Design, development and testing of a highly integrated and up-scalable FEEP-multi-emitter using indium as propellant

Abstract

Dieses Dokument behandelt die Entwicklung eines neuen Weltraumantriebes, der die Aufgaben der ultrapräzisen Lage- und Richtungsregelung, sowie die Anhebung des Orbits erfüllen kann. Der Antrieb gehört zur Kategorie der elektrischen Antriebe auf Basis der Feldemission (Field-emission electric propulsion - FEEP), welche für außergewöhnliche Präzision, hohe Effizienz und kompaktes Design bekannt sind [ ]. Die genannten Eigenschaften sind für jene wissenschaftliche Missionen von besonderer Bedeutung in welchen die Bedingungen des freien Falls über lange Zeit hinweg hochgenau beibehalten werden müssen, sowie für Satelliten im Formationsflug. Das fundamentale Funktionsprinzip beruht auf der Feldemission eines Flüssigmetalls von der Spitze einer unter Hochspannung stehenden Struktur. Aufgrund des starken elektrischen Feldes werden die positiv geladenen Ionen auf sehr hohe Geschwindigkeiten (80 km/s) beschleunigt, was einen Schub auf das Raumfahrzeug bewirkt. Aufgrund der hohen Ausstoßgeschwindigkeit benötigt diese Art der Schuberzeugung sehr wenig Treibstoff. Ein Grund für die geringe Ausbreitung dieser Technologie ist der allgemein niedrige Schub, der für einzelne Nadeln im Bereich von µN liegt [1].<br />Die hierin vorgestellte Aufgabe bestand darin, einen FEEP-emitter mit zahlreichen Emissionspunkten zu designen, zu bauen und schließlich zu testen, um den Maximalschub in den Bereich von mN zu erweitern und dabei die hohe Präzision und Effizienz beizubehalten. Zudem sollte das Design so kompakt wie möglich und leicht zu noch höheren Schüben erweiterbar sein. Die Ziele wurden erreicht durch eine poröse Wolfram matrix, in welcher das flüssige Metall Indium frei fließen kann. Dabei werden Kapillarkräfte erzeugt, welche die Flüssigkeit in der komplexen Kronen-ähnlichen Struktur verankern. Das Projekt erforderte intensive Forschung im Bereich des Spritzgiessens in langen, schlanken Formen, der Mikrobearbeitung, des elektrochemischen Ätzens, der Oberflächenphysik sowie der Finite Element Analyse und der mathematischen Simulation.<br />Das Ergebnis der hierin vorgestellten Forschungsarbeit ist eine einteilige Kronen-ähnliche Struktur mit 28 Nadel-positionen auf einem Ring mit 9 mm Durchmesser. Der Emitter besteht aus porösem Wolfram, sodaß im Betrieb flüssiges Indium hindurchfließen kann. Es wurde gezeigt, daß ein FEEP-multiemitter dieser Bauart, bei einem spezifischen Impuls ISP von mehr als 6000 s und einem Leistung-zu-Schub Verhältnis von weniger als 80 W/mN, mehr als 0.35 mN Schub erzeugen kann. Das Design ist rundsymmetrisch und kann deswegen leicht auf größere Varianten hochskaliert werden um an höhere Schubanforderungen angepasst zu werden.<br />Die neu entwickelte FEEP-multiemitter Technologie ist aufgrund der hohen Präzision und großen Bandbreite des Schubs von 1:10000 (sub-µN bis mN) unabdingbar, um bestimmte Missionen planen und durchführen zu können. Die Technologie ist besonders für wissenschaftliche Missionen und Schwärme von Satelliten im Formationsflug geeignet. Wegen des deutlich vergößerten Schubs kann die FEEP-multiemitter Technologie auch als Hauptantrieb für kleine, leichte Satelliten verwendet werden.<br />

This document discusses the development of a new thruster which is capable of performing the tasks of station keeping, ultra-precision attitude control and orbit raising for a spacecraft. The thruster belongs to the category of field-emission electric propulsion (FEEP), which is known for exceptional accuracy, high efficiency and compact design [1]. The aforementioned properties of a thruster are exceptionally important in high-precision scientific missions which require high-quality drag-free conditions while in orbit, as well as for missions which use a cluster of satellites flying in formation. The fundamental principle of operation involves a sharp structure which is coated with a liquid metal and is biased to several kV in order to effectuate field emission of ions from the tip. Due to the high electric field, the positively charged ions are accelerated to very high speeds (i.e. 80 km/s), resulting in a thrust on the spacecraft. Due to the high expulsion speed, this type of propulsion requires very little propellant for a given thrust level. An obstacle which inhibited rapid proliferation of this technology is the overall low thrust output, measured in µN for a single needle [1]. The task presented herein aimed at designing, building and testing a FEEP-emitter with multiple emission points in order to increase the thrust envelope to the mN-regime while maintaining the high precision and efficiency of the technology. Furthermore, the design shall be as compact as possible and intrinsically up-scalable to yet higher thrusts to account for future developments. The goals were met through introduction of new manufacturing processes involving micro-powder injection moulding (µPIM) of sub-µm tungsten powder to yield a porous matrix through which the liquid metal can flow freely and generate vital capillary forces which anchor the liquid to the intricately shaped crown-like matrix. The project necessitated intensive research in the fields of high-aspect ratio µPIM manufacturing, micromachining, electrochemical etching, interfacial science as well as finite-element analysis and mathematical simulation.<br />The result of the presented research is a single-piece crown-like structure with 28 needle positions on a ring of 9 mm diameter. The emitter is made out of porous tungsten which permits internal flow of liquid indium during operation. A FEEP-multi-emitter using this technology has been proven to generate a thrust of more than 0.35 mN at a specific impulse ISP of more than 6000 s and a power-to-thrust ratio of less than 80 W/mN. The design displays circular symmetry and can easily be adapted to larger versions for larger thrust requirements.<br />This newly developed FEEP-multi-emitter technology is considered mission-enabling due to its high precision and large thrust bandwidth of 1:10000 (sub-µN to mN). It is especially useful for spacecraft on scientific missions and clusters of formation-flying satellites. Due to its greatly enhanced thrust, it can also be used as main propulsion unit for small, lightweight spacecraft.