Waiting
Login processing...

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

Engineering

Optimalisering, Test og diagnostisering av miniatyriserte Hall thrustere

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

Her presenterer vi en protokoll for å teste og optimere plass fremdriftssystemer basert på miniatyriserte Hall-type thrustere.

Abstract

Miniatyriserte romskip og satellitter krever smart, svært effektiv og robust lav-thrust thrustere, i stand til utvidet og pålitelig drift uten frammøte og justering. Thermochemical thrustere som utnytter termodynamisk egenskaper av gasser som akselerasjon har fysiske begrensninger på deres eksos gass hastighet, noe som resulterer i lav effektivitet. Videre disse motorene viser svært lav effektivitet på små kaster og kan være uegnet for kontinuerlig operativsystemer sanntid adaptive kontroll av romskipet retning, hastighet og posisjon. I kontrast, har elektriske fremdriftssystemer som bruker elektromagnetiske felt for å akselerere ionisert gasser (dvs. plasmas) ikke noen fysiske begrensning i eksos hastighet, slik at nesten alle masse effektivitet og spesifikke impuls. Lav-thrust Hall thrustere har en levetid på flere tusen timer. Sine utslipp spenning varierer mellom 100 og 300 V, opererer på en nominell strøm av < 1 kW. De varierer fra 20 til 100 mm i størrelse. Store salen thrustere kan gi deler av millinewton av skyvekraft. De siste tiårene, har det vært en økende interesse i liten masse, lavt strømforbruk og høy effektivitet fremdriftssystemer kjøre satellitter 50-200 kg. I dette arbeidet, vil vi vise hvordan bygge, teste og optimalisere en liten (30 mm) Hall thruster i stand til å drive en liten satellitt veiing 50 kg. Vi vil vise thruster opererer i en stor plass miljø simulator og beskrive hvordan stakk måles og elektrisk parametere, inkludert plasma egenskaper, samles inn og behandles for å vurdere viktige thruster parametere. Vi vil også vise hvor thrusteren er optimalisert for å gjøre det en av de mest effektive små thrustere noensinne er bygget. Vi vil også ta utfordringer og muligheter ved nye thruster materialer.

Introduction

Fornyet interesse til romfart har delvis vært katalysert av svært effektive elektriske fremdriftssystemer at levere forbedret oppdrag evner ved stadig redusert lansering koster1,2,3. Mange forskjellige typer plass elektrisk framdrift enheter nylig foreslått og testet4,5,6,7,8 støttes av dagens interessen for plass leting9,10. Blant dem er gridded ion11,12 og Hall-type thrustere13,14 av primær interesse evne til å nå svært høy effektivitet på ca 80%, overstiger det av noen kjemiske thruster, inkludert den mest effektive oksygen-hydrogen systemer, effektiviteten som er begrenset til ca 5000 m/s av rektor fysiske lover15,16,17,18.

Omfattende og pålitelige testing av miniatyriserte plass thrustere vanligvis krever et stort kompleks test fasiliteter inkluderer test kamre, vakuum fasiliteter (pumper), kontroll og diagnostikk instrumenter, et system for måling av plasma parametere 19og et bredt spekter av tilleggsutstyr som opprettholde driften av thruster, som en elektrisk strømforsyningen systemet, drivstoff tilførsel enhet, kastet måling stå og mange andre20,21. Videre, en typisk plass fremdrift thruster består av flere enheter som separat påvirke effektiviteten og levetid hele kastet systemet, og derfor kunne bli testet både separat og som en del av thruster montering22, 23. Dette betydelig kompliserer testprosedyrer og innebærer lang test perioder24,25. Pålitelighet av en thruster katoden enhet og drift av thrustere når forskjellige drivstoff brukes også krever spesielle hensyn26,27.

Å kvantifisere resultatene av en elektrisk fremdriftssystem, og for å kvalifisere moduler for operativ deployering i romferder, bakken testing anlegg som aktiverer simulering realistisk plass er miljøer nødvendig for testing av multi-skalert fremdrift enheter28,29,30. Et eksempel på et slikt system er en stor skalert område miljø simulering kammer på plass fremdrift sentrum-Singapore (SPC-S, figur 1a, b)31. Når du utvikler så simulering miljø, må følgende primære og sekundære hensyn tas i betraktning. Primære bekymringer er at derfor opprettet rommiljøet må nøyaktig og pålitelig simulere en realistisk rommiljøet, og de innebygde diagnostic systemene må gi presis og nøyaktig diagnose under ytelse evaluering av et system. Sekundær bekymringer er at miljøer simulert plass må tilpasses å muliggjøre rask installasjon og testing av ulike fremdrift og diagnostiske moduler og miljø må kunne imøtekomme høy gjennomstrømning testing for å optimalisere utslipp og operasjonelle betingelser for flere enheter samtidig.

Plass miljø simulatorer og pumping fasiliteter

Her viser vi to simulering fasiliteter på SPC-S som er implementert for testing av miniatyriserte elektriske fremdriftssystemer, så vel som integrert moduler. Disse to fasilitetene er av ulike skalaer, og har hovedsakelig forskjellige roller i prosessen ytelsen evaluering, som beskrevet nedenfor.

Stor plasma plass actuation kammer (PSAC)

PSAC har dimensjoner 4.75 m (lengde) x 2,3 m (Diameter) og har et vakuum pumpe suite som består av mange høykapasitets pumper arbeider inne tandem. Er det mulig å oppnå en base trykk lavere enn 10-6 Pa. Den har en integrert vakuum avlesning og pumpe aktivisering/purge styresystem for evakuering og fyllingen av kammeret. Den er utstyrt med mange passelig flenser, elektrisk feedthroughs og visuelle diagnostiske portholes å gi linje testanlegg. Dette, kan sammen med en komplett pakke diagnostikk evner montert internt, det endres raskt for multimodal diagnostikk. Omfanget av PSAC kan også teste helt integrert moduler for programmer i et simulert miljø.

PSAC er SPC-S flaggskip plass miljø simulering anlegget (figur 1 c, d). Ren størrelse gjør for testing av komplett moduler til noen U montert på en quadfilar scene. Fordelen med denne metoden ville være i sanntids visualisering av hvordan Fremdrifts modulene som monteres på ulike nyttelast kan påvirke i situ manøvrering av payloads i rommet. Dette er simulert gjennom montering og suspensjon av hele nyttelast på en proprietær quadfilar skyvekraft måling plattform. Thrusteren kan deretter få sparken, og suspendert plattformen med thruster og nyttelast som skal testes i henhold til plass forhold. Drivstoff gass feedstocks som angir testmiljøet via elektriske Fremdrifts modulene er pumpet ut effektivt av vakuum suite å sikre at kammeret samlede presset ikke endres, dermed opprettholde en realistisk rommiljøet32 ,33,34. Videre elektriske fremdriftssystemer vanligvis innebære produksjon av plasmas og utnytte manipulering av baner av ladede partikler avslutter systemet for å generere stakk35. I mindre simulering miljøer, opphoping av kostnader eller plasma hylser på veggen kan påvirke utslipp ytelsen gjennom plasmaveggen interaksjoner p.g.a. sin nærhet til fremdriftssystemer, spesielt for micropropulsion der typisk skyvekraft verdier er i millinewtons. Spesiell oppmerksomhet og vekt må derfor gjøres rede for og marginalisere bidrag fra slike faktorer36. Den PSAC stor størrelse minimerer plasmaveggen interaksjoner, gjør dem ubetydelig, gir en mer nøyaktig gjengivelse av utslipp parametere og aktivere overvåking plume profiler i elektrisk framdrift moduler. PSAC brukes vanligvis i sin helhet modul evaluering og systemer integrering/optimalisering prosesser som tillater rask oversettelse av thruster prototyper inn operativt klar bakken testing i forberedelse til plass kvalifisering.

Skalert plasma plass miljø simulator (PSEC)

PSEC har dimensjoner på 65 cm x 40 cm x 100 cm og har en vakuum pumpe suite som består av seks høykapasitets pumper arbeider inne tandem (tørr vakuum pumpe, turbomolecular og cryo vakuumpumper). Er det mulig å oppnå en base trykk lavere enn 10-5 Pa når hele pumping systemet opererer (alle pumper er i bruk). Press og drivstoff overvåkes i sanntid gjennom integrert masse flow avlesning bokser og Trykkmålere. PSEC er hovedsakelig ansatt i utholdenhet testing av thrustere. Thrustere er sparket for lengre tid å vurdere effekten av plasma skade på utslipp kanaler og levetiden. I tillegg som vist i figur 2, et kompleks gass flyt kontrolleren nettverk i dette anlegget gjør rask tilkobling av andre råstoff drivstoff til katoden og anoder teste kompatibiliteten til thrustere med romanen drivstoff og virkningene av det sistnevnte på thruster ytelse. Dette er av forskningsgrupper som arbeider på "luft å puste" elektrisk thrustere utnytte romanen drivstoff under drift.

Integrert diagnostiske fasiliteter (multimodal diagnostics)

Forskjellige integrert diagnostiske fasiliteter, utstyrt med automatiske integrert robotic systemer (AIRS-µS)19,23, har blitt utviklet for de to systemene i PSEC og PSAC for å tilfredsstille diagnostikk på forskjellige skalaer og formål.

Integrerte diagnostikk i PSEC

Diagnoseverktøyene i PSEC i hovedsak hengslene på sanntids overvåking utslipp gjennom operasjonene. Kvalitetsstyringssystem overvåker gjenværende gass i anlegg for miljøgifter arter som oppstår fra sputtering materiale under en utslipp. Disse spormengder overvåkes kvantitativt over tid for å evalueres erosjon priser av utslipp kanalen og elektrodene på thruster å anslå den thruster levetid. Optisk utslipp spectrometer (OES) utfyller denne prosedyren ved å overvåke spectral linjene tilsvarer elektronisk overganger av miljøgifter erosjon, som kobber fra elektronikk. OES kan også ikke-invasiv plasma diagnostikk og aktiv oppfølging av skyen profil som kvalitativt evaluerer ytelsen til thrusteren. Til slutt, en robotic Faraday sonde som kan fjernstyres, eller satt til helt autonom modus, brukes til å utlede rask sveip av skyen profilen å optimalisere kollimasjon for strålen gjennom parametrisk varierende utslipp forhold (Figur 3).

Integrerte diagnostikk i PSAC

Luksusen av fysisk plass i PSAC muliggjør installasjon av flere thruster systemer på ulike steder på grunn av modulær design, slik at plugg-og-lek som installasjon for ulike diagnostikk samtidig. Figur 4 viser interne tverrsnitt av PSAC i forskjellige konfigurasjoner, med fullt suspendert quadfilar stakk måling plattformen er den mest kjente og fast innslag. Turret systemer, kontrollert selvstendig eller trådløst via Android apps med microcontrollers og Bluetooth moduler, kan deretter montert på en modulær måte mot thruster å hente karakteristikker av skyen gjennom installasjon av ulike sonder som Faraday, Langmuir og hemme potensielle Analyzer (RPA). Også vist i Figur 4 er muligheten av PSAC til for konfigurerbare montering av thruster for rask samtidige diagnostikk av ulike plasma parametere. Rakettmotorene kan monteres vertikalt i en enkelt kolonne og testet, en etter en å unngå interaksjoner mellom ulike thruster systemer. Det er bekreftet at effektiv evaluering av 3 forskjellige moduler på én forekomst er mulig, dermed betydelig redusere nedetid under evakuering og tømme prosessene som kreves for ellers når kontrollsystemer individuelt. På den annen side, er dette systemet en verdifull mulighet til å teste thruster samlinger som skal operere i en haug, på samme satellitt. Rakettmotorene kan monteres vertikalt i en enkelt kolonne og testet, en etter en å unngå interaksjoner mellom ulike thruster systemer. Det har blitt testet for å være effektive i evalueringen av 3 forskjellige moduler på en enkelt forekomst, betydelig redusere nedetid under evakuering og tømme prosessene som kreves for ellers når kontrollsystemer individuelt.

Det er viktig å bestemme stakk i micropropulsion systemer nøyaktig så at parametere som effektivitet, ηeff og spesifikke impulsen jegsp, er nøyaktig, dermed, gir en pålitelig representasjon av avhengigheten av thruster ytelse på ulike inndataparametere som drivstoff flyt og strømmen til ulike terminalene på rakettmotorer som vist i formler 1 og 2. Eksplisitt, dreier ytelse evaluering av micropropulsion systemer vanligvis måling av thrust generert fra systemet på ulike rammebetingelser. Derfor må ytelsen evaluering systemer kalibreres ut fra et sett av standarder før blir installert i rom-miljøet for bruk i diagnostikk og testing for å sikre deres pålitelighet og nøyaktighet19.

Equation 1

Equation 2

Typisk systemer benytter force kalibrering eksternt før stakk målenheter er installert i test miljø38. Men slike systemer gjør ikke rede for plass miljøene påvirker materialegenskaper av kalibrering og elektrisk, vakuum og termisk påvirkninger på nedbrytning av kalibrert i dynamiske løpet av ytelse evaluering av Rakettmotorene. Automatisk trådløs kalibrering enheten vises i figur 5, derimot, gir i situ kalibrering av systemet i simulert miljø før thrusteren er operative. Dette står for de dynamiske effektene fra testmiljøet på måling scenen, og gir rask re kalibrering av systemet før avfyring av thrustere. Systemet har også en symmetrisk modulære null stakk kontroll enhet som bekrefter stakk uavhengig. Det drives av thruster er operative i situ analyse av de avledede kaster fra gitt utslipp forhold. Hele prosessen er gjort via MATLAB apps, tillater brukernes å fokusere på optimalisering av maskinvare og utformingen av fremdriftssystemer, og påskynder testing av slike systemer. Detaljer om denne metoden ville være utarbeidet i avsnittet nedenfor.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Protocol

Her presenterer vi protokoller for stakk kalibreringen prosedyren og ytelse evaluering, uavhengige stakk verifisering via null måling og skyen profilometry gjennom i situ geodata sensing.

1. kastet kalibreringen prosedyren og stakk ytelse evaluering

  1. Kontroller at alle komponenter er installert i kammeret, som vist i figur 5.
  2. Teste tilkobling av diagnoseverktøyene eksternt før forsegle kammeret.
  3. Bruk kontrollen integrert anlegget for å forsegle kammeret.
  4. Slå på vakuumpumper gjennomgripende for fra tørr pumpene (til kammeret når 1 Pa), turbo-molekylær pumper (før den når ~ 5 x 10-4 Pa), og deretter kryogene pumpene.
    Merk: PSAC er igjen å pumpe ned høyvakuum (< ~ 10-5 Pa) å simulere rommiljøet. Protokollen kan pauses her.
  5. Bruke utviklet apps for å synkronisere enhetene med den trådløse transponderen i kammeret. Synkroniseringsprosessen er fullført når lysdiode (LED) på transponderen slutter å blinke.
  6. Når ønsket vakuum er oppnådd, ta en første lesning (analog spenning) av laser forskyvning sensoren som en opprinnelig plan.
  7. Bruk programmet utviklet utløse senking av en vekt (på en nøyaktig kjente og kalibrert masse av kobber loop) for force oversettelse på quadfilar scenen.
    Merk: Masse hver kobber bue, avhenger av den tiltenkte følsomheten til quadfilar scenen brukes. I dette tilfellet var masse hver kobber løkke i 100 mg for utvidet kalibrering regimet og 10 mg for fine kalibrering regimet. Se representant resultater for mer informasjon.
  8. Posten forskyvning (analog spenning) fra laser forskyvning sensoren når den utløses når massen senkes fullt og vekten er oversatt til en vannrett kraft.
  9. Gjenta prosessen (trinn 1,7 og 1.8) senke vekter og opptak av forskyvning av quadfilar scenen til alle kalibreringer vekter er utvidet. Alle vekter returneres automatisk til likevekt stillingen av kalibrering etter sekvensen er fullført for å tillate quadfilar scenen for å nå en likevekt stillingen før thruster kan få sparken. Lagre kalibreringsfaktoren ( filen | Lagre som | "Factor.txt").
  10. Tegne en kalibreringskurven for å få inn kalibreringsfaktoren for systemet som er installert på quadfilar scenen, hvor kalibreringsfaktoren (i mN/V) er gradient av force/spenning grafen.
  11. Registrere en opprinnelige analoge spenning fra laser forskyvning sensoren igjen før avfyring av thruster.
  12. Aktivere i situ MATLAB programmet for å beregne kastet umiddelbart bruke formel 3 (se representant resultatene) og inn kalibreringsfaktoren avledet i trinn 1,9 ( filen | Åpne | "Factor.txt").
  13. De deretter Rakettmotorene kan startes igjen. Fange ønsket parameterne i sanntid ved hjelp av interne data oppkjøpet program.
    Merk: Alternativt en integrert app kan brukes helautomatisk kalibreringsprosessen mens synkronisering actuation sekvensen fra motorene, og datainnsamling fra sensorene tilsvarende.

2. null måling protokollen for uavhengige stakk bekreftelse

  1. Først ta en grunnlinje (analog spenning) lesning (fra laser forskyvning sensor) av thrusteren i likevekt stillingen.
  2. Veksle operasjonsparameterne ønskede verdier fra thruster control panel og brann hovedpropellen.
  3. Når thrusteren er sparken, vent svingninger på quadfilar pendelen å stabilisere.
  4. Når quadfilar stabiliserer seg til en stabil tilstand, kan du bruke programmet kontroll for null målesystemet utløse senking av vekter. Målinger fra laser forskyvning sensoren overvåkes samtidig. Vekter er kontinuerlig senket til quadfilar scenen blir startet opp tilbake til likevekt.
  5. Når det likevekt er nådd, avslutte actuation sekvensen og bestemme kraften som er nødvendig å bringe quadfilar systemet tilbake til likevekt.
  6. Utløse en stopper blokk for å stoppe quadfilar scenen flyttes.
  7. Beregne massen tilsvarer vannrette kraften som er nødvendig å trekke systemet tilbake i balanse.

3. aktivering av robot tårn for i situ geodata sensing og skyen profilometry

Merk: Mens thrusteren, en operatør kan velge å betjene systemet manuelt til ønsket vinkler hente plume karakteristikker på spesielle steder eller utløse en automatisert sekvens.

  1. Montere thrusteren på et bevegelig Stadium (som i tilfelle av PSAC) før du starter eksperimentet.
  2. Aktiver stopp-bar mekanismen for å hindre at scenen actuating under eksperimentet.
  3. Utløse måling protokollen og servo motor for å betjene sonden i 0-stilling.
  4. Få en måling sonden.
    Merk: Avhengig av sonder installert, måling prosessene kan varieres i henhold til programmerbare sekvensen for å få komplett romlige plume profiler av utslippet. (a) hvis en Faraday sonde er montert, tas en lesning av en kilde meter (der en skjevhet av V -30 kontinuerlig brukes til vakt ringene). (b) hvis en Langmuir sonde er montert, et Sagtann spenning bølgeform angis på sonde og IV egenskapene er innhentet og tolket. (c) hvis en RPA er montert, et Sagtann spenning bølgeform brukes til kresne rutenettet og IV egenskapene er innhentet og tolket.
  5. Utløse servomotor bruker microcontroller, flytte til neste kantet posisjon der sonde sekvensen utløses lage en måling igjen.
  6. Lagre målene i individuelt merket matriser i en data-matrise.
  7. Gjenta trinn 3.5 og 3.6 til en full feie opp til 180° er utført, og sonde er brakt tilbake til 0.
  8. Analyser de lagrede dataene.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Representative Results

Stakk kalibreringsprosedyren og stakk performance evaluation

Evaluering av thrust verdier fra quadfilar kastet måling scenen kommer i to faser. Den første fasen er gjennom å kalibrering faktorer fra automatisk trådløs kalibrering enheten vises til høyre for figur 5. I denne kalibreringsprosessen, er fine vekter senket over en jevn polytetrafluoroethylene bar som oversetter loddrett virkningene av en vekt i en horisontal kraft som thrusteren på quadfilar scenen. En høy oppløsning laser forskyvning sensor måler deretter Forskyvning ved hvert intervall tilsvarende. Dette er kontrollert av en operatør via en data oppkjøpet app som vist i figur 6, og en kalibreringsfaktoren hentes på slutten av serien hvor mange kalibrert vekter er senket på systemet. Kalibreringsfaktoren S hentes fra den beste tilpassingslinjen i vannrett kraft-forskyvning-diagrammet, og den påfølgende stakk beregnes ved hjelp av formel 3:

Equation 3

der Vplanlagte er analoge planlagte spenningen fra laser forskyvning sensoren leser før avfyring av thruster og Vmålt er den målte spenningen fra sensoren i situ drift for thrusteren.

En klarere representasjon av kalibrering vises i figur 7. Det skal bemerkes at grønn linje og røde sirkler er bare og bare tjene som en guide for øyet. I realiteten er den grønne linjen en fin Madeira polyamid fiber som kobles til den monterte thrusteren. Kalibrert vekter er kobber løkker som har blitt nøye veid ved en høy presisjon masse balanse, og de kan bli justert tilsvarende for å tillate for en fin kalibrering regimet (med mindre intervaller i forskjellen mellom massene), og til en utvidet regimet (der større massene er lagt til mot slutten av kalibrering).

En typisk kraft-spenning graf vil produsere en rett linje som vist i Figur 8 når kalibrering enhet, laser forskyvning sensoren og quadfilar plattform er riktig installert. I dette tilfellet gir handlingen en kalibreringsfaktoren (gradient) av 27.65 mN∙V-1 i standardisert sett opp for stakk målinger over et bredt spekter av krefter.

Kalibreringsfaktoren kan endres ved å endre følsomheten til quadfilar-plattformen, som avhenger av faktorer som lengden på quadfilar ledninger. I Figur 8er følsomheten til oppsettet endret for å passe inn kalibrering vekter for utvidet regimer. Både fin og grov kalibrering vekter er inkludert for å gi en kalibrering plott som er lineære i begge regimer.

Et eksempel på stedet målene for stakk målt er vist i figur 9. I dette tilfellet viser den hvordan en operatør er kjøpedyktig dataskjerm avhengigheten av thrust utslipp spenning i løpet av eksperimentet til utslippet er slukket. Effekter av andre inndataparametere på stakk kan også monitoreres på samme måte.

Bruker quadfilar kastet måling scenen, kunne vi måle stakk generert av våre hall thruster på ulike input krefter, gitt av utslipp gjeldende og anvendt spenning. Gjennom denne informasjonen, variasjonen av Equation 4 og Equation 5 med hensyn til inngangseffekt kan oppnås. Figur 10ab viser hvordan stakk og varierer med inngangseffekt på 4 forskjellige masse flow priser. Til slutt er effektiviteten plottet mot inngangseffekt på ulike masse strømningshastigheter i Figur 10 c. Resultatene viser at våre thruster er blitt optimert for å arbeide på input krefter under 100 W, hvor lav flow priser har resultert i effektiviteten av nesten 30%19. Før optimalisering nådd thrusteren knapt 20% effektivitet på 83 W og 5.5 sccm. Resultatene viser at våre thruster er blitt optimert for å arbeide på input krefter under 100 W, hvor lav flow priser har resultert i effektiviteten av nesten 30%19. Dette er en anstendig prestasjon i forhold til SPT100 Hall thruster, som effektiviteten varierer mellom 30 til 40% og andre Hall thrustere lignende størrelser og input krefter. Figur 10 d illustrerer automatisk plottet profilen til ion nåværende tetthet.

Null måling protokollen for uavhengige stakk bekreftelse

Mens thrusteren er å bli sparket igjen polyamid ledningen til høyre tilsvarer kalibrering enhet slutten slakk. Under i situ operasjonen av thrusteren, kan symmetrisk null bekreftelse målenheten deretter utløses. Symmetrisk null målenheten fungerer på en lignende måte til robot kalibrering systemet vist i figur 5. miniatyr kalibrering vekter festet til en fin polyamid wire er senket i systemet og skape en vannrett styrke på fremdriftssystemer. I dette tilfellet kraft den vannrette trekke quadfilar systemet som har blitt fortrengt på drift av thruster tilbake til likevekt. Denne prosessen er vist i tidsavhengige skjematisk av prosessen utviklingen i Figur 11. Thrusteren er første sparket på t = 0 s, tilsvarer panelet (a) i serien. Quadfilar scenen fortrenger deretter til høyre som følge av den horisontale kraften fra fremdrift enheten. Siden miljøet mørkere i plass simulator, er bevegelsen av scenen sett på som tilsynelatende bevegelse av thruster med (b). Quadfilar scenen så stopper oscillerende og når en likevekt steady state forskyvning som vist i (c). I dette tilfellet, null systemet utløses og stepper motor aktiveres for å trekke quadfilar scenen tilbake til likevekt som vist i (d). Stepper motor utløses til et punkt der laser forskyvning sensoren registrerer at scenen er tilbake i likevekt og aktivering er stoppet. Et mål er så tatt, og stakk verdien fra dette systemet er gitt tilsvarende.

Aktivering av robot tårn for i situ geodata sensing og skyen profilometry

Modulære robot turret systemer installeres også i både PSAC og PSEC for passelig diagnostikk plume profiler. Disse robot tårn er også montert på motor actuated stadier for riktig probeplassering plassering etter aksial senterlinje av rakettmotorer eksternt. Robotic tårn består av skjermet rustfritt stål skap som inneholder programmerbare microcontrollers knyttet til trådløs energi ved mottak og overføring av data. Dette tillater også brukere å kontrollere bevegelsen av sonden eksternt, mens mottar data fra sensorer uten flere elektriske tilkoblinger til systemet. Det er også verdt å merke seg at den modulære utformingen av mikro-servo motoren actuated turret tillater rask avgrensningen av måling oppsett som tillater flere sonde rekker, inkludert Langmuir, Faraday sonde og RPAs monteres på samme satt opp i henhold til operative krav på tid. Figur 12 viser en skjematisk illustrasjon av eksperimentelle oppsettet for plume profilometry.

Mens thrusteren, en operatør kan velge å manuelt betjene systemet til ønsket vinkler som vist i Figur 12 hente plume karakteristikker på spesielle steder, eller en automatisert sekvens kan utløses. Avhengig av hvilken sonder er installert, kan måling prosessene varieres i henhold til programmerbare sekvensen for å få komplett romlige plume profiler av utslippet.

Slike en sekvens tillater rask romlig visualisering av skyen profilen som hjelper optimalisere engineering og prosessen optimalisering i slik at strålen kollimasjon for effektiv thruster operasjon. Actuated tårn og programmerbare gjenkjenning systemer tillater autonome oppkjøpet av skyen egenskaper på hvert punkt der plasma parametere kan være avledet og beregnet gjennom programmerbare systemer. Dette kan fremskynde testing av slike systemer med enkel analyse og manipulering av store mengder data gjennom enkle robotic og actuated autonome systemer. I Figur 10 d, for eksempel er parameteren plasma blir analysert her ion nåværende tetthet på forskjellige kantete posisjoner. Den viser hvordan utslipp makt påvirker omfanget av topp ion nåværende tetthet og full bredde på halv maxima tilsvarende. Disse resultatene viser at høyere utslipp spenninger ikke nødvendigvis oversette til bedre thruster ytelse. Her gir høyere makt utvidelse av skyen profilen som en uønsket kjennetegn av en thruster. Dette betyr at noen av eksos partikler har hastigheter som ikke er vinkelrett thruster Avslutt flyet, noe som resulterer i en stakk i en annen retning og gjør nøyaktig manøvrer utfordrende. Videre skade avgiftene fra skyen nyttelast eller andre undersystemer i romskipet. For å optimalisere thruster å produsere en mer collimated Sky, kan gjeldende levert til magnetiske spoler og potensielle fall ved anoden justeres til en tilfredsstillende full bredde på halv maxima (FWHM) verdi er oppnådd. Før plume profil optimalisering, dens FWHM var 33.1 ° på 140 M men etter optimalisering, det redusert til 23,7 ° på 110 W. Dette innebærer at skyen er nå mer collimated.

Figure 1
Figur 1 : Stor plass miljø anlegg for testing av elektrisk framdrift thrustere. Denne flaggskip anlegget ligger på plass fremdrift sentrum Singapore, National Institute of Education, Nanyang Technological University. (en) Side-visning av kammeret illustrerer gjennomsiktig portholes for visual diagnostisering av testsystemer og det flere vakuum karakter elektrisk feed-throughs som tillater kommunikasjon, kontroll og diagnostisering av systemer under testen. (b) vakuumpumper. (c) Side-visning av kammer med en side laster Luke åpne. (d) syn på space simulering kammer med en operatør installere diagnostic systemer. Gjengitt med tillatelse fra J. Lim et al., IEEE Spesif Plasma Sci. 46, 338 (2018) og J. Lim et al., IEEE Spesif Plasma Sci. 46, 345 (2018). Copyright 2018 IEEE. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 2
Figur 2 : Bakre visning av en skalert plasma plass miljø simulator (PSEC). PSEC består av totalt 6 pumper inkludert høy kapasitet kryogene pumper, turbo-molekylær pumper og tørr pumper. Oppsettet inneholder også integrert thruster diagnostikk. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 3
Figur 3 : Oversikt over en plasma diagnostikk suite i PSEC. Høyre side av figuren illustrerer en forstørret visning av systemene som sett fra ventiler fra forsiden av kammeret. Visual diagnostisering porten fungerer også som en avenue for optisk utslipp spektroskopi (OES) gjøres. Som vist i ytre del av kammeret, er en quadropole masse spectrometer utstyrt for gjenværende gass analyse for å vurdere materiale erosjon priser på grunn av sputtering i kammeret under langvarig thruster drift. I tillegg er trådløst kontrollert robot Faraday sonder også montert internt for å evaluere plume profiler av rakettmotorer gjennomgår ytelse evaluering. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 4
Figur 4 : Oversikt over integrert plasma diagnostikk suiten i PSAC. (en) tilpasses design viser en robot Faraday sonde turret plassert sammen med en quadfilar kastet evaluering scene og en på plass vekt kalibrering enhet. (b) tilpasses funksjonene tillater opptil tre forskjellige thrustere montert og testet samtidig redusere operative nedetid og maksimere forskning. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 5
Figur 5 : Skjematisk oppsett av symmetrisk modulære null stakk bekreftelsen enhet I motsetning til kalibrering systemet drives null stakk bekreftelse enheten mens thrusteren er sparket for å tillate uavhengig bekreftelse av thrust verdiene hentes. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 6
Figur 6 : Data oppkjøpet app brukergrensesnitt. Brukergrensesnittet i MATLAB-basert app lar operatøren å overvåke stakk og spenning lesing fra laser forskyvning sensoren i sanntid. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 7
Figur 7 : Kalibrering enhet En robot kalibrering enhet kan styres av en operatørens input, eller gjennom helt autonom kalibrering sekvenser for rask kalibrering av en quadfilar system. Utformingshensyn: minimere ekstern innflytelse; bruke tynne, lette vekt strengen og millinewton vekter; Bruk lav statisk koeffisient for; linjen må være fleksibel nok til å produsere "u-loop". For kalibrering standen, bruk trådløskontrollen enhet, fine Madeira monofilament polyamid (nylon) fiber (ca 4.0 µm), kobber løkker som vekter og en glatt polytetrafluoroethylene bar. Linjen skal knyttes til baksiden av montert thruster quadfilar pendel eller linje med midten av tallerkenen reflektor. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 8
Figur 8 : Typisk kraft-spenning og kraft-spenning grafer for endret oppsett. (en) Force-spenning graf. Hvor mye vekt som er senket og oversatt til en vannrett kraft er plottet mot tilsvarende spenningen lese på laser forskyvning sensoren. Kalibreringsfaktoren (i mN/V) er gradient av force/spenning grafen som skal brukes i dataene oppkjøpet app. (b) Force/spenning diagrammet. Følsomheten av mot anvendt styrken ble økt til for både fin og grov kalibrering. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 9
Figur 9 : På plass ytelse evaluering. Et annet program kan fremstøt ytelsen overvåkes i sanntid når en inndataparameter, utslipp spenning i dette tilfellet endres gradvis. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 10
Figur 10 : Evaluering av thruster egenskaper. (en, b) Stakk og bestemt puls som funksjoner av inngangseffekt på fire forskjellige masse flow priser. (c) effektivitet plottet mot inngangseffekt på ulike masse flow priser. (d) det automatisk plottet profil av ion nåværende tetthet. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 11
Figur 11 : Tid evolusjon av null stakk bekreftelse i drift under avfyring av en Hall thruster på SPC-S. (en) t = 0 s, der Hall thruster er første sparket og flytter fra likevekt stillingen. (b) Quadfilar scenen fortrenger til høyre som vist ved den relative bevegelsen av Hall thruster. (c) Quadfilar scenen stopper oscillerende og når en likevekt stabil posisjon. Null systemet utløses og stepper motor aktivering begynner. (d) Null systemet utløses å sakte dra i thruster montert på quadfilar scenen tilbake til likevekt. (e) Thruster når en likevekt stillingen. Null målenhet stopper stepper motor aktivering. Måling er tatt. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 12
Figur 12 : Skjematisk fremstilling av aktivering av modulære multi sonde dreieskiven. Hele systemet er kontrollert trådløst og Faraday proben kan erstattes raskt gjennom knipser på en annen sonde modul. Tilkoblinger er gjort gjennom BNC-type adaptere for enkel twist on konvertering og installasjon. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 13
Figur 13 : Tegninger av en Hall-type thruster. Lignende oppsett med varierte konfigurasjoner basert på et generalisert oppsett i denne illustrasjonen har også vært ansatt av andre grupper. Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Figure 14
Figur 14 : Induktivt kombinert Plasma anlegg for syntese av romanen materialer i Plasma kilder programmet sentrum / romfart framdrift sentrum, Singapore. En kraftig plasma gjør syntese av silicon-basert materiale for nyskapende og svært effektive solceller, samt boron nitride og annet nanostructured materiale for programmer i moderne miniatyriserte Rakettmotorene.  Klikk her for å se en større versjon av dette tallet.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Discussion

Typical Hall-type thrustere44 er relativt enkel, billig og svært effektiv enheter som kan akselerere en ion flux til hastigheter på flere titalls km/s, gir stakk trenger for akselererende satellitter og romskip og manøvrering, orientering, posisjon og holdning kontroll, og de bane på slutten av brukstiden operasjon. Anvendelse av Hall thrustere satellitter og andre orbital nyttelast forbedre oppdraget levetid, tillate orbital overføring og dannelse/constellation fly av flere satellitter, og multi mission mulighet. Strukturelt (se skjema i figur 13), en Hall thruster er en koaksial kammer med en anode installert i den ene siden og en katode plassert i nærheten av avkjørselen. Lett ionisert men relativt tunge, Xe gass, brukes vanligvis som en drivstoff, men andre elementer for eksempel jod kan brukes i noen tilfeller45. En ion fluks er akselerert av en elektrostatiske felt som er satt mellom anoden og katoden, mens et magnetisk felt opprettet av et sett med spoler eller et system av magneter sikrer et elektron drift gjeldende rundt den sentrale delen av kammeret46. Denne elektron drift nåværende sikrer effektiv ionisering en nøytral gass og samtidig gir kompensasjon av en positivt ion endring.

Effektiviteten av en elektrisk framdrift thruster avhenger betydelig sin design, spesielt form og konfigurasjonen av elektroder og parametere av magnetfelt og materialer for akselererende kanal, anode og emissive innsettinger i den katoden. For eksempel magnetfelt topologien for thrusteren kan konfigureres slik at plasseringen av maksimal magnetisk feltstyrke og derfor sonen ionisering er skjøvet ytterligere nedstrøms, nær kanal uttaket, dermed redusere samspillet vegg47mellom høy energi ioner og kanalen. Dette reduserer i sin tur erosjon priser på kanalen veggen og forholdet til veggen materialegenskaper, gjør veggen materiale bytte mer gjennomførbart. Levetiden til Hall-type thrustere avhenger svært materialer for komponentene, spesielt de som er i kontakt med plasma. Fremover, romanen materialer, samt utstyr og teknikker for syntese dens og testing48,49 for å forbedre levetid Hall-type thrustere.

Romanen materialer er syntetisert i PSAC/Preparatomtaler labs bruker hovedsakelig en kraftig, svært tilpasningsdyktige, effektiv Induktivt kombinert plasma anlegg (figur 14)50,51. Et spekter av romanen materialer inkluderer, men er ikke begrenset til silikonbaserte wafere for nyskapende og svært effektive solceller, samt boron nitride, Grafén inneholder nanostrukturer52,53metamaterials54 ,55 og annet nanostructured materiale for programmer i moderne miniatyriserte thrustere, der de brukes for optimalisering av nøkkelparameterne av thrustere56,57og betydelig utbygging. Andre tilgjengelige driftsmidler inkluderer bue og kapasitive-kombinert plasma systemer for den avanserte plasma behandling av materialer58. Faktisk kan en betydelig forbedring av thruster parametere oppnås gjennom implementering av sofistikert test, design, materialer og simulering optimalisering teknikker59,60. Videre programmer romanen materialer og materielle systemer kunne sikre effektiv tilnærminger til, f.eks varme overføring61, slitasje motstand62, og andre problemer forbundet med effektivitet og levetid miniatyriserte plass thrustere. Plasma-basert materiale fasiliteter Aktiver syntese, test og anvendelse av de mest avanserte materialene i rakettmotorer under designet63. Faktisk, det allerede har blitt demonstrert at plasma-aktiverte teknikker som involverer svært energiske flukser på materie og energi, tillater effektiv aktivisering overflater64,65 , og dermed kontroll over Self-Organization, nucleation66,67,68 og andre sofistikerte overflaten-baserte prosesser som førte til etableringen av den mest avanserte materialer69,70, 71. Merk at karbon-holdige materialer som karbon nanowalls, nanorør og vertikalt orientert Grafén matriser kan være ganske lovende for programmet på elektrisk framdrift rakettmotorer som elektron emitting materialer72, 73 , 74 og lovende materiale på veggene av akselerasjon kanaler og utslipp kamre75.

Plasma-flerlags, core-skall og porøse materialer76 finner også programmer i ulike deler av elektrisk framdrift systemer77. Kontrollert syntese av metallisk enkelt vegger karbon nanorør78 og plasma-aktivert, katalysator-fri vekst av Karbonnanorør på mekanisk skrevet Si funksjoner79 er også mulig i plasma-drevet prosess80.

I sammendraget, har vi presentert en protokoll for å teste og optimere miniatyriserte plass fremdriftssystemer. Diversifisert sofistikert designet utstyr, store vakuum kamre, kraftig pumping plattformer og ulike diagnostiske komplekser ble brukt til å utføre presise, informativ karakteristikk av mikro-fremdrift thrustere under forhold nær de funnet i åpen plass. Kvalifisert personell, tilstrekkelig simulering og teoretisk støtte er også viktig å holde det micropropulsion tegning og teknologien utvikler seg stadig. Utviklingen av romanen materialer er den andre avgjørende faktoren som kunne sikre betydelig gjennombrudd i å bedre ytelsene til moderne elektriske fremdriftssystemer, inkludert små satellitter og CubeSats med hele settet med systemer, eksterne instrumenter, verktøy og nyttelast.

Subscription Required. Please recommend JoVE to your librarian.

Disclosures

Forfatterne erklærer ingen konkurrerende økonomiske eller andre interesser.

Acknowledgments

Dette arbeidet ble støttet i en del av OSTIn-SRP/EDB, National Research Foundation (Singapore), akademiske forskning fondet AcRF Tier 1 RP 6/16 (Singapore), og George Washington Institute for nanoteknologi (USA). I. L. anerkjenner støtte fra School of Chemistry, fysikk og mekanisk, vitenskap og Engineering fakultetet, 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

Engineering testing problemet 144 elektrisk fremdrift Hall thrustere romteknologi utslipp teknologi
Optimalisering, Test og diagnostisering av miniatyriserte Hall thrustere
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