Research and development of micro and small size low power electric thrusters have recently been paid much attention because they enable small satellites to perform multipurpose missions such as tandem operation and formation flying in addition to their classical functions including attitude and position control. Two types of low power Hall thrusters, i.e., the annular type and the cylindrical type, have been designed and developed, and their performances have been investigated. In the present research, a vertical pendulum type thruster stand was utilized, where changes in its suspension angle are caused by the horizontal movement of the thruster. For the accurate measurement of thrust, an optical method using a low cost and low power laser, a Position Sensitive diode Detector (PSD), and some standard optics was employed. The calibration was performed in the range up to $15~mN$ with weight of several $0.11~g$ masses with the optical setup.
Plasma parameters such as plasma density, electron temperature, ion current density, and ion energy distribution were measured by electrical diagnostic tools, and the one dimensional fluid modeling was also conducted on the purpose of understanding detailed performance and underlying physics. An array of single Langmuir probes was utilized in the near-field plume plasma, and electron density and temperature profile were obtained. RPA and Faraday probe were developed to diagnose the far-field plume plasma, and ion energy distributions with the ion current densities were measured at various angular positions. The one dimensional fluid modeling was performed by solving four independent differential equations, which are continuity equation, ion momentum equation, electron transport equation, and Poisson`s equation.
The present work focused also on the various physical phenomena associated with the fluctuation in Hall thruster plasmas. The fluctuations in Hall thruster plasmas were investigated using electrical and optical measurements. The fluctuation in emission intensities showed the same fundamental frequency with that of the discharge current. Moreover, several frequency harmonics were also observed. Measurements indicated that the frequency was a sensitive function of operational parameters such as magnetic field, neutral gas flow rate, and anode bias voltage in such as a way that the frequency is proportional to the $E \times B$ drift speed. In order to understand the underlying physics, and a electron ring model was used where $E \times B$ drifted electrons in the azimuthal direction are considered as several perturbed electron rings. The modeling result demonstrates that the electron rings form a standing wave-like motion in the axial direction along the thruster channel and they make discrete fluctuation mode. In addition, two kinds of mode transitions were observed as increasing the anode bias voltage and changing magnetic profiles.
전기 추력기는 위성의 궤도 천이, 자세 제어 및 보정을 수행하는 데 있어 필수적인 요소이다. 그 중에서도 단순한 구조와 높은 효율을 가지는 홀 추력기는 1960년 이후 활발한 연구가 진행되어 왔다. 하지만, 200 W 정도의 소형위성을 위한 저전력 홀 추력기의 경우, 그 방전 채널이 작아짐에 따라 표면적에 대한 부피가 줄어들어 높은 효율이 보장되지 않는다. 이를 보완하기 위해 원통형 홀 추력기가 제시되었고, 본 연구에서는 실제 많은 위성에 적용된 고리형과 최근 활발히 연구되고 있는 원통형을 제작하였고, 그 방전 특성을 고찰하였다. 정전 탐침, 페러체이 탐침 및 RPA 와 같은 전기적인 진단장치를 제작하여 기본적인 플라즈마 특성과 추력 발생 과정을 관찰하였고, 수 mN의 작은 추력을 위해 진자형태의 추력 스탠드를 제작하여 추력기의 효율 및 성능을 측정하였다. 또한, 홀 추력기의 방전 및 가속 메카니즘을 이해하기 위해, 일차원 유체모델을 바탕으로 한 간단한 모델링을 수행하였다.
홀 추력기에서 관찰되는 요동현상은 추력기의 효율을 낮출 뿐만 아니라 방전 그 자체에 영향을 줄 수 있기 때문에, 활발한 연구가 진행되고 있다. 본 논문에서는 수십 kHz 정도의 낮은 주파수 영역에서 나타나는 요동의 메카니즘을 이해하기 위해, 방전 조건을 달리하며 요동의 변화를 관찰하였고, 전자 고리 모델을 고안하여 이를 분석하였다. 이 모델링은 방전 채널 내부에서 표류 운동하는 전자들 사이의 전기적인 상호작용을 바탕으로 하고 있으며, 수직한 교차장에서 축방향으로 구속된 전자들이 교란되어 축방향 파동을 발생하고 서로 간섭되어 특정 주파수로 공명하며, 이것을 요동의 원천으로 두고 있다. 실험적으로 관측된 요동 주파수는 교차장 내에서 전자의 표류 속도에 비례하며, 또한 전자의 구속과 수송에 의해서 결정된다. 전자 고리 모델을 통하여 실험 결과들을 정성적으로 해석을 할 수 있었으며, 이를 통해 요동 현상의 특성 뿐만 아니라 홀 추력기의 방전 특성에 대해서도 많은 이해를 가질 수 있었다.
