Electric propulsion systems based on Hall thrusters are expanding their applications in space developments. As the size of the satellite decreases, a miniaturized Hall thruster with tens of mN thrust will be required in the near future. However, if the interaction between a discharge channel and the plasma cannot be controlled, the thrust per consumed electric power decreases drastically due to electron cooling, undesirable electron current, and a wide ion beam angle. Therefore, a magnetic field topology should be designed based on principles of plasma physics to prevent plasma–wall interactions.
This dissertation reports on a miniaturized Hall thruster with a high specific impulse and high anode efficiency and analyzes the thruster performance based on particle-in-cell simulation and plasma diagnostics. The average channel diameter and width are 45 mm and 15 mm respec-tively. They were designed with a power consumption of 430 W and a thrust of 20 mN. The miniaturized Hall thruster has a magnetic field topology parallel to the discharge channel and convex towards the anode. This tailored magnetic field topology is difficult to implement in the limited thruster volume and narrow channel width, but this is possible in the miniaturized Hall thruster with the magnetic circuit developed as part of this research.
The tailored magnetic field topology resulted in several desirable effects. Firstly, it formed an ionization region concentrated at the center of the discharge channel. The concentrated ioni-zation can reduce radial ion acceleration inside the channel and enhance the axial ion emission current. In addition, the ionization which is far from anode but not outside the discharge channel reduces the electron current through the anode and increases the xenon propellant ionization. Secondly, the magnetic field tailoring reduces the electron temperature near the channel walls. It decreases the radial ion acceleration as well as the secondary electron emission.
In experiments, these controlled plasma parameters facilitate the enhancement of thruster performance including thrust, specific impulse, and anode efficiency. At a power consumption of 423 W and a xenon propellant mass flow rate of 10 sccm, the thrust, specific impulse, and anode efficiency were 20.7 mN, 2150 s, and 51.6%, respectively. The performance was con-sistent with the results obtained using the plasma diagnosis and multiple charge thrust model. This is an excellent performance which has not been reported for the 200–500 W class Hall thruster.
홀 추진기를 기반으로 한 전기 추진 시스템은 우주 개발 분야에서의 적용을 확대하고 있습니다. 인공위성의 크기가 감소함에 따라, 가까운 미래에 수십 mN 추력을 갖는 소형 홀 스러 스터가 필요할 것이다. 그러나, 방전 채널과 플라즈마 사이의 상호 작용을 제어 할 수 없다면, 전자 냉각, 바람직하지 않은 전자 전류 및 넓은 이온빔 각도로 인해 소비 전력 당 추력이 크게 감소한다. 따라서 자기장 토폴로지는 플라즈마 벽 상호 작용을 방지하기 위해 플라즈마 물리의 원리를 기반으로 설계되어야합니다.
이 논문은 높은 특정 임펄스 및 높은 음극 효율을 갖춘 소형 홀 스러 스터에 대해보고하고 입자 내 시뮬레이션 및 플라즈마 진단을 기반으로 스러 스터 성능을 분석합니다. 평균 채널 직경과 폭은 각각 45mm와 15mm입니다. 그들은 430W의 전력 소비와 20mN의 추력으로 설계되었습니다. 소형화 된 홀 스러 스터는 방전 채널에 평행하고 양극쪽으로 볼록한 자기장 토폴로지를 갖는다. 이 맞춤형 자기장 토폴로지는 제한된 스러 스터 볼륨 및 좁은 채널 폭에서 구현하기가 어렵지만,이 연구의 일부로 개발 된 자기 회로를 갖춘 소형 홀 스러 스터에서 가능합니다.
맞춤형 자기장 토폴로지는 몇 가지 바람직한 효과를 가져 왔습니다. 첫째로, 이온화 영역이 방전 채널의 중앙에 집중되어 형성되었다. 집중 이온화는 채널 내부의 방사상 이온 가속을 감소시키고 축 방향 이온 방출 전류를 향상시킬 수 있습니다. 또한, 애노드로부터 멀리 떨어져 있지만 방전 채널 외부가 아닌 이온화는 애노드를 통과하는 전자 전류를 감소시키고 크세논 추진체 이온화를 증가시킨다. 둘째, 자기장 맞춤은 채널 벽 근처의 전자 온도를 낮 춥니 다. 그것은 방사능 이온 가속뿐만 아니라 이차 전자 방출을 감소시킵니다.
실험에서 이러한 제어 된 플라즈마 파라미터는 추력, 특정 임펄스 및 양극 효율을 포함한 추진 장치 성능의 향상을 촉진합니다. 423W의 전력 소비 및 10sccm의 크세논 추진제 질량 유속에서, 추력, 비 임펄스 및 양극 효율은 각각 20.7mN, 2150s 및 51.6 %였다. 성능은 플라즈마 진단 및 다중 충전 추력 모델을 사용하여 얻은 결과와 일치합니다. 이것은 200-500 W 등급의 홀 스러 스터에 대해서는보고되지 않은 우수한 성능입니다.
