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Engineering

Optimización, pruebas y diagnóstico de propulsores Hall miniatura

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

Aquí, presentamos un protocolo para probar y optimizar los sistemas de propulsión espacial basados en miniatura propulsores de tipo Hall.

Abstract

Satélites y naves espaciales miniaturizadas requieren hélices de bajo empuje inteligentes, altamente eficientes y durables, extendida y confiable funcionar sin asistencia y ajuste. Termoquímicos propulsores que utilizan propiedades termodinámicas de gases como un medio de aceleración tienen limitaciones físicas en su velocidad del gas de escape, dando como resultado bajo rendimiento. Además, estos motores demuestran muy poca eficiencia en pequeños empujes y pueden ser inadecuados para continuamente los sistemas operativos que proporcionan control adaptativo en tiempo real de la orientación de la nave espacial, velocidad y posición. En contraste, sistemas de propulsión eléctrica que utilizan campos electromagnéticos para acelerar los gases ionizados (es decir, plasmas) no tiene ninguna limitación física en términos de velocidad de escape, permitiendo la eficiencia prácticamente cualquier masa y el impulso específico. Propulsores de bajo empuje Hall tienen una vida útil de varios mil horas. Sus rangos de voltaje de descarga entre 100 y 300 V, funcionando a una potencia nominal de < 1 kW. Varían de 20 a 100 mm de tamaño. Propulsores de gran sala pueden proporcionar fracciones de millinewton de empuje. En las últimas décadas, ha habido un creciente interés en sistemas de propulsión de alta eficiencia a los satélites de la unidad de 50-200 kg, pequeña masa y baja potencia. En este trabajo, demostraremos cómo construir, probar y optimizar un pequeño (30 mm) hélice de salón capaz de propulsar un pequeño satélite que pesa unos 50 kg. Mostraremos la hélice en un simulador de entorno de gran espacio y describir cómo se mide el empuje y parámetros eléctricos, incluyendo las características del plasma, se recogen y procesan para evaluar parámetros de hélice clave. También demostraremos cómo la hélice está optimizada para que sea uno de los propulsores pequeños más eficientes jamás construidos. También abordaremos retos y oportunidades presentados por los nuevos materiales de hélice.

Introduction

Renovado interés en la industria espacial en parte sido catalizado por sistemas de propulsión eléctrica altamente eficiente que entrega mayor capacidades de misión en lanzamiento cada vez más reducida cuesta1,2,3. Muchos tipos diferentes de dispositivos de propulsión eléctrica del espacio recientemente se han propuesto y probado4,5,6,7,8 apoyado por el interés actual en el espacio exploración9,10. Entre ellos, ion cuadriculada11,12 y sala tipo propulsores13,14 son de interés primario debido a su capacidad para alcanzar la eficacia muy alta de alrededor del 80%, superior a la de cualquier hélice de química, incluyendo los sistemas más eficientes de oxígeno-hidrógeno, la eficiencia de la que se limita a unos 5000 m/s por el principal físico leyes15,16,17,18.

Completa y fiable prueba de propulsores espacio miniatura normalmente requiere un gran complejo de instalaciones de prueba que incluyen cámaras de prueba, instrumentos de control y diagnóstico, instalaciones de vacío (bombas), un sistema para la medición de los parámetros de plasma 19y una amplia gama de equipos auxiliares que sustentan el funcionamiento de la hélice, como un sistema de suministro de energía eléctrica, propulsor de alimentación, de empuje soporte de medición y muchos otros20,21. Por otra parte, una hélice de propulsión espacial típica consta de varias unidades que influyen por separado en la eficiencia y vida útil de todo el sistema de empuje y por lo tanto, podría ser probada por separado y como parte de la hélice Asamblea22, 23. Significativamente Esto complica los procedimientos de prueba e implica prueba largo períodos24,25. Fiabilidad de la unidad de cátodo de una hélice, así como funcionamiento de propulsores cuando se utilizan diferentes propulsores también requiere consideración especial26,27.

Para cuantificar el rendimiento de un sistema de propulsión eléctrica y para calificar los módulos para la implementación de operativo en misiones espaciales, de tierra instalaciones que permiten la simulación de espacio realista de pruebas ambientes son necesarios para las pruebas de propulsión multi escala unidades28,29,30. Un ejemplo de tal sistema es una cámara de simulación de ambiente espacio escala grande situada en el espacio propulsión centro-Singapur (SPC-S, Figura 1a, b)31. En el desarrollo de un entorno de simulación, las siguientes consideraciones primarias y secundarias deben tomarse en cuenta. Principales preocupaciones están que el ambiente así creado espacio debe simular exactamente y confiablemente un entorno realista de espacio, y los sistemas de diagnóstico incorporado deben proporcionar diagnósticos precisos y exactos durante la evaluación del desempeño de un sistema. Preocupaciones secundarias son que los entornos de un espacio simulado deben ser altamente personalizables para permitir una instalación rápida y pruebas de propulsión diferentes módulos de diagnóstico y el medio ambiente deben ser capaces de albergar pruebas de alto rendimiento para optimizar descarga y condiciones operacionales de múltiples unidades simultáneamente.

Simuladores de ambiente de espacio e instalaciones bombeos

Aquí ilustramos dos simulación servicios SPC-S que se han implementado para la prueba de sistemas de propulsión eléctrica miniatura, así como módulos. Estos dos son de diferentes escalas y principalmente tienen diferentes funciones en el proceso de evaluación de desempeño, como se indica a continuación.

Cámara de actuación espacial de plasma grande (AFPC)

La AFPC tiene unas dimensiones de 4,75 m (longitud) x 2,3 m (diámetro) y tiene un vacío de bombeo suite que consta de numerosas bombas de alta capacidad, trabajando en tándem. Es capaz de alcanzar una presión de base menor que 10-6 PA. Tiene un vacío de lectura y bomba de activación/purga sistema de control integrado para evacuación y depuración de la cámara. Está equipado con numerosas pestañas personalizables, pasantes eléctricos y portas diagnóstico visuales para proporcionar facilidad de prueba de línea. Esto, junto con un conjunto completo de capacidades de diagnóstico montado internamente, le permite ser modificado rápidamente para diagnóstico multimodal. La escala de la AFPC también permite probar módulos totalmente integrados para aplicaciones en un entorno simulado.

AFPC es el SPC-S insignia espacio simulación para el medio ambiente (figura 1C, d). Su tamaño permite pruebas de módulos completos de hasta unos pocos U montado en una etapa de quadfilar. La ventaja de este método sería la visualización en tiempo real de cómo pueden influir en los módulos de propulsión como montado sobre diferentes cargas in situ maniobras de cargas en el espacio. Esto es simulado a través de la fijación y suspensión de la carga total en una quadfilar propiedad de empuje plataforma de medición. La hélice puede entonces ser despedida, y la plataforma suspendida con la hélice y la carga útil sería probada según las condiciones del espacio. Materias primas gas propelente que ingrese el entorno de prueba a través de los módulos de propulsión eléctrica se bombean eficientemente por el conjunto vacío para asegurar que la presión total de la cámara no se altera, así, mantener un ambiente de espacio realista32 ,33,34. Además, sistemas de propulsión eléctrica por lo general implican la producción de plasmas y explotan la manipulación de las trayectorias de partículas cargadas que salen del sistema con el fin de generar empuje35. En pequeños entornos de simulación, la acumulación de fundas de carga o plasma en la pared puede afectar al rendimiento de la descarga a través de interacciones de plasma de la pared debido a su proximidad con el sistema de propulsión, especialmente para micropropulsion donde típico empuje los valores son del orden de millinewtons. Por lo tanto, especial atención y énfasis deben hacerse responsables y marginar a las contribuciones de tales factores36. Gran tamaño de la AFPC minimiza las interacciones de plasma de la pared, hacen insignificante, dando una representación más precisa de los parámetros de descarga y permitir monitoreo de perfiles de pluma en módulos de propulsión eléctrica. La AFPC se utiliza normalmente en módulo completo sistemas de integración y optimización procesos de evaluación y que permite la traducción rápida de prototipos de la hélice en los sistemas operacionalmente listos para pruebas en preparación para la calificación de espacio de suelo.

Simulador de ambiente plasma escala espacial (PSEC)

El PSEC tiene unas dimensiones de 65 x 40 cm x 100 cm y tiene un conjunto vacío de bombeo que consta de seis bombas de alta capacidad trabajando en tandem (bomba de vacío seca, bombas de vacío turbomoleculares y crio). Es capaz de lograr una base inferior a 10-5 Pa de presión cuando está en funcionamiento todo el sistema de bombeo (todas las bombas están en uso). Flujos de presión y propulsor son monitoreados en tiempo real a través de flujo de masa integral lectura cajas y medidores de presión. El PSEC se emplea sobre todo en las pruebas de resistencia de los propulsores. Los propulsores son despedidos por largos períodos de tiempo para evaluar los efectos del daño de plasma en los canales de descarga y en su vida. Además, como se muestra en la figura 2, una red de controlador de flujo gas complejos en este centro permite la conexión rápida de otros propulsores de la materia prima al cátodo y los ánodos para probar la compatibilidad de los propulsores con nuevos propulsores y los efectos de la Este último sobre el rendimiento de la hélice. Esto es de mayor interés a los grupos de investigación trabajando en "respiran aire" Propulsores eléctricos utilizando propulsores nuevos durante la operación.

Instalaciones integradas de diagnóstico (diagnóstico multimodal)

Diferentes instalaciones diagnóstico integradas, equipadas con sistemas robóticos integrado automatizado (ventila-μs)19,23, se han desarrollado para los dos sistemas de PSEC y AFPC para diagnóstico en diferentes escalas y efectos.

Diagnóstico integrado de PSEC

Las herramientas de diagnóstico en el PSEC esencialmente dependen de monitoreo en tiempo real de descarga a través de las operaciones de extendido. El sistema de gestión de calidad monitores de gases residuales en la instalación de especies contaminantes que surgen de la pulverización del material durante una descarga. Estas trazas se controlan cuantitativamente en el tiempo para evaluar las tasas de erosión del canal de descarga y los electrodos de la hélice para estimar la vida útil de la hélice. El espectrómetro de emisión óptica (OES) complementa este procedimiento mediante el control de las líneas espectrales correspondientes a las transiciones electrónicas de las especies contaminantes debido a la erosión, como el cobre de la electrónica. OES también permite diagnósticos de plasma no invasivo y monitoreo activo de Perfil de pluma que evalúa cualitativamente el rendimiento de la hélice. Por último, una sonda robótica de Faraday que puede ser controlada remotamente, o modo totalmente autónomo, se utiliza para derivar barridos rápida del perfil de pluma para optimizar la colimación de la viga a través de la forma paramétrica variando las condiciones de descarga (figura 3).

Diagnóstico integrado de la AFPC

El lujo del espacio físico en el AFPC permite la instalación de múltiples sistemas de hélice en varios lugares debido a su diseño modular, permitiendo para la instalación de enchufe-y-juego-como para el diagnóstico de varios simultáneamente. La figura 4 muestra la sección transversal interna de la AFPC en varias configuraciones, con la plataforma de medición de empuje completamente suspendido quadfilar siendo su artefacto más notable y permanente. Sistema de torreta, controlado de forma autónoma o inalámbricamente a través de aplicaciones para Android utilizando microcontroladores y los módulos de Bluetooth, entonces se puede montar en una manera modular frente a la hélice para obtener características de la pluma a través de la instalación de varias sondas como Faraday, Langmuir y analizador de potencial retraso (RPA). También se muestra en la figura 4 es la capacidad de la AFPC permite el montaje configurable de sistemas de hélice de proa para el rápido diagnóstico simultáneo de varios parámetros de plasma. Los empujadores pueden montarse verticalmente en una sola columna y probaron rápidamente, uno tras otro para evitar interacciones entre los sistemas de hélice diferente. Se ha comprobado que la evaluación eficiente de hasta 3 módulos diferentes en una sola instancia es posible, así significativamente reducir el tiempo de inactividad durante la evacuación y depuración de procesos requeridos de lo contrario cuando sistemas de la prueba individual. Por otro lado, este sistema es una valiosa oportunidad para probar las Asambleas de la hélice que deben operar en un ramo, en el mismo satélite. Los empujadores pueden montarse verticalmente en una sola columna y probaron rápidamente, uno tras otro para evitar interacciones entre los sistemas de hélice diferente. Ha sido probado para ser eficaz en la evaluación de hasta 3 módulos diferentes en una sola instancia, significativamente reducir el tiempo de inactividad durante la evacuación y depuración de procesos requeridos de lo contrario cuando sistemas de la prueba individual.

Es de vital importancia para determinar el empuje en sistemas de micropropulsion exactamente así que parámetros como eficiencia, ηeff y el impulso específico sp, son precisos, por lo tanto, dar una representación confiable de la dependencia de rendimiento de la hélice en varios parámetros de entrada como flujo de propelente y energía suministrada a los diferentes terminales de los propulsores como se muestra en las ecuaciones 1 y 2. Explícitamente, evaluación del desempeño de los sistemas de micropropulsion por lo general gira en torno a la medida del empuje generado por el sistema en varios parámetros de funcionamiento. Por lo tanto, sistemas de evaluación de desempeño necesitan ser calibrados con un conjunto de normas antes de ser instalado en el ambiente del espacio para el uso en el diagnóstico y pruebas para asegurar su fiabilidad y exactitud19.

Equation 1

Equation 2

Sistemas típicos emplean fuerza calibración externamente antes de unidades de medida de empuje están instaladas en el entorno de prueba38. Sin embargo, tales sistemas no tienen en cuenta para los entornos de espacio que afectan a las propiedades del material de las normas de calibración y de vacío eléctrico y térmico influye en la degradación de los estándares de calibrado en el transcurso dinámico de evaluación del desempeño de los empujadores. La unidad automatizada calibración inalámbrica que se muestra en la figura 5, por el contrario, permite calibración in situ del sistema en el entorno simulado antes de la hélice está en funcionamiento. Esto representa los efectos dinámicos del entorno de prueba en la etapa de medición y permite la rápida recalibración del sistema antes de la cocción de los propulsores. El sistema también cuenta con una unidad de verificación de empuje nulo modular simétrico que verifica el empuje independientemente. Es operado mientras que la hélice está operativa para el análisis in situ de la derivada empujes de determinado condiciones de descarga. Todo el proceso se realiza a través de aplicaciones MATLAB, permitiendo a los usuarios concentrarse en la optimización del hardware y diseño de sistemas de propulsión y acelera la prueba de tales sistemas. Detalles de este método se profundizaría en la subsección siguiente.

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Protocol

Aquí presentamos los protocolos para la evaluación de rendimiento y procedimiento de calibración de empuje, empuje independiente verificación mediante perfilometría medición y penacho de null a través de la detección in situ de datos espaciales.

1. evaluación de calibración procedimiento y empuje rendimiento de empuje

  1. Asegúrese de que todos los componentes están instalados en la cámara como se muestra en la figura 5.
  2. Probar la conectividad de las herramientas de diagnóstico externamente antes de sellar la cámara.
  3. Utilice el control de la instalación integrada para sellar la cámara.
  4. Encender las bombas de vacío en el orden en cascada a partir de las bombas secas (hasta que la cámara alcance 1 Pa), bombas turbo-moleculares (hasta ~ 5 x 10-4 Pa) y luego las bombas criogénicas.
    Nota: Se deja AFPC a bomba para alto vacío (< ~ 10-5 Pa) para simular el entorno espacial. El protocolo puede hacer una pausa aquí.
  5. Utilice las aplicaciones desarrolladas para sincronizar los dispositivos con el transponder inalámbrico en la cámara. El proceso de sincronización es completado cuando el diodo electroluminoso (LED) en el transpondedor deja de parpadear.
  6. Una vez obtenido el vacío deseado, tome una lectura inicial (voltaje analógico) desactivar el sensor de desplazamiento láser como base.
  7. Utilizar la aplicación desarrollada para desencadenar el bajar de peso (una masa exactamente conocida y calibrado de lazo de cobre) para la traducción de la fuerza en la etapa de quadfilar.
    Nota: La masa de cada lazo de cobre depende de la sensibilidad deseada de la fase de quadfilar se utiliza. En este caso, la masa de cada lazo de cobre fue en el orden de 100 mg para el régimen extendido calibración y 10 mg para el régimen de calibración fina. Vea los resultados representativos para obtener más información.
  8. Registro del desplazamiento (tensión analógica) desde el sensor de desplazamiento láser cuando se desencadena después de que la masa está completamente bajada y su peso se traduce en una fuerza horizontal.
  9. Repita el proceso (pasos 1.7 y 1.8) de bajar los pesos y el registro del desplazamiento de la etapa de quadfilar hasta que se expanden todos los pesos de calibración. Todos los pesos automáticamente volverá a la posición de equilibrio por la unidad de calibración una vez finalizada la secuencia para permitir la etapa de quadfilar llegar a una posición de equilibrio antes de hélice puede ser despedido. Guardar el factor de calibración ( archivo | Guardar como | "Factor.txt").
  10. Dibujar una curva de calibración para obtener el factor de calibración para el sistema instalado en la etapa de quadfilar, donde el factor de calibración (en mN/V) es la pendiente de la gráfica fuerza/tensión.
  11. Registrar un voltaje analógico de línea de base del sensor de desplazamiento láser otra vez antes de disparar la hélice.
  12. Activar la situ en programa MATLAB para el cálculo de empuje instantáneamente usando la ecuación 3 (ver resultados representativos) y el factor de calibración en paso 1.9 de entrada ( archivo | Abierto | "Factor.txt").
  13. Los empujadores entonces dispararon otra vez. Capturar los parámetros deseados en tiempo real utilizando el programa de adquisición de datos internos.
    Nota: Como alternativa, una aplicación integrada se puede utilizar para automatizar completamente el proceso de calibración y sincronización de la secuencia de actuación de los motores y adquisición de datos de los sensores en consecuencia.

2. Protocolo de medición para la verificación independiente de empuje de null

  1. En primer lugar, tomar una lectura de referencia (tensión analógica) (desde el sensor de desplazamiento láser) de la hélice en posición de equilibrio.
  2. Cambiar parámetros de funcionamiento a valores deseados desde el panel de control de la hélice y la hélice del fuego.
  3. Una vez que la hélice se dispara, espere a que las oscilaciones en el péndulo de quadfilar para estabilizar.
  4. Después de la quadfilar se estabiliza a un estado estacionario, utilizar la aplicación de control para el sistema de medición nula para desencadenar el bajar de peso. Las lecturas del sensor de desplazamiento láser son monitoreadas al mismo tiempo. Los pesos se reducen continuamente hasta que se active la etapa quadfilar en equilibrio.
  5. Una vez alcanzada la posición de equilibrio, terminar la secuencia de actuación y determinar la fuerza necesaria para que el sistema de quadfilar regresar al equilibrio.
  6. Activar un bloque de tope para dejar la etapa de quadfilar de movimiento.
  7. Calcular la masa correspondiente a la fuerza horizontal necesaria para tirar el sistema en equilibrio.

3. actuación de torretas robóticas para datos espaciales in situ detección y penacho de perfilometría

Nota: Durante el funcionamiento de la hélice, un operador puede optar por activar el sistema manualmente a los ángulos deseados para obtener características de pluma en particular lugares o desencadenar una secuencia automatizada.

  1. Monte la hélice en una etapa móvil (como en el caso de la AFPC) antes de comenzar el experimento.
  2. Activar el mecanismo de la barra de tope para impedir que la etapa de actuación durante el experimento.
  3. Activar el protocolo de medición y servo motor para accionar la sonda en la posición 0°.
  4. Adquirir una medición de la sonda.
    Nota: Dependiendo del tipo de sondas instaladas, los procesos de medición pueden variar según la secuencia programable para la obtención de perfiles completa pluma espacial de la descarga. (a) si se instala una sonda de Faraday, se toma una lectura de un medidor de la fuente (donde un sesgo de -30 V continuamente se aplica a los anillos de guardia). (b) si se instala una sonda de Langmuir, una forma de onda de voltaje del diente de sierra se suministra a la sonda y las características i-v se obtiene y se interpretan. (c) si se instala un RPA, una forma de onda diente de Sierra de tensión se aplica a la red discriminar, y las características i-v se obtiene y se interpretan.
  5. Accionar el motor de servo utilizando el microcontrolador, para pasar a la siguiente posición angular donde se activa la secuencia de la sonda para hacer una medición otra vez.
  6. Guardar las mediciones en matrices individualmente marcados en una matriz de datos.
  7. Repita los pasos del 3.5 y 3.6 hasta un completo barrido hasta 180° se ha realizado, y la sonda se trajo de vuelta a 0°.
  8. Analizar los datos guardados.

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Representative Results

Procedimiento de calibración de empuje y de evaluación del desempeño

Evaluación de los valores de empuje de la etapa de medición de quadfilar empuje viene en dos fases. La primera fase es mediante la obtención de factores de calibración de la unidad de calibración inalámbrica automatizada que se muestra a la derecha de la figura 5. En este proceso de calibración, pesas finas se bajan a través de una barra lisa politetrafluoroetileno que traduce los efectos verticales de peso en una fuerza horizontal unido a la hélice en la etapa de quadfilar. Un sensor de desplazamiento láser de alta resolución mide el desplazamiento en cada intervalo por consiguiente. Esto es supervisado por un operador a través de una aplicación de adquisición de datos como se muestra en la figura 6, y un factor de calibración se obtiene al final de la serie donde se bajan numerosas pesas calibradas en el sistema. El factor de calibración S se obtiene de la mejor línea de ajuste de la gráfica fuerza horizontal-desplazamiento, y el posterior empuje se calcula usando la ecuación 3:

Equation 3

donde Vreferencia es el voltaje de la referencia analógica del sensor de desplazamiento láser leer antes de disparar a la hélice, y Vmide es la tensión medida del sensor durante la operación in situ de la hélice.

Una representación más clara de la calibración del sistema se muestra en la figura 7. Debe tenerse en cuenta que la línea verde y los círculos rojos son para propósitos de ilustración solamente y simplemente sirven como una guía para el ojo. En realidad, la línea verde es una fina fibra de la poliamida de Madeira que conecta con la hélice montada. Las pesas calibradas son pequeños lazos de cobre que han sido cuidadosamente ponderados por un balance de masas de alta precisión, y por consiguiente pueden ser ajustados para permitir un régimen de calibración fina inicialmente (con pequeños intervalos de diferencia entre las masas) y a un régimen extendido (donde se añaden masas más grandes hacia el final de la secuencia de calibración).

Un gráfico típico de fuerza-voltaje producirá una línea recta como se muestra en la figura 8 cuando la unidad de calibración, plataforma de sensor y quadfilar de desplazamiento láser están correctamente instalados. En este caso, la trama da un factor de calibración (gradiente) de 27,65 mN∙V-1 en un sistema estandarizado para arriba para medidas de empuje sobre una amplia gama de fuerzas.

El factor de calibración se puede alterar modificando la sensibilidad de la plataforma quadfilar, que depende de varios factores como la longitud de los cables de quadfilar. En la figura 8, la sensibilidad de la instalación se ha modificado para caber en los pesos de calibración para los regímenes extendidos. Ambos pesos de calibración fina y gruesa se incluyen ceder una parcela de calibración es lineal en ambos regímenes.

Una muestra de las mediciones in situ para el empuje medido se muestra en la figura 9. En este caso, muestra cómo un operador es capaz de controlar la dependencia de empuje de alta tensión durante el transcurso del experimento hasta que se extinga la descarga. Efectos de otros parámetros de entrada en la fuerza de empuje también pueden controlarse de la misma manera.

Usando la quadfilar empuje etapa de medición, hemos sido capaces de medir el empuje generado por la hélice hall en varias potencias de entrada, dada por el voltaje de descarga actual y aplicada. A través de esta información, la variación de la Equation 4 y Equation 5 con respecto a la potencia de entrada puede obtenerse. Figura 10a,b muestra cómo el empuje y varían con la energía de entrada en 4 diferentes másicos. Finalmente, la eficiencia se grafica contra la energía de entrada en diferentes caudales másicos en c de la figura 10. Los resultados muestran que nuestra hélice ha sido optimizado para funcionar en potencias de entrada por debajo de 100 W, donde las tasas de flujo bajas han dado lugar a eficiencias de casi 30%19. Antes de la optimización, la hélice apenas alcanzó 20% de eficiencia en 83 W y sccm 5.5. Los resultados muestran que nuestra hélice ha sido optimizado para funcionar en potencias de entrada por debajo de 100 W, donde las tasas de flujo bajas han dado lugar a eficiencias de casi 30%19. Este es sin duda un logro decente en comparación con la hélice SPT100 Hall, cuya eficiencia varía entre 30% a 40% y otros propulsores de la sala de similares tamaños y potencias de entrada. Figura 10 d ilustra el trazada automáticamente el perfil de densidad de corriente de iones.

Protocolo de medida nula para la verificación independiente de empuje

Mientras que la hélice es ser despedida, el hilo de poliamida en la parte derecha correspondiente al final de la unidad de calibración quedo flojo. Durante la operación in situ de la hélice, entonces puede accionar la unidad de verificación de medición nula simétrico. La unidad de medida nula simétricos funciona de manera similar al sistema robótico de calibración que se muestra en la figura 5; los pesos de calibración miniatura conectados a un cable fino de poliamida se bajan en el sistema y crean una fuerza horizontal aplicada en el sistema de propulsión. En este caso, se aplica la fuerza horizontal para el sistema de quadfilar que ha sido desplazado al funcionamiento de la hélice hacia equilibrio. Este proceso se muestra en el tiempo-dependiente esquemático de la evolución del proceso en la figura 11. La hélice se cuece primero a t = 0 s, correspondiente al panel (a) en la serie. La etapa de quadfilar luego desplaza a la derecha como resultado de la fuerza horizontal de la unidad de propulsión. Puesto que el ambiente se oscurece en el simulador de espacio, el movimiento de la etapa es visto como el movimiento aparente de la hélice (b). La etapa de quadfilar y luego detiene oscilante y alcanza un equilibrio de estado estacionario de desplazamiento como se muestra en (c). En este caso, se activa el sistema nulo y el motor paso a paso se activa para retraer la etapa quadfilar al equilibrio como se muestra en (d). El motor paso a paso se activa a un punto donde el sensor de desplazamiento láser detecta que la etapa es en la posición de equilibrio y la actuación es detenida. Luego se toma una medición y el valor del empuje de este sistema se da en consecuencia.

Actuación de torretas robóticas para datos espaciales in situ detección y penacho de perfilometría

Sistema de torreta robótica modular también se instala en el AFPC y PSEC para diagnóstico personalizable de los perfiles de los penacho. Estas torretas robóticas se montan también en etapas motor actuadas para la colocación apropiada de la sonda según la línea media axial de los propulsores externamente. Las torretas robóticas son cajas de blindado en acero inoxidable que contiene microcontroladores programables conectados a los transpondores inalámbricos para recibir y transmitir datos. Esto también permite a los usuarios controlar el movimiento de la sonda externamente, mientras recibe datos de sensores sin conexiones eléctricas adicionales al sistema. También cabe destacar que el diseño modular del motor micro servo actuada torreta permite refinamiento rápido de configuración de medición que permite múltiples arreglos de discos de punta de prueba incluyendo a Langmuir, sonda de Faraday y RPAs montarse en el mismo configurado según demandas operacionales en el punto de tiempo. La figura 12 muestra una ilustración esquemática de la instalación experimental de perfilometría de la pluma.

Durante el funcionamiento de la hélice, puede elegir un operador para accionar manualmente el sistema de ángulos deseados como se muestra en la figura 12 para obtener características de pluma en particular lugares o una secuencia automatizada puede ser activada. Dependiendo de que las puntas de prueba están instalados, los procesos de medición pueden variar según la secuencia programable para la obtención de perfiles completa pluma espacial de la descarga.

Tal secuencia permite la rápida visualización espacial del perfil de pluma que ayuda a optimiza la ingeniería y optimización de los procesos que para la colimación de la viga para la operación eficiente de la hélice. Torrecillas accionadas y sistemas programables de detección permiten la adquisición Autónoma de características de la pluma en cada punto, de donde se deriva y calculados a través de sistemas programables parámetros de plasma. Esto puede agilizar pruebas de tales sistemas con fácil análisis y manipulación de grandes cantidades de datos a través de simples sistemas autónomos robotizados y actuados. En la figura 10 d, por ejemplo, el parámetro de plasma se analiza aquí es la densidad de corriente de iones en distintas posiciones angulares. Muestra cómo la energía de descarga influye en la magnitud de la densidad de corriente pico ion y el ancho total a media maxima en consecuencia. Estos resultados muestran que voltajes más altos de la descarga no se traducen necesariamente para mejor rendimiento de la hélice. Aquí, una energía más alta resulta en la ampliación del perfil de pluma que es una característica indeseable de una hélice. Esto significa que algunas de las partículas de escape con velocidades que no son perpendiculares al plano de la salida de hélice, resultando en un empuje en una dirección no deseado y hacer precisa maniobras desafiantes. Por otra parte, los cargos de la pluma pueden dañar la carga útil u otros subsistemas de la nave espacial. Para optimizar la hélice para producir un penacho más colimado, la corriente a las bobinas magnéticas y la caída de potencial en el ánodo puede ajustarse hasta conseguir un ancho total satisfactorio valor media maxima (FWHM). Antes de la optimización del perfil de pluma, su FWHM era de 33,1 º en 140 W pero después de la optimización, se reducir a 23,7 ° a 110 w. Esto implica que la pluma es ahora más colimada.

Figure 1
Figura 1 : Fondo de medio ambiente de gran espacio para la prueba de hélices de propulsión eléctrica. Esta planta insignia se encuentra en el espacio de propulsión centro Singapur, Instituto Nacional de educación, Universidad Tecnológica de Nanyang. (a) vista lateral de la cámara ilustra transparentes ojos de buey para el diagnóstico visual de sistemas de prueba y los múltiples grado vacío eléctrico alimentación maquetas que permiten la comunicación, control y diagnóstico de los sistemas bajo prueba. (b) bombas de vacío. (c) vista lateral de la cámara con una escotilla de carga lateral abierto. (d) vista de la cámara de simulación de espacio con un operador de instalación de sistemas de diagnóstico. Reimpreso con permiso de J. Lim et al., IEEE trans. Plasma SCI. 46, 338 (2018) y J. Lim et al., IEEE trans. Plasma SCI. 46, 345 (2018). Copyright 2018 IEEE. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 2
Figura 2 : Vista de un simulador de ambiente plasma escala espacial (PSEC) trasera. PSEC comprende un total de 6 bombas, incluyendo bombas criogénicas de alta capacidad, bombas turbo-moleculares y bombas secas. El programa de instalación también contiene diagnóstico integrado de la hélice. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 3
Figura 3 : Resumen de un conjunto de diagnósticos de plasma en el PSEC. Lado derecho de la figura ilustra una vista magnificada de los sistemas de vista desde la ventana de la parte delantera de la cámara. El puerto de diagnóstico visual también sirve como una vía para la espectroscopia de emisión óptica (OES) que hacer. Como se muestra en la vista exterior de la cámara, un espectrómetro de masas cuadripolar es equipado para que análisis de gases residuales evaluar tasas de erosión del material debido a la pulverización en la cámara durante la operación prolongada de la hélice. Además, las sondas de Faraday robóticas controladas inalámbricamente también montan internamente para evaluar perfiles de pluma de los empujadores sometidos a evaluación de desempeño. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 4
Figura 4 : Resumen de la suite de diagnósticos de plasma integrada en el AFPC. (un) personalizable diseño muestra una torreta de sonda robótica de Faraday colocada junto a una etapa de evaluación de desempeño quadfilar de empuje y una unidad de calibración de peso in situ. (b) personalizable características permiten hasta tres diferentes propulsores montados y probados al mismo tiempo, reduce tiempo de inactividad operacional e investigación maximizando la salida. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 5
Figura 5 : Diseño esquemático de la verificación de empuje nulo modular simétrico unidad. A diferencia del sistema de calibración, se opera la unidad de verificación de empuje nulo mientras que la hélice se desencadena para permitir la verificación independiente de los valores de empuje obtenida. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 6
Figura 6 : Interfaz de usuario de la aplicación de adquisición de datos. La interfaz de usuario de la aplicación basada en MATLAB permite al operador controlar el empuje y el voltaje del sensor de desplazamiento láser en tiempo real. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 7
Figura 7 : Unidad de calibración Una unidad robótica de calibración puede utilizarse una entrada de operador inalámbrico, o mediante secuencias de calibración totalmente autónoma para la calibración rápida de un sistema de quadfilar. Consideraciones de diseño: minimizar la influencia externa; Use fina, ligera cadena millinewton pesos y; usar barra de bajo coeficiente estático; línea debe ser lo suficientemente flexible como para producir "u-loop". Para el soporte de calibración, use unidad de control inalámbrico, fino Madeira monofilamento poliamida (nylon) fibra (unos 4.0 μm), pequeños lazos cobre como pesos y una barra suave del politetrafluoetileno. Línea debe sujetarse a parte posterior de la hélice montada en quadfilar péndulo o en línea con el centro del plato reflector. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 8
Figura 8 : Típica tensión de fuerza y gráficas fuerza-voltaje para la configuración modificada. (a) fuerza de tensión gráfico. La cantidad de peso que ha sido reducido y traducido a una fuerza horizontal se enfrenta a la tensión correspondiente de la lectura en el sensor de desplazamiento láser. El factor de calibración (en mN/V) es la pendiente de la gráfica fuerza/tensión que se utilizarán en la gráfica de fuerza/tensión de la bobina (b) datos adquisición. La sensibilidad de la instalación a la fuerza aplicada fue aumentada para acomodar para la calibración fina y gruesa. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 9
Figura 9 : Evaluación del rendimiento in situ. Otro programa de software permite el funcionamiento de empuje a ser monitoreados en tiempo real cuando un parámetro de entrada, el voltaje de descarga en este caso, se cambia gradualmente. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 10
Figura 10 : Evaluación de las características de la hélice. (a, b) Empuje y pulso específico como funciones de potencia de entrada en cuatro diferentes másicos. (c) eficiencia gráfica contra la energía de entrada en diferentes caudales másicos. (d) la trazada automáticamente el perfil de densidad de corriente de iones. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 11
Figura 11 : Tiempo de evolución de la unidad de verificación de empuje nulo en operación durante el disparo de una hélice de Hall en SPC-S. (a) t = 0 s, donde la hélice Hall es el primer despedido y se mueve de la posición de equilibrio. (b) Quadfilar fase desplaza a la derecha como se muestra por el movimiento relativo de la hélice de la sala. (c) Quadfilar etapa detiene oscilante y alcanza una posición de estado estacionario de equilibrio. Sistema de NULL se activa y comienza la actuación del motor paso a paso. (d) Null es disparada a tirar lentamente el propulsor montado en la quadfilar etapa de equilibrio. (e) hélice alcanza una posición de equilibrio. Unidad de medida nula detiene el accionamiento de motor paso a paso. Se toma la medición. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 12
Figura 12 : Representación esquemática de la actuación de la torreta modular de multi-sonda. Todo el sistema es controlado de forma inalámbrica, y sonda de Faraday puede ser reemplazado rápidamente a través de ajuste en un módulo de sonda diferentes. Las conexiones se realizan a través de adaptadores de tipo BNC para fácil torcer-en la conversión e instalación. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 13
Figura 13 : Esquemas de una hélice de tipo salón. Configuraciones similares con variadas configuraciones basadas en un diseño generalizado presentado en esta figura también han sido utilizadas por otros grupos. Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

Figure 14
Figura 14 : Acoplado inductivamente los instalaciones de Plasma para la síntesis de nuevos materiales en el centro de solicitud de las fuentes de Plasma espacio propulsión Centre, Singapur. Un sistema de gran alcance del plasma permite la síntesis de materiales basados en silicio para células solares innovadores, altamente eficientes, así como nitruro de boro y otros materiales nanoestructurados para aplicaciones en los modernos propulsores miniaturizados.  Haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.

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Discussion

Typical sala tipo propulsores44 son relativamente simples, baratos y dispositivos muy eficientes que podrían acelerar un flujo de iones a las velocidades de varias decenas de km/s, proporcionando el empuje requieren para acelerar los satélites y naves espaciales, así como para maniobras, orientación, posición y control de actitud y de órbita al final de su vida útil de operación. Solicitud de sala de propulsores en satélites y otras cargas orbitales mejoran la vida de la misión, permite transferencia orbital y vuelo de formación/constelación de los satélites múltiples y habilitar capacidades multimisión. Estructural (ver esquemas en figura 13), una hélice de Hall es una cámara coaxial con un ánodo instalado a un lado y un cátodo situado cerca de la salida. Relativamente pesado, pero fácilmente ionizado gas Xe, se utiliza generalmente como un propulsor, sin embargo, otros elementos como el yodo pueden utilizarse en algunos casos45. Un flujo de iones es acelerado por un campo electrostático que se establece entre el ánodo y el cátodo, mientras que un campo magnético creado por un conjunto de bobinas o un sistema de imanes permanentes asegura una deriva de electrón actual alrededor de la parte central de la cámara46. Esta corriente de deriva de electrones garantiza eficiencia de ionización de un gas neutro y al mismo tiempo, ofrece compensación de un cambio de iones positivos.

La eficiencia de una hélice de propulsión eléctrica depende significativamente de su diseño, especialmente la forma y configuración de electrodos y parámetros de campo magnético los materiales utilizados para el canal de aceleración, el ánodo y el emisivo insertos en el cátodo. Por ejemplo, la topología del campo magnético de la hélice puede configurarse de tal manera que la situación de máxima intensidad de campo magnético y por lo tanto, la zona de ionización se empujan más abajo, cerca de la salida del canal, por lo tanto, reducir la interacción entre los iones de alta energía y el canal de pared47. Esto a su vez reduce las tasas de erosión de la pared del canal y su dependencia de las características materiales de la pared, haciendo más factible sustitución material de la pared. La vida útil de los propulsores de tipo Hall depende altamente de los materiales utilizados para sus componentes, especialmente los que están en contacto con el plasma. Avanzando, nuevos materiales, así como equipos y técnicas para su síntesis y pruebas48,49 son necesarios para mejorar la vida útil de los propulsores de tipo Hall.

Nuevos materiales son sintetizados en los laboratorios de la AFPC/CCP utilizando principalmente un plasma acoplado inductivamente potente, gran capacidad de adaptación, eficiente instalación (figura 14)50,51. Un espectro de nuevos materiales incluye, pero no se limita a base de silicio obleas para innovadores, altamente eficientes células solares, así como de nitruro de boro, que contiene el grafeno nanoestructuras52,53, metamateriales54 ,55 y otros materiales nanoestructurados para aplicaciones en los thrusters miniatura moderna, donde se utilizan para la intensificación significativa y optimización de los parámetros clave de los propulsores56,57. Otros equipos disponibles incluyen arco y sistemas de plasma de acoplamiento capacitivo para el tratamiento de plasma avanzado de materiales58. De hecho, una mejora significativa de los parámetros de la hélice podría ser lograda mediante la aplicación de prueba sofisticado, diseño, materiales y simulación optimización técnicas59,60. Por otra parte, aplicaciones de nuevos materiales y sistemas materiales podrían asegurar abordajes eficientes hacia, por ejemplo, calor transferencia61, desgaste resistencia62, y otros problemas asociados con la eficiencia y vida útil de miniaturizados propulsores del espacio. Síntesis de habilitar instalaciones material basado en plasma, prueba y aplicación de los materiales más avanzados en los propulsores está diseñado63. De hecho, se ha ya demostrado que las técnicas basadas en plasma que implican flujos altamente energéticos de materia y energía, permitir activación eficiente de superficies64,65 y por lo tanto, el control sobre autoorganización, nucleación66,67,68 y otros procesos sofisticados de superficie para la creación de los más avanzados materiales69,70, 71. Tenga en cuenta que los materiales que contienen carbono como nanowalls de carbono, nanotubos y grafeno verticalmente orientado a matrices podrían ser muy prometedoras para el uso en las hélices de propulsión eléctrica como electrónica emitiendo materiales72, 73 , prometedor material para las paredes de canales de aceleración y de cámaras de descarga75y 74 .

Materiales de varias capas, core-shell y porosa hecha de plasma76 podría encontrar aplicaciones en varias partes de los sistemas de propulsión eléctrica77. Síntesis controlada de nanotubos de carbono metálicos de pared simple78 y crecimiento basados en plasma, libre de catalizador de nanotubos de carbono en escrito mecánicamente Si características79 también es posible en el proceso impulsado por plasma80.

En Resumen, hemos presentado un protocolo para probar y optimizar los sistemas de propulsión espacial miniaturizados. Equipo sofisticado diseñado diversificada, grandes cámaras de vacío, potentes plataformas bombeos y varios complejos de diagnóstico fueron utilizados para llevar a cabo la caracterización precisa, informativa de micro-propulsión hélices en condiciones próximas a las encuentran en espacios abiertos. Personal cualificado, sustento teórico y simulación adecuada también son de importancia clave para mantener el diseño de micropropulsion y la tecnología avanza constantemente. Desarrollo de nuevos materiales es el segundo factor clave que podría garantizar avances significativos en la mejora de características de desempeño de sistemas de propulsión eléctrica moderna, como pequeños satélites CubeSats con el conjunto de sistemas de abastecimiento, instrumentos periféricos, herramientas y capacidad de carga.

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Disclosures

Los autores no declaran a financieros o de otros los intereses en competencia.

Acknowledgments

Este trabajo fue financiado en parte por OSTIn-SRP/EDB, la Fundación Nacional de investigación (Singapur), académico investigación fondo AcRF Tier 1 RP 6/16 (Singapur) y el George Washington Instituto de nanotecnología (Estados Unidos). I. L. reconoce el apoyo de la escuela de química, física y mecánica, ciencia y Facultad de ingeniería, Universidad Tecnológica de Queensland.

Materials

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

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