Waiting
Login processing...

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

Engineering

최적화, 테스트 그리고 소형된 홀 로켓의 진단

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

여기, 우리는 테스트 하 고 최적화 공간 추진 시스템의 소형된 홀 형 로켓에 기반 프로토콜 제시.

Abstract

소형된 우주선 및 인공위성 스마트, 매우 효율적이 고 내구성이 낮은 추력 로켓, 출석 및 조정 없이 확장, 신뢰할 수 있는 작업의 수 필요합니다. Thermochemical 로켓 가속의 수단으로 가스의 열역학적 특성을 활용 하는 낮은 효율의 결과로 그들의 배기 가스 속도에 물리적 한계를가지고. 또한, 이러한 엔진 작은 돌격에서 매우 낮은 효율을 입증 하 고 우주선 방향, 속도 및 위치 실시간 적응 제어를 제공 하는 지속적으로 운영 체제에 적합 하지 않을 수 있습니다. 반면, 전자기 필드를 사용 하 여 가속 이온된 가스 (즉, 플라즈마)를 전기 추진 시스템 배기 속도, 거의 어떤 대량 효율성 및 특정 전류에서 어떤 물리적 한계는 없습니다. 낮은 돌격 홀 로켓 몇 천 시간의 수명을. 100와 300 V의 정격 전력에서 동작 사이 그들의 방전 전압 범위 < 1 kw 급. 그들은 20에서 100 m m 크기에 따라 다릅니다. 대형 홀 로켓 추력의 millinewton의 분수를 제공할 수 있습니다. 지난 몇 십년 동안 작은 질량, 저전력, 고효율 추진 시스템 드라이브 위성을 50-200 kg의 관심이 증가 하고있다. 이 작품에서는, 우리는 빌드, 테스트, 작은 (30mm) 홀 로켓 추진 약 50 k g 작은 위성의 수를 최적화 하는 방법을 시연할 예정 이다. 우리는 큰 공간 환경 시뮬레이터에서 로켓을 표시 하 고 추력을 측정 하는 방법을 설명 하며 플라즈마 특성을 포함 하 여 전기 매개 변수 수집 및 평가 주요 자세 제어 분사기 매개 변수를 처리 우리는 또한 건설 하는 가장 효율적인 작은 로켓 중 하나 있도록 자세 제어 분사기를 최적화 하는 방법 보여줄 것입니다. 우리 또한 도전과 새로운 로켓 재료에 의해 선물 된 기회를 주소 것입니다.

Introduction

우주 산업에 새롭게 관심은 일부 되었습니다 촉매 고효율 전기 추진 시스템에 의해 점점 감소 발사에서 향상 된 배달 임무 기능1,2,3비용. 많은 다른 유형의 공간 전기 추진 장치는 최근 제안 되었습니다 그리고 테스트4,5,6,,78 공간에 현재의 관심에서 지 원하는 탐구9,10. 그들 가운데, gridded 이온11,12 , 홀 형 로켓13,14 초과 하는 어떤 화학 로켓의 약 80%의 매우 높은 효율에 도달 하는 능력으로 주 관심은 가장 효율적인 산소-수소 시스템 등의 효율성은 약 5000 m로 제한/실제 교장에 의해 s 법률15,,1617,18.

포괄적이 고 신뢰할 수 있는 소형된 우주 로켓의 일반적으로 테스트 해야 테스트 챔버, 진공 설비 (펌프), 제어 및 진단 기기, 플라즈마 매개 변수 측정을 위한 시스템을 포함 하는 테스트 시설 대형 복합 19, 그리고 다양 한 자세 제어 분사기, 전기 전원 공급 시스템, 분사 공급 장치 등 운영 보조 장비 측정 스탠드 그리고 많은 다른 사람20,21. 또한, 일반적인 공간 추진 로켓 별도로 효율성에 영향을 미치는 여러 단위의 구성 및 전체 서비스 기간 시스템을 따라서, 시험 될 수 있었다 모두 별도로 하 고 자세 제어 분사기 조립22의 한 부분으로 23. 이 크게 테스트 절차를 복잡 하 고 긴 테스트 기간24,25를 의미. 자세 제어 분사기의 음극 단위의 신뢰성 뿐만 아니라 로켓 다른 발사 화약 사용 하는 경우의 특별 한 배려26,27필요 합니다.

전기 추진 시스템의 성능을 측정 하 고 우주 임무, 작전 전개에 대 한 모듈을 자격을 접지 시설 있는 현실적인 공간 시뮬레이션 테스트를 환경 멀티 축소 추진의 테스트에 필요한 단위28,,2930. 이러한 시스템의 예로 공간 추진 센터-싱가포르 (SPC-S, 그림 1a, b)31에 있는 큰 확장된 공간 환경 시뮬레이션 챔버 있습니다. 같은 시뮬레이션 환경 개발, 다음 기본 및 보조 고려 사항 고려 될 필요가 있다. 기본 문제는 따라서 만든 공간 환경 정확 하 고 안정적으로 현실적인 공간 환경을 시뮬레이션 해야 합니다 있으며 내장 진단 시스템 시스템의 성능 평가 하는 동안 정확 하 고 정확한 진단을 제공 해야 합니다. 이차 관심사는 시뮬레이션된 공간 환경에서 빠른 설치를 사용 하는 고도로 사용자 정의 되어야 합니다 및 높은 처리량 테스트 최적화를 수용할 수 있어야 다른 추진 및 진단 모듈 및 환경 테스트 방전 및 여러 단위 운영 조건 동시에.

공간 환경 시뮬레이터 및 펌핑 시설

여기, 우리는 두 개의 시뮬레이션 시설 SPC-S에 구현 된 소형된 전기 추진 시스템, 뿐만 아니라 통합된 모듈의 테스트에 대 한 설명 합니다. 이 두 시설 다양 한 스케일의 및 아래에 설명 된 대로 주로 성능 평가 과정에서 서로 다른 역할을가지고.

대형 플라즈마 공간 회전 챔버 (PSAC)

PSAC 4.75 m (길이)의 크기는 2.3 m (지름) x 진공 펌핑 탠덤에서 일 하는 수많은 높은 용량 펌프의 구성 스위트 있다. 그것은 10-6 아빠 보다 낮은 기본 압력을 얻을 수 있다 그것은 피난 및 챔버의 제거에 내장 된 진공 제어 판독 및 펌프 활성화/제거 시스템. 그것은 수많은 사용자 정의 플랜지, 전기 피드스루, 완비 시각적 진단 현 선 테스트 시설을 제공 하 이, 전체-제품군 진단 기능 탑재 내부적으로 함께 수 멀티 모달 진단에 대 한 신속 하 게 수정할 수 있다. PSAC의 규모 또한 시뮬레이션된 환경에서 응용 프로그램에 대 한 완전히 통합 된 모듈의 테스트 수 있습니다.

PSAC SPC-S 기 함 공간 환경 시뮬레이션 시설입니다 (그림 1 c, d). 그것의 투명 한 크기는 quadfilar 단계에 장착까지 몇 U의 완전 한 모듈의 테스트에 대 한 수 있습니다. 이 방법의 장점은 어떻게 추진 모듈에 다른 페이로드 탑재로 영향을 미칠 수 페이로드 공간에서 원래의 장소에 공작의 실시간 시각화에 있을 것 이다. 이 장착을 통해 동작을 시뮬레이션 하 고 독자적인 quadfilar에 전체 페이로드의 정지 추력 측정 플랫폼. 자세 제어 분사기 다음 해 수, 고 자세 제어 분사기와 페이로드 일시 플랫폼 공간 테스트 될 것 이다. 분사 가스 원료 전기 추진 모듈을 통해 테스트 환경 입력은 진공 스위트는 챔버의 전반적인 압력 변경 되지, 따라서, 현실적인 공간 환경32 유지 되도록 하 여 효율적으로 밖으로 양수는 ,,3334. 또한, 전기 추진 시스템은 일반적으로 플라즈마의 생산을 포함 하 고 악용 추력35를 생성 하기 위해 시스템을 종료 하는 입자의 궤적의 조작. 작은 시뮬레이션 환경에서 벽에 충전 또는 플라즈마 sheaths의 상승 영향을 미칠 수 추진 시스템, 특히 micropropulsion에 그것의 근접 때문에 플라즈마 벽 상호 작용을 통해 방전 성능을 어디 일반적인 추진력 값은 millinewtons 순서입니다. 따라서, 특별 한 관심과 중점 담당 하 고 그러한 요인36에서 기여를 ' 왕 따 '를 제출 되어야 합니다. PSAC의 대형 플라즈마 벽 상호 작용, 그들을 렌더링, 출력 매개 변수의 더 정확한 표현을 주는 및 전기 추진 모듈 프로 파일 깃털의 모니터링 사용을 최소화 합니다. 대개는 PSAC 지상 공간 자격에 대 한 준비에서 테스트를 위한 운영 체제 준비 시스템으로 빠른 번역 자세 제어 분사기 프로토 타입의 수는 전체 모듈 평가 및 시스템 통합/최적화 프로세스에 사용 됩니다.

확장 된 플라즈마 공간 환경 시뮬레이터 (PSEC)

PSEC는 65 cm x 40 cm x 100의 크기 cm 탠덤 (건조 진공 펌프, 터보 및 크라이 오 진공 펌프)에서 6 높은 용량 펌프의 구성 진공 펌핑 스위트 있다. 그것은 전체 시스템을 펌핑 작동 되 면 기본 압력 보다 10-5 Pa를 얻을 수 있다 (모든 펌프는 사용에서). 압력 및 추진 흐름에서 모니터링 통합된 질량 흐름 해독 상자와 압력 게이지를 통해 실시간. PSEC 로켓의 지구력 테스트에 주로 채택 된다. 로켓 방전 채널에 그리고 그것의 일생에 플라즈마 손상의 효과 평가 하는 시간의 연장된 기간에 대 한 발생 합니다. 또한, 그림 2에서 같이,이 시설에서 복잡 한 가스 유량 컨트롤러 네트워크 가능 소설 추진제를 로켓의 호환성과의 효과 테스트 하는 양극 및 음극에 다른 원료 추진제의 빠른 연결에 로켓 성능에 후자. 이것은 연구 그룹 "공기 호흡" 전기 로켓 소설 추진제를 활용 하 여 작업 중에 작업에 대 한 관심 증가입니다.

통합된 진단 시설 (멀티 모달 진단)

다른 통합된 진단 시설을 갖춘 자동화 된 통합된 로봇 시스템 (개최-µS)19,23, 다른 저울과 목적에 진단에 대 한 수용 PSEC PSAC에 두 시스템에 대 한 개발 되었습니다.

PSEC 통합된 진단

PSEC 진단 도구는 기본적으로 확장 된 운영을 통해 방전의 실시간 모니터링에 경첩. 품질 관리 시스템을 방전 동안 물질의 스퍼터 링에서 발생 하는 오염 물질 종족에 대 한 시설에서 잔여 가스를 모니터링 합니다. 이러한 미 량 출력 채널의 부식 속도 및 자세 제어 분사기의 수명 추정 하 자세 제어 분사기의 전극 시간이 지남에 양적 모니터링 된다. 광학 방사 분 광 계 (OES) 해당 전자 제품에서 구리와 같은 침식으로 인해 오염 물질 종의 전자 전환 하 스펙트럼 라인을 모니터링 하 여이 절차를 보완 합니다. OES는 또한 비-침략 적 플라즈마 진단 및 질적으로 자세 제어 분사기의 성능을 평가 하는 깃털 프로 파일의 활성 모니터링 수 있습니다. 마지막으로, 원격으로 제어 하거나 전 자동 모드로 설정 될 수 있는 로봇 패러데이 프로브 최적화 패라메트릭하게 방전 조건 (그림 3)을 다양 한을 통해 서 광선의 준 깃털 프로필의 빠른 스위프를 파생 하는 데 사용 됩니다.

PSAC 통합된 진단

물리적 공간에서 PSAC 럭셔리 동시에 다양 한 진단에 대 한 플러그 및 플레이 같은 설치에 대 한 허용, 모듈형 설계로 인해 다양 한 위치에서 여러 개의 로켓 시스템의 설치 수 있습니다. 그림 4 는 그것의 가장 주목할 만한 하 고 영구 고정 물 되 고 완전히 중단된 quadfilar 추력 측정 플랫폼 다양 한 구성에서는 PSAC의 내부 단면을 보여준다. 터릿 시스템, 자율적 제어 또는 무선 마이크로컨트롤러와 블루투스 모듈을 사용 하 여 안 드 로이드 애플 리 케이 션을 통해 장착할 수 있습니다 다음 다양 한 프로브 설치 깃털의 특성을 얻기 위해 로켓을 직면 하 고 모듈 방식 패러데이, Langmuir Retarding 잠재적인 분석기 (RPA) 등 또한 그림 4 에 표시 된 다양 한 플라즈마 매개 변수의 신속한 동시 진단에 대 한 로켓 시스템의 구성 가능한 설치를 위해 허용 하는 PSAC의 능력이 이다. 로켓 단일 열에 수직으로 거치 될 수 있다 고 다른 로켓 시스템 간의 상호 작용을 피하기 위해 다른 후 하나, 테스트. 그것은 최대 3 단일 인스턴스를 다른 모듈의 효율적인 평가 가능 하다, 따라서 크게 철수 하는 동안 가동 중지 시간 감소 및 제거 시스템을 개별적으로 테스트할 때 그렇지 않으면 필요한 프로세스는 확인 되었습니다. 다른 한편으로,이 시스템은 동일한 위성에 잔뜩에서 작동 해야 하는 자세 제어 분사기 어셈블리를 테스트 하기 위한 귀중 한 기회입니다. 로켓 단일 열에 수직으로 거치 될 수 있다 고 다른 로켓 시스템 간의 상호 작용을 피하기 위해 다른 후 하나, 테스트. 그것은 단일 인스턴스, 크게 철수 하는 동안 가동 중지 시간 감소 및 그렇지 않으면 시스템을 개별적으로 테스트할 때 필요한 프로세스 제거에 최대 3 다른 모듈의 평가에 효과적인 것으로 테스트 되었습니다.

그것은 결정 하는 추력 micropropulsion 시스템에서 정확 하 게 그렇게 중요 한 효율, ηeff 특정 충 동 등 그 매개 변수 나sp정확 하 게, 따라서, 주는의 의존의 신뢰할 수 있는 표현 로켓 분사 흐름 방정식 1와 2에서와 같이 로켓의 다른 단말기에 공급 하는 전력 등의 다양 한 입력된 매개 변수에서 성능. 명시적으로, micropropulsion 시스템의 성능 평가 일반적으로 다양 한 작동 매개 변수는 시스템에서 생성 된 추력의 측정 주위를 돈다. 따라서, 성능 평가 시스템 진단 및 그들의 안정성 및 정확성19테스트에 사용 하기 위해 공간 환경에 설치 하기 전에 표준의 집합에 따라 보정 해야 합니다.

Equation 1

Equation 2

일반적인 시스템 추력 측정 단위는38의 테스트 환경 설치 하기 전에 외부 힘 보정을 사용 합니다. 그러나, 이러한 시스템의 교정 표준 물질의 성질에 영향을 미치는 공간 환경에 대 한 그리고 전기, 진공에 대 한 계정을 하지 않습니다 및 열 동적 과정 보정된 표준의 저하에 영향 로켓의 성능 평가입니다. 그림 5자동된 무선 교정 장치 다른 한편으로, 교정할 수 있습니다 현장에서 시뮬레이트되는 환경에서 시스템의 자세 제어 분사기가 작동 하기 전에. 이 측정 단계에 테스트 환경의 동적 효과 대 한 차지 하 고 로켓의 발사에 앞서 시스템의 급속 한 다시 교정할 수 있습니다. 시스템은 또한 추력을 독립적으로 확인 하는 대칭 모듈형 null 추력 확인 단위를 갖추고 있습니다. 그것은 자세 제어 분사기는 파생의 현장 분석에 대 한 운영은 운영에서 주어진 돌격 방전 조건. 전체 프로세스 및 이러한 시스템의 테스트 신속한 MATLAB 애플 리 케이 션, 사용자가 하드웨어의 최적화 및 추진 시스템의 디자인에 초점을 통해 이루어집니다. 이 방법의 자세한 내용은 다음 하위 섹션에 정교 것 이다.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

여기 우리가 현재 추력 교정 절차 및 성능 평가 대 한 프로토콜, 공간 원래의 데이터 감지 통해 null 측정 및 깃털 profilometry 통해 독립 추력 확인.

1. 추력 교정 절차 및 추력 성능 평가

  1. 그림 5에서 보듯이 모든 구성 요소는 챔버에 설치 되어 있는지 확인 합니다.
  2. 외부 챔버를 밀봉 하기 전에 진단 도구의 연결을 테스트 합니다.
  3. 통합된 시설 제어를 사용 하 여 챔버를 밀봉 하기 위하여.
  4. 드라이 펌프에서 시작 하는 계단식 순서로 진공 펌프에 설정 (챔버 1에 도달할 때까지 Pa), 터보 분자 펌프 (~ 10-4 Pa x 5 때까지), 그리고 극저온 펌프.
    참고: PSAC 왼쪽 아래로 높은 진공 펌프 (< ~ 10-5 Pa) 공간 환경 시뮬레이션. 프로토콜 여기 일시 중지 될 수 있습니다.
  5. 개발 된 애플 리 케이 션을 사용 하 여 챔버에 무선 송신기와 장치를 동기화. 동기화 프로세스는 트랜스폰더에 라이트-발광 다이오드 (LED) 점멸 중지 완료 됩니다.
  6. 일단 원하는 진공을 얻은 한 초기 읽기 (아날로그 전압)에서 레이저 변위 센서를 기준으로 가져가 라.
  7. 개발된 응용 프로그램을 사용 하 여 quadfilar 무대에 강제로 번역 (구리 루프의 정확 하 게 알려지고 보정 질량)의 중량을 낮추는 방 아 쇠.
    참고: 각 구리 루프의 대량 사용 되 고 quadfilar 무대의 의도 된 감도에 따라 달라 집니다. 이 경우에, 각 구리 루프의 대량 확장된 보정 정권에 대 한 100mg 및 정밀한 교정 정권에 대 한 10 mg의 순서 했다. 자세한 내용은 대표적인 결과 참조 하십시오.
  8. 레코드 때 그것 질량 완전히 낮춘 후 레이저 변위 센서 및 그것의 무게에서 변위 (아날로그 전압) 수평 힘으로 변환 됩니다.
  9. 무게를 낮추는 및 모든 교정 무게는 확장 될 때까지 quadfilar 무대의 변위의 녹화 (1.7, 1.8 단계) 과정을 반복 합니다. 모든 무게 자동으로 반환 됩니다 평형 위치로 교정 장치에 의해 로켓 발사 될 수 있다 전에 평형 위치에 도달 quadfilar 단계 있도록 시퀀스 완료. 보정 인자를 저장 ( 파일 | 다른 이름으로 저장 | "Factor.txt")입니다.
  10. (MN/V)에 보정 계수 힘/전압 그래프의 기울기가 quadfilar 단계에 설치 된 시스템에 대 한 보정 인자를 보정 곡선을 그립니다.
  11. 자세 제어 분사기 발사 전에 다시 레이저 변위 센서에서 초기 아날로그 전압을 기록 합니다.
  12. 원래의 장소에 활성화 계산 MATLAB 프로그램 즉시 식 3 (대표 결과 참조)를 사용 하 여 추력과 단계 1.9에서에서 파생 된 보정 계수 입력 ( 파일 | 오픈 | "Factor.txt")입니다.
  13. 로켓은 다시 다음 발사 수 있습니다. 실시간으로 사내 데이터 수집 프로그램을 사용 하 여 원하는 매개 변수를 캡처하십시오.
    참고: 또는, 통합된 애플 리 케이 션 사용할 수 있습니다 따라 모터에서 작동 순서 및 센서에서 데이터 수집을 동기화 하는 동안 교정 과정을 완전 자동화 하.

2. null 측정 프로토콜 독립적인 추력 확인

  1. 먼저, 평형 위치에 자세 제어 분사기의 (레이저 변위 센서)에서 기준선 (아날로그 전압) 읽기를 가져가 라.
  2. 자세 제어 분사기 컨트롤 패널에서 원하는 값을 운영 매개 변수를 전환 하 고 자세 제어 분사기를 화재.
  3. 자세 제어 분사기, 해 고 일단 안정화 quadfilar 진에 진동 될 때까지 기다립니다.
  4. quadfilar 정상 상태를 안정화, 후에 null 측정 시스템에 대 한 제어 애플 리 케이 션을 사용 하 여 무게의 저하를 일으킬. 레이저 변위 센서에서 신호는 동시에 모니터링 하 고 있다. Quadfilar 단계 평형으로 다시 작동 될 때까지 지속적으로 무게에 낮 췄 다.
  5. 평형 위치에 도달 하면 발동 시퀀스를 종료 하 고 다시 평형 quadfilar 시스템을가지고 하는 데 필요한 힘을 결정 합니다.
  6. 이동에서 quadfilar 단계를 중지 하는 스 토퍼 블록을 트리거하십시오.
  7. 질량에 해당 하는 평형에 다시 시스템을 당겨 하는 데 필요한 수평 힘을 계산 합니다.

3. 현장에서 공간 데이터 감지 및 깃털 profilometry에 대 한 로봇 포 탑의 개폐

참고: 자세 제어 분사기의 동안, 연산자 얻기 위해 특정 위치에서 깃털 특성 또는 자동된 시퀀스를 실행할 원하는 각도를 수동으로 시스템 작동을 선택할 수 있습니다.

  1. 실험을 시작 하기 전에 (PSAC의 경우)로 이동 단계에 자세 제어 분사기를 탑재 합니다.
  2. 실험 기간 동안 움직이는에서 무대를 방지 하기 위해 중지 바 메커니즘을 활성화 합니다.
  3. 트리거 측정 및 서보 모터 작용 0 ° 위치에 조사.
  4. 프로브에서 측정을 취득 합니다.
    참고: 프로브 설치의 종류에 따라 측정 프로세스 방전의 완전 한 공간 깃털 프로 파일을 얻기 위해 프로그래밍 가능한 순서에 따라 변화 될 수 있습니다. (a) 패러데이 프로브 장착 소스 미터 떨어져 읽기 수행 (-V 30의 바이어스가 지속적으로 적용 되는 가드 링에). (Langmuir probe를 탑재 하는 경우 b) 톱니 전압 파형은 프로브에 공급 하 고-V 특성은 얻은 해석. (c) 경우는 RPA 탑재 톱니 전압 파형 차별 격자에 적용 되 고 I-V 특성 획득 및 해석.
  5. 프로브 시퀀스 다시 측정 실행 됩니다 다음 각 위치를 이동 하는 마이크로컨트롤러를 사용 하 여 서보 모터를 트리거하십시오.
  6. 측정 데이터 매트릭스에 개별적으로 표시 된 배열에 저장 합니다.
  7. 3.5와 3.6 전체 청소 최대 180 °까지 단계를 반복 수행 하 고 조사 0 °에 돌아온.
  8. 저장 된 데이터를 분석 합니다.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

추력 교정 절차 및 추력 성능 평가

추력 값 quadfilar 추력 측정 단계에서의 평가 두 단계에 온다. 첫 번째 단계는 그림 5의 오른쪽에 표시 된 자동된 무선 교정 장치에서 보정 요소를 얻는 통해서이다. 이 교정 과정에서 훌륭한 무게는 체중의 수직 효과 수평 힘 변환 quadfilar 단계에 자세 제어 분사기에 첨부로 부드러운 소계 바에서 낮 췄 다. 고해상도 레이저 변위 센서 다음 그에 따라 각 간격에 변위를 측정합니다. 이것은 그림 6에서 같이 데이터 수집 app 통해 운영자에 의해 모니터링 그리고 보정 요소는 시리즈의 끝에 수많은 보정된 가중치 시스템에 낮 췄 다. 보정 계수 S 수평 힘-변위 그래프의 최고의 맞춤된 라인에서 가져온 및 후속 돌격 식 3을 사용 하 여 계산 됩니다.

Equation 3

여기서 V기준선 , 로켓을 발사 하기 전에 읽어 레이저 변위 센서에서 아날로그 기준 전압은 고 자세 제어 분사기의 현장에서 작업 중 센서에서 측정 된 전압은 V측정 .

교정 시스템의 명확 하 게 표시는 그림 7에 표시 됩니다. 그것은 녹색 라인과 빨간색 원 용도로을 눈에 대 한 가이드 역할을 단순히 주의 될 것 이다. 현실에서는, 녹색 선 탑재 된 로켓을 연결 하는 좋은 마데이라 폴 리아 미드 섬유 이다. 보정된 가중치는 신중 하 게 높은 정밀 질량 균형, 몸 무게는 작은 구리 루프 하 고 그들은 처음 (작은 간격으로 질량 차이에), 정밀한 교정 정권 및에 따라 조정 될 수 있다는 확장 된 정권 (더 큰 대 중 교정 시퀀스의 끝으로 추가 됨).

그림 8 에서 같이 전형적인 힘-전압 그래프는 직선을 생산할 예정 이다 때 교정 장치, 레이저 변위 센서와 quadfilar 플랫폼은 제대로 설치. 이 경우에, 음모 세력의 넓은 범위에 걸쳐 추력 측정에 대 한 표준된 설정에 27.65 mN∙V-1 의 보정 계수 (그라데이션)를 생성합니다.

보정 계수는 quadfilar 전선의 길이 등 여러 요인에 따라 달라 집니다 quadfilar 플랫폼의 감도 수정 하 여 변경할 수 있습니다. 그림 8에서 설치의 감도 확장된 정권에 대 한 보정 가중치에 맞게 수정 되었습니다. 모두 잘 하 고 거친 교정 무게 두 정권에서 선형 보정 음모를 포함 되어 있습니다.

추력 측정 현장에서 측정의 예제는 그림 9에 표시 됩니다. 이 경우에, 그것은 어떻게 연산자는 출력은 소멸 될 때까지 실험의 과정에서 방전 전압에의 의존을 모니터 할 수 보여줍니다. 추력에 다른 입력된 매개 변수의 효과 또한 동일한 방식으로 모니터링할 수 있습니다.

측정 단계 추력은 quadfilar를 사용 하 여, 방전 전류 및 적용 된 전압에 의해 주어진 우리의 홀 자세 제어 분사기, 다양 한 입력된 힘에 의해 생성 된 추력 측정 수 있었습니다. 이 정보의 변화를 통해 Equation 4 및 Equation 5 입력된 전원에 관하여 얻어질 수 있다. 그림 10a,b 쇼 어떻게 추력 및 4 다른 질량 흐름 속도에서 입력된 전원에 따라. 마지막으로, 효율성은 그림 10c에서 다른 질량 흐름 속도에서 입력된 전력에 대 한 플롯 됩니다. 결과 보여 우리의 로켓은 100 W, 낮은 흐름 율 거의 3019의 효율성 결과 아래 입력된 능력에서 작동 하도록 최적화 되었습니다. 최적화, 이전 자세 제어 분사기는 겨우 83 승 및 5.5 sccm에서 20%의 효율을 달성. 결과 보여 우리의 로켓은 100 W, 낮은 흐름 율 거의 3019의 효율성 결과 아래 입력된 능력에서 작동 하도록 최적화 되었습니다. 이 틀림 없이 SPT100 홀 자세 제어 분사기, 누구의 효율성 30% ~ 40%, 및 입력된 권력와 비슷한 크기의 다른 홀 로켓 다르기에 비해 괜찮은 성과. 그림 10 d 이온 전류 밀도의 자동으로 그려진된 프로필을 보여 줍니다.

독립적인 추력 확인에 대 한 null 측정 프로토콜

자세 제어 분사기는 발사 되 고, 하는 동안 교정 장치 끝에 해당 하는 오른쪽에 폴 리아 미드 와이어 여유 남아 있습니다. 자세 제어 분사기의 현장에서 작업 중 대칭 null 단위 확인 다음 트리거될 수 있습니다. 대칭 null 단위 그림 5; 로봇 캘리브레이션 시스템을 비슷한 방식으로 작동 좋은 폴 리아 미드 와이어에 연결 된 소형 보정 가중치 시스템에 낮 췄 다 고 추진 시스템에 적용 하는 수평 힘을 만듭니다. 이 경우에, 수평 힘 평형 등을 맞댄 로켓의 작동에 따라 전치 되는 quadfilar 시스템을 적용 됩니다. 이 과정 그림11에서 과정 진화의 구조는 시간에 따라에 표시 됩니다. 자세 제어 분사기는 해 고 먼저 t = 0 s, 해당 패널 (a)는 시리즈에서 하. 다음 quadfilar 단계는 수평 힘 결과로 오른쪽 추진 단위에서 전치 한다. 환경 공간 시뮬레이터에서 어둡게 이후 스테이지의 모션 (b) 자세 제어 분사기의 명백한 움직임으로 볼 수 있다. Quadfilar 단계 다음 진동 중지 하 고 (c)와 같이 평형 상태 변위에 도달. 이 인스턴스에서 null 시스템 발생 하 고 스테퍼 모터 (d)와 같이 평형에 quadfilar 단계를 다시 당겨 활성화 됩니다. 스테퍼 모터는 어디 레이저 변위 센서 감지 단계 평형 위치에서 다시 고는 작동 중지 되는 지점에 발생 합니다. 측정은 다음, 고 추력 값이이 시스템에서 적절 하 게 제공 됩니다.

현장에서 공간 데이터 감지 및 깃털 profilometry에 대 한 로봇 포 탑의 개폐

모듈형 로봇 포 탑 시스템 깃털 프로필의 사용자 정의 진단 PSAC PSEC 둘 다에 설치 됩니다. 이러한 로봇 포 탑도 외부에서 로켓의 축 중심선에 따라 적절 한 프로브 위치에 모터 작동 식 개폐 단계에 거치 된다. 로봇 포 탑 수신 및 데이터 전송을 위한 무선 트랜스폰더에 연결 된 프로그래밍 가능한 마이크로컨트롤러를 포함 하는 차폐 된 스테인레스 스틸 인클로저 구성. 또한 사용자가 시스템에 추가 전기 연결 없이 센서에서 데이터를 수신 하는 동안 외부, 탐사선의 움직임을 제어할 수 있습니다. 그것은 또한 마이크로 서보 모터 작동 식 개폐 터렛 수 Langmuir, 패러데이 프로브 및 RPAs를 포함 하 여 여러 프로브 배열 같은에 장착할 대 수 측정의 빠른 구체화의 모듈형 설계에 따라 설정 협조할 시간에서의 운영 요구 그림 12 는 깃털 profilometry에 대 한 실험적인 체제의 도식 적인 그림을 보여 줍니다.

자세 제어 분사기의 동안, 운영자는 특정 위치에 깃털 특성을 얻기 위해 그림 12 에서 볼 수 있듯이 수동으로 원하는 각도를 시스템을 작동 하도록 선택할 수 있습니다 또는 자동된 시퀀스를 트리거할 수 있습니다. 어느 프로브 설치에 따라 측정 프로세스 방전의 완전 한 공간 깃털 프로 파일을 얻기 위해 프로그래밍 가능한 순서에 따라 다양 한 수 있습니다.

이러한 시퀀스 수 공학 및 빔 준 효율적인 자세 제어기 동작에 대 한 수 있도록 프로세스 최적화 최적화 깃털 프로필의 빠른 공간 시각화 수 있습니다. 작동 식 개폐 포 탑 및 프로그래밍 가능 감지 시스템 각 지점, 플라즈마 매개 변수를 파생 하 고 프로그램 가능한 시스템을 통해 계산 수 있습니다 어디에서 깃털 특성의 자치 획득에 대 한 수 있습니다. 이 쉽게 분석 및 간단한 로봇 및 작동 식 개폐 자동 시스템을 통해 데이터의 조작으로 이러한 시스템의 테스트 신속 하 게 수 있습니다. 그림 10 d, 예를 들어 여기에 분석 되 고 플라즈마 매개 변수에서는 다른 각도 위치에 이온 전류 밀도입니다. 그것은 어떻게 출력 전원 따라 피크 이온 전류 밀도 절반 최대에 전체 폭의 크기에 영향을 보여줍니다. 이러한 결과 더 높은 방전 전압 로켓 성능 향상을 반드시 번역 하지 않습니다 보여. 여기, 높은 파워는 자세 제어 분사기의 바람직하지 않는 특성은 깃털 프로필의 확대 결과입니다. 즉 배기 입자의 일부는 자세 제어 분사기 출구 평면에 수직인 속도, 의도 하지 않은 방향으로 돌격 하 고 정확한 만들기 연습 도전. 또한, 깃털에서 요금 페이로드 또는 우주선에 다른 하위 시스템 손상 될 수 있습니다. 더 많은 조명을된 깃털을 생산 하기 위해 로켓을 최적화 하려면 절반 맥시 마 (FWHM) 값에서 만족 스러운 전각 달성 때까지 양극에 잠재적인 놓기를 마그네틱 코일에 공급 되는 전류를 조정할 수 있습니다. 깃털 프로필 최적화, 이전의 FWHM 140 W 33.1 ° 했지만 최적화, 후 23.7 ° W. 110 감소 이 깃털은 이제 조명을 더 의미 합니다.

Figure 1
그림 1 : 전기 추진 로켓의 테스트를 위한 큰 공간 환경 시설. 이 기 함 시설 공간 추진 센터 싱가포르, 국립 연구소의 교육, 난 양 기술 대학에 있다. 챔버의 모습 (a)는 여러 개의 진공 학년 전기 피드-throughs 통신, 제어 및 테스트 시스템의 진단을 허용 하는 테스트 시스템의 영상 진단에 대 한 투명 한 현을 보여 줍니다. (b) 진공 펌프입니다. 해치를 로드 사이드와 챔버의 모습 (c)를 엽니다. (d) 연산자 진단 시스템 설치 공간 시뮬레이션 챔버의 보기. 제이 임 외., IEEE 운송 플라즈마 과학 46, 338 허가로 증 쇄 (2018) 및 제이 임 외., IEEE 운송 플라즈마 과학 46, 345 (2018). 저작권 2018의 IEEE 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 2
그림 2 : 후면 보기 축소 플라즈마 공간 환경 시뮬레이터 (PSEC). PSEC 6 펌프 높은 용량 극저온 펌프, 터보 분자 펌프, 드라이 펌프의 총 구성 되어 있습니다. 설치 프로그램에는 통합된 자세 제어기 진단을 포함 되어 있습니다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 3
그림 3 :는 PSEC.에서 플라즈마 진단의 개요 그림의 오른쪽 챔버의 앞에서 현 창에서 볼 때 시스템의 확대 보기를 보여 줍니다. 시각적 진단 포트는 또한 광학 방출 분광학 (OES) 수행을 위한도 역할을 합니다. 챔버의 외부 보기 같이 quadropole 질량 분 서 계는 장기간된 로켓 작업 중 챔버에 스퍼터 링으로 인해 소재 부식 속도 평가 하는 잔류 가스 분석에 대 한 복입니다. 또한, 무선 제어 로봇 패러데이 프로브 성능 평가 진행 하는 로켓의 깃털 프로필을 평가 하기 위해 내부적으로 장착도 됩니다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 4
그림 4 : 통합된 플라즈마 진단 스위트는 PSAC의 개요. (는) 사용자 정의 디자인 quadfilar 추력 성능 평가 단계와 제자리에서 무게 보정 단위 배치 로봇 패러데이 프로브 터렛을 보여줍니다. (b) 사용자 정의 기능 탑재 하 여 테스트를 동시에 줄이는 운영 시간 및 극대화 연구 출력 최대 3 명의 다른 로켓에 대 한 수 있습니다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 5
그림 5 : 대칭 모듈형 null 추력 확인의 도식 레이아웃 장치 교정 시스템과 달리 null 추력 검증 단위는 자세 제어 분사기는 가져온 추력 값의 독립적인 검증을 위한 수 있도록 발생 하는 동안 운영 한다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 6
그림 6 : 데이터 수집 응용 프로그램 사용자 인터페이스. MATLAB 기반 응용 프로그램의 사용자 인터페이스 연산자를 추력 및 전압 실시간으로 레이저 변위 센서에서 읽기를 수 있습니다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 7
그림 7 : 캘리브레이션 장치 로봇 교정 장치 무선 연산자 입력에 의해 또는 quadfilar 시스템의 빠른 교정에 대 한 완전 자율 교정 시퀀스를 통해 운영 될 수 있습니다. 디자인 고려 사항: 외부 영향;를 최소화 사용 하는 얇은, 경량 및 millinewton 무게; 낮은 정적 계수 바;를 사용 하 여 선 "u-루프"를 생산 하기 위해 충분히 유연 해야 합니다. 캘리브레이션 스탠드, 무선 제어 장치, 정밀한 마데이라 monofilament 폴 리아 미드 (나일론) 섬유 (약 4.0 µ m), 무게로 작은 구리 루프와 부드러운 소계 바를 사용 하 여. 선 탑재 로켓 quadfilar 진 자 또는 반사 체 격판덮개의 센터 라인의 뒤쪽에 부착 한다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 8
그림 8 : 전형적인 힘-전압 및 수정 된 설치에 대 한 힘-전압 그래프. (한) 힘-전압 그래프. 무게는 하향 조정 되 고 수평 힘으로 번역의 양은 레이저 변위 센서에 읽고 해당 전압에 대 한 플롯 됩니다. (MN/V)에 보정 요소 데이터 수집 약 (b) 힘/전압 그래프에 사용 될 것입니다 힘/전압 그래프의 그라데이션입니다. 적용 된 힘으로 설치의 감도 좋고 거친 교정에 대 한 수용 증가 되었다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 9
그림 9 : 제자리에서 성능 평가. 다른 소프트웨어 프로그램 추력 성능을 실시간으로 모니터링할 때 입력된 매개 변수, 출력 전압이 경우에, 점차적으로 변경 됩니다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 10
그림 10 : 자세 제어기 특성의 평가. (a, b) 추력 그리고 4 개의 다른 질량 흐름 속도에서 입력된 전원의 기능으로 특정 펄스. (c) 다른 질량 흐름 속도에서 입력된 전력에 대 한 효율 플롯. 이온 전류 밀도 (d) 자동으로 그려진된 프로 파일. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 11
그림 11 : SPC 미에 홀 자세 제어 분사기의 발사 도중 작업에서 null 추력 확인 단위의 진화 시간 (a) t = 0 s, 홀 자세 제어 분사기는 첫 해 고 평형 위치에서. (b) Quadfilar 무대 오른쪽으로 홀 자세 제어 분사기의 상대 운동에 의해 배 수량. (c) Quadfilar 단계 진동 멈추고 평형 정상 위치에 도달 한다. Null 시스템 발생 하 고 스테퍼 모터 작동 개시. (d) Null 시스템 천천히 당겨 평형 등을 맞댄 quadfilar 단계에 자세 제어 분사기 탑재 트리거됩니다. (e) 자세 제어 분사기는 평형 위치에 도달합니다. Null 측정 단위 스테퍼 모터 작동을 중지합니다. 측정 수행. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 12
그림 12 : 모듈형 멀티 프로브 포 탑의 개폐의 도식 대표. 전체 시스템은 무선으로 제어 하 고 패러데이 조사는 다른 조사 모듈에 맞추기를 통해 신속 하 게 대체 될 수 있다. 연결은 쉽게 트위스트에 변환 및 설치에 대 한 BNC 형 어댑터를 통해 이루어집니다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 13
그림 13 : 홀 형 로켓의 설계도. 이 그림에 표시 하는 일반화 된 레이아웃에 따라 다양 한 구성 사용 하 여 비슷한 설정은도 다른 그룹에 의해 고용 되었다. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Figure 14
그림 14 : 유도 결합 플라즈마 설비 플라즈마 소스 응용 프로그램 센터에서 새로운 물질의 합성 / 공간 추진 센터, 싱가포르. 강력한 플라즈마 시스템 혁신, 고효율 태양 전지로 붕 소 질 화물 실리콘-기반 소재의 합성 및 현대 소형된 로켓에서 응용 프로그램에 대 한 다른 nanostructured 물질 수 있습니다.  이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭 하십시오.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

일반 홀 형 로켓44 비교적 간단 하 고 저렴 한 되 고 이온 플럭스 km/s, 추력의 몇몇 10의 속도를 가속 수 있는 고효율 장치 필요한 가속 위성 및 우주선, 뿐만 아니라 공작, 방향, 위치 및 자세 제어, 그리고 그들의 작업 서비스 생활의 끝에도 드. 위성 및 궤도 다른 페이로드 로켓 향상 임무 수명, 홀의 응용 궤도 및 여러 위성의 형성/별자리 비행을 허용 하 고 멀티 미션 기능을 사용할 수 있습니다. 구조적으로 (회로도 그림13에서 참조), 홀 자세 제어 분사기는 1 개의 측에 설치 하는 양극과 음극 출구 근처에 배치 된 동축 챔버. 아직 일부의 경우45에 요오드 같은 다른 요소를 사용할 수 쉽게 이온 하지만 상대적으로 무거운, Xe 가스는 발사 화약으로 보통 사용 된다. 이온 플럭스는 양극과 음극, 사이 설정 되는 정전기 분야에 의해 가속 자기장 코일 또는 영구 자석의 시스템의 설정 하 여 만든46챔버 중앙 부분 현재 전자 드리프트를 보장 하면서. 이 전자 드리프트 전류 보장 효율적인 이온화 중립 가스와 동시에, 긍정적인 이온 변화를의 보상을 제공 한다.

전기 추진 로켓의 효율성의 디자인, 특히의 형태와 전극의 구성 및 자기장, 그리고 가속 채널, 양극 및 브 삽입에 사용 되는 재료의 매개 변수 크게 달려 있는 음극 선입니다. 예를 들어 자세 제어 분사기의 자기장 토폴로지 방식으로 구성할 수 있습니다는 최대 자기 분야의 위치 하 고 따라서, 이온화 영역은 밀어 더 하류, 채널 콘센트 근처 따라서, 상호 작용을 감소 고 에너지 이온 채널 벽47사이. 이 차례로 채널 벽 및 벽 재료 특성, 더 가능한 벽 소재 교체를 만드는 그것의 의존의 부식 속도 감소 시킨다. 홀 형 로켓의 수명 자료의 구성 요소, 플라즈마와 접촉 하는 특히 것 들에 대 한 사용 매우 달려 있다. 진행, 소설 자료와 장비 및 그것의 종합에 대 한 기술 및 테스트48,49 더 홀 형 로켓의 일생을 개선 하기 위해 필요 합니다.

새로운 자료는 주로 한 강력한 성능, 효율적인, 매우 적응 유도 결합된 플라즈마 시설 (그림 14)50,51를 사용 하 여 PSAC/국과 실험실에서 합성 됩니다. 소설 자료의 스펙트럼을 포함, 하지만 혁신, 고효율 태양 전지로 붕 소 질 화물, 그래 핀 포함 된 실리콘 웨이퍼에 국한 되지 않습니다 nanostructures52,53, 분모가54 55 및 현대 소형된 로켓, 그들은 중요 한 강화 및 로켓56,57의 키 매개 변수 최적화에 사용 되는 응용 프로그램에 대 한 다른 nanostructured 물질. 다른 사용 가능한 장비 아크에 대 한 용량 성 결합 플라즈마 시스템을 포함 합니다 고급 플라즈마 치료 재료58의. 실제로, 로켓 매개 변수의 상당한 향상 정교한 테스트, 디자인, 재료 및 시뮬레이션 최적화 기법59,60의 구현을 통해 달성 될 수 있었다. 또한, 새로운 재료와 소재 시스템의 응용 프로그램으로, 예를 들어, 열 전송61, 마모 저항62, 효율적인 접근 보장 수 그리고 효율성 및 서비스 생활의와 관련 된 다른 문제 소형 우주 로켓입니다. 플라즈마 기반 소재 시설 사용 합성, 테스트 및 응용은 로켓의 가장 진보 된 자료의 현재 설계 된63되 고. 실제로, 그것은 이미 입증 되었습니다 물질과 에너지에 높은 에너지 플럭스를 포함 하는 플라즈마 기반 기술을 표면64,65 의 효율적인 활성화에 대 한 허용 하 고 그러므로, 제어 자기 조직, nucleation66,,6768 및 최첨단된 재료69,70의 창조로 이어지는 다른 정교한 표면 기반 프로세스 71. 탄소 nanowalls, 나노튜브 및 그래 핀 수직으로 지향 배열 등 탄소 포함 물자 자료72, 를 방출 하는 전자 전기 추진 로켓에는 응용 프로그램에 대 한 매우 유망한 것 note 73 , 74 고 가속 채널 및 방전 챔버75의 벽에 대 한 유망 소재.

플라즈마 만든 다층, 코어-쉘 및 다공성 재료76 또한 전기 추진 시스템77의 다양 한 부분에서 응용 프로그램을 찾을 수 있습니다. 금속성 단일 벽 탄소 나노튜브78 의 제어 합성 및 기계적으로 작성 시 기능79 에 탄소 나노튜브의 플라즈마 활성화, 촉매 무료 성장 플라즈마 기반 프로세스80에서 가능 하다.

요약, 우리는 테스트 하 고 최적화 소형된 우주 추진 시스템 프로토콜을 제시 했습니다. 다양 한 정교 하 게 설계 된 장비, 대형 진공 챔버, 강력한 펌핑 플랫폼과 다양 한 진단 단지 그에 가까운 조건 하에서 마이크로 추진 로켓의 정확 하 고 유익한 특성화를 수행 하는 데 사용 했다 열린 공간에서 발견. 숙련 된 인력, 적절 한 시뮬레이션, 이론적인 지원을 꾸준히 진행 기술과 micropropulsion 디자인 유지 중요 있습니다. 새로운 재료의 개발은 전원 시스템의 전체 세트와 함께 작은 인공 위성 및 CubeSats를 포함 한 현대 전기 추진 시스템의 성능 특성을 향상에 중요 한 돌파구를 보장 수 두 번째 핵심 요소 주변 기기, 도구 및 페이로드입니다.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

저자 아무 경쟁 금융 또는 다른 관심사를 선언합니다.

Acknowledgments

이 작품은 나노기술 (미국)에 대 한 부분 OSTIn-SRP/EDB, 국립 연구 재단 (싱가포르), 학술 연구 기금 AcRF 계층 1 라인란트 6/16 (싱가포르), 및 조지 워싱턴 연구소에서 지원 되었다. I. L. 인정 화학, 물리학 및 기계 공학, 과학 및 엔지니어링 능력, 기술의 퀸즐랜드 대학에서 지원 합니다.

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

공학 문제 144 전기 추진 테스트 홀 로켓 우주 기술 방전 기술
최적화, 테스트 그리고 소형된 홀 로켓의 진단
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