérêt actuel dans l’espace exploration de9,10. Parmi eux, ion maillées11,12 et Hall de type propulseurs13,14 sont de première importance en raison de leur capacité à atteindre un rendement très élevé d’environ 80 %, supérieure à celle de n’importe quel propulseur chimique, y compris les systèmes d’oxygène-hydrogène les plus efficaces, dont l’efficacité est limitée à environ 5000 m/s par l’entité de sécurité physique lois15,16,17,18.

Complet, fiable test de propulseurs espace miniaturisé en général nécessite un grand complexe d’installations d’essai comprenant chambres d’essai des installations sous vide (pompes), instruments de contrôle et de diagnostic, un système de mesure des paramètres du plasma 19et un large éventail d’équipements auxiliaires qui soutiennent le fonctionnement de l’hélice, telles qu’un système d’approvisionnement en énergie électrique, unité d’approvisionnement en carburant, thrust mesure stand et beaucoup d’autres20,21. En outre, un propulseur de propulsion spatiale typique se compose de plusieurs unités qui séparément une influence sur l’efficacité et durée de vie de l’ensemble système de poussée et par conséquent, pourrait être testée séparément et dans le cadre de l’Assemblée de propulseur22, 23. Significativement, cela complique les procédures d’essai et implique le test longues périodes24,25. Fiabilité du corps d’un propulseur cathode, ainsi que l’opération de propulseurs lorsqu’on utilise des ergols différents nécessite également une attention spéciale26,27.

Afin de quantifier les performances d’un système de propulsion électrique et qualifiera les modules de déploiement opérationnel dans les missions spatiales, sol essais des installations qui permettent la simulation de l’espace réaliste des environnements sont nécessaires pour les essais de propulsion multi échelle unités de29,28,30. Un exemple d’un tel système est une salle de simulation d’environnement de grand espace à l’échelle située à la Propulsion spatiale Centre-Singapour (SPC-S, Fig. 1 a, b)31. Lors du développement d’un tel environnement de simulation, les considérations primaires et secondaires suivantes doivent être prises en compte. Principales préoccupations sont que l’environnement de l’espace ainsi créé doit simuler, précise et fiable, un environnement spatial réaliste et les systèmes de diagnostic intégré doivent fournir un diagnostic précis et exact au cours de l’évaluation de la performance d’un système. Préoccupations secondaires sont que les environnements de simulation spatiale doivent être hautement personnalisables pour permettre une installation rapide et essais de propulsion différente et des modules de diagnostics et de l’environnement doit être en mesure d’accueillir le haut débit stable afin d’optimiser décharge et des conditions de fonctionnement des unités multiples simultanément.

Simulateurs d’environnement spatial et des installations de pompage

Ici, Nous illustrons deux simulation nstallations SPC-S qui ont été mis en place pour l’essai de systèmes de propulsion électriques miniaturisés, modules ainsi aussi intégrés. Ces deux installations sont de différentes échelles et surtout ont des rôles différents dans le processus d’évaluation des performances, comme nous l’expliquons.

Chambre de plasma grand espace actionnement (AFPC)

L’AFPC a des dimensions de 4,75 m (longueur) x 2,3 m (diamètre) et possède un vide pompage suite qui comprend de nombreuses pompes de grande capacité, travaillant en tandem. Il est capable d’atteindre une pression de base inférieure à 10-6 pa. Il possède un système d’activation/purge intégrée contrôle vide lecture et pompe pour l’évacuation et le nettoyage de la chambre. Il est équipé nombreuses brides personnalisables, traversées électriques et hublots diagnostics visuels à fournir des installations de test de ligne. Ceci, avec une suite complète de capacités de diagnostic monté en interne, lui permet d’être rapidement modifié pour les diagnostics multimodale. L’échelle de l’AFPC permet également de tester des modules entièrement intégrés pour des applications dans un environnement simulé.

L’AFPC est le SPC-S phare espace simulation pour l’environnement (Figure 1 c, d). Sa taille, permettant des tests de modules complets de jusqu'à quelques U monté sur une scène de quadfilar. L’avantage de cette méthode serait dans la visualisation en temps réel de comment les modules de propulsion et monté sur différentes charges utiles peuvent influencer une manoeuvre in situ de charges utiles dans l’espace. C’est simulé par le biais de la fixation et suspension de la charge entière sur un propriétaire quadfilar plate-forme de mesure de poussée. Le propulseur peut alors être tiré, et la plate-forme suspendue avec l’étrave et la charge utile serait testée selon les conditions de l’espace. Charges d’alimentation gaz propulseur qui entrent dans l’environnement de test via les modules de propulsion électrique sont efficacement pompés par la suite sous vide pour s’assurer que la pression globale de la chambre n’est pas altérée, ainsi, maintenir un environnement réaliste de l’espace32 ,33,,34. En outre, systèmes de propulsion électrique en général impliquent la production des plasmas et exploitent la manipulation des trajectoires de particules chargées, quittant le système afin de générer la poussée35. Dans les petits environnements de simulation, l’accumulation des gaines frais ou plasma sur le mur peut affecter la performance de décharge à travers l’interaction plasma-paroi en raison de sa proximité avec le système de propulsion, notamment pour la micropropulsion cas typique de poussée les valeurs sont dans l’ordre millinewtons. L’accent et une attention particulière s’impose donc à comptabiliser et de marginaliser les contributions de ces facteurs de36. Les grandes dimensions de l’AFPC minimise les interactions plasma-mur, rendant négligeable, ce qui donne une représentation plus exacte des paramètres de décharge et permettant le suivi des profils de panache dans les modules de propulsion électrique. L’AFPC est généralement utilisée dans le module complet système d’évaluation et intégration/optimisation des processus permettant une traduction rapide de prototypes de propulseur en systèmes opérationnellement prêts pour les essais en vue de la qualification d’espace de terrain.

Simulateur d’environnement spatial plasma à l’échelle (PSEC)

L’UPS a des dimensions de 65 x 40 cm x 100 cm et dispose d’une suite de pompage sous vide qui se compose de six pompes de grande capacité, travaillant en tandem (sec pompe à vide, pompes à vide turbomoléculaire et cryo). Il est capable d’atteindre une pression inférieure à 10-5 Pa de base lorsque le système de pompage est d’exploitation (toutes les pompes sont en cours d’utilisation). Flux de pression et le propergol sont contrôlées en temps réel par le biais de boîtes de lecture intégrée du débit massique et jauges de pression. L’UPS est principalement employée en endurance essais de propulseurs. Propulseurs sont déclenchés pendant de longues périodes de temps pour évaluer les effets des dommages de plasma sur les canaux de décharge et sur sa durée de vie. En outre, tel qu’illustré à la Figure 2, un réseau de contrôleur de flux de gaz complexe dans cette installation permet une connexion rapide d’autres propulseurs de matières premières à la cathode et les anodes pour tester la compatibilité de propulseurs à propergols roman et les effets de la ce dernier sur les performances du propulseur. Il s’agit d’un intérêt accru aux groupes de recherche travaillant sur « aérobie » propulseurs électriques utilisant des propergols roman au cours de l’opération.

Établissements de diagnostic intégrés (diagnostic multi modale)

Différents centres de diagnostic intégrés, équipés de systèmes automatisés de robotique intégrée (sari-µS)19,23, ont été développés pour les deux systèmes ups et AFPC pour répondre aux diagnostics à différentes échelles et fins.

Diagnostics intégrés dans PSEC

Les outils de diagnostic en PSEC dépendent essentiellement une surveillance en temps réel du débit à travers des opérations étendues. Le système de gestion qualité surveille des gaz résiduel dans l’installation pour les espèces contaminant qui découlent de la pulvérisation du matériau pendant une décharge. Ces traces sont quantitativement surveillées au fil du temps pour évaluer les taux d’érosion de la canal de décharge et les électrodes de l’hélice pour estimer la durée de vie de l’hélice. Le spectromètre d’émission optique (OES) vient compléter cette procédure de surveillance des raies spectrales correspondant aux transitions électroniques des espèces contaminant en raison de l’érosion, tels que le cuivre de l’électronique. OES permet également le diagnostic non invasif de plasma et une surveillance active du profil de panache qui qualitativement évalue le rendement de l’hélice. Enfin, une sonde de Faraday robotisée qui peut être commandée à distance, ou la valeur mode entièrement autonome, est utilisée pour dériver des balayages rapides du profil panache pour optimiser la collimation du faisceau à travers paramétriquement différentes conditions (Figure 3) de la décharge.

Diagnostics intégrés dans l’affaire AFPC

Le luxe de l’espace physique dans l’AFPC permet l’installation de plusieurs systèmes de propulseur à divers endroits en raison de sa conception modulaire, permettant une installation plug et play-type-pour les différents diagnostics en même temps. La figure 4 montre la section transversale intérieure de l’AFPC dans différentes configurations, avec la plate-forme de mesure de poussée entièrement suspendu quadfilar étant son luminaire plus notable et permanente. Systèmes de tourelle, contrôlé de manière autonome ou sans fil via les applications Android à l’aide de microcontrôleurs et modules Bluetooth, peut ensuite être montée de façon modulaire face le propulseur pour obtenir les caractéristiques du panache grâce à l’installation de diverses sondes comme Faraday, Langmuir et analyseur potentiel de ralentissement (EPR). Également montré à la Figure 4 est la capacité de l’AFPC à permettre un montage configurable des éjecteurs pour diagnostics rapides de simultanée des différents paramètres du plasma. Les propulseurs peuvent être montés verticalement dans une seule colonne et testé rapidement, un après l’autre afin d’éviter les interactions entre les différents d’éjecteurs. Il a été vérifié qu’une évaluation efficace de jusqu'à 3 modules différents à une seule instance est possible, donc considérablement réduisant les temps d’arrêt lors de l’évacuation et purge des processus requis autrement lors de l’essai de systèmes individuellement. En revanche, ce système est une occasion précieuse pour tester les assemblys de propulseur qui doivent fonctionner dans un tas, sur le même satellite. Les propulseurs peuvent être montés verticalement dans une seule colonne et testé rapidement, un après l’autre afin d’éviter les interactions entre les différents d’éjecteurs. Il a été testé pour être efficace dans l’évaluation de jusqu'à 3 modules différents à une seule instance, considérablement réduire les temps d’arrêt lors de l’évacuation et la purge des processus requis autrement lors de l’essai de systèmes individuellement.

Il est essentiel de déterminer la poussée dans les systèmes de micropropulsion avec précision ce qui les paramètres tels que l’efficacité, ηeff et l’impulsion spécifique j’aisp, sont exacts, ainsi, donner une représentation fiable de la dépendance de performance de propulseur sur divers paramètres d’entrée tels que le flux de gaz propulseur et puissance fournie aux bornes différentes des propulseurs, comme indiqué dans les équations 1 et 2. Explicitement, évaluation de la performance des systèmes de micropropulsion tourne généralement autour de la mesure de la poussée générée à partir du système à différents paramètres de fonctionnement. Par conséquent, systèmes d’évaluation des performances doivent être calibrées selon un ensemble de normes avant d’être installé dans l’environnement de l’espace pour une utilisation dans le diagnostic et de tests pour s’assurer de leur fiabilité et leur précision19.

Equation 1

Equation 2

Systèmes typiques emploient force étalonnage externe avant les unités de mesure de poussée sont installées dans l' environnement de test38. Toutefois, ces systèmes ne tiennent pas compte pour les environnements où l’espace qui affectent les propriétés matérielles des normes d’étalonnage et électrique, aspirateur et thermique influe sur la dégradation des normes calibrées au cours dynamique de évaluation de la performance des propulseurs. L’unité automatique de calibrage sans fil illustrée à la Figure 5, permet d’autre part, pour l’étalonnage in situ du système dans l’environnement simulé avant le propulseur est opérationnel. Cela prend en compte les effets dynamiques de l’environnement de test sur la scène de la mesure et permet rapidement ré-étalonnage du système avant la mise à feu des propulseurs. Le système dispose également d’une unité de vérification poussée null modulaire symétrique qui vérifie la poussée indépendamment. Il est exploité alors que le propulseur est opérationnel pour l’analyse in situ de la dérivée poussées de donné décharge conditions. L’ensemble du processus se fait via MATLAB apps, qui permet aux utilisateurs de se concentrer sur l’optimisation du matériel et la conception de systèmes de propulsion et accélère les tests de tels systèmes. Détails de cette méthode seraient élaborées dans la sous-section suivante.

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Protocol

Nous présentons ici les protocoles pour l’évaluation de procédure et de performance de calibration poussée, poussée indépendant vérification via null profilométrie mesure et panache par télédétection spatiales données in situ.

1. évaluation du rendement de procédure et de la poussée d’étalonnage de poussée

  1. Assurez-vous que tous les composants sont installés dans la chambre, comme illustré à la Figure 5.
  2. Testez la connectivité des outils de diagnostics externe avant de sceller la chambre.
  3. Utilisez le contrôle de la fonction intégrée pour sceller la chambre.
  4. Mettre en marche les pompes à vide en ordre d’importance les pompes sèches en cascade (jusqu'à ce que la chambre atteigne 1 Pa), pompe turbo-moléculaire (jusqu'à ce qu’il atteigne environ 5 x 10-4 Pa), puis les pompes cryogéniques.
    Remarque : L’AFPC est laissée à la pompe à vide poussé (< ~ 10-5 Pa) pour simuler l’environnement spatial. Le protocole peut être suspendu ici.
  5. Utiliser les applications développées pour synchroniser les périphériques avec le transpondeur sans fil dans la chambre. Le processus de synchronisation est terminé lorsque la diode électroluminescente (LED) sur le transpondeur cesse de clignoter.
  6. Une fois que le vide désiré obtenu, prenez une lecture initiale (tension analogique) sur le capteur de déplacement laser comme référence.
  7. Utiliser l’application développée pour déclencher l’abaissement d’un poids (une masse précisément connue et calibré de lignes de cuivre) pour la traduction de force sur la scène quadfilar.
    Remarque : La masse de chaque boucle de cuivre dépend de la sensibilité prévue de la phase de quadfilar utilisée. Dans ce cas, la masse de chaque boucle de cuivre était de l’ordre de 100 mg pour le régime d’étalonnage étendu et 10 mg pour le régime d’étalonnage fine. Voir les résultats représentatifs pour plus d’informations.
  8. Enregistrer le déplacement (tension analogique) le capteur de déplacement laser lorsqu’il est déclenché après que la masse est complètement abaissée et son poids est traduit en une force horizontale.
  9. Répétez la procédure (étapes 1.7 et 1.8) d’abaisser les poids et enregistrement du déplacement de la scène de quadfilar jusqu'à ce que tous les poids de calibration sont développées. Tous les poids seront automatiquement retournés à la position d’équilibre par l’unité de calibration après que la séquence est terminée pour permettre la phase quadfilar atteindre une position d’équilibre avant propulseur peut être tiré. Sauver le facteur d’étalonnage ( fichier | Enregistrer sous | « Factor.txt »).
  10. Dessiner une courbe de calibrage pour obtenir le facteur d’étalonnage pour le système installé sur la scène de quadfilar, où le facteur d’étalonnage (en mN/V) est la pente de la courbe force/tension.
  11. Enregistrer une tension analogique de base par le capteur de déplacement laser à nouveau avant de déclencher le propulseur.
  12. Activer l’in situ programme MATLAB pour le calcul poussée instantanément à l’aide d’équation 3 (voir les résultats représentatifs) et le facteur d’étalonnage dérivé à l’étape 1.9 d’entrée ( fichier | Ouvert | « Factor.txt »).
  13. Les propulseurs peuvent alors être tirés à nouveau. Capturer les paramètres souhaités en temps réel en utilisant le programme d’acquisition de données interne.
    Remarque : Vous pouvez également une application intégrée peut être utilisée pour automatiser complètement le processus d’étalonnage, tandis que la synchronisation de la séquence de commande des moteurs et des capteurs d’acquisition de données en conséquence.

2. protocole de mesure null pour vérification poussée indépendant

  1. Tout d’abord, prenez une lecture de base (tension analogique) (à partir du capteur de déplacement laser) de l’hélice en position d’équilibre.
  2. Activer/désactiver les paramètres de fonctionnement aux valeurs souhaitées depuis le panneau de commande de propulseur et le propulseur de feu.
  3. Une fois déclenché le propulseur, attendez que les oscillations sur le pendule quadfilar à stabiliser.
  4. Après que le quadfilar se stabilise à un état stable, utiliser le soft de contrôle pour le système de mesure nulle pour déclencher l’abaissement du poids. Lectures du capteur de déplacement laser sont surveillées simultanément. Les poids sont abaissées continuellement jusqu'à ce que l’étape quadfilar est actionné en équilibre.
  5. Une fois la position d’équilibre est atteinte, mettre fin à la séquence d’activation et déterminer la force nécessaire pour adapter le système de quadfilar à l’équilibre.
  6. Déclencher un butoir pour arrêter la phase de quadfilar de se déplacer.
  7. Calculer la masse correspondant à la force horizontale nécessaire pour tirer le système vers l’équilibre.

3. activation des tourelles robotisées pour la profilométrie de télédétection et de panache spatiale de données in situ

Remarque : Pendant le fonctionnement de l’hélice, un opérateur peut choisir d’actionner le système manuellement aux angles désirés pour obtenir les caractéristiques de panache à des endroits particuliers ou déclencher une séquence automatique.

  1. Monter le propulseur sur une scène mobile (comme dans le cas de l’AFPC) avant de commencer l’expérience.
  2. Activez le mécanisme de la barre d’arrêt pour empêcher l’actionner pendant l’expérience de la scène.
  3. Déclencher le protocole de mesure et le servo moteur pour actionner la sonde à la position 0°.
  4. Acquérir une mesure de la sonde.
    Remarque : Selon le type de sondes installé, les processus de mesure peuvent varier selon la séquence programmable permettant d’obtenir des profils complet panache spatiale de la décharge. b si une sonde de Faraday est montée, une lecture au large d’un mètre de la source est prise (où un biais de -30 V est appliqué en continu pour les anneaux de garde). (b) si une sonde de Langmuir est montée, une forme d’onde de la tension en dents de scie est fourni à la sonde et les caractéristiques I-V sont obtenus et interprétés. (c) si un RPA est montée, une forme d’onde en dents de scie de tension est appliquée à la grille discriminante, et les caractéristiques I-V sont obtenus et interprétés.
  5. Déclencher le moteur d’asservissement à l’aide du microcontrôleur, de passer à la prochaine position angulaire où la séquence de la sonde est déclenchée pour faire une mesure à nouveau.
  6. Enregistrer les mesures dans les tableaux marqués dans une matrice de données.
  7. Répétez les étapes 3.5 et 3.6 jusqu'à ce qu’une pleine balayer jusqu'à 180° a été effectuée, et la sonde est ramenée à 0°.
  8. Analyser les données enregistrées.

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Representative Results

Procédure d’étalonnage de poussée et butée d’évaluation du rendement

Évaluation des valeurs de la poussée de l’étape de mesure quadfilar de poussée se décline en deux phases. La première phase est grâce à l’obtention des facteurs d’étalonnage de l’appareil automatisé de calibrage sans fil indiqué à droite de la Figure 5. Dans ce processus de calibration, poids fines sont abaissés à travers une barre lisse polytétrafluoroéthylène qui traduit les effets verticaux d’un poids en une force horizontale comme attaché à l’hélice sur la scène quadfilar. Un capteur de déplacement laser haute résolution puis mesure le déplacement à chaque intervalle en conséquence. Ceci est contrôlé par un opérateur via une application d’acquisition de données tel qu’illustré à la Figure 6, et un facteur d’étalonnage est obtenu à la fin de la série où les nombreux poids calibrés sont abaissent sur le système. Le facteur d’étalonnage S est obtenu à partir de la meilleure ligne d’ajustement de la courbe force-déplacement horizontal, et la poussée ultérieure est calculée à l’aide de l’équation 3 :

Equation 3

où Vréférence correspond à la tension de référence analogique du capteur de déplacement laser lire avant la mise à feu du propulseur, et Vmesurée est la tension mesurée par le capteur au cours de l’exploitation in situe de l’hélice.

Une représentation plus claire du système d’étalonnage est illustrée à la Figure 7. Il est à noter que la ligne verte et les cercles rouges sont uniquement à des fins d’illustration et simplement servent de guide pour le œil. En réalité, la ligne verte est une fine fibre de polyamide de Madère qui se connecte à l’hélice monté. Les poids calibrés sont des petites boucles de cuivre qui ont été soigneusement pesés par un bilan de masse de haute précision, et ils peuvent être ajustés en conséquence pour permettre à un régime d’étalonnage fine au départ (avec des intervalles plus petits dans la différence entre les masses) et à une régime étendu (où les plus grandes masses sont ajoutées vers la fin de la séquence de calibrage).

Un graphe de tension force typique produira une ligne droite comme illustré à la Figure 8 lorsque l’unité de calibration, plateforme de laser de déplacement capteur et quadfilar sont correctement installés. Dans ce cas, l’intrigue donne un facteur d’étalonnage (gradient) de 27.65 mN∙V-1 dans un ensemble normalisé vers le haut pour les mesures de poussée sur un large éventail de forces.

Le facteur d’étalonnage peut être modifié en modifiant la sensibilité de la plate-forme quadfilar, qui dépend de plusieurs facteurs tels que la longueur des fils quadfilar. Dans la Figure 8, la sensibilité de la configuration a été modifiée pour s’adapter à des poids de calibration pour régimes étendus. Les deux poids de calibrage fines et grossières sont inclus à céder une parcelle de calibrage qui est linéaire dans les deux régimes.

Un échantillon des mesures in situs pour la poussée mesurée est illustré à la Figure 9. Dans ce cas, il montre comment un opérateur est en mesure de surveiller la dépendance de la poussée sur la tension de décharge au cours de l’expérience jusqu'à ce que la décharge est éteinte. Effets d’autres paramètres d’entrée sur l’orientation peuvent être également surveillées de la même manière.

À l’aide de la quadfilar poussée stade mesure, nous avons pu mesurer la poussée générée par notre propulseur hall à différentes puissances d’entrée, compte tenu de la tension de décharge actuel et appliquée. Grâce à cette information, la variation de Equation 4 et Equation 5 en ce qui concerne la puissance d’entrée peut être obtenu. Figure 10 a,b montre comment l’idée maîtresse et varient avec la puissance d’entrée à 4 différents débits massiques. Enfin, l’efficacité est complotée contre la puissance d’entrée à différents débits massiques dans Figure 10C. Les résultats montrent que notre propulseur a été optimisé pour travailler à des puissances d’entrée inférieur à 100 W, où les faibles débits ont donné lieu à l’efficacité de presque 30 %19. Avant l’optimisation, le propulseur atteint à peine 20 % d’efficacité à 83 W et 5,5 sccm. Les résultats montrent que notre propulseur a été optimisé pour travailler à des puissances d’entrée inférieur à 100 W, où les faibles débits ont donné lieu à l’efficacité de presque 30 %19. Il s’agit sans doute d’une réalisation décente par rapport à l’hélice de SPT100 Hall, dont l’efficacité varie entre 30 à 40 % et autres propulseurs Hall de tailles semblables et des puissances d’entrée. D de la figure 10 illustre le profil automatiquement tracé de la densité de courant d’ion.

Protocole de mesure nulle pour la vérification indépendante de poussée

Alors que le propulseur est déclenché, le fil de polyamide sur le côté droit, correspondant à la fin d’unité de calibration reste mou. Pendant l’opération in situe de l’hélice, l’unité de vérification symétrique mesure null peut alors être déclenchée. L’unité de mesure nulle symétrique fonctionne de manière similaire au système d’étalonnage robotique illustré à la Figure 5; les poids de calibration miniature attachés à un fil de polyamide fine sont abaissées dans le système et créent une force horizontale appliquée sur le système de propulsion. Dans ce cas, la force horizontale sert à tirer sur le système de quadfilar qui a été déplacé sur le fonctionnement de l’hélice de retour à l’équilibre. Ce processus est montré dans le temps-dépendant schématique de l’évolution de processus à la Figure 11. Le propulseur est tout d’abord tiré à t = 0 s, correspondant au panneau (a) dans la série. La scène quadfilar se déplace ensuite vers la droite à la suite de la force horizontale de l’unité de propulsion. Étant donné que l’environnement est sombre dans le simulateur de l’espace, le mouvement de la scène est considéré comme le mouvement apparent de l’hélice au point b. Le stade quadfilar puis s’arrête oscillant et atteint d’une cylindrée équilibre stationnaire comme indiqué au point c. Dans ce cas, le système null est déclenché et le moteur pas à pas est activé pour ouvrir le stade quadfilar à l’équilibre comme indiqué au point d. Le moteur pas à pas est déclenché à un point où le capteur de déplacement laser détecte que la scène est dans la position d’équilibre et l’actionnement est arrêté. Une mesure est alors effectuée, et la valeur de la poussée de ce système est donnée en conséquence.

Actionnement des tourelles robotisées pour la profilométrie de télédétection et de panache spatiale de données in situ

Systèmes de tourelle de robotique modulaire sont également installés dans AFPC et UPS pour le diagnostic personnalisable de profils de panache. Ces tourelles robotisées sont également montées sur moteurs actionnés stades pour le positionnement de la sonde appropriée selon l’axe axial des propulseurs à l’extérieur. Les tourelles robotisées comprennent des enceintes blindées en acier inoxydable contenant programmables microcontrôleurs attaché à transpondeurs sans fil pour recevoir et transmettre des données. Cela permet également aux utilisateurs de contrôler le mouvement de la sonde externe, tout en recevant des données provenant de capteurs sans connexions électriques supplémentaires au système. Il est également intéressant de noter que la conception modulaire du micro-servo moteur actionné tourelle permet un affinement rapide de l’installation de mesure qui permet de multiples baies de la sonde notamment Langmuir, sonde de Faraday et EPR être montés sur le même mis en place conformément à exigences opérationnelles au point de temps. La figure 12 montre une illustration schématique de la montage expérimental pour la profilométrie de panache.

Pendant le fonctionnement de l’hélice, un opérateur peut choisir d’actionner manuellement le système aux angles désirés, comme illustré dans la Figure 12 pour obtenir les caractéristiques de panache à des endroits particuliers, ou une séquence automatique peut être déclenchée. Selon quelles sondes sont installées, les processus de mesure peuvent varier selon la séquence programmable permettant d’obtenir des profils complet panache spatiale de la décharge.

Une telle séquence permet une visualisation spatiale rapide du profil panache qui contribue à optimiser ingénierie et optimisation des processus en permettant une collimation de faisceau pour un fonctionnement efficace de propulseur. Tourelles motorisées et programmables systèmes de télédétection permettent une acquisition autonome des caractéristiques de panache en chaque point, où paramètres du plasma peuvent être dérivés et calculés par le biais de systèmes programmables. Cela peut accélérer l’essais de tels systèmes avec faciliter l’analyse et la manipulation de grandes quantités de données au moyen de simples systèmes autonomes robotisés et actionnés. Figure 10 d, par exemple, le paramètre plasma analysé ici est la densité de courant ionique à différentes positions angulaires. Il montre comment le pouvoir de décharge influe sur l’ampleur de la densité de courant crête ion et la pleine largeur à moitié maxima en conséquence. Ces résultats montrent que des tensions plus élevées de décharge ne se traduisent pas nécessairement à la meilleure performance de l’hélice d’étrave. Ici, une puissance plus élevée se traduit par l’élargissement du chemin du profil de panache qui est une caractéristique indésirable d’un propulseur. Cela signifie que certaines des particules d’échappement ont des vitesses qui ne sont pas perpendiculaires au plan de sortie du propulseur, ce qui a entraîné une poussée dans une direction non intentionnelle et rendre précise manœuvres difficiles. En outre, les frais de la plume peuvent endommager la charge utile ou autres sous-systèmes sur le vaisseau spatial. Pour optimiser le propulseur pour produire un panache plus collimaté, le courant fourni pour les bobines magnétiques et la chute de tension à l’anode est réglable jusqu'à une pleine largeur satisfaisante à leur valeur maxima de la moitié (FWHM) a été atteint. Avant optimisation de panache de profil, sa FWHM 33,1 ° à 140 W mais après optimisation, il réduit à 23,7 ° à 110 w. Cela implique que le panache est maintenant plus collimaté.

Figure 1
Figure 1 : Fonds pour l’environnement grand espace pour les essais de propulseurs électriques. Cette installation de phare est située à l’espace Propulsion Centre Singapour, Institut National de l’éducation, université technologique de Nanyang. (a) vue de côté de la chambre illustre hublots transparents pour diagnostic visuel des systèmes de test et les multiples grade sous vide les barreaux électriques permettant la communication, de contrôle et de diagnostic des systèmes soumis à l’essai. pompes à vide (b). vue latérale (c) de la chambre avec un côté trappe de chargement ouverte. (d) vue de la chambre de simulation spatiale avec l’exploitant de l’installation de systèmes de diagnostic. Reproduit avec la permission de J. Lim et al., IEEE trans. Plasma 46 SCI., 338 (2018) et J. Lim et Al, IEEE trans. Plasma 46 SCI., 345 (2018). Copyright 2018 IEEE. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 2
Figure 2 : Rear view d’un simulateur d’environnement spatial plasma à l’échelle (PSEC). PSEC comprend un total de 6 pompes, y compris les pompes cryogéniques de grande capacité, pompe turbo-moléculaire et pompes à secs. Le programme d’installation contient également des diagnostics intégrés de propulseur. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 3
Figure 3 : Vue d’ensemble d’une série de diagnostics de plasma dans la PSEC. Droite de la figure illustre une vue agrandie des systèmes tel que vu depuis le hublot de l’avant de la chambre. Le port de diagnostic visuel sert aussi comme un moyen pour la spectrométrie d’émission optique (OES) à faire. Comme le montre la vue de l’extérieur de la chambre, un spectromètre de masse quadripolaire est équipé pour l’analyse des gaz résiduels afin d’évaluer le taux d’érosion matérielle en raison de la pulvérisation cathodique dans la chambre pendant le fonctionnement du propulseur prolongée. En outre, contrôlé sans fil sondes robotiques de Faraday sont installés en interne afin d’évaluer les profils de panache des propulseurs en cours d’évaluation de la performance. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 4
Figure 4 : Présentation de la suite de diagnostic intégrée plasma dans l’AFPC. (un) personnalisable dessin montre une tourelle de sonde de Faraday robotisée placée à côté d’une étape d’évaluation de performance quadfilar de poussée et une unité d’étalonnage de poids in situ. (b) personnalisable caractéristiques permettent jusqu'à trois différents propulseurs à être monté et testé en même temps, réduction des temps d’arrêt opérationnel et recherche optimisant de sortie. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 5
Figure 5 : Présentation schématique de la vérification poussée null modulaire symétrique unité Contrairement au système d’étalonnage, l’unité de vérification poussée null est exploitée alors que le propulseur est déclenché pour permettre une vérification indépendante des poussée de valeurs obtenues. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 6
Figure 6 : Interface utilisateur de données acquisition app. L’interface utilisateur de l’application MATLAB permet à l’opérateur de contrôler la poussée et la tension mesurée par le capteur de déplacement laser en temps réel. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 7
Figure 7 : Unité de calibration Une unité d’étalonnage robotique peut être commandée par une entrée de l’opérateur sans fil ou par le biais de séquences d’étalonnage entièrement autonome pour l’étalonnage rapide d’un système de quadfilar. Considérations de conception : minimiser les influences extérieures ; utiliser des poids de chaîne et millinewton mince, léger ; Utilisez la barre de faible coefficient statique ; ligne doit être suffisamment flexible pour produire des « u-loop ». Pour le support de calibrage, utiliser commande sans fil, fine fibre de polyamide (nylon) monofilament Madeira (µm environ 4,0), petites boucles de cuivre comme poids et un bar de polytétrafluoroéthylène lisse. Ligne doit être fixé à l’arrière du propulseur monté sur quadfilar pendule ou en ligne avec le centre de la plaque de réflecteur. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 8
Figure 8 : Tension force typique et graphiques de la force de tension pour le programme d’installation mis à jour le. (un) tension Force graphique. La quantité de poids qui a été abaissé et traduit en une force horizontale est complotée contre la tension correspondante sur le capteur de déplacement laser de lecture. Le facteur d’étalonnage (en mN/V) est la pente de la courbe force/tension qui est utilisée dans le graphique de données acquisition env. (b) Force/tension. La sensibilité de l’installation vers la force appliquée a été augmentée pour intégrer pour la calibration de fine et grossière. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 9
Figure 9 : Évaluation de la performance in situ. Un autre logiciel permet l’exécution de poussée à surveiller en temps réel lorsqu’un paramètre d’entrée, la tension de décharge dans ce cas, devient peu à peu. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 10
Figure 10 : Évaluation des caractéristiques du propulseur. (a, b) Poussée et une impulsion spécifique en fonction de la puissance d’entrée à quatre différents débits massiques. (c) efficacité comploté contre la puissance d’entrée à différents débits massiques. (d) tracés automatiquement le profil de densité de courant d’ion. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 11
Figure 11 : Temps d’évolution de l’unité de vérification poussée null en exploitation au moment du tir d’un propulseur Hall à SPC-S. (a) t = 0 s, où le propulseur Hall est le premier tiré et s’éloigne de la position d’équilibre. (b) Quadfilar scène se déplace vers la droite, comme en témoigne le mouvement relatif de l’hélice de Hall. (c) Quadfilar stade cesse oscillant et atteint une position d’équilibre stationnaire. Système de null est déclenchée et commence à l’actionnement de moteur pas à pas. système (d), Null est déclenchée pour tirez lentement le propulseur monté sur la scène quadfilar retour à l’équilibre. (e), hélice d’étrave atteint une position d’équilibre. Unité de mesure nulle s’arrête le déclenchement moteur pas à pas. Mesure est prise. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 12
Figure 12 : Représentation schématique de l’actionnement de la tourelle multi-sonde modulaire. L’ensemble du système est contrôlé sans fil et sonde de Faraday peut être remplacée rapidement grâce à l’alignement sur un module sonde différentes. Connexions sont établies via des adaptateurs de type BNC pour tordre-sur une conversion facile et l’installation. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 13
Figure 13 : Schémas d’un propulseur de type Hall. Des configurations similaires avec des configurations variées, basées sur une disposition généralisée présentée dans cette figure ont été également utilisées par d’autres groupes. S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

Figure 14
Figure 14 : Inductivement couplé installation du Plasma pour la synthèse de nouveaux matériaux dans le Centre de demande des Sources Plasma / Space Propulsion Centre, Singapour. Un système de plasma puissant permet la synthèse de matériaux à base de silicium des cellules solaires innovants, performants, ainsi que le nitrure de bore et d’autres matériaux nanostructurés pour des applications dans les propulseurs modernes miniaturisés.  S’il vous plaît cliquez ici pour visionner une version agrandie de cette figure.

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Discussion

Typical Hall-type propulseurs44 sont relativement simples, bon marché et de dispositifs performants susceptibles d’accélérer un flux ionique pour les vitesses de plusieurs dizaines de km/s, offrant la poussée nécessaire pour accélérer satellites et engins spatiaux, ainsi que pour manœuvres, orientation, position et contrôle d’attitude et le décrochage de l’orbite à la fin de leur durée de vie du service. Demande de salle propulseurs sur les satellites et autres charges orbitales améliorent la durée de la mission, permettent le transfert orbital et le pilotage de la formation/constellation de multiples satellites et activer les capacités multimissions. Structurellement (voir schémas dans la Figure 13), un propulseur Hall est une enceinte coaxiale avec une anode installées d’un côté et une cathode placée près de la sortie. Ionisé facilement mais relativement lourd, gaz Xe, est généralement utilisé comme propulseur, mais d’autres éléments tels que l’iode peuvent être utilisés dans certains cas45. Un flux ionique est accélérée par un champ électrostatique qui est défini entre l’anode et la cathode, alors qu’un champ magnétique créé par un ensemble de bobines ou d’un système d’aimants permanents assure une dérive électronique actuel autour de la partie centrale de la chambre46. Ce courant de dérive des électrons assure efficace d’ionisation d’un gaz neutre et en même temps, il prévoit une indemnisation d’un changement d’ions positifs.

Le rendement de l’hélice de propulsion électrique dépend considérablement de sa conception, en particulier la forme et la configuration des électrodes et des paramètres du champ magnétique et matériaux utilisés pour l’accélération de canal, l’anode et l’émissifs inserts en la cathode. Par exemple, la topologie du champ magnétique de l’hélice peut être configurée de telle sorte que l’emplacement de l’intensité maximale du champ magnétique et par conséquent, la zone de l’ionisation sont poussé plus loin en aval, près de la sortie du canal, donc, réduire l’interaction entre les ions de haute énergie et le mur de canal47. Ceci à son tour réduit les taux d’érosion de la paroi du canal et sa dépendance sur les propriétés du matériau mural, rendant le remplacement matériel mur plus faisable. La durée de vie de propulseurs de type Hall dépend fortement des matériaux utilisés pour ses composants, en particulier ceux qui sont en contact avec le plasma. Aller de l’avant, de nouveaux matériaux, ainsi que les équipements et les techniques pour sa synthèse et test48,49 sont nécessaires pour améliorer la durée de vie de propulseurs de type Hall.

De nouveaux matériaux sont synthétisés dans les laboratoires de l’AFPC/CCP utilisant principalement un plasma à couplage inductif puissant, très adaptables et efficaces installation (Figure 14)50,51. Une gamme de nouveaux matériaux inclut, sans s’y limite à base de silicium gaufrettes pour cellules solaires innovants, performants, ainsi que le nitrure de bore, contenant du graphène nanostructures52,53, métamatériaux54 ,55 et autres matériaux nanostructurés pour des applications dans des propulseurs modernes miniaturisés, où ils sont utilisés pour une intensification significative et l’optimisation des paramètres clés de propulseurs56,,57. Autres équipements disponibles comprennent l’arc et systèmes capacitifs à plasma pour le traitement plasma avancé de matériaux58. En effet, une amélioration significative des paramètres de propulseur pouvant être atteint par la mise en œuvre de tests sophistiqués, conception, matériaux et simulation optimisation techniques59,60. En outre, demandes de nouveaux matériaux et de systèmes matériels susceptibles d’assurer les approches efficaces vers, par exemple, chaleur transfert61, usure résistance62, et autres problèmes liés à l’efficacité et la durée de vie de miniaturisés propulseurs d’espace. Facilités matérielles à base de plasma enable synthèse, test et l’application des matières plus avancées dans les propulseurs actuellement conçu63. En effet, il a déjà été démontré que techniques compatible plasma qui impliquent des flux très énergiques sur la matière et d’énergie, permettant l’activation efficace des surfaces64,65 et par conséquent, le contrôle de auto-organisation, nucléation66,,du6768 et autres processus sophistiqués en surface, conduisant à la création de la plus avancée des matériaux69,70, 71. Noter que les matériaux contenant du carbone tels que le nanowalls de carbone, les nanotubes et les baies de graphène orientés verticalement peuvent être très prometteurs pour l’application dans les propulseurs électriques comme électrons émettant des matériaux72, 73 , 74 et matériau prometteur pour les parois des voies d’accélération et de décharge chambres75.

Aussi, matériaux multicouches, core-shell et poreux faits à plasma76 pourrait trouver des applications dans diverses parties de la propulsion électrique systèmes77. Synthèse contrôlée de nanotubes simple-murés de carbone métallisé78 et plasma-activé, sans catalyseur de croissance de nanotubes de carbone sur écrites mécaniquement Si caractéristiques79 estégalement également possibles dans le processus axé sur les plasma80.

En résumé, nous avons présenté un protocole pour tester et optimiser les systèmes de propulsion spatiale miniaturisés. Matériel subtilement conçu diversifiée, grandes chambres à vide, plates-formes pompage puissants et divers complexes diagnostiques ont été utilisés pour effectuer la caractérisation précise et informative des micro-propulseurs dans des conditions proches de celles trouve dans l’espace ouvert. Personnel qualifié, simulation adéquate et le soutien théorique revêtent également une importance clé pour maintenir la micropropulsion conception et la technologie progresse régulièrement. Développement de nouveaux matériaux est le deuxième facteur clé qui pourrait assurer des progrès significatifs dans l’amélioration des caractéristiques de performance des systèmes de propulsion électrique moderne, y compris les petits satellites et CubeSats avec l’ensemble des systèmes d’approvisionnement, instruments de périphériques, outils et charge utile.

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Disclosures

Les auteurs ne déclarent aucun intérêt financier ou autre concurrents.

Acknowledgments

Ce travail a été soutenu en partie par OSTIn-SRP/EDB, le National Research Foundation (Singapour), Academic Research Fund AcRF Tier 1 RP 6/16 (Singapour) et le George Washington Institute pour la nanotechnologie (USA). I. L. reconnaît le soutien de l’école de chimie, physique et mécanique, sciences et faculté de génie, 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

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