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In questo articolo

  • Riepilogo
  • Abstract
  • Introduzione
  • Protocollo
  • Risultati
  • Discussione
  • Divulgazioni
  • Riconoscimenti
  • Materiali
  • Riferimenti
  • Ristampe e Autorizzazioni

Riepilogo

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

Abstract

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

Introduzione

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

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

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

Spazio ambiente simulatori e impianti di pompaggio

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

Camera di plasma grande spazio azionamento (PSAC)

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

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

Simulatore di ambiente spaziale al plasma in scala (PSEC)

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

Strutture diagnostiche integrate (multi-modale diagnostica)

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

Diagnostica integrata nel PSEC

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

Diagnostica integrata nel PSAC

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

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

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

Protocollo

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

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

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

2. protocollo di misurazione per la verifica indipendente Spinta null

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

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

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

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

Risultati

Procedura di calibrazione di spinta e valutazione delle prestazioni di Spinta

Valutazione dei valori di spinta dalla fase di misurazione quadfilar di Spinta avviene in due fasi. La prima fase è attraverso ottenere fattori di calibrazione dall'unità di calibrazione automatica wireless mostrata a destra della Figura 5. In questo processo di calibrazione, bene pesi sono abbassati att...

Discussione

Typical Hall-tipo propulsori44 sono relativamente semplici, economici e dispositivi altamente efficienti che potrebbero accelerare un flusso di ioni per le velocità di alcune decine di km/s, fornendo la spinta necessaria per accelerare satelliti e veicoli spaziali, nonché per manovra, orientamento, posizione e atteggiamento di controllo e de-orbitare intorno alla fine del loro ciclo di vita di funzionamento. Applicazione di Hall thruster su satelliti e altri carichi orbitale che permettono di mi...

Divulgazioni

Gli autori non dichiarano interessi finanziari o di altri concorrenti.

Riconoscimenti

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

Materiali

NameCompanyCatalog NumberComments
Arduino MicrocontrollerArduinoArduino Uno Rev 3
Bluetooth communication deviceSG BoticWIR-02471
Cryogenic PumpULVACCRYO-U12HLE 
Digital OscilloscopeYokogawaDLM 2054
Dry PumpAgilentTriscroll-600
High resolution laser displacement sensorMicro-EpsilonoptoNCDT ILD-1420-50
Mass Flow ControllerMKSMKS M100B
Optical Emission SpectrometerAvantesAvaSpec-ULS2048XL-EVO
Servo MotorTower ProServo Motor SG90
Stepper MotorOriental MotorPKP213D05A
Turbomolecular PumpPfeifferATH-500M

Riferimenti

  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. Ozaki, T., Kasai, Y., Nakagawa, T., Itoh, T., Kajiwara, K., Ikeda, M. In-Orbit Operation of 20 mN Class Xenon Ion Engine for ETS-VIII. , 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. Funaki, I., Iihara, S., Cho, S., Kubota, K., Watanabe, H., Fuchigami, K., Tashiro, Y. Laboratory Testing of Hall Thrusters for All-electric Propulsion Satellite and Deep Space Explorers. , (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. , (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).

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