Waiting
Login processing...

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

Engineering

Ottimizzazione, Test e diagnostica di propulsori a effetto Hall miniaturizzato

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

Qui, presentiamo un protocollo per testare e ottimizzare i sistemi di propulsione spaziale basati su propulsori Hall-tipo miniaturizzati.

Abstract

Satelliti artificiali e sonde miniaturizzate richiedono poca spinta propulsori intelligenti, altamente efficienti e durevoli, capaci di funzionamento esteso e affidabile senza la partecipazione e la regolazione. Propulsori termochimici che utilizzano le proprietà termodinamiche dei gas come mezzo di accelerazione hanno limitazioni fisiche sulla loro velocità del gas di scarico, con conseguente bassa efficienza. Inoltre, questi motori dimostrano estremamente bassa efficienza alle piccole spinte e potrebbero non essere adatti per continuamente i sistemi operativi che forniscono in tempo reale controllo adattativo di orientamento spaziale, la velocità e la posizione. Al contrario, i sistemi di propulsione elettrica che utilizzano campi elettromagnetici per accelerare i gas ionizzati (cioè, plasmi) non hanno alcuna limitazione fisica in termini di velocità di scarico, che permette praticamente ogni massa efficienza e impulso specifico. Propulsori a effetto Hall di bassa Spinta hanno una durata di parecchie migliaia di ore. Loro intervalli di tensione di scarico tra 100 e 300 V, operante a una potenza nominale di < 1 kW. Essi variano da 20 a 100 mm di dimensione. Propulsori a effetto Hall di grandi dimensioni in grado di fornire le frazioni di millinewton di Spinta. Negli ultimi decenni, c'è stato un crescente interesse in piccola massa, basso consumo e sistemi di propulsione ad alta efficienza ai satelliti di unità di 50-200 kg. In questo lavoro, dimostreremo come costruire, testare e ottimizzare un piccolo (30 mm) propulsore a effetto Hall in grado di spingere un piccolo satellite che pesano circa 50 kg. Mostreremo il propulsore operanti in un simulatore di ambiente ampio spazio e descrivere come viene misurata la spinta e parametri elettrici, comprese le caratteristiche del plasma, sono raccolti e trattati per valutare i parametri chiave dell'elica. Inoltre dimostriamo come l'elica è ottimizzato per renderlo uno dei più efficienti propulsori piccoli mai costruiti. Si affronterà anche le sfide e le opportunità offerte dai nuovi materiali di propulsore.

Introduction

Rinnovato interesse per l'industria spaziale ha in parte stata catalizzata da sistemi di propulsione elettrica altamente efficiente che trasporta avanzata capacità di missione al lancio sempre più ridotto costo di1,2,3. Recentemente sono stati proposti diversi tipi di dispositivi di propulsione elettrica spazio e testata4,5,6,7,8 supportate dall'attuale interesse nello spazio l'esplorazione9,10. Fra loro, dello ione di gridded11,12 e Hall-tipo propulsori13,14 sono di primario interesse grazie alla loro capacità di raggiungere un'efficienza molto alta di circa l'80%, superiore a quella di qualsiasi elica di chimica, compresi i più efficienti sistemi di ossigeno-idrogeno, l'efficienza di cui è limitata a circa 5000 m/s dall'entità fisica Leggi15,16,17,18.

Completa, affidabile test di propulsori spazio miniaturizzati in genere richiede un grande complesso di strutture di test che includono camere di prova, sottovuoto strutture (pompe), strumenti di controllo e diagnostica, un sistema per la misurazione di parametri del plasma 19e una vasta gamma di attrezzature ausiliarie che sostengono il funzionamento del propulsore, come un sistema elettrico di alimentazione, unità di alimentazione propellente, Spinta misura stand e molti altri20,21. Inoltre, un'elica di propulsione spazio tipico è costituito da diverse unità che separatamente influenzano l'efficienza e durata dell'intero sistema di spinta e di conseguenza, potrebbe essere testato sia separatamente che come parte del propulsore Assemblea22, 23. Questo notevolmente complica le procedure di prova e implica test lungo periodi24,25. Affidabilità delle unità catodo di un propulsore, nonché il funzionamento dei propulsori quando vengono utilizzati diversi propellenti richiede anche la considerazione speciale26,27.

Per quantificare le prestazioni di un sistema di propulsione elettrica e per qualificarsi moduli per spiegamento operativo in missioni spaziali, terra prova impianti che consentono la simulazione dello spazio realistico ambienti sono necessari per il collaudo di propulsione multi-scala unità28,29,30. Un esempio di tale sistema è una camera di simulazione di ambiente ampio spazio in scala situata presso il Space Propulsion Centre-Singapore (SPC-S, Figura 1a, b)31. Durante lo sviluppo di un ambiente di simulazione, le seguenti considerazioni primarie e secondarie devono essere presi in considerazione. Obiettivi primari sono l'ambiente dello spazio così creato deve simulare esattamente ed attendibilmente un ambiente spaziale realistico, che i sistemi diagnostici in costruzione devono fornire diagnostica precisa e accurata durante la valutazione delle prestazioni di un sistema. Secondarie preoccupazioni sono che gli ambienti spazio simulato devono essere altamente personalizzabili per consentire la rapida installazione e collaudo di propulsione differenti moduli diagnostici e l'ambiente deve essere in grado di ospitare elevato throughput test per ottimizzare scarico e condizioni operative di più unità contemporaneamente.

Spazio ambiente simulatori e impianti di pompaggio

Qui, vi illustriamo due simulazione Servizi SPC-S che sono stati implementati per la sperimentazione di sistemi di propulsione elettrica miniaturizzata, così come integrati moduli. Queste due strutture sono di diverse scale e soprattutto hanno ruoli diversi nel processo di valutazione delle prestazioni, come descritto di seguito.

Camera di plasma grande spazio azionamento (PSAC)

Il PSAC ha dimensioni di 4,75 m (lunghezza) x 2,3 m (diametro) e ha un vuoto di pompaggio suite che comprende numerose pompe ad alta capacità, lavorando in tandem. È in grado di raggiungere una pressione di base inferiore ai 10-6 PA. Ha un sistema di attivazione/spurgo integrato controllo del vuoto della lettura e pompa per evacuazione e l'eliminazione della camera. È dotato di numerose flange personalizzabile, passacavi elettrici e oblò diagnostica visiva per fornire linea prova impianto. Questo, insieme con un pacchetto completo di funzionalità di diagnostica montati internamente, permette di essere rapidamente modificate per diagnostica multi-modale. La scala di PSAC permette anche per il test di moduli completamente integrati per applicazioni in un ambiente simulato.

PSAC è il SPC-S ammiraglia spazio ambiente simulazione impianto (Figura 1 c, d). Sue dimensioni consentono di test di moduli completi di fino a un paio di U montato su un palco di quadfilar. Il vantaggio di questo metodo sarebbe nella visualizzazione in tempo reale di come i moduli di propulsione come montato su diversi payload possono influenzare la manovra in situ di payload nello spazio. Questa situazione viene simulata attraverso il montaggio e sospensione del payload intero su un proprietario quadfilar Spinta piattaforma di misurazione. Il propulsore può quindi essere licenziato, e la piattaforma sospesa con il propulsore e il carico utile sarebbe stata testata secondo le condizioni di spazio. Materie prime di gas propellente che entrano nell'ambiente di test tramite i moduli di propulsione elettrica sono pompati fuori in modo efficiente dalla suite sottovuoto per garantire che pressione complessiva della camera non è alterata, così, mantenendo un ambiente spaziale realistico32 ,33,34. Inoltre, sistemi di propulsione elettrica tipicamente coinvolgono la produzione dei plasmi e sfruttano la manipolazione delle traiettorie delle particelle cariche, uscire dal sistema al fine di generare Spinta35. Negli ambienti di simulazione più piccoli, l'accumulo di carica o plasma guaine sul muro potrebbe influire sulle prestazioni di scarico attraverso interazioni di plasma a parete grazie alla vicinanza con il sistema di propulsione, soprattutto per micropropulsion dove tipico di Spinta i valori sono in ordine di millinewtons. Di conseguenza, enfasi e attenzione speciale deve avvenire a contabilizzare e marginalizzare i contributi di tali fattori36. Le grandi dimensioni di PSAC minimizza interazioni del plasma a parete, rendendoli trascurabile, dando una rappresentazione più accurata dei parametri di scarico e consentendo il monitoraggio dei profili di pennacchio in moduli di propulsione elettrica. Il PSAC viene in genere utilizzato in completo modulo valutazione e sistemi di integrazione/processi di ottimizzazione che permette per la traduzione rapida di prototipi di propulsore nei sistemi funzionalmente pronti per test in preparazione per la qualificazione di spazio a terra.

Simulatore di ambiente spaziale al plasma in scala (PSEC)

Il PSEC ha dimensioni di cm 65 x 40 x 100 cm e dispone di una suite di pompaggio sottovuoto che si compone di sei pompe ad alta capacità, lavorando in tandem (pompa per vuoto a secco, pompe per vuoto turbomolecolare e cryo). È in grado di raggiungere una pressione di base inferiore a 10-5 Pa quando l'intero sistema di pompaggio è in funzione (tutte le pompe sono in uso). Pressione e propellente flussi vengono monitorati in tempo reale attraverso il flusso di massa integrato lettura caselle e manometri. Il PSEC è impiegato principalmente nelle endurance test di propulsori. I propulsori sono licenziati per lunghi periodi di tempo per valutare gli effetti del danno al plasma su canali di scarico e il suo ciclo di vita. Come illustrato nella Figura 2, una rete di regolatore di flusso gas complessi in questa struttura consente inoltre collegamento veloce di altri propellenti di materie prime al catodo e anodi per testare la compatibilità dei propulsori con nuovi propellenti e gli effetti della quest'ultimo sulle prestazioni del propulsore. Questo è di maggiore interesse per gruppi di ricerca lavorando su "aria-respirazione" thruster elettrici che utilizzano propellenti romanzo durante il funzionamento.

Strutture diagnostiche integrate (multi-modale diagnostica)

Diverse strutture di diagnostiche integrati, dotati di sistemi robotici integrato automatizzato (ventila-µS)19,23, sono stati sviluppati per i due sistemi in PSEC e PSAC per soddisfare per la diagnostica presso diverse scale e scopi.

Diagnostica integrata nel PSEC

Gli strumenti diagnostici in PSEC cerniera essenzialmente il monitoraggio in tempo reale di scarico attraverso le operazioni estese. Il sistema di gestione qualità monitora gas residuo nella struttura per specie contaminante che derivano da sputtering di materiale durante uno scarico. Queste tracce sono quantitativamente monitorati nel tempo per valutare i tassi di erosione del canale di scarico e gli elettrodi del propulsore per stimare la durata del propulsore. Lo spettrometro di emissione ottica (OES) integra questa procedura di monitoraggio linee spettrali corrispondenti alle transizioni elettroniche di specie contaminanti a causa dell'erosione, come il rame dall'elettronica. OES consente inoltre di diagnostica non invasiva del plasma e monitoraggio attivo del profilo di pennacchio che qualitativamente valuta le prestazioni del propulsore. Infine, una sonda robotica di Faraday che può essere controllata in remoto, o impostata in modalità completamente autonoma, viene utilizzata per derivare rapido sweep del profilo pennacchio per ottimizzare la collimazione del fascio attraverso parametricamente diverse condizioni di scarico (Figura 3).

Diagnostica integrata nel PSAC

Il lusso dello spazio fisico nel PSAC consente l'installazione di più sistemi di propulsore in varie località grazie al suo design modulare, che consente per l'installazione di plug-e-gioco-come per i vari sistemi diagnostici contemporaneamente. La figura 4 Mostra la sezione trasversale interna del PSAC in varie configurazioni, con la piattaforma di misurazione di spinta completamente sospesa quadfilar essendo il suo punto di fissaggio più notevole e permanente. Sistemi di torretta, controllato in modo autonomo o in modalità wireless tramite App Android di microcontrollori e moduli Bluetooth, quindi può essere montato in maniera modulare il propulsore per ottenere caratteristiche del pennacchio attraverso l'installazione di varie sonde di fronte come Faraday, Langmuir e ritardando potenziali Analyzer (RPA). Anche illustrato nella Figura 4 è la capacità del PSAC per consentire montaggio configurabile di sistemi elica per rapida diagnostica simultaneo di vari parametri del plasma. I propulsori possono essere montati verticalmente in una singola colonna e testato rapidamente, uno dopo l'altro per evitare interazioni tra i sistemi differenti dell'elica. Si è accertato che un'efficiente valutazione di fino a 3 diversi moduli in una singola istanza è possibile, così notevolmente riducendo i tempi morti durante l'evacuazione e l'eliminazione di processi richiesti altrimenti quando sistemi di prova singolarmente. D'altra parte, questo sistema è una preziosa occasione per testare gli assembly di propulsore che dovrebbero operare in un mazzo, sullo stesso satellite. I propulsori possono essere montati verticalmente in una singola colonna e testato rapidamente, uno dopo l'altro per evitare interazioni tra i sistemi differenti dell'elica. È stato testato per essere efficace nella valutazione di fino a 3 diversi moduli in una singola istanza, significativamente riducendo i tempi di inattività durante l'evacuazione e l'eliminazione di processi necessari altrimenti quando sistemi di prova singolarmente.

È fondamentale per determinare la Spinta nei sistemi micropropulsion con precisione così che i parametri quali efficienza, ηeff e l'impulso specifico hosp, sono accurate, così, dando una rappresentazione affidabile della dipendenza del prestazioni del propulsore su vari parametri di input come il flusso di propellente e la potenza fornita ai diversi terminali dei propulsori, come indicato nelle equazioni 1 e 2. In modo esplicito, valutazione delle prestazioni dei sistemi di micropropulsion in genere ruota attorno la misura della spinta generata dal sistema a vari parametri di funzionamento. Di conseguenza, sistemi di valutazione delle prestazioni devono essere calibrate secondo un insieme di standard prima di essere installato nell'ambiente di spazio per l'uso nella diagnostica e collaudo per garantirne l'affidabilità e precisione19.

Equation 1

Equation 2

Tipici sistemi impiegano forza calibrazione esternamente prima unità di misura di Spinta siano installati in ambiente test38. Tuttavia, tali sistemi non tengono conto per gli ambienti di spazio che influenzano le proprietà del materiale di standard di calibrazione e per impianti elettrico, vuoto e thermal influenze sul degrado degli standard calibrati nel corso dinamico di valutazione delle prestazioni dei propulsori. L'unità di calibrazione automatica wireless illustrato nella Figura 5, consente d'altra parte, per la taratura in situ del sistema in ambiente simulato prima che l'elica sia operativo. Questo rappresenta gli effetti dinamici dell'ambiente di test sulla fase di misurazione e permette per rapida ri-calibrazione del sistema prima della cottura dei propulsori. Il sistema dispone anche di un gruppo di verifica di reggispinta null modulare simmetrica che verifica la spinta in modo indipendente. È funzionato mentre il propulsore è operativo per l'analisi in situ della derivata spinte da determinato condizioni di scarico. L'intero processo avviene tramite MATLAB applicazioni, consentendo agli utenti di concentrarsi sull'ottimizzazione dell'hardware e progettazione di sistemi di propulsione e accelera la sperimentazione di tali sistemi. Dettagli di questo metodo sarebbero essere elaborati nella sottosezione seguente.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

Qui presentiamo i protocolli per la valutazione di prestazioni e procedura di calibrazione di Spinta, Spinta indipendente verifica tramite profilometria null misura e plume attraverso il rilevamento di dati spaziali in situ.

1. valutazione di prestazioni di procedura e Spinta di calibrazione di Spinta

  1. Assicurarsi che tutti i componenti siano installati nell'alloggiamento come mostrato nella Figura 5.
  2. Verificare la connettività degli strumenti diagnostici esternamente prima della camera di tenuta.
  3. Utilizzare il controllo di impianto integrato per sigillare la camera.
  4. Accendere le pompe a vuoto in ordine di cascata a partire da pompe a secco (fino a quando non raggiunge la camera 1 Pa), pompe turbo-molecolari (fino a ~ 5 x 10-4 Pa) e poi le pompe criogeniche.
    Nota: PSAC è lasciato alla pompa per alto vuoto (< ~ 10-5 Pa) per simulare l'ambiente spaziale. Il protocollo può essere messo in pausa qui.
  5. Utilizzare le applicazioni sviluppate per sincronizzare i dispositivi con il transponder wireless nella camera. Il processo di sincronizzazione è completo quando il diodo luminoso (LED) sul transponder smette di lampeggiare.
  6. Una volta ottenuto il vuoto desiderato, prendere una lettura iniziale (tensione analogica) fuori il sensore di spostamento laser come una linea di base.
  7. Utilizzare l'app sviluppata per attivare l'abbassamento di un peso (di una massa precisamente noto e calibrato di anello in rame) per la traduzione di forza sul palco quadfilar.
    Nota: La massa di ogni ciclo del rame dipende dalla sensibilità prevista della fase quadfilar utilizzata. In questo caso, la massa di ogni ciclo del rame era nell'ordine di 100 mg per il regime di taratura estesa e 10 mg per il regime di taratura fine. Vedere i risultati rappresentativi per ulteriori informazioni.
  8. Registrare lo spostamento (tensione analogica) dal sensore di spostamento laser quando viene attivato dopo che la massa è completamente abbassata e il suo peso si traduce in una forza orizzontale.
  9. Ripetere il processo (punti 1.7 e 1.8) di abbassare i pesi e la registrazione dello spostamento della fase quadfilar fino a quando vengono espansi tutti i pesi di calibrazione. Tutti i pesi automaticamente tornerà alla posizione di equilibrio dall'unità di calibrazione al termine della sequenza, per consentire la fase di quadfilar raggiungere una posizione di equilibrio prima dell'elica può essere licenziato. Salvare il fattore di calibrazione ( File | Salvare come | "Factor.txt").
  10. Disegnare una curva di calibrazione per ottenere il fattore di taratura per il sistema installato sul palco quadfilar, dove il fattore di taratura (in mN/V) è la pendenza del grafico forza/tensione.
  11. Registrare una tensione analogica della linea di base dal sensore di spostamento laser nuovamente prima di sparare il propulsore.
  12. Attivare in situ programma MATLAB per il calcolo di Spinta istantaneamente usando l'equazione 3 (Vedi i risultati rappresentativi) e il fattore di calibrazione derivato nel passaggio 1,9 di input ( File | Aperto | "Factor.txt").
  13. I propulsori possono essere poi sparò di nuovo. Catturare i parametri desiderati in tempo reale utilizzando il programma di acquisizione dei dati interni.
    Nota: In alternativa, un'app integrata può essere utilizzata per automatizzare completamente il processo di calibrazione durante la sincronizzazione la sequenza di azionamento dai motori e acquisizione dati da sensori di conseguenza.

2. protocollo di misurazione per la verifica indipendente Spinta null

  1. In primo luogo, prendere una lettura basale (tensione analogica) (dal sensore di spostamento laser) del propulsore in posizione di equilibrio.
  2. Attivare o disattivare parametri operativi ai valori desiderati dal pannello di controllo del propulsore e fuoco del propulsore.
  3. Una volta che il propulsore è licenziato, attendere che le oscillazioni sul pendolo di quadfilar per stabilizzare.
  4. Dopo la quadfilar si stabilizza a uno stato stazionario, è possibile utilizzare l'app di controllo per il sistema di misura null per innescare l'abbassamento dei pesi. Letture dal sensore di spostamento laser sono controllate simultaneamente. I pesi sono abbassati continuamente fino a quando la fase di quadfilar viene azionata nuovamente dentro equilibrio.
  5. Una volta raggiunta la posizione di equilibrio, terminare la sequenza di azionamento e determinare la forza necessaria per riportare il sistema quadfilar in equilibrio.
  6. Attivare un blocco del fermo per interrompere la fase di quadfilar di muoversi.
  7. Calcolare la massa corrispondente alla forza orizzontale necessaria per tirare il sistema torna in equilibrio.

3. l'azionamento del robot torrette per dati spaziali in situ sensing e pennacchio profilometria

Nota: Durante il funzionamento del propulsore, un operatore può scegliere di azionare il sistema manualmente agli angoli desiderati per ottenere caratteristiche di pennacchio a determinate posizioni o innescare una sequenza automatizzata.

  1. Montare l'elica su una fase commovente (come nel caso di PSAC) prima di iniziare l'esperimento.
  2. Attivare il meccanismo di barre di arresto per impedire che la fase di azionamento durante l'esperimento.
  3. Attivare il protocollo di misurazione e servo motore per azionare la sonda in posizione 0°.
  4. Acquisire una misura dalla sonda.
    Nota: A seconda del tipo di sonde installato, i processi di misura possono essere variati secondo la sequenza programmabile per ottenere profili di pennacchio spaziale completa dello scarico. (a) se è montata una sonda di Faraday, una lettura fuori un metro di fonte è preso (dove una polarizzazione di -30 V è continuamente applicata agli anelli di guardia). (b) se è montata una sonda di Langmuir, una forma d'onda di tensione a dente di sega è fornita alla sonda e le caratteristiche I-V sono ottenute e interpretate. (c) se è montato un RPA, una forma d'onda a dente di sega tensione è applicata alla griglia discriminante, e le caratteristiche I-V sono ottenute e interpretate.
  5. Innescare il servomotore utilizzando il microcontrollore, per spostarsi alla successiva posizione angolare dove la sequenza sonda viene attivata per effettuare una misura di nuovo.
  6. Salvare le misurazioni in singolarmente contrassegnate matrici in una matrice di dati.
  7. Ripetere i passaggi da 3.5 e 3.6 finché un pieno spazzare fino a 180° è stato eseguito, e la sonda è portata di nuovo a 0°.
  8. Analizzare i dati salvati.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

Procedura di calibrazione di spinta e valutazione delle prestazioni di Spinta

Valutazione dei valori di spinta dalla fase di misurazione quadfilar di Spinta avviene in due fasi. La prima fase è attraverso ottenere fattori di calibrazione dall'unità di calibrazione automatica wireless mostrata a destra della Figura 5. In questo processo di calibrazione, bene pesi sono abbassati attraverso una barra di politetrafluoroetilene liscio che si traduce gli effetti verticali di peso in una forza orizzontale come collegato al propulsore sul palco quadfilar. Un sensore di spostamento laser ad alta risoluzione misura quindi lo spostamento a ogni intervallo di conseguenza. Questo è monitorato da un operatore tramite un app di acquisizione dati, come illustrato nella Figura 6, e un fattore di calibrazione è ottenuto alla fine della serie dove numerosi pesi calibrati sono abbassati sul sistema. Il fattore di calibrazione S è ottenuto dalla retta di regressione del grafico forza-spostamento orizzontale e la Spinta successiva viene calcolata utilizzando l'equazione 3:

Equation 3

dove Vdella linea di base è la tensione di riferimento analogico dal sensore di spostamento laser leggere prima dell'infornamento del propulsore e Vmisurato è la tensione misurata dal sensore durante il funzionamento in situ del propulsore.

Una più chiara rappresentazione del sistema di calibrazione è illustrata nella Figura 7. Deve essere notato che la linea verde e cerchi rossi sono solo a scopo illustrativo e semplicemente servono come guida per l'occhio. In realtà, la linea verde è una fibra di poliammide Madeira fine che collega con il propulsore montato. I pesi calibrati sono piccoli anelli di rame che sono stati attentamente valutati da un bilancio di massa di alta precisione, ed essi possono essere regolati di conseguenza per consentire un regime di taratura fine inizialmente (con intervalli più piccoli nella differenza tra le masse) e a un regime di esteso (dove più grandi masse sono aggiunto verso la fine della sequenza di calibrazione).

Un grafico forza-tensione tipica produrrà una linea retta, come mostrato nella Figura 8 quando l'unità di calibrazione, piattaforma di sensore e quadfilar di spostamento laser sono correttamente installati. In questo caso, la trama produce un fattore di calibrazione (gradiente) di 27.65 mN∙V-1 in un insieme standardizzato fino per misurazioni di Spinta sopra una vasta gamma di forze.

Il fattore di calibrazione può essere modificato modificando la sensibilità della piattaforma quadfilar, che dipende da diversi fattori quali la lunghezza dei fili quadfilar. In Figura 8, la sensibilità dell'installazione è stata modificata per adattarsi a pesi di calibrazione per estesi regimi. Entrambi i pesi di taratura fine e grossolana sono inclusi per produrre una trama di calibrazione che è lineare in entrambi i regimi.

Nella Figura 9è riportato un esempio delle misurazioni in situ per la spinta misurata. In questo caso, Mostra come un operatore è in grado di monitorare la dipendenza di Spinta su tensione di scarico durante il corso dell'esperimento, fino a quando lo scarico è estinta. Effetti di altri parametri di input sulla spinta possono anche essere controllati nello stesso modo.

Utilizzando il quadfilar di spinta per misure, siamo stati in grado di misurare la spinta generata da nostro propulsore a effetto hall alle varie potenze inpue, dato dalla tensione di Scarica di corrente ed applicata. Attraverso queste informazioni, la variazione di Equation 4 e Equation 5 rispetto alla potenza in ingresso possono essere ottenuti. Figura 10a,b spettacoli come la spinta e variare con potenza in ingresso alle 4 diverse portate di massa. Infine, l'efficienza è tracciata contro la potenza in ingresso alle diverse portate in Figura 10 c. I risultati mostrano che il nostro propulsore è stato ottimizzato per funzionare a potenza inferiore a 100 W, dove le basse portate hanno provocato efficienze di quasi 30%19. Prima dell'ottimizzazione, il propulsore ha raggiunto a malapena 20% di efficienza a 83 W e 5,5 sccm. I risultati mostrano che il nostro propulsore è stato ottimizzato per funzionare a potenza inferiore a 100 W, dove le basse portate hanno provocato efficienze di quasi 30%19. Questo è probabilmente un risultato decente rispetto al propulsore a effetto Hall di SPT100, cui efficienza varia tra 30-40% e altri propulsori a effetto Hall di simili dimensioni e potenza. Figura 10 d illustra il profilo automaticamente tracciato della densità di corrente dello ione.

Protocollo di misurazione null per la verifica indipendente di Spinta

Mentre il propulsore è stato licenziato, il filo di poliammide sul lato destro, corrispondente alla fine di unità di calibrazione è lasciato slack. Durante l'operazione in loco del propulsore, l'unità di verifica di misura null simmetrica possa quindi essere attivato. L'unità di misura null simmetrica funziona in modo simile al sistema robotico taratura illustrato nella Figura 5; i pesi di calibrazione in miniatura attaccati ad un filo di poliammide sono abbassati nel sistema e creare una forza orizzontale applicata al sistema di propulsione. In questo caso, viene applicata la forza orizzontale per tirare il sistema di quadfilar che è stato spostato sul funzionamento del propulsore torna all'equilibrio. Questo processo è mostrato in tempo-dipendente schematico dell'evoluzione processo nella Figura 11. Il propulsore viene prima cotto a t = 0 s, che corrisponde al pannello (a) della serie. La fase di quadfilar poi si sposta a destra come risultato della forza orizzontale dall'unità di propulsione. Dal momento che l'ambiente viene scurita nel simulatore di spazio, il movimento della fase è visto come il movimento apparente del propulsore in (b). La fase di quadfilar quindi non oscillante e raggiunge uno spostamento di equilibrio stazionario come mostrato in (c). In questo caso, il sistema null viene attivato e viene attivato il motore passo-passo per tirare indietro la fase di quadfilar all'equilibrio, come mostrato in (d). Il motore passo-passo viene attivato ad un punto dove il sensore di spostamento laser rileva che la fase è tornato in posizione di equilibrio e l'azionamento è stato arrestato. Una misura allora è preso, e il valore di spinta da questo sistema è dato di conseguenza.

Azionamento di torrette robotizzate per dati spaziali in situ sensing e pennacchio profilometria

Sistemi modulari torretta robot vengono installati anche PSAC sia PSEC per diagnostica personalizzabile di profili di pennacchio. Queste torrette robot sono montate anche sulle fasi motore ad azionamento per posizionamento sonda adeguata secondo la linea d'asse assiale dei propulsori esternamente. Le torrette robot comprendono schermati in acciaio inox involucri contenenti microcontrollori programmabili collegato al wireless risponditori per ricezione e trasmissione dati. Questo consente inoltre agli utenti di controllare il movimento della sonda esternamente, durante la ricezione di dati da sensori senza ulteriori collegamenti elettrici al sistema. Vale anche la pena notare che la struttura modulare del micro-servomotore ad azionamento torretta permette rapido perfezionamento della configurazione di misura che permette di più array sonda tra cui Langmuir, sonda di Faraday e RPAs essere montato sullo stesso impostato secondo esigenze operative sul punto di tempo. Figura 12 Mostra un illustrazione schematica dell'apparato sperimentale per profilometria pennacchio.

Durante il funzionamento del propulsore, un operatore può scegliere di azionare manualmente il sistema agli angoli desiderati come illustrato nella Figura 12 per ottenere caratteristiche di pennacchio alle posizioni particolari, o una sequenza automatizzata può essere attivata. A seconda di quali sonde sono installati, i processi di misura possono essere variati secondo la sequenza programmabile per ottenere profili di pennacchio spaziale completa dello scarico.

Tale sequenza consente di rapida visualizzazione spaziale del profilo pennacchio che aiuta a ottimizza la progettazione e ottimizzazione del processo consentendo per la collimazione del fascio per il funzionamento efficiente propulsore. Torrette ad azionamento e sistemi di rilevamento programmabili consentono acquisizione autonoma delle caratteristiche di pennacchio in ogni punto, dove parametri del plasma possono essere derivati e calcolati attraverso sistemi programmabili. Questo può velocizzare i test di tali sistemi con facile analisi e manipolazione di grandi quantità di dati attraverso semplici sistemi robotici e ad azionamento autonomi. Nella Figura 10 d, ad esempio, il parametro di plasma analizzato qui è la densità di corrente di ioni alle diverse posizioni angolari. Essa mostra come il potere di scarico influenza la grandezza della densità di corrente di picco dello ione e la larghezza piena a metà maxima di conseguenza. Questi risultati indicano che le tensioni di scarico superiori non si traducono necessariamente a migliorare le prestazioni del propulsore. Qui, aumento della potenza comporta l'ampliamento del profilo pennacchio che è una caratteristica indesiderabile di propulsore. Ciò significa che alcune delle particelle di scarico hanno una velocità che non sono perpendicolari al piano di uscita del propulsore, risultante in una spinta in una direzione non intenzionale e rendendo precisa manovre difficili. Inoltre, le spese dal pennacchio possono danneggiare il payload o altri sottosistemi a bordo della sonda. Per ottimizzare il propulsore per produrre un pennacchio più collimato, la corrente erogata per le bobine magnetiche e la caduta di potenziale all'anodo può essere regolata fino a quando sono stato raggiunto un soddisfacente interi al valore di mezza maxima (FWHM). Prima dell'ottimizzazione del profilo di pennacchio, era sua FWHM 33,1 ° a 140 W ma dopo l'ottimizzazione, ridotto a 23,7 ° a 110 w. Ciò implica che il pennacchio ora è più collimato.

Figure 1
Figura 1 : Fondo per l'ambiente ampio spazio per il collaudo di eliche di propulsione elettrica. Questa struttura di punta si trova presso la spazio propulsione centro Singapore, National Institute of Education, Nanyang Technological University. (a) vista laterale della sezione illustra gli oblò trasparenti per diagnostica visiva di sistemi di test e il più vuoto grado elettrico feed-through che consentono di comunicazione, controllo e diagnostica dei sistemi sottoposti a test. Pompe per vuoto (b). vista laterale (c) della camera con un portello di carico laterali di aprire. (d) vista la camera di simulazione di spazio con un operatore per l'installazione di sistemi diagnostici. Ristampato con il permesso da J. Lim et al., IEEE Trans. Plasma sci. 46, 338 (2018) e J. Lim et al., IEEE Trans. Plasma sci. 46, 345 (2018). Copyright 2018 IEEE. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 2
Figura 2 : Veduta posteriore di un simulatore di ambiente spaziale al plasma in scala (PSEC). PSEC dispone di un totale di 6 pompe, tra cui pompe criogeniche ad alta capacità, pompe turbo-molecolari e pompe a secco. Il programma di installazione contiene anche diagnostica integrata dell'elica. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 3
Figura 3 : Descrizione di una suite di diagnostica del plasma nella PSEC. Lato destro della figura illustra una vista ingrandita del sistemi come visto dall'oblò dalla parte anteriore della camera. La porta di diagnostica visiva serve anche come un viale per la spettroscopia ad emissione ottica (OES) essere fatto. Come mostrato nella vista esterna dell'alloggiamento, uno spettrometro di massa quadropole è equipaggiato per l'analisi di gas residuo per valutare i tassi di erosione del materiale a causa di sputtering in aula durante il funzionamento prolungato dell'elica. Inoltre, in modalità wireless controllate sonde robotiche di Faraday sono anche montati internamente per valutare profili pennacchio dei propulsori in fase di valutazione delle prestazioni. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 4
Figura 4 : Panoramica della suite diagnostica integrata al plasma nel PSAC. (un) personalizzabile design mostra una torretta di sonda Faraday robotica collocata accanto a una fase di valutazione delle prestazioni quadfilar di spinta e un'unità di calibrazione del peso in situ. (b) personalizzabile funzionalità consentono fino a tre diversi propulsori essere montate e testate contemporaneamente, riducendo i tempi di inattività operativa e ricerca massimizzando in uscita. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 5
Figura 5 : Layout schematico della verifica Spinta null modulare simmetrica unità A differenza del sistema di calibrazione, l'unità di verifica Spinta null viene utilizzata mentre il propulsore viene generato per consentire una verifica indipendente dei valori assiali ottenuti. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 6
Figura 6 : Interfaccia utente di dati acquisizione app. L'interfaccia utente dell'app basate su MATLAB consente all'operatore di monitorare la spinta e la lettura del sensore di spostamento laser in tempo reale della tensione. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 7
Figura 7 : Unità di calibrazione Un'unità di calibrazione robot può essere azionata da un input di operatore wireless, o attraverso sequenze di calibrazione completamente autonomo per la calibrazione rapida di un sistema di quadfilar. Considerazioni sulla progettazione: ridurre al minimo le influenze esterne; utilizzare pesi di stringa e millinewton sottile, peso leggero; utilizzare barra basso coefficiente statico; linea deve essere sufficientemente flessibile per produrre "u-loop". Per lo stand di calibrazione, utilizzare centralina wireless, fibra di fine Madeira monofilamento poliammide (nylon) (circa 4,0 µm), piccoli anelli di rame come pesi e un bar di politetrafluoroetilene liscia. Linea deve essere collegato alla parte posteriore del propulsore montato sul pendolo di quadfilar o in linea con il centro della piastra riflettore. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 8
Figura 8 : Forza-tensione tipica e grafici di forza-tensione per installazione modificata. (un) tensione di forza grafico. La quantità di peso che è stato abbassato e tradotta in una forza orizzontale è tracciata contro la corrispondente tensione di lettura del sensore di spostamento laser. Il fattore di taratura (in mN/V) è la pendenza del grafico forza/tensione che verrà utilizzato nel grafico forza/tensione dati acquisizione app. (b). La sensibilità del setup verso la forza applicata è stata aumentata per accogliere per la calibrazione di grana grossa e fine. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 9
Figura 9 : Valutazione delle prestazioni in situ. Un altro programma software consente le prestazioni di spinta da monitorare in tempo reale quando un parametro di input, la tensione di Scarica in questo caso, è cambiata gradualmente. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 10
Figura 10 : Valutazione delle caratteristiche dell'elica. (a, b) Spinta e impulso specifico come funzioni di potenza in ingresso alle quattro diverse portate di massa. (c) efficienza tramato contro la potenza in ingresso alle diverse portate. (d) automaticamente tracciati profilo di densità di corrente dello ione. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 11
Figura 11 : Tempo di evoluzione del nucleo di verifica null Spinta in funzione durante la cottura di un propulsore a effetto Hall a SPC-S. (un) t = 0 s, dove il propulsore a effetto Hall è il primo licenziato e si allontana dalla posizione di equilibrio. (b) Quadfilar fase si sposta a destra come indicato tramite il movimento relativo del propulsore Hall. (c) Quadfilar fase non oscillante e raggiunge una posizione di equilibrio stazionario. Sistema null viene attivato e ha inizio l'azionamento motore passo-passo. (d) Null sistema viene attivato lentamente tirare il propulsore montato sulla scena quadfilar torna all'equilibrio. (e), elica di prua raggiunge una posizione di equilibrio. Unità di misura null interrompe l'azionamento motore passo-passo. Si misura. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 12
Figura 12 : Rappresentazione schematica dell'azionamento della torretta modulare multi-sonda. L'intero sistema è controllato in modalità wireless, e sonda di Faraday può essere sostituito rapidamente attraverso lo snap su un modulo diverso sonda. Connessioni sono effettuate tramite adattatori di tipo BNC per installazione e facile conversione di torsione-in. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 13
Figura 13 : Schemi di un propulsore a effetto Hall-tipo. Configurazioni simili con varie configurazioni basate su un layout generalizzato ha presentato in questa figura sono state impiegate anche da altri gruppi. Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Figure 14
Figura 14 : Accoppiato induttivamente Facility di Plasma per la sintesi di nuovi materiali presso il centro di applicazione di sorgenti Plasma / Space Propulsion Centre, Singapore. Un sistema al plasma potente consente la sintesi di materiali basati su silicio per celle solari innovative, altamente efficiente, nonché di nitruro di boro e altri materiali nanostrutturati per applicazioni nei moderni propulsori miniaturizzati.  Clicca qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

Typical Hall-tipo propulsori44 sono relativamente semplici, economici e dispositivi altamente efficienti che potrebbero accelerare un flusso di ioni per le velocità di alcune decine di km/s, fornendo la spinta necessaria per accelerare satelliti e veicoli spaziali, nonché per manovra, orientamento, posizione e atteggiamento di controllo e de-orbitare intorno alla fine del loro ciclo di vita di funzionamento. Applicazione di Hall thruster su satelliti e altri carichi orbitale che permettono di migliorare durata missione, consentire trasferimento orbitale ed il volo di formazione/costellazione dei satelliti più e attivare le funzionalità multi-missione. Strutturalmente (Vedi schemi nella Figura 13), un propulsore a effetto Hall è una camera coassiale con un anodo installato su un lato e un catodo posizionato vicino all'uscita. Relativamente pesante, ma facilmente ionizzato gas Xe, viene solitamente utilizzato come propellente, ancora altri elementi come lo iodio possono essere utilizzati in alcuni casi45. Un flusso di ioni è accelerato da un campo elettrostatico che sorge tra l'anodo e il catodo, mentre un campo magnetico creato da un insieme di bobine o un sistema di magneti permanenti assicura una deriva di elettrone corrente intorno alla parte centrale della camera46. Questa corrente di drift elettrone garantisce efficiente ionizzazione di un gas neutro e contemporaneamente, esso fornisce la compensazione di un cambiamento di ioni positivi.

L'efficienza di un'elica di propulsione elettrica dipende in modo significativo il suo design, soprattutto la forma e la configurazione degli elettrodi e dei parametri del campo magnetico e materiali utilizzati per il canale di accelerazione, anodo ed emissivi inserti nella catodo. Ad esempio, la topologia del campo magnetico del propulsore può essere configurata in modo tale che la posizione di massima intensità del campo magnetico e quindi, la zona di ionizzazione sono spinto ulteriormente a valle, vicino allo sbocco del canale, quindi, ridurre l'interazione fra gli ioni ad alta energia e la parete di canale47. Questo a sua volta riduce i tassi di erosione della parete canale e la sua dipendenza dalle proprietà del materiale del muro, rendendo più fattibile la sostituzione del materiale muro. La durata dei propulsori Hall-tipo dipende altamente i materiali utilizzati per i suoi componenti, specialmente quelli che sono in contatto con il plasma. Andando avanti, nuovi materiali, nonché attrezzature e tecniche per la sua sintesi e test48,49 sono necessari per migliorare ulteriormente la durata dei propulsori Hall-tipo.

Nuovi materiali sono sintetizzati nei laboratori PSAC/SPCS utilizzando principalmente un potente, efficiente e altamente adattabile plasma accoppiato induttivamente meccanismo (Figura 14)50,51. Una gamma di nuovi materiali include, ma non è limitata a wafer di silicio per celle solari innovative, altamente efficiente, così come nitruro di boro, grafene contenenti nanostrutture52,53, metamateriali54 ,55 e altri materiali nanostrutturati per applicazioni nei moderni propulsori miniaturizzati, dove sono impiegati per significativa intensificazione e ottimizzazione dei parametri della chiave di propulsori56,57. Altre attrezzature disponibili comprendono arco e sistemi al plasma ad accoppiamento capacitivo per il per il trattamento al plasma avanzate di materiali58. Infatti, un miglioramento significativo dei parametri dell'elica potrebbe essere raggiunta attraverso la realizzazione di sofisticati test, progettazione, materiali e simulazione ottimizzazione tecniche59,60. Inoltre, applicazioni di nuovi materiali e sistemi materiali potrebbero garantire efficienti approcci verso, per esempio, calore trasferimento61, usura resistenza62, e altri problemi connessi con l'efficienza e la durata di vita di miniaturizzato propulsori di spazio. Plasma-base materiale strutture attiva sintesi, test e applicazione dei materiali più avanzati i propulsori attualmente progettato63. Infatti, già è stato dimostrato che le tecniche abilitato al plasma che comportano flussi altamente energetici su materia ed energia, consentire efficiente attivazione delle superfici64,65 e quindi, il controllo auto-organizzazione, nucleazione66,67,68 e altri sofisticati processi basati sulla superficie, che porta alla creazione del più avanzati materiali69,70, 71. Si noti che carbonio-contenenti materiali come carbonio nanowalls, nanotubi e grafene orientate verticalmente matrici potrebbero essere molto promettente per l'applicazione nei propulsori di propulsione elettrica come elettrone emettendo materiali72, 73 , 74 e materiale promettente per le pareti di accelerazione canali e scarico chambers75.

Materiali multistrato, core-shell e poroso del plasma-fatto76 anche potrebbe trovare applicazioni in varie parti del di sistemi di propulsione elettrica77. È inoltre possibile nel processo basato su plasma80controllata sintesi di nanotubi di carbonio a parete singola metallica78 e al plasma-enabled, privo di catalizzatore di crescita di nanotubi di carbonio su scritti meccanicamente Si caratteristiche79 .

In sintesi, abbiamo presentato un protocollo per testare e ottimizzare i sistemi di propulsione spaziale miniaturizzato. Diversificato sofisticatamente progettato apparecchiature, grande vuoto, potenti piattaforme di pompaggio e vari complessi diagnostici erano usati per eseguire la caratterizzazione precisa, informativo di micro-propulsione eliche in condizioni vicine a quelle trovato in spazio aperto. Personale qualificato, simulazione adeguata e supporto teorico sono inoltre di fondamentale importanza per mantenere il micropropulsion design e la tecnologia progredisce costantemente. Sviluppo di nuovi materiali è il secondo fattore chiave che potrebbe garantire progressi significativi nel migliorare le caratteristiche delle prestazioni di sistemi di propulsione elettrica moderna, tra cui piccoli satelliti e CubeSats con l'intero set di sistemi di alimentazione, strumenti e capacità di carico periferico.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

Gli autori non dichiarano interessi finanziari o di altri concorrenti.

Acknowledgments

Questo lavoro è stato sostenuto in parte da OSTIn-SRP/EDB, National Research Foundation (Singapore), Academic Research Fund AcRF Tier 1 RP 6/16 (Singapore) e George Washington Institute per la nanotecnologia (USA). I. L. riconosce il sostegno dalla scuola di chimica, fisica e ingegneria meccanica, scienza e facoltà di ingegneria, 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

Ingegneria problema 144 propulsione elettrica test propulsori a effetto Hall tecnologia spaziale scarico tecnologia
Ottimizzazione, Test e diagnostica di propulsori a effetto Hall miniaturizzato
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