JoVE Logo
АВТОРЫ
СВЯЖИТЕСЬ С НАМИ

Войдите в систему

Для просмотра этого контента требуется подписка на Jove Войдите в систему или начните бесплатную пробную версию.

В этой статье

  • Резюме
  • Аннотация
  • Введение
  • протокол
  • Результаты
  • Обсуждение
  • Раскрытие информации
  • Благодарности
  • Материалы
  • Ссылки
  • Перепечатки и разрешения

Резюме

Здесь мы представляем протокол для тестирования и оптимизации космических двигательных систем на основе миниатюрных Холл тип подруливающие устройства.

Аннотация

Умные, очень эффективный и прочный малой тяги двигателей, способный расширенный, надежной работы без посещаемости и перестройки требуют миниатюрных космических аппаратов и спутников. Термохимические подруливающих устройств, которые используют термодинамических свойств газов как средства ускорения имеют физические ограничения на скорость их выхлопных газов, что приводит к низкой эффективности. Кроме того эти двигатели демонстрируют крайне низкий КПД при небольших тяги и могут быть неподходящими для непрерывно операционных систем, которые обеспечивают в реальном времени адаптивного управления аппарата ориентации, скорости и позиции. В отличие от электродвигательные системы, которые используют электромагнитных полей для ускорения ионизированные газы (то есть, плазма) не имеют каких-либо физических ограничений с точки зрения скорости выхлопных газов, позволяя практически любой массы эффективности и удельный импульс. Двигателей малой тяги Hall имеют несколько тысяч часов. Диапазоны напряжения разряда между 100 и 300 V, работающих на номинальной мощности < 1 кВт. Они варьируются от 20 до 100 мм. Большой зал подруливающие устройства может обеспечить фракций миллиньютон тяги. За последние несколько десятилетий наблюдается растущий интерес к небольшой массы, низким энергопотреблением и высокой эффективности двигательных систем привода спутников 50-200 кг. В этой работе мы покажем, как создавать, тестировать и оптимизировать небольшой (30 мм) Холл подруливающего устройства способны метательным малоразмерных спутников весом около 50 кг. Мы покажем подруливающим устройством, работающих в среде симулятор большого пространства и описывают, как измеряется тяги и электрических параметров, включая характеристики плазмы, собираются и обрабатываются для оценки параметров ключа подруливающим устройством. Мы также покажем, как толкатель оптимизирован чтобы сделать его одним из наиболее эффективных малых двигателей когда-либо построенных. Мы также будем решать проблемы и возможности, предоставляемые новыми материалами подруливающим устройством.

Введение

Возрождение интереса к космической промышленности в части был катализируемой высокоэффективных электродвигательные системы обеспечивают расширение возможностей Миссии на более ограниченной запуска стоит1,2,3. Недавно были предложены многие различные типы устройств Эрд пространства и протестированных4,5,6,,78 поддерживается современным интерес в космосе разведки9,10. Среди них сетчатая Ион11,12 и холл типа двигателей13,14 , основной интерес из-за их способность достичь очень высокой эффективностью около 80%, превышающей любого химического подруливающим устройством, включая наиболее эффективных систем кислорода и водорода эффективность которого ограничена примерно до 5000 м/s принципалом физические законы15,16,17,18.

Всеобъемлющей, надежной проверки миниатюрных космических двигателей обычно требуется большой комплекс испытательные объекты, которые включают тест камеры, вакуумные (насосы), приборы контроля и диагностики, система для измерения параметров плазмы 19и широкий спектр вспомогательного оборудования, поддерживать операции подруливающим устройством, например систему поставок электроэнергии, топлива питания, тяга измерение стенд и многие другие20,21. Кроме того подруливающим устройством двигательных типичных пространства состоит из нескольких единиц, которые отдельно влияют на эффективность и срок службы всего направленность системы и таким образом, может испытываться как отдельно, так и в рамках подруливающим устройством Ассамблеи22, 23. Это значительно усложняет процедуры испытаний и предполагает долгий тест периоды24,25. Надежность функционирования блока катод подруливающим устройством, а также эксплуатации двигателей при различных топлив используются также требует особого рассмотрения26,27.

Для количественной оценки производительности электродвигательные системы и квалифицировать модули для оперативного развертывания в космических полетах, наземное тестирование услуги, позволяющие моделирование реалистичные пространства среды необходимы для тестирования multi масштабируется тяги единиц28,29,30. Примером такой системы является большой масштабной космической среды моделирования камеры расположен в пространстве силовой центр-Сингапур (SPC-S, Рисунок 1a, b)31. При разработке такого моделирования окружающей среды, необходимо принимать во внимание следующие первичного и вторичного соображения. Основные проблемы, что таким образом создан космической среды необходимо точно и достоверно имитировать реалистичные космической среды, и построен в диагностических систем должны предоставить точные и точной диагностики во время оценки производительности системы. Вторичные проблемы, что среды моделирования пространства должен быть высоко настраиваемый, чтобы включить быструю установку и тестирование различных двигательных и диагностических модулей и окружающей среды должны быть в состоянии обеспечить высокую пропускную способность тестирования для оптимизации разряда и условий эксплуатации нескольких устройств одновременно.

Космической среды тренажеры и насосных станций

Здесь мы иллюстрируют два моделирования помещений в SPC-S которые были выполнены для тестирования миниатюрных электродвигательные системы, а также интегрированных модулей. Эти два учреждения различных шкал и прежде всего имеют разные роли в процессе оценки эффективности работы, как указано ниже.

Большие плазменные пространства срабатывания палата (PSAC)

PSAC имеет размеры 4,75 м (длина) x 2,3 м (диаметр) и имеет вакуумной откачки люкс, который состоит из многочисленных насосы высокого потенциала, работая в тандеме. Она способна добиться базового давление ниже, чем 10-6 ПА. Он имеет систему активации/продувка комплексного контроля вакуума индикации и насос для эвакуации и продувка камеры. Он оснащен многочисленными настраиваемый фланцы, проходные соединители электрические и визуальные диагностических иллюминаторы предоставлять линия полигона. Это, вместе с полный набор возможностей диагностики, смонтированы внутренне, позволяет быстро изменять для мульти-модальных диагностики. Масштаб PSAC также позволяет для тестирования полностью интегрированных модулей для приложений в моделируемой среде.

PSAC является SPC-S флагманский пространства Фондом окружающей среды моделирования (рис. 1 c, d). Его размер позволяет тестирование полного модулей до несколько U монтируется на quadfilar сцене. Преимущество этого метода будет в реальном времени визуализации как двигательных модулей как монтируется на различных полезных данных может повлиять на месте маневрирования полезных в пространстве. Это моделируется путем монтажа и приостановление всей полезной нагрузки на собственные quadfilar тяги измерения платформы. Толкатель затем могут быть уволены, и подвесные платформы с подруливающим устройством и полезная нагрузка будет испытываться по космических условий. Пороховых газов сырьевых материалов, которые ввозятся тестовой среды через модули Эрд откачивается эффективно, вакуумные Люкс для обеспечения что общее давление в камере не изменяется, таким образом, поддержание реалистичные космической среды32 ,,33-34. Кроме того электродвигательные системы обычно включают производство плазмы и эксплуатировать манипуляции траекторий заряженных частиц, выход из системы для создания тяги35. В небольших средах, моделирование, накопление заряда или плазмы шубы на стене может повлиять на производительность разряда через взаимодействие плазмы стены из-за его близости к системе тяги, особенно для micropropulsion, где типичный тяги значения являются порядка millinewtons. Таким образом особое внимание и внимание должны быть сделаны для учета и маргинализировать взносов таких факторов36. PSAC большого размера минимизирует взаимодействия плазмы стена, делая их незначительна, дает более точное представление параметров разряда и включение мониторинга шлейфа профилей в электрических двигательных модулей. PSAC обычно используется в полный модуль систем оценки и интеграции/оптимизации процессов, что позволяет для быстрого перевода подруливающим устройством прототипов в оперативной готовности систем для наземных испытаний в рамках подготовки к квалификации пространства.

Масштабируется плазмы космической среды симулятор (PSEC)

PSEC имеет размеры 65 x 40 см x 100 см и имеет вакуумные насосные люкс, который состоит из шести насосы высокого потенциала, работая в тандеме (сухой вакуумный насос, Насосы турбомолекулярные и крио). Она способна добиться базового давление ниже, чем 10-5 Па при работающем весь насосной системы (все насосы используются). Давление и топлива потоки отслеживаются в режиме реального времени через интегрированный массы потока индикация коробки и манометры. PSEC главным образом заняты в выносливости испытаний двигателей. Подруливающие устройства будут срабатывать для длительных периодов времени, чтобы оценить последствия ущерба плазмы разряда каналов и его жизни. Кроме того, как показано на рисунке 2, комплекс газовой сети контроллер потока в этот объект позволяет быстрое подключение других топлив сырья на катод и аноды для тестирования совместимости подруливающие устройства с Роман ракетного топлива и эффекты Последний на производительность подруливающим устройством. Это повышенный интерес для научно-исследовательских групп, работающих на «дышащих воздухом» Электрические подруливающие устройства, используя Роман ракетного топлива во время работы.

Комплексные средства диагностики (мульти-модальных диагностика)

Различные комплексной диагностики зал, оборудован автоматизированной комплексной робототехнических систем (проветривает µS)19,23, были разработаны для двух систем в PSEC и PSAC для диагностики в различных масштабах и целях.

Комплексная диагностика в PSEC

Средства диагностики в PSEC по существу петля на мониторинг в реальном времени разгрузки через расширенных операций. Система менеджмента качества контролирует остаточных газов в объекте для видов загрязнений, которые возникают от распыления материала во время разгрузки. Эти следовых количеств количественно контролируются со временем оценить темпы эрозии канала разряда и электроды толкатель для оценки подруливающим устройством жизни. Оптических выбросов спектрометр (ОЕЛП) дополняет эту процедуру мониторинга спектральные линии, соответствующие электронные переходы видов загрязнений вследствие эрозии, таких как медь от электроники. OES также позволяет диагностика неинвазивные плазмы и активный мониторинг профиль шлейфа, который качественно оценивает производительность толкатель. Наконец Роботизированная Фарадея зонд, который можно управлять удаленно, или полностью автономный режим, используется для получения быстрого зачисток шлейфа профиля для оптимизации коллимации луча через параметрически различные условия разгрузки (рис. 3).

Комплексная диагностика в PSAC

Роскошь физического пространства в PSAC позволяет установку нескольких подруливающих систем в различных местах благодаря своей модульной конструкции, позволяющие plug и играть как установки для различных диагностики одновременно. Рисунок 4 показывает внутреннего поперечного сечения PSAC в различных конфигурациях, с полностью приостановлено quadfilar тяги измерения платформы, являющейся наиболее заметным и постоянное приспособление. Башенка систем, контролируемых автономно или беспроволочно через Android приложений с использованием микроконтроллеров и Bluetooth модули, затем может быть установлен в модульный образом сталкивается с подруливающим устройством для получения характеристик шлейфа путем установки различных датчиков Например, Фарадей, Ленгмюра и анализатор тормозящего потенциальных (РПА). Также показано на рисунке 4 является способность PSAC для настраиваемых монтажа систем подруливающим устройством для быстрой одновременной диагностики различных параметров плазмы. Подруливающие устройства может быть установлен вертикально в одном столбце и испытаны быстро, один за другим, чтобы избежать взаимодействия между системами различных подруливающим устройством. Это было проверено, что эффективной оценки до 3 различных модулей в одном экземпляре возможен, тем самым значительно уменьшая время простоя во время эвакуации и продувка процессы, в противном случае требуется при тестировании систем индивидуально. С другой стороны эта система представляет собой ценную возможность для тестирования сборки подруливающее устройство, которые должны действовать в кучу, на тот же спутник. Подруливающие устройства может быть установлен вертикально в одном столбце и испытаны быстро, один за другим, чтобы избежать взаимодействия между системами различных подруливающим устройством. Она была протестирована эффективность в оценке до 3 различных модулей в одном экземпляре, значительно сократить время простоя во время эвакуации и продувка процессы, в противном случае требуется при тестировании систем индивидуально.

Важно, чтобы определить направленность в micropropulsion системах точно так что такие параметры, как эффективность, ηeff и удельный импульс яsp, являются точными, таким образом, давая представление надежной зависимость подруливающее устройство производительность на различных входных параметров, как топлива, потока и питания различных терминалов подруливающие устройства, как показано в уравнения 1 и 2. Явно Оценка эффективности систем micropropulsion обычно вращается вокруг измерения осевая из системы в различных эксплуатационных параметров. Таким образом системы оценки служебной деятельности должны быть откалиброваны в соответствии набор стандартов до установки в космической среды для использования в диагностике и тестирования для обеспечения их надежности и точности19.

figure-introduction-13485

figure-introduction-13612

Типичные системы используют калибровки силы извне до единицы измерения тяги устанавливаются в среде тестирования38. Однако такие системы не учитывается для космической среды, влияющих на свойства материала калибровки стандартов и электрические, вакуум и тепловой влияет на ухудшение калибровки стандартов в течение динамического Оценка производительности двигателей. Блок автоматической калибровки беспроводных, показано на рисунке 5, с другой стороны, позволяет на месте калибровки системы в моделируемой среде до толкатель оперативной. Это счета за динамического воздействия среды тестирования на этапе измерения и позволяет для быстрой повторной калибровки системы до стрельбы подруливающие устройства. Система также имеет блок проверки симметричных Модульная null тяги, который самостоятельно проверяет направленность. Он управляется пока толкатель оперативного анализа на месте производного тяги от данного условия сброса. Весь процесс осуществляется через MATLAB приложений, позволяя пользователям сосредоточиться на оптимизации оборудования и проектирование систем тяги и ускоряет тестирование таких систем. Детали этого метода будет разрабатываться в следующем подразделе.

протокол

Здесь мы представляем протоколы для тяги калибровочной процедуры и оценки, независимый направленность проверки через null измерения и шлейфа profilometry через зондирования пространственные данные на месте.

1. тяга калибровочной процедуры и направленность оценки

  1. Убедитесь, что все компоненты установлены в камере, как показано на рисунке 5.
  2. Проверьте возможность подключения средств диагностики внешне до герметизации камеры.
  3. Используйте элемент комплексного механизма для герметизации камеры.
  4. Включите вакуумные насосы в упорядоченных каскадом, начиная от сухой насосов (до тех пор, пока Палата достигает 1 ПА), турбомолекулярные насосы (до тех пор, пока он достигает ~ 5 x 10-4 ПА) и затем криогенных насосов.
    Примечание: PSAC осталось насоса до высокого вакуума (< ~ 10-5 ПА) для имитации космической среды. Протокол может быть приостановлена здесь.
  5. Используйте развитых приложения для синхронизации устройства с Беспроводной ретранслятор в камере. Процесс синхронизации завершается, когда светодиод (LED) на транспондер перестает мигать.
  6. Получив желаемый вакуум, принять первоначальный чтения (аналоговое напряжение) лазерный датчик перемещения как базовый.
  7. Используйте развитых app чтобы вызвать снижение веса (массы точно известных и калиброванные меди петли) для перевода сил на quadfilar сцене.
    Примечание: Масса каждого меди цикла зависит от предполагаемого чувствительности на quadfilar этапе используется. В этом случае масса меди цикл был порядка 100 мг для режима расширенного калибровки и 10 мг для режима тонкой калибровки. Смотрите результаты представителем для получения дополнительной информации.
  8. Записи перемещения (аналоговое напряжение) от лазерный датчик перемещения, когда он запускается после того, как масса полностью опустил и его вес переводится на горизонтальной силы.
  9. Повторите процесс (шаги 1.7 и 1.8) снижение веса и записи перемещения на quadfilar этапе, до тех пор, пока все калибровку весов расширяются. Все веса будут автоматически возвращены в положении равновесия группой калибровка после завершения последовательности, чтобы позволить на quadfilar этапе достичь равновесия перед подруливающим устройством может быть уволен. Калибровочный фактор сохранить ( файл | Сохранить как | «Factor.txt»).
  10. Нарисуйте калибровочной кривой для получения калибровочный фактор для системы, установленной на quadfilar сцене, где калибровочный фактор (в mN/V) является градиент силы/напряжения графа.
  11. Запись исходных аналогового напряжения от лазерный датчик перемещения снова перед выстрелом толкатель.
  12. Активировать на месте программы MATLAB для расчета тяги, мгновенно с помощью уравнения 3 (см. Представитель результаты) и ввод калибровочный фактор, полученных на шаге 1.9 ( файл | Открытый | «Factor.txt»).
  13. Подруливающие устройства затем могут быть уволены снова. Захват желаемые параметры в режиме реального времени, используя программу приобретения собственных данных.
    Примечание: в качестве альтернативы, интегрированный приложение может использоваться для полной автоматизации процесса калибровки во время синхронизации последовательность срабатывания от двигатели и сбора данных от датчиков, соответственно.

2. null протокол измерений для проверки независимых тяги

  1. Во-первых принять базовый (аналоговое напряжение) чтение (от лазерный датчик перемещения) толкатель в состоянии равновесия.
  2. Переключения эксплуатационные параметры желаемого значения из панели управления подруливающим устройством и огонь толкатель.
  3. После того, как срабатывает толкатель, дождитесь колебаний на quadfilar маятник для стабилизации.
  4. После quadfilar стабилизирует в стабильном состоянии, используйте приложение управления для системы измерения значение null чтобы вызвать снижение веса. Чтения из лазерный датчик перемещения контролируются одновременно. Веса постоянно снижаются до тех пор, пока quadfilar стадия срабатывает обратно в равновесие.
  5. По достижении равновесия прервать последовательность срабатывания и определить силы, необходимые для приведения системы quadfilar вернуться к равновесию.
  6. Триггер Стопорный блок остановить на quadfilar этапе от переезда.
  7. Вычисление массы соответствует горизонтальной силы, необходимых для извлечения системы обратно в равновесие.

3. приведение в действие роботизированные башни для пространственных данных на месте зондирования и шлейфа profilometry

Примечание: Во время работы двигателя, оператор может выбрать для приведения в действие системы вручную желаемого углы получить характеристики шлейфа в конкретных местах или спровоцировать автоматизированной последовательности.

  1. Смонтируйте толкатель на движущихся сцене (как в случае PSAC) до начала эксперимента.
  2. Активируйте стоп бар механизм для предотвращения срабатывания в ходе эксперимента на стадии.
  3. Протокол измерений и серво двигатель для приведения в действие зонд в положение 0°.
  4. Приобрести измерения от зонда.
    Примечание: В зависимости от установленных датчиков, измерения процессов может изменяться согласно программируемой последовательности для получения полного пространственных шлейфа профили разряда. a если установлен зонд Фарадея, чтения на метр источник берется (где уклон-30 V постоянно применяется к гвардии кольца). (b) Если зонд Ленгмюра монтируется, Пилообразная напряжения сигнала поставляется на зонд и -V характеристики получены и интерпретировать. (c) Если РПА монтируется, Пилообразная напряжения сигнала применяется к сетке дискриминацию, и -V характеристики получены и интерпретировать.
  5. Триггер серводвигателя с помощью микроконтроллера, чтобы перейти к следующему угловое положение, где зонд последовательность активирована для измерения снова.
  6. Сохраняйте измерения отдельно помеченные массивов в матрице данных.
  7. Повторите шаги 3.5 и 3.6, до тех пор, пока полный размах до 180° была выполнена, и зонд возвращается к 0°.
  8. Анализ сохраненных данных.

Результаты

Процедура калибровки тяги и направленность оценки

Вычисление значений тяги от стадии измерения тяги quadfilar приходит в два этапа. Первый этап — путем получения коэффициентов калибровки от блока автоматической беспроводной ка?...

Обсуждение

Типичные Холл типа двигателей44 относительно простых, дешевых и высокоэффективных устройств, которые может ускорить поток ионов к скорости несколько десятков км/сек, обеспечивая тяги, необходимых для ускорения спутников и космических кораблей, а также для маневрирование, ...

Раскрытие информации

Авторы заявляют не конкурирующие финансовые или иные интересы.

Благодарности

Эта работа была поддерживается в часть Остин-ПСП/EDB, Национальный исследовательский фонд (Сингапур), Академический исследовательский фонд AcRF Tier 1 RP 6/16 (Сингапур) и Джордж Вашингтон Институт нанотехнологий (США). I. L. отмечает поддержку от школы химии, физики и машиностроения, науки и инженерного факультета, Квинслендский технологический университет.

Материалы

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

Ссылки

  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).

Перепечатки и разрешения

Запросить разрешение на использование текста или рисунков этого JoVE статьи

Запросить разрешение

Смотреть дополнительные статьи

144

This article has been published

Video Coming Soon

JoVE Logo

Конфиденциальность

Условия эксплуатации

Политика

СВЯЖИТЕСЬ С НАМИ

РЕКОМЕНДОВАТЬ БИБЛИОТЕКЕ

НОВОСТИ JoVE

Исследования

Образование

АВТОРЫ

Библиотекарь

О JoVE

Авторские права © 2025 MyJoVE Corporation. Все права защищены