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May 18, 2023

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Nature volumen 599, páginas 411–415 (2021)Cite este artículo 43k Accesos 36 Citas 393 Detalles de Altmetric Metrics La propulsión es un subsistema crítico de muchas naves espaciales1,2,3,4. Para un propulsor eficiente

Nature volumen 599, páginas 411–415 (2021)Cite este artículo

43k Accesos

36 citas

393 altmétrico

Detalles de métricas

La propulsión es un subsistema crítico de muchas naves espaciales1,2,3,4. Para un uso eficiente del propulsor, los sistemas de propulsión eléctrica basados ​​en la aceleración electrostática de iones formados durante la ionización de un gas por impacto electrónico son particularmente atractivos5,6. En la actualidad, el xenón se utiliza casi exclusivamente como propulsor ionizable para la propulsión espacial2,3,4,5. Sin embargo, el xenón es raro, debe almacenarse a alta presión y la producción comercial es cara7,8,9. Aquí demostramos un sistema de propulsión que utiliza yodo como propulsor y presentamos los resultados en órbita de esta nueva tecnología. El yodo diatómico se almacena en forma sólida y se sublima a bajas temperaturas. Luego se produce un plasma con una antena inductiva de radiofrecuencia y demostramos que la eficiencia de ionización aumenta en comparación con el xenón. Tanto los iones de yodo atómicos como moleculares son acelerados por rejillas de alto voltaje para generar empuje, y se puede producir un haz altamente colimado con una disociación sustancial del yodo. El sistema de propulsión ha sido operado con éxito en el espacio a bordo de un pequeño satélite y las maniobras se han confirmado mediante datos de seguimiento satelital. Anticipamos que estos resultados acelerarán la adopción de propulsores alternativos dentro de la industria espacial y demostrarán el potencial del yodo para una amplia gama de misiones espaciales. Por ejemplo, el yodo permite una miniaturización y simplificación sustancial del sistema, lo que proporciona a los satélites pequeños y a las constelaciones de satélites nuevas capacidades de despliegue, prevención de colisiones, eliminación al final de su vida útil y exploración espacial10,11,12,13,14.

Las naves espaciales requieren propulsión para realizar maniobras en el espacio, como transferencias de órbita, evitar colisiones, mantenimiento de la órbita para compensar perturbaciones aerodinámicas o gravitacionales y eliminación al final de su vida útil1. La elección de la tecnología de propulsión, en particular su velocidad de escape, determina la masa de propulsor necesaria. La propulsión eléctrica5,15 utiliza energía eléctrica para acelerar un propulsor (a través de campos eléctricos y/o magnéticos) y puede alcanzar velocidades de escape que son un orden de magnitud mayores que la propulsión química (que utiliza energía de reacciones químicas para acelerar el propulsor). Algunos de los sistemas de propulsión eléctrica más exitosos incluyen los propulsores Hall y de iones reticulados5, que crean un plasma mediante la ionización por impacto electrónico de un gas6 y aceleran electrostáticamente los iones para generar empuje. Además de ser utilizados por muchos satélites comerciales que orbitan alrededor de la Tierra, estos sistemas de propulsión también se utilizan para la exploración espacial. Los ejemplos incluyen la misión SMART-1 de la Agencia Espacial Europea a la Luna2, la misión Dawn de la NASA que estudió los protoplanetas Ceres y Vesta en el cinturón de asteroides entre Marte y Júpiter16, y las misiones de retorno de muestras Hayabusa1 y Hayabusa2 de la Agencia Japonesa de Exploración Aeroespacial al planeta cercano. Asteroides terrestres 25143 Itokawa17 y 162173 Ryugu18.

Como las naves espaciales tienen una potencia limitada, los sistemas de propulsión eléctrica deben maximizar su relación empuje-potencia, lo que para los aceleradores electrostáticos requiere un propulsor con un umbral de ionización bajo y una masa atómica alta5. Actualmente, el propulsor elegido es el xenón. Sin embargo, el xenón es muy raro (menos de una parte por diez millones en la atmósfera) y la producción comercial es cara y limitada7,8,9. También existen aplicaciones competitivas que utilizan xenón, incluidas iluminación e imágenes, anestésicos en hospitales9,19 y grabado en la industria de semiconductores20. Con el aumento de las megaconstelaciones de satélites21,22,23, la demanda de xenón puede superar la oferta en los próximos diez años. Otra desventaja es que el xenón debe almacenarse a presiones muy altas (normalmente entre 10 y 20 MPa), lo que requiere equipo de carga especializado y personal capacitado, lo que lo hace incompatible con el paradigma del "nuevo espacio". Para la sostenibilidad a largo plazo de la industria espacial, es fundamental encontrar un propulsor de reemplazo.

Una posible alternativa es el yodo24,25, que es mucho más abundante y más barato que el xenón26 (Métodos) y puede almacenarse sin presión en forma sólida. Además, tanto el yodo atómico como el diatómico tienen un umbral de ionización más bajo, y el yodo diatómico tiene una masa relativa que es casi el doble que la del xenón. Aunque el yodo se considera un propulsor revolucionario y ha sido investigado por empresas27,28, universidades29,30,31 y agencias espaciales32 de todo el mundo, ningún sistema se ha probado previamente en el espacio. Aquí describimos el desarrollo y las pruebas de un sistema de propulsión eléctrica de yodo (el NPT30-I2, con una potencia nominal y un empuje de 55 W y 0,8 mN, respectivamente) y presentamos los resultados del funcionamiento en el espacio de esta nueva tecnología.

El yodo diatómico sólido se almacena en un tanque conectado a un tubo fuente de plasma acoplado inductivamente terminado por dos rejillas de alto voltaje y múltiples aperturas (Fig. 1). Los calentadores conectados al tanque provocan la sublimación del yodo y el posterior flujo de gas hacia el tubo fuente. Se crea un plasma de yodo mediante ionización por impacto de electrones utilizando una antena inductiva de radiofrecuencia (RF), y las rejillas extraen y aceleran los iones de plasma positivos a altas velocidades (aproximadamente 40 km s-1) para producir empuje. Un filamento catódico aguas abajo de las rejillas emite termiónicamente electrones para neutralizar la carga del haz de iones. El sistema de propulsión incluye todos los subsistemas de operación (Datos ampliados, figura 1a), como el almacenamiento, la entrega y el control del propulsor, el propulsor de iones en red, los neutralizadores emisores de electrones, la unidad de procesamiento de energía y la gestión térmica pasiva33. Consulte Métodos para obtener más detalles sobre el sistema eléctrico y el neutralizador de cátodo. El yodo permite una miniaturización sustancial y, con las innovaciones que se analizan a continuación, la masa total (incluido el propulsor) y el volumen son 1,2 kg y 96 mm × 96 mm × 106 mm, respectivamente.

El yodo sólido (región verde más oscura) se encuentra en un tanque de almacenamiento aguas arriba del tubo fuente de plasma (región azul). El calentamiento provoca la sublimación y un gas de baja presión (región verde más clara) ingresa al tubo fuente (flecha verde). Una antena de RF crea un plasma (región violeta) y un conjunto de rejillas acelera los iones de yodo (I+, I2+ e I2+). Un cátodo emite electrones (e-) para neutralizar el haz de iones. El calor residual se conduce hacia el tanque de yodo y el marco estructural (flechas azules sólidas) o se irradia (flechas azules discontinuas).

El uso de yodo crea desafíos operativos y de diseño únicos. El yodo tiene una alta electronegatividad que puede provocar corrosión en muchos materiales comunes. Para el tubo fuente y algunos componentes de la interfaz se utilizan cerámicas técnicas (óxido de aluminio y óxido de circonio), y todas las superficies metálicas vulnerables se recubren con una película de polímero. La tasa de sublimación de yodo se controla monitoreando y ajustando la temperatura del tanque para mantener la presión de saturación deseada en el rango de 2 a 6 kPa. La temperatura de funcionamiento del tanque se mantiene entre 80 °C y 100 °C para evitar la fusión local del yodo, y el tanque está integrado directamente aguas arriba del tubo de fuente de plasma. Cuando el sistema de propulsión no está funcionando, el gas yodo se enfría y se deposita dentro de un pequeño orificio (Métodos) entre el tanque y el tubo fuente, bloqueando el flujo adicional sin necesidad de una válvula de control.

Las vibraciones durante el lanzamiento y el movimiento de la nave espacial una vez en órbita pueden hacer que el yodo sólido se rompa en pedazos, lo que puede dañar el sistema de propulsión o provocar un contacto térmico deficiente durante el calentamiento. Para evitar esto, se incrusta yodo en un bloque cerámico de óxido de aluminio poroso con una porosidad del 95% colocado dentro del tanque (la fracción de masa del tanque al propulsor es del 54%). Durante el montaje, el yodo se calienta por encima de su temperatura de fusión para formar un líquido que se vierte en el bloque (Métodos). Una vez enfriado, el yodo se solidifica y se conserva de forma segura. Cuando el sistema de propulsión se activa, las pérdidas de calor del plasma hacia las paredes del tubo fuente y las pérdidas de calor en la electrónica de potencia se dirigen hacia el tanque de almacenamiento (Fig. 1). Esto permite la reutilización del calor residual de modo que se necesite menos de 1 W de potencia adicional de los calentadores durante el funcionamiento en estado estable. Todas las demás pérdidas de calor se canalizan hacia los paneles frontal y lateral del sistema de propulsión y se irradian o conducen a la nave espacial. Consulte Métodos para obtener más detalles sobre el diseño térmico.

Para la creación de plasma y la aceleración de iones, el uso de yodo conlleva importantes diferencias con respecto al xenón, ya que, además del ión molecular I2+, la ionización disociativa directa29 y las reacciones de disociación e ionización en dos pasos permiten la formación del ión atómico I+. También son posibles iones con carga múltiple, como por ejemplo I2+. Se han realizado pruebas en tierra para caracterizar el sistema antes del lanzamiento (Métodos). Utilizando espectrometría de tiempo de vuelo con un sistema de diagnóstico electrostático en la columna del propulsor, se miden los espectros de relación masa-carga (Fig. 2a) y se determina la composición del haz, como se muestra en la Fig. 2b. Las especies de iones dominantes son I2+ e I+, y sus fracciones relativas cambian con la potencia de salida del generador de RF. Como el caudal másico es fijo, se produce una mayor disociación del yodo a potencias más altas debido a una mayor densidad del plasma. El agotamiento del gas a estas potencias también da como resultado electrones más energéticos, lo que afecta los factores de velocidad de los procesos de colisión29.

a, Ejemplo de relación masa-carga, m/z, espectro obtenido con el sistema de diagnóstico TOF. Las etiquetas indican los iones I2+, I+ e I2+. b, Concentración actual relativa de especies de yodo en el haz de iones en función de la potencia de salida del generador de RF. c, Corriente de haz de iones extraída de la fuente de plasma en función de la potencia de RF con propulsores de yodo y xenón. La curva negra muestra los resultados de un modelo numérico de descarga de plasma (Métodos). d, Eficiencia de utilización de la masa del propulsor en función de la potencia total para diferentes caudales másicos de yodo. Las barras de error representan estimaciones de la precisión y las limitaciones de exactitud del equipo de medición.

Datos fuente

A pesar de que los gases diatómicos tienen mecanismos adicionales de pérdida de energía asociados con la disociación molecular y la excitación de estados vibratorios y rotacionales, la eficiencia de ionización del yodo en nuestro sistema de propulsión es mayor que la del xenón, como se muestra en la Fig. 2c. Para los experimentos con xenón, el sistema se modificó temporalmente para inyectar gas en el tubo fuente desde un tanque de almacenamiento externo de alta presión. El caudal másico de yodo se deduce de las mediciones de la masa total del sistema de propulsión antes y después del funcionamiento. En la Fig. 2c, para el mismo caudal másico y potencia de RF, se extrae una corriente de haz casi un 50% mayor de la fuente de plasma con yodo. Esta mejora es consistente con resultados experimentales y numéricos previos29,30 y ocurre debido al umbral de ionización más bajo de los iones de yodo (10,5 eV para I+ y 9,3 eV para I2+) en comparación con el xenón (12,1 eV para Xe+) y los diferentes procesos de colisión y reacción. secciones cruzadas. Esto da como resultado una temperatura de electrones más baja y las consiguientes menores pérdidas de plasma en las paredes del tubo fuente34. Los resultados para el xenón concuerdan con un modelo numérico (Métodos). Una métrica común de rendimiento de ionización5,35 es la eficiencia de utilización de la masa del propulsor (Fig. 2d), ηm = \({\dot{m}}_{{\rm{i}}}/\dot{m}\), donde \({\dot{m}}_{{\rm{i}}}\) es el caudal másico de iones y \(\dot{m}\) es el caudal másico de sublimación. En el rendimiento más alto de nuestro sistema, ηm ≈ 60% para yodo y ηm ≈40% para xenón (no se muestra).

Los iones en la fuente de plasma se extraen y aceleran mediante voltajes entre 800 V y 1300 V aplicados a través de las rejillas. Las mediciones de las distribuciones de flujo de iones (Métodos) en la Fig. 3a confirman la presencia de iones de alta energía con una energía promedio cercana al voltaje de aceleración neto, Vn, de 900 V y 1300 V, respectivamente. Al medir la corriente del haz de iones (Métodos), se obtiene una medición indirecta del empuje de \(F=\alpha {\gamma I}_{{\rm{beam}}}\sqrt{2{M}_{ {\rm{I}}}{V}_{{\rm{n}}}/{q}_{{\rm{I}}}}\). Aquí Ibeam es la corriente del haz, MI y qI son la masa y la carga de los iones atómicos de yodo, respectivamente, y γ y α son factores de corrección: γ = cosθdiv, donde θdiv es el semiángulo de divergencia del haz, y \(\alpha = {\beta }_{{{\rm{I}}}^{+}}+\sqrt{2}{\beta }_{{{\rm{I}}}_{2}^{+}} +{\beta }_{{{\rm{I}}}^{2+}}/\sqrt{2}\), donde \({\beta }_{{{\rm{I}}}^ {+}}\), \({\beta }_{{{\rm{I}}}_{2}^{+}}\) y \({\beta }_{{{\rm{I }}}^{2+}}\) son las contribuciones actuales relativas para cada especie de ion y los prefactores representan la raíz cuadrada de la relación masa-carga relativa. Un ejemplo del factor de corrección de empuje, αγ, se muestra en la figura 3b de datos ampliados. La electrónica del sistema de propulsión realiza continuamente estas estimaciones de empuje indirecto durante el funcionamiento. Las mediciones de empuje directo se obtienen utilizando una balanza de empuje (Métodos). La Figura 3b muestra el rango de empuje medido que se puede lograr y una comparación entre las mediciones directas e indirectas.

a, Funciones de distribución de flujo de iones (IFDF) en la columna para voltajes de aceleración de 900 V y 1300 V. b, Mediciones de empuje directo a partir de un equilibrio de empuje en comparación con mediciones de empuje indirecto estimadas a partir de la corriente del haz de iones, el voltaje de la red aplicado y extrapolados. datos de divergencia del haz y composición del haz. c, Medio ángulo de divergencia del haz de iones medido con yodo y xenón. La permeabilidad normalizada, p/pmax, es una medida de la carga espacial iónica (Métodos). d, Mapa de rendimiento de empuje e impulso específico del sistema de propulsión dentro del rango de potencia total operativa, y para diferentes caudales másicos de yodo. Las barras de error representan 1 sd (b) o estimaciones de las limitaciones de precisión y exactitud del equipo de medición (c).

Datos fuente

Al diseñar cuidadosamente las rejillas (Métodos, Datos ampliados Fig. 3a, d), los iones están bien enfocados con una baja divergencia entre 10 ° y 15 °, como se muestra en la Fig. 3c. La divergencia del haz se ha medido con un conjunto automatizado de sondas electrostáticas (Métodos). La divergencia del yodo es ligeramente menor que la del xenón debido a la eficiencia de ionización mejorada, que reduce los neutros sindicalizados en la columna y reduce la frecuencia de colisión de iones neutros. Una métrica de rendimiento importante es el impulso específico5, \({I}_{{\rm{sp}}}=F/\dot{m}{g}_{0}\), que representa la eficacia con la que se utiliza el propulsor ( donde g0 es la aceleración gravitacional igual a 9,81 m s−2). El mapa de rendimiento del sistema de propulsión se muestra en la Fig. 3d (ver también Datos ampliados Fig. 3c, e), donde el empuje máximo y el impulso específico son aproximadamente 1,3 mN y 2500 s, respectivamente, para las potencias totales (que incluyen la potencia de RF). , potencia de aceleración, potencia del neutralizador, potencia de calentamiento del propulsor, potencia de la electrónica y todas las pérdidas) por debajo de 65 W. El impulso total que se puede entregar a una nave espacial con el impulso específico máximo es de 5.500 Ns (correspondiente a un tiempo de combustión de aproximadamente 1.500 h) .

El sistema de propulsión ha sido objeto de una extensa cualificación para cumplir con las condiciones en el espacio y los requisitos del vehículo de lanzamiento (Métodos), y recientemente se integró un modelo de vuelo en el satélite Beihangkongshi-1 operado por Spacety (Datos ampliados, figura 1b). El CubeSat de 12 unidades (con una masa de aproximadamente 20 kg) fue lanzado al espacio a bordo de un cohete Long March 6 el 6 de noviembre de 2020. El satélite fue inyectado en una órbita circular sincrónica con el Sol con una altitud de aproximadamente 480 km.

La Figura 4a resume todos los disparos de prueba realizados hasta el 28 de febrero de 2021 y muestra el semieje mayor medio del satélite según lo predicho a partir de un modelo teórico, datos de GPS del satélite, simulaciones numéricas (utilizando la herramienta de análisis de misión general, GMAT36) y datos de seguimiento independientes del satélite (número de catálogo de satélites 46838) producidos por la Red de Vigilancia Espacial (SSN) operada por el Comando Espacial de EE. UU.37. Las flechas indican 11 disparos durante el período de tiempo mostrado. Las pruebas 1A y 1B representan disparos para comprobar el funcionamiento general del sistema. Los disparos posteriores 2A-2I prueban la repetibilidad y el ciclo de encendido. La dirección del vector de empuje ha variado durante algunos disparos (reorientando el satélite utilizando su sistema de control de actitud a bordo). La duración de cada prueba es de entre 80 min y 90 min (incluidos 10 a 20 min para el calentamiento de yodo y la ignición del plasma, lo que resulta en una pequeña pérdida de masa de propulsor de 12 mg antes de la generación de empuje), lo que para cada disparo da un cambio de altitud entre 200 my 400 m con un empuje y una potencia de aproximadamente 0,8 mN y 55 W, respectivamente. Como ejemplo, la Fig. 4b muestra datos de GPS, simulaciones de GMAT y predicciones teóricas para disparar 1B, y la Fig. 4c muestra el empuje estimado y el consumo de energía a partir de datos de telemetría durante la maniobra (ver también Datos extendidos, Fig. 4c). Consulte la Tabla 1 de Métodos y datos ampliados para obtener más detalles sobre el análisis orbital.

a, Semieje mayor medio del satélite Beihangkongshi-1 a partir de los datos SSN38 y GPS, y según lo predicho mediante simulaciones numéricas y teoría. Las flechas indican disparos separados. b, Semieje mayor medio en función del tiempo durante la maniobra 1B. La región verde indica cuándo se está activando el sistema de propulsión. c, Telemetría de empuje y potencia total durante la maniobra 1B. d, Comparación entre la corriente del haz de iones, b, la corriente del neutralizador de electrones, e, y la corriente a la rejilla de aceleración, a, durante la operación en tierra, g, y en vuelo, f, para la maniobra 1B. Los datos del GPS tienen una precisión de aproximadamente 20 m.

Datos fuente

Los resultados en las Fig. 4a, b muestran cambios de órbita definidos correlacionados con los tiempos de inicio conocidos del sistema de propulsión. Actualmente, los disparos han demostrado un cambio de altitud acumulativo superior a los 3 km. En la Fig. 4d se muestran datos de telemetría del sistema de propulsión descargados adicionales (ver también Datos extendidos Fig. 4a, b), que se comparan con los datos de medición en tierra correspondientes tomados durante la calificación. Estas mediciones confirman que se produce una neutralización suficiente del haz de iones (la corriente de emisión de electrones es mayor que la corriente de iones) y que las condiciones de las pruebas en tierra reproducen el entorno espacial.

La caída lineal entre disparos en la Fig. 4a representa la resistencia aerodinámica residual en el satélite1. Las maniobras 1A y 1B demuestran que el sistema de propulsión se puede utilizar para el mantenimiento de la órbita para compensar esta resistencia. Además, todos los disparos son representativos de maniobras para evitar colisiones. Dado el rápido crecimiento de los satélites pequeños en órbita terrestre baja38, un sistema de propulsión miniaturizado habilitado mediante el uso de yodo proporcionará a dichos satélites la capacidad de evitar posibles colisiones y salir de órbita al final de su vida útil para evitar la acumulación de desechos espaciales: acciones que resultarán vitales para la sostenibilidad a largo plazo de la industria espacial39.

En conclusión, hemos descrito un sistema de propulsión eléctrica de yodo y presentado resultados en órbita que demuestran esta nueva tecnología. Nuestro trabajo muestra que el yodo no sólo es un propulsor de reemplazo viable para el xenón, sino que también ofrece un rendimiento mejorado. Para satélites grandes y constelaciones de satélites, el uso de un propulsor más abundante que pueda almacenarse sin presión ayudará a simplificar el diseño de los satélites y la integración del sistema de propulsión y reducirá la demanda de xenón en el mercado, lo que puede tener beneficios en otros sectores9,24. Para los satélites más pequeños, el yodo proporciona una alta capacidad de impulso, lo que brinda nuevas opciones de despliegue, prevención de colisiones y desorbitación, y misiones avanzadas de exploración espacial10,11,12,13,14.

Nuestro sistema de propulsión no necesita yodo de alta pureza, y el costo total del propulsor para una pureza del 99,5% fue de aproximadamente 60 dólares estadounidenses, con un costo adicional inferior a 200 dólares estadounidenses para el hardware relacionado con el yodo. El costo de calificación del sistema de propulsión fue de poco menos de 4.000 dólares estadounidenses. También se ha desarrollado una versión modificada de nuestro sistema de propulsión que utiliza propulsor de xenón. Para la misma masa de propulsor, el costo del xenón fue de 1.275 dólares estadounidenses y, debido al tanque de titanio de alta presión, las válvulas de control de flujo, las tuberías y los sensores, el costo del hardware fue aproximadamente 100 veces mayor que el del yodo. El costo de la calificación también aumentó a aproximadamente 9.000 dólares estadounidenses.

El elevado coste del xenón es una de las razones por las que SpaceX ha elegido el criptón como propulsor alternativo para sus satélites Starlink40. Sin embargo, el criptón tiene un umbral de ionización más alto y una masa atómica más baja que el xenón y el yodo, y la potencia requerida del sistema de propulsión aumenta en más de un 25% para lograr el mismo nivel de empuje. Además, la densidad de almacenamiento del criptón es aproximadamente tres veces menor que la del xenón (y nueve veces menor que la del yodo)41, lo que aumenta el volumen y la masa del tanque de propulsor. El criptón se utiliza en una serie de industrias competidoras, como las aplicaciones de aislamiento de ventanas, que representan más del 50% de la cuota de mercado y que se espera que crezca rápidamente42 debido a la demanda de edificios energéticamente eficientes. Considerando una constelación Starlink de entre 12.000 y 42.000 satélites, cada uno de los cuales requiere del orden de 10 kg de propulsor40, se necesitará una cantidad sustancial de criptón en los próximos años.

Debido a la similitud de las propiedades físicas entre el xenón y el yodo, y a la mayor disponibilidad y precisión de datos físicos importantes (como las secciones transversales de reacción), el xenón se ha utilizado en el modelado numérico para ayudar en el diseño, desarrollo y prueba del sistema de propulsión. . El modelo (que es similar al de la referencia 43) es autoconsistente y considera la conservación del flujo másico, la ionización promedio en volumen y el equilibrio de potencia dentro del propulsor resumido por las siguientes ecuaciones de conservación en estado estacionario.

Aquí \(\dot{m}\) es el caudal másico total del propulsor de entrada, \({\dot{m}}_{{\rm{i}}}\) es el caudal másico de iones extraídos del fuente de plasma, \({\dot{m}}_{{\rm{n}}}\) es el caudal másico de cualquier gas neutro ionizado, Aeff es el área de superficie efectiva para la pérdida de plasma dentro del tubo fuente, \ ({u}_{{\rm{B}}}=\sqrt{q{T}_{{\rm{e}}}/M}\) es la velocidad de Bohm34, q y M son la carga del ion y masa, respectivamente, Te es la temperatura del electrón, nn es la densidad promedio del gas neutro en el tubo fuente, Kiz es el factor de tasa de ionización, V es el volumen del tubo fuente, PRF es la potencia de RF, np es la densidad promedio del plasma dentro de la fuente de plasma, \({\varepsilon }_{{\rm{T}}}\) es la pérdida de energía efectiva por par ion-electrón perdido en las paredes del tubo fuente34,43 (y que incluye energía cinética y de colisión pérdidas) y ηrf es la eficiencia de transferencia de potencia antena-plasma. Las ecuaciones anteriores incluyen implícitamente procesos de reacción relevantes de electrones neutros (como dispersión elástica y procesos de excitación e ionización inelásticas), acoplamiento de antena de RF-plasma y física de la vaina de la pared del plasma34,43.

Uno de los elementos clave de un propulsor de iones en rejilla es la óptica de iones, que en nuestro caso consta de un conjunto de dos rejillas. Se han utilizado simulaciones de partículas en celda (PIC) (utilizando el código fuente abierto XOOPIC44) para modelar la extracción y aceleración de iones por parte de las rejillas. Datos ampliados La figura 3d muestra una simulación PIC de la aceleración de iones a través de un único conjunto de orificios de rejilla. Los iones están bien enfocados a través de los agujeros sin impacto directo, y sólo los iones de baja energía generados por colisiones de intercambio de carga neutra de iones y la posible ionización neutra de electrones aguas abajo con gas neutro sindicalizado en la columna, golpean la segunda rejilla (llamada aceleración). rejilla), como es típico en los propulsores de iones en rejilla5.

Para dimensiones de rejilla dadas, si el voltaje de aceleración total es demasiado bajo, la carga espacial de los iones entre las rejillas puede provocar un enfoque insuficiente y un impacto directo en la superficie aguas arriba de la segunda rejilla. Esto da como resultado una rápida erosión por pulverización catódica y un posible cortocircuito de las rejillas debido al material pulverizado. Se puede utilizar la conocida ley de Child-Langmuir34 para estimar esta corriente limitada por carga espacial, ICL, que en nuestro caso da

donde ε0 es la permitividad del espacio libre, N es el número de aberturas de la rejilla, As es el área de cada abertura en la rejilla aguas arriba (llamada rejilla de pantalla), VT es el voltaje de aceleración total a través de las rejillas y \({L} _{{\rm{eff}}}=\sqrt{{({t}_{{\rm{s}}}+{L}_{{\rm{g}}})}^{2}+ {{r}_{{\rm{s}}}}^{2}}\) es la longitud efectiva del espacio de la rejilla con ts y rs el espesor de la rejilla de la pantalla y el radio de apertura, respectivamente, y Lg la longitud del espacio físico de la rejilla. Una métrica útil para cuantificar el nivel de carga espacial entre las rejillas es la permeabilidad, p = Ibeam/VT3/2. Cuando la corriente del haz de iones es igual a la corriente limitada por la carga espacial, se alcanza la permeabilidad máxima, pmax, de las rejillas. Para las rejillas utilizadas en nuestro sistema de propulsión, pmáx = 1,7 × 10−6 A V−3/2 para iones de yodo atómicos con carga única. Si, por el contrario, el voltaje de aceleración total es demasiado alto, se alcanza el límite de cruce5 y los iones se concentran demasiado, lo que nuevamente conduce a la erosión. Los límites de carga espacial y de cruce se indican en la figura de datos ampliados 3a.

Los sistemas de propulsión eléctrica convencionales suelen utilizar neutralizadores de puente de plasma de cátodo hueco5, que son capaces de emitir una alta corriente de electrones y son muy adecuados para neutralizar grandes corrientes de haces de iones. Como nuestro sistema de propulsión funciona a baja potencia, y para permitir aún más la miniaturización del sistema, se utilizan dos neutralizadores de filamento de tungsteno torio carburizado termoiónico con una vida útil total estimada de 3600 h.

El sistema electrónico está separado en módulos como se muestra en la Fig. 2a de datos ampliados. Una unidad de control principal coordina el funcionamiento del sistema de propulsión, mientras que cada uno de los otros módulos controla un componente funcional proporcionando regulación local y monitorización de parámetros relevantes. El sistema de propulsión se alimenta mediante un bus de voltaje no regulado en el rango de 10 a 30 V y requiere una potencia de entre 30 W y 70 W según el modo de funcionamiento. Un filtro de modo común en la línea eléctrica reduce la interferencia electromagnética. El principal canal de comunicación con el satélite es un bus redundante de la Red de Área del Controlador que funciona a velocidades de datos entre 250 kbit y 1 Mbit. Además, también se puede utilizar una interfaz de circuito integrado. El aislamiento galvánico se implementa en todos los canales de comunicación.

El sistema de propulsión utiliza cinco microcontroladores: un procesador principal y cuatro controladores de segundo nivel que gestionan los subsistemas locales. El microcontrolador principal implementa algoritmos globales de control y seguridad, y también proporciona la interfaz con la computadora de a bordo del satélite (OBC). Se utiliza un sistema operativo en tiempo real con múltiples tareas, donde cada tarea tiene una prioridad asignada y el planificador decide cuál debe ejecutarse dependiendo de la prioridad dada.

Después de recibir una solicitud de disparo del OBC, el sistema de propulsión enciende los subsistemas, lleva a cabo autopruebas integradas y continúa con la secuencia de encendido del plasma. Cada microcontrolador implementa un gestor de arranque que permite al OBC reprogramar la aplicación del usuario en vuelo. Este gestor de arranque tiene varias medidas de seguridad, como redundancia o un algoritmo de votación triple, para evitar posibles daños causados ​​por alteraciones de un solo evento.

El calor se genera por pérdidas óhmicas en la electrónica de potencia y pérdidas de plasma en las paredes del tubo fuente. Los componentes internos del propulsor de iones en rejilla alcanzan las temperaturas más altas (hasta 170 °C), mientras que todos los demás componentes y subconjuntos están por debajo de 80 °C. La cantidad de calor necesaria para la sublimación del yodo está dada por

donde \({\dot{m}}_{{\rm{I}}2}\) es el caudal másico y ∆Hs es la entalpía de sublimación del yodo (62,4 KJ mol-1). Para un caudal másico típico de 0,07 mg s-1, la potencia de sublimación es inferior a 0,02 W. Debido a la reutilización del calor residual, el sistema de gestión de flujo necesita menos de 1 W de potencia adicional para compensar los efectos conductivos y radiativos. pérdidas y mantener la trayectoria del flujo de propulsor lo suficientemente caliente para evitar la deposición de yodo. Tanto el tanque como la ruta de flujo hacia el tubo fuente tienen calentadores que mantienen la temperatura objetivo durante el arranque, el encendido y la operación en estado estable. Para un arranque en frío, se necesitan aproximadamente 10 minutos para calentar el yodo a la temperatura requerida.

Para mejorar la miniaturización y eliminar las piezas móviles, el sistema de propulsión no utiliza una válvula de control de solenoide convencional. En su lugar, se utiliza la deposición controlada de yodo y el bloqueo de un orificio submilimétrico entre el tanque de propulsor y el tubo fuente. Cuando el sistema de propulsión no está funcionando, la temperatura del orificio provoca una deposición que bloquea el orificio. A esta temperatura de deposición, la tasa de sublimación resultante es muy baja. Además, la conductancia efectiva del flujo de gas se reduce sustancialmente debido al diseño del orificio, el cabezal de distribución de gas, el tubo fuente y la propia rejilla de aceleración, de modo que la fuga de yodo es baja. Los experimentos terrestres con el sistema de propulsión almacenado al vacío durante más de dos semanas muestran una tasa de fuga límite superior de menos de 0,08 μg s-1.

Se introduce yodo en la matriz porosa, que se coloca dentro del tanque de almacenamiento de propulsor antes del proceso de llenado. Para mejorar la conductividad térmica, se coloca una almohadilla térmica polimérica entre la matriz y las paredes del tanque. Aunque el yodo no tiene una fuerte afinidad química con el oxígeno en condiciones normales, debido a su naturaleza oxidante, los tanques se purgan con argón antes de llenarlos con propulsor para eliminar los gases residuales que podrían contaminar el plasma durante la operación.

El yodo se funde a una temperatura cercana a 120 °C en un depósito separado e inmediatamente se vierte en la matriz. Esto mejora el factor de empaquetamiento con respecto a los cristales de yodo sólidos típicos y ayuda a minimizar la formación de huecos. La presión absoluta en el yacimiento está justo por encima de la presión atmosférica y la presión parcial del argón se mantiene cerca de 100 kPa. Se mantiene un estado saturado dentro del tanque ya que la presión de vapor del yodo es cercana a 14 kPa a 120 °C (ref. 45).

La caracterización del rendimiento y la pluma se realizó operando el sistema de propulsión dentro de una cámara de vacío cilíndrica con una longitud de 0,83 my un diámetro de 0,6 m. La cámara se bombeó con una combinación de bombas rotativas, turbomoleculares y criogénicas (operadas a -75 °C). La presión se midió con un transductor de presión absoluta MKS Baratron 627B y un manómetro Balzers IKR 050 de cátodo frío (con factores de corrección específicos de gas aplicados). La presión base de la cámara fue mejor que 5 × 10-4 Pa, manteniéndose durante la operación una presión de fondo inferior a 1,4 × 10-3 Pa. Aunque la fracción de disociación del gas yodo neutro no se conoce bien en la cámara, se estima que la velocidad de bombeo efectiva está entre 700 l s-1 y 1400 l s-1.

Las mediciones de corriente y divergencia del haz de iones se realizan con un sistema de diagnóstico de haz automatizado y semicircular46 que incluye una serie de 15 sondas electrostáticas planas. Los motores en cada extremo del brazo semicircular controlan con precisión la posición del brazo azimutal, lo que permite mediciones espaciales de la densidad de corriente del haz de iones sobre una superficie hemisférica bidimensional. Las sondas están polarizadas a -40 V para reflejar los electrones y cualquier posible ión de yodo negativo en la columna. La corriente medida se corrige para tener en cuenta la emisión de electrones secundarios debido al bombardeo de iones de las sondas y la expansión de la vaina de plasma alrededor de cada sonda debido al voltaje aplicado46. La corriente total del haz de iones, Ibeam, y el semiángulo efectivo de divergencia del haz, θdiv, se obtienen integrando los perfiles de densidad de corriente medidos de acuerdo con las siguientes ecuaciones

donde R es el radio del brazo de la sonda semicircular, \(\varPhi \) y θ son los ángulos acimutal y de latitud de la sonda, respectivamente, y Ji es la densidad de corriente del haz de iones.

Las mediciones del tiempo de vuelo (TOF) se realizaron utilizando un disco de molibdeno con un diámetro de 7 cm colocado en la columna y ubicado a 54 cm aguas abajo de la rejilla de aceleración. La sonda estaba polarizada a −100 V para reflejar los electrones y cualquier posible ión de yodo negativo29 en la columna, y la corriente recogida por la sonda se midió con un osciloscopio digital utilizando conexiones cortas y de baja impedancia. La constante de tiempo de la sonda es mucho menor que el tiempo de tránsito de los iones y es del orden de 1 μs. Durante las mediciones, ambas rejillas del sistema de propulsión se conectan inicialmente a tierra antes de aplicar un pulso de voltaje rectangular con una amplitud y ancho de 1.000 V y 4,5 μs, respectivamente (con tiempos de subida y bajada de aproximadamente 0,5 μs). Esto provoca una extracción instantánea y aceleración de iones positivos de la fuente de plasma, y ​​la aparición de distintos picos en la corriente medida de la sonda TOF debido a los diferentes tiempos de tránsito de iones, τ, a la sonda.

donde L es la distancia entre la salida del sistema de propulsión y la sonda TOF, Vn es el voltaje neto de aceleración y q/M es la relación carga-masa de iones. Debido a limitaciones en la forma del pulso, los picos de corriente de la sonda muestran una cierta dispersión. Las contribuciones de las especies de iones individuales se determinan ajustando funciones gaussianas exponenciales e integrando para encontrar la corriente promedio.

Se utiliza un analizador de energía de campo retardante (RFEA) Semion 2500 de Impedans para medir la función de distribución de los iones del haz. El RFEA tiene un diámetro de 50 mm e incluye una única rejilla frontal puesta a tierra, dos rejillas internas con tensión de polarización controlada y una placa colectora polarizada. La RFEA está ubicada 30 cm aguas abajo del sistema de propulsión y está conectada a un sistema de escaneo automatizado de la Unidad Electrónica Semion. La primera derivada de la corriente del colector en función del voltaje de polarización de barrido47, Vbias, en la segunda rejilla da la función de distribución del flujo de iones, h(Vbias), definida de manera que

donde IRFEA es la corriente de colector medida por la RFEA.

La electrónica integrada en el sistema de propulsión incluye sensores de medición de corriente y voltaje que miden continuamente el voltaje de aceleración aplicado y la corriente a ambas rejillas. Para los propulsores de iones en rejilla, la corriente del haz de iones que se extrae de la fuente de plasma se equilibra mediante una corriente de electrones en la primera rejilla para mantener el equilibrio de carga (Datos ampliados, figura 2b). Esta corriente, después de restar la pequeña corriente de la rejilla de aceleración, coincide con la corriente neta de electrones emitida por el neutralizador del cátodo termoiónico. Durante las pruebas en tierra y la operación en el espacio, las mediciones de corriente y voltaje de la red permiten realizar estimaciones en tiempo real de la corriente extraída del haz y el empuje.

Las mediciones de empuje directo se realizaron con el sistema de propulsión conectado a una balanza de empuje colocada dentro de la cámara de vacío. Desarrollamos una balanza de empuje de péndulo único con una sensibilidad de 0,03 mN que utiliza un sensor de fuerza para medir el empuje aplicado al final de un brazo en movimiento. La ubicación del sensor de fuerza y ​​del vector de empuje se desplaza, lo que cambia los respectivos brazos de palanca del péndulo y permite ampliar la fuerza medida sobre el sensor. El sensor de fuerza es una celda de carga S256 con un tope de sobrecarga integral, que produce una salida de voltaje analógica con una sensibilidad de 1 mV V−1 a carga máxima (100 mN). Para eliminar la interferencia eléctrica, el voltaje de salida de bajo nivel de la celda de carga se convierte en una señal digital y se envía a la unidad de medición ubicada fuera de la cámara. Los datos sin procesar se suavizan digitalmente con un filtro Savitzky-Golay de segundo orden. La balanza de empuje se calibra con un conjunto de masas conocidas colocadas en un brazo horizontal que produce un momento alrededor del pivote del péndulo equilibrado por el momento debido a la fuerza sobre el sensor.

El sistema de propulsión incluye ocho sensores de temperatura de platino de película delgada para medir la temperatura (con una precisión de 0,1 °C) en ubicaciones clave, incluidos todos los subsistemas electrónicos, el tanque de propulsor y la brida de interfaz entre el tanque y el tubo de fuente de plasma. Se miden continuamente la corriente y el voltaje de entrada del satélite, así como las corrientes y voltajes de salida de diferentes subsistemas, como el neutralizador catódico, las rejillas y la antena de RF. La frecuencia de adquisición de datos la establece el ordenador de a bordo del satélite y es igual a 1 Hz.

El sistema de propulsión ha sido sometido a extensas pruebas de vibración, radiación, térmicas y de flujo para su calificación de vuelo. Las pruebas de vibración consistieron en pruebas de aceleración sinusoidal, aleatoria y de ráfaga sinusoidal (cuasi estática) a niveles establecidos por el vehículo de lanzamiento de la nave espacial. Las vibraciones sinusoidales incluyen pruebas de baja frecuencia (5-100 Hz) con aceleraciones de hasta 4,5 g. Las pruebas de vibración aleatoria oscilaron entre 20 Hz y 2000 Hz con una aceleración cuadrática media total de 6,7 gy una duración de 120 s por eje. También se realizaron pruebas cuasiestáticas para cada eje con una aceleración máxima de 8,75 g. Se realizaron pruebas de impacto adicionales a frecuencias de hasta 5.000 Hz, con un espectro de respuesta al impacto de aceleración de hasta 1.500 g. Los componentes electrónicos y los conjuntos electromecánicos se sometieron a pruebas de radiación de evento único (bombardeo de protones de alta energía) con energías de hasta 200 MeV, así como pruebas de rayos gamma para una dosis ionizante total compatible con un nivel de calificación de 15 krad para el conjunto sin blindaje. Todo el sistema de propulsión se sometió a campañas de exposición térmica y ciclos térmicos tanto en condiciones ambientales como en condiciones de vacío en una cámara de vacío térmico (con temperaturas entre −25 °C y 60 °C). El funcionamiento del sistema de propulsión en una cámara de vacío confirmó la sublimación del yodo y la estabilidad general del rendimiento durante tiempos de disparo prolongados con múltiples ciclos de encendido y apagado. El funcionamiento del sistema de propulsión a largo plazo se probó con un modelo de calificación durante un tiempo acumulado total de 120 h con 109 ciclos de encendido y apagado separados.

La electrónica del sistema de propulsión registra aproximadamente 50 parámetros de telemetría que se descargan del satélite después de cada disparo en órbita. El empuje y la potencia dependen del modo operativo seleccionado, siendo posibles diferentes modos según la potencia, el caudal másico y la tensión de red aplicada. Se probaron dos modos durante la demostración en órbita, como se muestra en la Tabla de datos ampliados 1, y se denominaron N1 y FS. El modo N1 tiene un circuito de retroalimentación de empuje bloqueado con un empuje objetivo de 0,8 mN y un límite superior de 60 W, mientras que el modo FS tiene un empuje mínimo de 0,35 mN con un límite de potencia superior de 50 W. En este último modo, el sistema de propulsión tiene todos los circuitos de retroalimentación desactivados y los datos de los sensores secundarios se ignoran. Antes de cada disparo se realiza una autoprueba automática.

Las mediciones de temperatura del sistema de ejemplo realizadas durante la operación en órbita se comparan con las mediciones de pruebas en tierra en la Fig. 4b de datos ampliados. Los resultados son similares para todos los parámetros y nuevamente muestran que las condiciones de las pruebas en tierra replican el entorno espacial.

Los cambios de órbita resultantes de cada disparo se confirmaron utilizando evidencia tanto directa como indirecta. La evidencia directa incluye datos de seguimiento satelital de un receptor GPS a bordo del satélite y datos de seguimiento independientes obtenidos del SSN (ver referencia 37 con número de catálogo de satélite 46838). La evidencia indirecta proviene de una comparación de los elementos orbitales de los satélites calculados a partir de los datos del GPS con los predichos mediante simulaciones numéricas utilizando GMAT36, y un modelo teórico simplificado basado en trayectorias de bajo empuje alrededor de una Tierra esférica48. El modelo teórico utiliza el semieje mayor medio del GPS justo antes de que comience la maniobra 1A como condición inicial (propagación hacia atrás para tiempos anteriores). Las simulaciones GMAT utilizan el modelo geopotencial JGM-3 de grado y orden 70 × 70, así como perturbaciones de masa puntual para la Luna y el Sol. La resistencia atmosférica se incluye utilizando el modelo MSISE9049, así como la presión de la radiación solar utilizando un modelo de nave espacial esférica36. Las simulaciones se inician utilizando tiempos y posiciones de los datos del GPS antes de que comience cada disparo, y utilizan perfiles de empuje aproximados tomados de la telemetría descargada.

Debido a las perturbaciones gravitacionales, el semieje mayor osculador del satélite muestra oscilaciones con una amplitud del orden de 10 km. Por este motivo se utilizan elementos orbitales medios basados ​​en la teoría de Brouwer50, que suavizan estas oscilaciones de alta frecuencia. El semieje mayor medio se deduce de los datos del SSN después de convertir la convención de movimiento medio de Kozai a Brouwer51.

Los datos brutos en órbita generados y/o analizados durante este estudio no están disponibles públicamente ya que son propiedad parcial de la ESA y Spacety, pero están disponibles a través del autor correspondiente a solicitud razonable y con permiso de la ESA o Spacety. Los datos del SSN en la Fig. 4a que respaldan los hallazgos de este estudio están disponibles en www.space-track.org (número de catálogo de satélite 46838). Los datos originales se proporcionan con este documento.

Los códigos que respaldan los hallazgos de este estudio están disponibles del autor correspondiente previa solicitud razonable.

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Descargar referencias

Agradecemos a la Agencia Espacial Europea (ESA) por apoyar la demostración en órbita a través del proyecto TURBO, programa ARTES C&G, número de contrato 4000131883/20/NL/MM/can, el Gobierno francés (Ministère de l'Enseignement Supérieur, de la Recherche et de l'Innovation) por apoyar este trabajo a través de la subvención i-Lab 2017 (le Grand Prix I-LAB 2017 - 19th Concours Nationale d'Aide à la Création d'Entreprises des Technologies Innovantes) y la Agencia Espacial Nacional Francesa (Centre National d'Etudes Spatiales) por el apoyo al proyecto a través de la subvención INODIN, acción I+T R-S19/PF-0002-108-92. Agradecemos a Spacety, y en particular a J. Zheng, por el apoyo a la misión durante la demostración en órbita. También agradecemos al Laboratoire de Physique des Plasmas de la Ecole Polytechnique por financiar el acceso abierto a nuestro artículo.

ThrustMe, Verrières-le-Buisson, Francia

Dmytro Rafalskyi, Javier Martínez Martínez, Lui Habl, Elena Zorzoli Rossi, Plamen Proynov, Antoine Boré, Thomas Baret, Antoine Poyet, Trevor Lafleur, Stanislav Dudin & Ane Aanesland

Laboratorio de Física del Plasma, CNRS, Escuela Politécnica, Universidad de la Sorbona, Universidad Paris-Saclay, IP París, Route de Saclay, Palaiseau, Francia

A Habl

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DR concibió el prototipo original y los algoritmos operativos y, junto con AA, elaboró ​​el concepto y la hoja de ruta de desarrollo. TB y AP realizaron diseño mecánico y simulaciones mecánicas del sistema. JMM realizó una caracterización térmica y dinámica de fluidos del sistema, y ​​una caracterización de la interacción química del yodo con los componentes del sistema. DR, EZR, LH y AB realizaron una caracterización experimental de plasma y haces de iones y apoyaron pruebas en órbita y análisis de datos de telemetría de propulsores. PP, junto con AB, diseñó y desarrolló el hardware y el software del sistema. SD desarrolló el sistema de generación de RF y, junto con EZR, contribuyó a las mediciones de empuje directo. LH y TL realizaron modelos de plasma y óptica iónica. TL y JMM realizaron simulaciones de dinámica orbital y análisis de datos de telemetría en vuelo y GPS obtenidos durante la misión. DR, TL, LH y JMM planificaron y coordinaron la redacción del manuscrito. Todos los autores contribuyeron al proceso de diseño y edición del manuscrito.

Correspondencia a Trevor Lafleur.

DR, JMM, LH, EZR, PP, AB, TB, AP, TL y AA son empleados de ThrustMe. SD es un consultor que trabaja con ThrustMe. DR y AA poseen una patente relacionada con el sistema de propulsión (patente nº WO2017037062A1).

Información de revisión por pares Nature agradece a Kristof Holste y a los demás revisores anónimos por su contribución a la revisión por pares de este trabajo. Los informes de los revisores pares están disponibles.

Nota del editor Springer Nature se mantiene neutral con respecto a reclamos jurisdiccionales en mapas publicados y afiliaciones institucionales.

a, El sistema de propulsión es un sistema completo que incluye todos los subsistemas necesarios para su funcionamiento. La energía se suministra desde la nave espacial (S/C) y se utiliza para control de flujo, generación de plasma, aceleración de iones y neutralización del haz. El yodo sólido se sublima y entra en la fuente de plasma acoplada inductivamente. Inicialmente, un encendedor golpea un plasma que luego se mantiene mediante una antena de RF enrollada alrededor del exterior del tubo fuente. Los iones del plasma son extraídos y acelerados por las rejillas de alto voltaje, y el haz de iones positivos es neutralizado por electrones emitidos termoiónicamente desde el filamento catódico. b, El sistema de propulsión instalado en el satélite Beihangkongshi-1 antes del lanzamiento. Fotografía reproducida y adaptada por los autores con autorización de Spacety. © 2020 Spacety Co., Ltd. (Changsha).

a, La unidad de control principal interactúa con la computadora satelital de a bordo e implementa algoritmos de seguridad y control global. El generador de RF suministra energía a la antena de RF a través de una red coincidente para igualar la impedancia del plasma y el generador para una transferencia de energía eficiente. El suministro del cátodo controla y monitorea el filamento del cátodo emisor de electrones, la unidad de control de flujo administra el tanque de propulsor y los calentadores de la ruta de flujo, la unidad de control de la rejilla administra el voltaje aplicado a las rejillas de aceleración y la unidad de encendido controla el encendedor necesario para el gas inicial. ruptura en el tubo fuente para producir plasma. b, Circuito eléctrico general que muestra las redes de alta tensión y el cátodo emisor de electrones. Los iones (denominados Xz+) de la fuente de plasma ascendente se extraen y aceleran mediante el voltaje aplicado a través de la pantalla y las rejillas de aceleración. Una pequeña corriente iónica, Ia, fluye hacia la rejilla de aceleración debido a colisiones de intercambio de carga con cualquier propulsor sindicalizado en la columna. Para mantener el equilibrio de carga en el tubo fuente, una corriente de electrones igual a la suma de las corrientes del haz de iones y de la rejilla de aceleración fluye hacia la rejilla de la pantalla, Is. Luego, el filamento emite una corriente igual a la corriente del haz de iones. La rejilla de aceleración está polarizada negativamente con respecto al filamento para evitar el retorno de electrones hacia la fuente de plasma5.

a, Perveancia (carga espacial) y límites de cruce del conjunto de cuadrículas del sistema de propulsión obtenidos a partir de simulaciones de partículas en celda (PIC). La línea negra de puntos y guiones muestra el límite de permanencia de la ley de Child-Langmuir (ver Métodos), mientras que la región sombreada en verde indica el rango operativo del sistema de propulsión. b, Factor de corrección en función de la potencia de RF aplicada a las mediciones de empuje indirecto para tener en cuenta la divergencia del haz de iones y la presencia de múltiples especies de iones. c, Empuje del sistema de propulsión en función de la potencia total del sistema y el caudal másico de entrada de yodo. d, simulación PIC de un único conjunto de aperturas de rejilla (regiones sombreadas en negro) que muestra la distribución espacial de iones en estado estacionario. La simulación es 2D en coordenadas cilíndricas y el dominio ha sido normalizado por las dimensiones de simulación axial y radial. e, Impulso específico del sistema de propulsión en función de la potencia total del sistema y el caudal másico de yodo. Las barras de error representan estimaciones de la precisión y las limitaciones de exactitud del equipo de medición.

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a, Comparación entre la corriente del haz de iones, Ib, la corriente del neutralizador de electrones, Ie, y la corriente a la rejilla de aceleración, Ia, durante la operación en tierra y en vuelo para la maniobra 1B. b, Temperaturas medidas del subsistema electrónico durante la operación del sistema de propulsión en tierra y en el espacio de maniobra 1B. La figura presenta datos para la unidad de control principal, o placa base (MB), el generador de radiofrecuencia (RFG), la unidad de suministro de red (GSU), la unidad de suministro de cátodos (CSU) y la unidad de control de flujo (FCU). c, Datos de telemetría en órbita del empuje y potencia en función del tiempo para la maniobra 1B indicando las etapas de calentamiento del propulsor, funcionamiento del sistema de propulsión y enfriamiento del propulsor.

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Rafalskyi, D., Martínez, JM, Habl, L. et al. Demostración en órbita de un sistema de propulsión eléctrica de yodo. Naturaleza 599, 411–415 (2021). https://doi.org/10.1038/s41586-021-04015-y

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Recibido: 30 de abril de 2021

Aceptado: 13 de septiembre de 2021

Publicado: 17 de noviembre de 2021

Fecha de emisión: 18 de noviembre de 2021

DOI: https://doi.org/10.1038/s41586-021-04015-y

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