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May 18, 2023

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Nature Band 599, Seiten 411–415 (2021)Diesen Artikel zitieren 43.000 Zugriffe 36 Zitate 393 Details zu altmetrischen Metriken Der Antrieb ist ein kritisches Subsystem vieler Raumfahrzeuge1,2,3,4. Für effizienten Treibstoff

Nature Band 599, Seiten 411–415 (2021)Diesen Artikel zitieren

43.000 Zugriffe

36 Zitate

393 Altmetrisch

Details zu den Metriken

Der Antrieb ist ein kritisches Subsystem vieler Raumfahrzeuge1,2,3,4. Für eine effiziente Treibmittelnutzung sind elektrische Antriebssysteme, die auf der elektrostatischen Beschleunigung von Ionen basieren, die bei der Elektronenstoßionisation eines Gases entstehen, besonders attraktiv5,6. Derzeit wird Xenon fast ausschließlich als ionisierbarer Treibstoff für Raumfahrtantriebe verwendet2,3,4,5. Allerdings ist Xenon selten, es muss unter hohem Druck gelagert werden und die kommerzielle Produktion ist teuer7,8,9. Hier demonstrieren wir ein Antriebssystem, das Jod als Treibstoff verwendet, und präsentieren Ergebnisse dieser neuen Technologie im Orbit. Zweiatomiges Jod wird als Feststoff gespeichert und bei niedrigen Temperaturen sublimiert. Anschließend wird mit einer Hochfrequenz-Induktionsantenne ein Plasma erzeugt, und wir zeigen, dass die Ionisierungseffizienz im Vergleich zu Xenon erhöht ist. Sowohl atomare als auch molekulare Jodionen werden durch Hochspannungsgitter beschleunigt, um Schub zu erzeugen, und es kann ein stark kollimierter Strahl mit erheblicher Joddissoziation erzeugt werden. Das Antriebssystem wurde erfolgreich im Weltraum an Bord eines kleinen Satelliten betrieben, wobei die Manöver mithilfe von Satellitenverfolgungsdaten bestätigt wurden. Wir gehen davon aus, dass diese Ergebnisse die Einführung alternativer Treibstoffe in der Raumfahrtindustrie beschleunigen und das Potenzial von Jod für eine Vielzahl von Weltraummissionen aufzeigen werden. Jod ermöglicht beispielsweise eine erhebliche Systemminiaturisierung und -vereinfachung, was kleinen Satelliten und Satellitenkonstellationen neue Möglichkeiten für den Einsatz, die Kollisionsvermeidung, die Entsorgung am Ende ihrer Lebensdauer und die Weltraumforschung bietet10,11,12,13,14.

Raumfahrzeuge benötigen Antrieb, um Manöver im Weltraum durchzuführen, wie z. B. Orbittransfers, die Vermeidung von Kollisionen, die Aufrechterhaltung der Umlaufbahn zum Ausgleich aerodynamischer oder gravitativer Störungen und die Entsorgung am Ende ihrer Lebensdauer1. Die Wahl der Antriebstechnologie, insbesondere deren Abgasgeschwindigkeit, bestimmt die benötigte Treibstoffmasse. Der elektrische Antrieb5,15 nutzt elektrische Energie, um einen Treibstoff zu beschleunigen (über elektrische und/oder magnetische Felder) und kann Abgasgeschwindigkeiten erreichen, die um eine Größenordnung höher sind als der chemische Antrieb (der Energie aus chemischen Reaktionen zur Treibstoffbeschleunigung nutzt). Zu den erfolgreichsten elektrischen Antriebssystemen gehören Gitterionen- und Hall-Triebwerke5, die durch Elektronenstoßionisierung eines Gases6 ein Plasma erzeugen und Ionen elektrostatisch beschleunigen, um Schub zu erzeugen. Solche Antriebssysteme werden nicht nur von vielen kommerziellen Satelliten verwendet, die die Erde umkreisen, sondern auch für die Weltraumforschung. Beispiele hierfür sind die SMART-1-Mission der Europäischen Weltraumorganisation zum Mond2, die Dawn-Mission der NASA, die die Protoplaneten Ceres und Vesta im Asteroidengürtel zwischen Mars und Jupiter untersuchte16, und die Probenrückführungsmissionen Hayabusa1 und Hayabusa2 der japanischen Luft- und Raumfahrtbehörde zum nahen Mond. Erdasteroiden 25143 Itokawa17 und 162173 Ryugu18.

Da die Leistung von Raumfahrzeugen begrenzt ist, müssen elektrische Antriebssysteme ihr Schub-Leistungs-Verhältnis maximieren, was für elektrostatische Beschleuniger einen Treibstoff mit einer niedrigen Ionisierungsschwelle und einer hohen Atommasse erfordert5. Der Treibstoff der Wahl ist derzeit Xenon. Allerdings ist Xenon sehr selten (weniger als ein Teil pro zehn Million in der Atmosphäre) und die kommerzielle Produktion ist sowohl teuer als auch begrenzt7,8,9. Es gibt auch konkurrierende Anwendungen, die Xenon nutzen, darunter Beleuchtung und Bildgebung, Anästhetika in Krankenhäusern9,19 und Ätzen in der Halbleiterindustrie20. Mit der Zunahme von Satelliten-Megakonstellationen21,22,23 könnte die Nachfrage nach Xenon innerhalb der nächsten zehn Jahre das Angebot übersteigen. Ein weiterer Nachteil besteht darin, dass Xenon bei sehr hohen Drücken (typischerweise 10–20 MPa) gelagert werden muss, was spezielle Ladeausrüstung und geschultes Personal erfordert, was es mit dem Paradigma des „neuen Weltraums“ unvereinbar macht. Für die langfristige Nachhaltigkeit der Raumfahrtindustrie ist es von entscheidender Bedeutung, dass ein Ersatztreibstoff gefunden wird.

Eine mögliche Alternative ist Jod24,25, das viel häufiger und billiger als Xenon26 (Methoden) ist und drucklos als Feststoff gelagert werden kann. Darüber hinaus haben sowohl atomares als auch zweiatomiges Jod eine niedrigere Ionisierungsschwelle, und zweiatomiges Jod hat eine relative Masse, die fast doppelt so groß ist wie die von Xenon. Obwohl Jod als bahnbrechendes Treibmittel gilt und von Unternehmen27,28, Universitäten29,30,31 und Raumfahrtagenturen32 auf der ganzen Welt untersucht wurde, wurde bisher noch kein System im Weltraum getestet. Hier beschreiben wir die Entwicklung und Erprobung eines elektrischen Jodantriebssystems (NPT30-I2 mit einer Nennleistung und einem Schub von 55 W bzw. 0,8 mN) und präsentieren Ergebnisse des Weltraumbetriebs dieser neuen Technologie.

Festes zweiatomiges Jod wird in einem Tank gespeichert, der mit einem induktiv gekoppelten Plasmaquellenrohr verbunden ist, das durch zwei Hochspannungsgitter mit mehreren Öffnungen abgeschlossen ist (Abb. 1). An den Tank angeschlossene Heizgeräte bewirken die Sublimation des Jods und den anschließenden Gasfluss in das Quellrohr. Ein Jodplasma wird durch Elektronenstoßionisation unter Verwendung einer induktiven Hochfrequenzantenne (RF) erzeugt, und positive Plasmaionen werden extrahiert und durch die Gitter auf hohe Geschwindigkeiten (ca. 40 km s−1) beschleunigt, um Schub zu erzeugen. Ein Kathodenfaden hinter den Gittern emittiert thermisch Elektronen, um die Ladung des Ionenstrahls zu neutralisieren. Das Antriebssystem umfasst alle Subsysteme für den Betrieb (Extended Data Abb. 1a), wie Treibstoffspeicherung, -abgabe und -steuerung, das gitterförmige Ionentriebwerk, elektronenemittierende Neutralisatoren, die Leistungsverarbeitungseinheit und das passive Wärmemanagement33. Weitere Einzelheiten zum elektrischen System und zum Kathodenneutralisator finden Sie unter „Methoden“. Jod ermöglicht eine erhebliche Miniaturisierung, und mit den unten diskutierten Innovationen betragen die Gesamtmasse (einschließlich Treibstoff) und das Gesamtvolumen 1,2 kg bzw. 96 mm × 96 mm × 106 mm.

Festes Jod (dunkelgrüner Bereich) befindet sich in einem Lagertank vor dem Plasmaquellenrohr (blauer Bereich). Durch Erhitzen kommt es zur Sublimation und ein Gas mit niedrigem Druck (heller grüner Bereich) gelangt in das Quellrohr (grüner Pfeil). Durch eine HF-Antenne wird ein Plasma (violetter Bereich) erzeugt, und Jodionen (I+, I2+ und I2+) werden durch eine Reihe von Gittern beschleunigt. Eine Kathode emittiert Elektronen (e−), um den Ionenstrahl zu neutralisieren. Die Abwärme wird zum Jodtank und zum Strukturrahmen geleitet (durchgezogene blaue Pfeile) oder abgestrahlt (blaue gestrichelte Pfeile).

Die Verwendung von Jod führt zu einzigartigen Design- und Betriebsherausforderungen. Jod hat eine hohe Elektronegativität, die bei vielen gängigen Materialien zu Korrosion führen kann. Für das Quellenrohr und einige Schnittstellenkomponenten wird technische Keramik (Aluminiumoxid und Zirkonoxid) verwendet und alle gefährdeten Metalloberflächen sind mit einem Polymerfilm beschichtet. Die Jodsublimationsrate wird durch Überwachung und Anpassung der Tanktemperatur gesteuert, um den gewünschten Sättigungsdruck im Bereich von 2–6 kPa aufrechtzuerhalten. Die Betriebstemperatur des Tanks wird zwischen 80 °C und 100 °C gehalten, um ein lokales Schmelzen von Jod zu vermeiden, und der Tank ist direkt vor dem Plasmaquellenrohr integriert. Wenn das Antriebssystem nicht feuert, kühlt sich das Jodgas ab und lagert sich in einer kleinen Öffnung (Methoden) zwischen Tank und Quellrohr ab, wodurch der weitere Fluss blockiert wird, ohne dass ein Steuerventil erforderlich ist.

Vibrationen beim Start und die Bewegung des Raumfahrzeugs im Orbit können dazu führen, dass festes Jod in Stücke zerbricht, was das Antriebssystem beschädigen oder zu einem schlechten Wärmekontakt während der Erwärmung führen kann. Um dies zu verhindern, wird Jod in einen porösen Aluminiumoxid-Keramikblock mit einer Porosität von 95 % eingebettet, der sich im Inneren des Tanks befindet (der Massenanteil von Tank zu Treibstoff beträgt 54 %). Beim Zusammenbau wird Jod über seine Schmelztemperatur erhitzt, um eine Flüssigkeit zu bilden, die in den Block gegossen wird (Methoden). Nach dem Abkühlen verfestigt sich das Jod und wird sicher festgehalten. Wenn das Antriebssystem zündet, werden Plasmawärmeverluste an den Wänden des Quellenrohrs und Wärmeverluste in der Leistungselektronik in Richtung des Speichertanks geleitet (Abb. 1). Dies ermöglicht die Wiederverwendung der Abwärme, sodass im stationären Betrieb weniger als 1 W zusätzliche Leistung von den Heizgeräten benötigt wird. Alle anderen Wärmeverluste werden zu den Vorder- und Seitenwänden des Antriebssystems geleitet und entweder abgestrahlt oder zum Raumfahrzeug geleitet. Weitere Einzelheiten zum thermischen Design finden Sie unter Methoden.

Bei der Plasmaerzeugung und Ionenbeschleunigung führt die Verwendung von Jod zu wichtigen Unterschieden gegenüber Xenon, da neben dem molekularen Ion I2+ auch die direkte dissoziative Ionisation29 sowie zweistufige Dissoziations- und Ionisationsreaktionen die Bildung des Atomions I+ ermöglichen. Auch mehrfach geladene Ionen wie I2+ sind möglich. Zur Charakterisierung des Systems vor dem Start wurden Bodentests durchgeführt (Methoden). Mithilfe der Flugzeitspektrometrie mit einem elektrostatischen Diagnosesystem in der Triebwerksfahne werden Masse-Ladungs-Verhältnisspektren gemessen (Abb. 2a) und die Strahlzusammensetzung bestimmt, wie in Abb. 2b dargestellt. Die dominierenden Ionenarten sind I2+ und I+, und ihre relativen Anteile ändern sich mit der Ausgangsleistung des HF-Generators. Da die Massenflussrate festgelegt ist, kommt es aufgrund einer erhöhten Plasmadichte bei höheren Leistungen zu einer stärkeren Joddissoziation. Die Gasverarmung bei diesen Leistungen führt auch zu energiereicheren Elektronen, was sich auf die Geschwindigkeitsfaktoren von Kollisionsprozessen auswirkt29.

a, Beispiel für ein Masse-Ladungs-Verhältnis, m/z, Spektrum, das mit dem TOF-Diagnosesystem erhalten wurde. Die Beschriftungen geben die Ionen I2+, I+ und I2+ an. b, Relative aktuelle Konzentration von Jodspezies im Ionenstrahl als Funktion der Ausgangsleistung des HF-Generators. c, Aus der Plasmaquelle extrahierter Ionenstrahlstrom als Funktion der HF-Leistung mit Jod- und Xenon-Treibmitteln. Die schwarze Kurve zeigt Ergebnisse eines numerischen Plasmaentladungsmodells (Methoden). d, Wirkungsgrad der Treibstoffmassenausnutzung als Funktion der Gesamtleistung für verschiedene Jodmassendurchsätze. Die Fehlerbalken stellen Schätzungen der Präzision und Genauigkeitsgrenzen der Messgeräte dar.

Quelldaten

Obwohl zweiatomige Gase zusätzliche Energieverlustmechanismen aufweisen, die mit der molekularen Dissoziation und der Anregung von Schwingungs- und Rotationszuständen verbunden sind, ist die Ionisierungseffizienz von Jod in unserem Antriebssystem höher als die von Xenon, wie in Abb. 2c dargestellt. Für die Experimente mit Xenon wurde das System vorübergehend so modifiziert, dass Gas aus einem externen Hochdruckspeichertank in das Quellenrohr injiziert wird. Der Jodmassenstrom wird aus Messungen der gesamten Masse des Antriebssystems vor und nach dem Betrieb abgeleitet. In Abb. 2c wird bei gleicher Massenflussrate und HF-Leistung ein fast 50 % höherer Strahlstrom aus der Plasmaquelle mit Jod extrahiert. Diese Verbesserung steht im Einklang mit früheren experimentellen und numerischen Ergebnissen29,30 und ist auf die niedrigere Ionisierungsschwelle von Jodionen (10,5 eV für I+ und 9,3 eV für I2+) im Vergleich zu Xenon (12,1 eV für Xe+) und die unterschiedlichen Kollisionsprozesse und Reaktionen zurückzuführen Querschnitte. Dies führt zu einer niedrigeren Elektronentemperatur und daraus resultierenden geringeren Plasmaverlusten an den Wänden der Quellenröhre34. Die Ergebnisse für Xenon stimmen mit einem numerischen Modell (Methoden) überein. Eine übliche Ionisierungsleistungsmetrik5,35 ist die Effizienz der Treibstoffmassenausnutzung (Abb. 2d), ηm = \({\dot{m}}_{{\rm{i}}}/\dot{m}\), wobei \({\dot{m}}_{{\rm{i}}}\) ist die Ionenmassenflussrate und \(\dot{m}\) ist die Sublimationsmassenflussrate. Bei der höchsten Leistung in unserem System beträgt ηm ≈ 60 % für Jod und ηm ≈40 % für Xenon (nicht gezeigt).

Ionen in der Plasmaquelle werden durch an die Gitter angelegte Spannungen zwischen 800 V und 1.300 V extrahiert und beschleunigt. Messungen der Ionenflussverteilungen (Methoden) in Abb. 3a bestätigen das Vorhandensein hochenergetischer Ionen mit einer durchschnittlichen Energie nahe der Nettobeschleunigungsspannung Vn von 900 V bzw. 1.300 V. Durch Messung des Ionenstrahlstroms (Methoden) erhält man eine indirekte Messung des Schubs aus: {\rm{I}}}{V}_{{\rm{n}}}/{q}_{{\rm{I}}}}\). Dabei ist Ibeam der Strahlstrom, MI und qI die Masse bzw. Ladung der atomaren Jodionen und γ und α sind Korrekturfaktoren: γ = cosθdiv, wobei θdiv der Halbwinkel der Strahldivergenz ist und \(\alpha = {\beta }_{{{\rm{I}}}^{+}}+\sqrt{2}{\beta }_{{{\rm{I}}}_{2}^{+}} +{\beta }_{{{\rm{I}}}^{2+}}/\sqrt{2}\), wobei \({\beta }_{{{\rm{I}}}^ {+}}\), \({\beta }_{{{\rm{I}}}_{2}^{+}}\) und \({\beta }_{{{\rm{I }}}^{2+}}\) sind die relativen Strombeiträge für jede Ionenart und die Vorfaktoren stellen die Quadratwurzel des relativen Masse-Ladungs-Verhältnisses dar. Ein Beispiel für den Schubkorrekturfaktor αγ ist in Extended Data Abb. 3b dargestellt. Die Elektronik des Antriebssystems führt diese indirekten Schubschätzungen während des Betriebs kontinuierlich durch. Direkte Schubmessungen werden mithilfe einer Schubwaage (Methoden) durchgeführt. Abbildung 3b zeigt den gemessenen erreichbaren Schubbereich und einen Vergleich zwischen direkten und indirekten Messungen.

a, Ionenflussverteilungsfunktionen (IFDF) in der Wolke für Beschleunigungsspannungen von 900 V und 1.300 V. b, Direkte Schubmessungen aus einer Schubwaage im Vergleich zu indirekten Schubmessungen, die aus dem Ionenstrahlstrom, der angelegten Gitterspannung geschätzt und extrapoliert wurden Daten zur Strahldivergenz und Strahlzusammensetzung. c: Gemessener Halbwinkel der Ionenstrahldivergenz mit Jod und Xenon. Die normalisierte Perveanz, p/pmax, ist ein Maß für die Ionenraumladung (Methoden). d, Schub- und spezifische Impulsleistungskarte des Antriebssystems innerhalb des Betriebsgesamtleistungsbereichs und für verschiedene Jodmassendurchsätze. Die Fehlerbalken stellen 1 sd (b) oder Schätzungen der Präzision und Genauigkeitsgrenzen der Messgeräte dar (c).

Quelldaten

Durch sorgfältiges Entwerfen der Gitter (Methoden, erweiterte Daten Abb. 3a, d) werden Ionen gut fokussiert mit einer geringen Divergenz zwischen 10° und 15°, wie in Abb. 3c dargestellt. Die Strahldivergenz wurde mit einer automatisierten Anordnung elektrostatischer Sonden gemessen (Methoden). Die Joddivergenz ist aufgrund der verbesserten Ionisierungseffizienz etwas geringer als die von Xenon, wodurch nichtionisierte Neutrale in der Wolke reduziert und die Kollisionsfrequenz zwischen Ionen und Neutralen verringert werden. Eine wichtige Leistungsmetrik ist der spezifische Impuls5, \({I}_{{\rm{sp}}}=F/\dot{m}{g}_{0}\), der angibt, wie effektiv Treibstoff genutzt wird ( hier ist g0 die Erdbeschleunigung gleich 9,81 m s−2). Die Leistungskarte des Antriebssystems ist in Abb. 3d dargestellt (siehe auch Erweiterte Daten Abb. 3c, e), wobei der maximale Schub und der spezifische Impuls für die Gesamtleistung (einschließlich HF-Leistung) etwa 1,3 mN bzw. 2.500 s betragen , Beschleunigungsleistung, Neutralisatorleistung, Treibstoffheizleistung, Elektronikleistung und alle Verluste) unter 65 W. Der Gesamtimpuls, der bei maximalem spezifischen Impuls an ein Raumfahrzeug abgegeben werden kann, beträgt 5.500 Ns (entsprechend einer Brenndauer von etwa 1.500 h). .

Das Antriebssystem wurde einer umfassenden Qualifizierung unterzogen, um die Bedingungen im Weltraum und die Anforderungen der Trägerrakete zu erfüllen (Methoden), und kürzlich wurde ein Flugmodell in den von Spacety betriebenen Satelliten Beihangkongshi-1 integriert (Erweiterte Daten, Abb. 1b). Der aus 12 Einheiten bestehende CubeSat (mit einer Masse von etwa 20 kg) wurde am 6. November 2020 an Bord einer Rakete vom Typ „Langer Marsch 6“ ins All geschossen. Der Satellit wurde in eine kreisförmige, sonnensynchrone Umlaufbahn mit einer Höhe von etwa 480 km gebracht.

Abbildung 4a fasst alle bis zum 28. Februar 2021 durchgeführten Testschüsse zusammen und zeigt die mittlere große Halbachse des Satelliten, wie sie anhand eines theoretischen Modells, GPS-Daten des Satelliten, numerischer Simulationen (mit dem General Mission Analysis Tool, GMAT36) vorhergesagt wurde Unabhängige Trackingdaten des Satelliten (Satellitenkatalognummer 46838), erstellt vom Space Surveillance Network (SSN), betrieben vom US Space Command37. Die Pfeile zeigen 11 Zündungen im angezeigten Zeitraum an. Die Tests 1A und 1B stellen Zündungen dar, um den Gesamtsystembetrieb zu überprüfen. Nachfolgende Zündungen 2A–2I testen die Wiederholbarkeit und den Zündzyklus. Die Richtung des Schubvektors wurde während einiger Abfeuerungen variiert (durch Neuausrichtung des Satelliten mithilfe seines integrierten Lagekontrollsystems). Die Dauer jedes Tests liegt zwischen 80 und 90 Minuten (einschließlich 10–20 Minuten für die Jodheizung und Plasmazündung, was zu einem geringen Massenverlust des Treibstoffs von 12 mg vor der Schuberzeugung führt), was bei jedem Abfeuern zu einer Höhenänderung dazwischen führt 200 m und 400 m bei einem Schub und einer Leistung von etwa 0,8 mN bzw. 55 W. Als Beispiel zeigt Abb. 4b GPS-Daten, GMAT-Simulationen und theoretische Vorhersagen für den Abschuss von 1B, und Abb. 4c zeigt den geschätzten Schub und Stromverbrauch aus Telemetriedaten während des Manövers (siehe auch Erweiterte Daten Abb. 4c). Weitere Details zur Orbitalanalyse finden Sie in Tabelle 1 zu Methoden und erweiterten Daten.

a, Mittlere große Halbachse des Beihangkongshi-1-Satelliten aus den SSN38- und GPS-Daten und wie anhand numerischer Simulationen und Theorie vorhergesagt. Die Pfeile deuten auf getrennte Schüsse hin. b, Mittlere große Halbachse als Funktion der Zeit während Manöver 1B. Der grüne Bereich zeigt an, wann das Antriebssystem feuert. c, Schub- und Gesamtleistungstelemetrie während Manöver 1B. d, Vergleich zwischen Ionenstrahlstrom, b, Elektronenneutralisatorstrom, e, und Strom zum Beschleunigungsgitter, a, am Boden, g, und im Flug, f, Betrieb für Manöver 1B. Die GPS-Daten haben eine Genauigkeit von ca. 20 m.

Quelldaten

Die Ergebnisse in Abb. 4a, b zeigen eindeutige Umlaufbahnänderungen, die mit den bekannten Startzeiten des Antriebssystems korrelieren. Derzeit haben die Schüsse eine kumulative Höhenänderung über 3 km gezeigt. Zusätzliche heruntergeladene Telemetriedaten des Antriebssystems sind in Abb. 4d dargestellt (siehe auch Erweiterte Daten Abb. 4a, b), die mit entsprechenden Bodenmessdaten verglichen werden, die während der Qualifizierung erfasst wurden. Diese Messungen bestätigen, dass eine ausreichende Neutralisierung des Ionenstrahls erfolgt (der Elektronenemissionsstrom ist größer als der Ionenstrom) und dass die Bodentestbedingungen die Weltraumumgebung reproduzieren.

Der lineare Abfall zwischen den Schüssen in Abb. 4a stellt den verbleibenden Luftwiderstand auf dem Satelliten dar1. Die Manöver 1A und 1B zeigen, dass das Antriebssystem zur Aufrechterhaltung der Umlaufbahn genutzt werden kann, um diesen Luftwiderstand auszugleichen. Darüber hinaus sind alle Schüsse repräsentativ für Manöver zur Kollisionsvermeidung. Angesichts des schnellen Wachstums von Kleinsatelliten in niedrigen Erdumlaufbahnen38 wird ein miniaturisiertes Antriebssystem, das durch den Einsatz von Jod ermöglicht wird, solchen Satelliten die Fähigkeit verleihen, potenzielle Kollisionen zu vermeiden und am Ende ihrer Lebensdauer die Umlaufbahn zu verlassen, um die Ansammlung von Weltraummüll zu verhindern: Maßnahmen, die sich als entscheidend für die langfristige Nachhaltigkeit der Raumfahrtindustrie erweisen39.

Abschließend haben wir ein elektrisches Jodantriebssystem beschrieben und Ergebnisse im Orbit präsentiert, die diese neue Technologie demonstrieren. Unsere Arbeit zeigt, dass Jod nicht nur ein brauchbarer Ersatztreibstoff für Xenon ist, sondern auch eine verbesserte Leistung bietet. Bei großen Satelliten und Satellitenkonstellationen wird die Verwendung eines größeren Treibstoffs, der drucklos gespeichert werden kann, dazu beitragen, das Satellitendesign und die Integration des Antriebssystems zu vereinfachen und die Marktnachfrage nach Xenon zu verringern, was in anderen Sektoren Vorteile haben könnte9,24. Für kleinere Satelliten bietet Jod eine hohe Impulsfähigkeit und bietet neue Optionen für den Einsatz, die Vermeidung von Kollisionen und das Verlassen der Umlaufbahn sowie für fortgeschrittene Weltraumforschungsmissionen10,11,12,13,14.

Hochreines Jod wird in unserem Antriebssystem nicht benötigt und die gesamten Treibstoffkosten für eine Reinheit von 99,5 % betrugen etwa 60 US-Dollar, wobei die zusätzlichen Kosten für jodbezogene Hardware weniger als 200 US-Dollar betrugen. Die Kosten für die Qualifizierung des Antriebssystems beliefen sich auf knapp 4.000 US-Dollar. Außerdem wurde eine modifizierte Version unseres Antriebssystems mit Xenon-Treibstoff entwickelt. Für die gleiche Treibstoffmasse betrugen die Kosten für Xenon 1.275 US-Dollar, und aufgrund des Hochdruck-Titantanks, der Durchflussregelventile, der Rohre und der Sensoren waren die Hardwarekosten etwa 100-mal höher als die für Jod. Auch die Qualifizierungskosten stiegen auf etwa 9.000 US-Dollar.

Die hohen Kosten für Xenon sind einer der Gründe, warum SpaceX stattdessen Krypton als alternativen Treibstoff für seine Starlink-Satelliten gewählt hat40. Krypton hat jedoch eine höhere Ionisierungsschwelle und eine geringere Atommasse als Xenon und Jod, und die erforderliche Antriebssystemleistung erhöht sich um mehr als 25 %, um das gleiche Schubniveau zu erreichen. Darüber hinaus ist die Speicherdichte von Krypton etwa dreimal niedriger als die von Xenon (und neunmal niedriger als die von Jod)41, was das Volumen und die Masse des Treibstofftanks erhöht. Krypton wird in einer Reihe konkurrierender Branchen eingesetzt, beispielsweise bei Fensterisolierungsanwendungen, die mehr als 50 % des Marktanteils ausmachen und aufgrund der Nachfrage nach energieeffizienten Gebäuden voraussichtlich schnell wachsen42. Wenn man bedenkt, dass die Starlink-Konstellation zwischen 12.000 und 42.000 Satelliten umfasst, von denen jeder etwa 10 kg Treibstoff benötigt40, wird in den kommenden Jahren eine beträchtliche Menge Krypton benötigt.

Aufgrund der Ähnlichkeit der physikalischen Eigenschaften zwischen Xenon und Jod und der größeren Verfügbarkeit und Genauigkeit wichtiger physikalischer Daten (z. B. Reaktionsquerschnitte) wurde Xenon in der numerischen Modellierung verwendet, um den Entwurf, die Entwicklung und das Testen des Antriebssystems zu unterstützen . Das Modell (das dem in Lit. 43 ähnelt) ist selbstkonsistent und berücksichtigt die Erhaltung des Massenstroms sowie die volumengemittelte Ionisierung und Leistungsbilanz innerhalb des Triebwerks, zusammengefasst durch die folgenden Erhaltungsgleichungen für den stationären Zustand

Dabei ist \(\dot{m}\) der gesamte Massendurchfluss des zugeführten Treibmittels, \({\dot{m}}_{{\rm{i}}}\) ist der Massendurchfluss der aus dem Treibstoff extrahierten Ionen Plasmaquelle, \({\dot{m}}_{{\rm{n}}}\) ist die Massenströmungsrate eines beliebigen nichtionisierten neutralen Gases, Aeff ist die effektive Oberfläche für Plasmaverlust innerhalb der Quellenröhre, \ ({u}_{{\rm{B}}}=\sqrt{q{T}_{{\rm{e}}}/M}\) ist die Bohm-Geschwindigkeit34, q und M sind die Ionenladung und Masse bzw. Te ist die Elektronentemperatur, nn ist die durchschnittliche Neutralgasdichte in der Quellenröhre, Kiz ist der Ionisationsratenfaktor, V ist das Volumen der Quellenröhre, PRF ist die HF-Leistung, np ist die durchschnittliche Plasmadichte Innerhalb der Plasmaquelle ist \({\varepsilon }_{{\rm{T}}}\) der effektive Energieverlust pro Ionen-Elektronen-Paar, der an die Wände der Quellenröhre verloren geht34,43 (und umfasst sowohl Kollisions- als auch kinetische Energie Verluste) und ηrf ist der Wirkungsgrad der Antenne-Plasma-Leistungsübertragung. Die obigen Gleichungen umfassen implizit relevante elektronenneutrale Reaktionsprozesse (wie elastische Streuung und inelastische Anregungs- und Ionisationsprozesse), HF-Antennen-Plasma-Kopplung und Plasmawandhüllenphysik34,43.

Eines der Schlüsselelemente eines Gitter-Ionentriebwerks ist die Ionenoptik, die in unserem Fall aus einer Zwei-Gitter-Baugruppe besteht. Particle-in-Cell (PIC)-Simulationen (unter Verwendung des Open-Source-Codes XOOPIC44) wurden verwendet, um die Ionenextraktion und -beschleunigung durch die Gitter zu modellieren. Erweiterte Daten Abb. 3d zeigt eine PIC-Simulation der Ionenbeschleunigung durch einen einzelnen Satz von Gitterlöchern. Ionen werden durch die Löcher ohne direktes Auftreffen gut fokussiert, und nur niederenergetische Ionen, die durch ionenneutrale Ladungsaustauschkollisionen und mögliche nachgeschaltete elektronenneutrale Ionisierung mit nichtionisiertem Neutralgas in der Wolke erzeugt werden, treffen auf das zweite Gitter (das sogenannte Beschleunigungsgitter). Gitter), wie es bei Gitter-Ionentriebwerken typisch ist5.

Wenn bei gegebenen Gitterabmessungen die Gesamtbeschleunigungsspannung zu niedrig ist, kann die Raumladung der Ionen zwischen den Gittern zu einer Unterfokussierung und einem direkten Auftreffen auf der stromaufwärts gelegenen Oberfläche des zweiten Gitters führen. Dies führt zu einer schnellen Sputtererosion und einem möglichen Kurzschluss der Gitter durch gesputtertes Material. Das bekannte Child-Langmuir-Gesetz34 kann verwendet werden, um diesen raumladungsbegrenzten Strom ICL abzuschätzen, der in unserem Fall ergibt

wobei ε0 die Permittivität des freien Raums ist, N die Anzahl der Gitteröffnungen ist, ebenso wie die Fläche jeder Öffnung im vorgelagerten Gitter (als Schirmgitter bezeichnet), VT die gesamte Beschleunigungsspannung über den Gittern ist und \({L} _{{\rm{eff}}}=\sqrt{{({t}_{{\rm{s}}}+{L}_{{\rm{g}}})}^{2}+ {{r}_{{\rm{s}}}}^{2}}\) ist die effektive Gitterlückenlänge, wobei ts und rs die Bildschirmgitterdicke bzw. den Öffnungsradius und Lg die physikalische Gitterlückenlänge sind. Eine nützliche Metrik zur Quantifizierung des Niveaus der Raumladung zwischen den Gittern ist die Perveanz, p = Ibeam/VT3/2. Wenn der Ionenstrahlstrom gleich dem raumladungsbegrenzten Strom ist, wird die maximale Perveanz pmax der Gitter erreicht. Für die in unserem Antriebssystem verwendeten Gitter gilt pmax = 1,7 × 10−6 A V−3/2 für einfach geladene atomare Jodionen. Ist die Gesamtbeschleunigungsspannung hingegen zu hoch, wird die Crossover-Grenze5 erreicht und die Ionen werden überfokussiert, was wiederum zu Erosion führt. Die Raumladungs- und Crossover-Grenzwerte sind in den erweiterten Daten in Abb. 3a angegeben.

Herkömmliche elektrische Antriebssysteme nutzen typischerweise Hohlkathoden-Plasmabrücken-Neutralisatoren5, die einen hohen Elektronenstrom emittieren können und sich gut zur Neutralisierung großer Ionenstrahlströme eignen. Da unser Antriebssystem mit geringer Leistung arbeitet und um eine weitere Miniaturisierung des Systems zu ermöglichen, werden stattdessen zwei thermionisch karburierte thorierte Wolframfilament-Neutralisatoren mit einer geschätzten Gesamtlebensdauer von 3.600 Stunden verwendet.

Das Elektroniksystem ist in Module unterteilt, wie in der erweiterten Datenabbildung 2a dargestellt. Eine Hauptsteuereinheit koordiniert den Betrieb des Antriebssystems, während jedes der anderen Module eine Funktionskomponente steuert, indem es die lokale Regelung und Überwachung relevanter Parameter übernimmt. Das Antriebssystem wird über einen ungeregelten Spannungsbus im Bereich 10–30 V versorgt und benötigt je nach Betriebsart eine Leistung zwischen 30 W und 70 W. Ein Gleichtaktfilter auf der Stromleitung reduziert elektromagnetische Störungen. Der Hauptkommunikationskanal mit dem Satelliten ist ein redundanter Controller Area Network-Bus, der mit Datenraten zwischen 250 kbit und 1 Mbit arbeitet. Darüber hinaus kann auch eine interintegrierte Schaltkreisschnittstelle verwendet werden. Auf allen Kommunikationskanälen ist eine galvanische Trennung implementiert.

Das Antriebssystem verwendet fünf Mikrocontroller: einen Hauptprozessor und vier Controller der zweiten Ebene, die lokale Subsysteme verwalten. Der Hauptmikrocontroller implementiert globale Steuerungs- und Sicherheitsalgorithmen und stellt außerdem die Schnittstelle zum Bordcomputer (OBC) des Satelliten bereit. Es kommt ein Echtzeitbetriebssystem mit mehreren Aufgaben zum Einsatz, wobei jeder Aufgabe eine Priorität zugewiesen ist und der Scheduler anhand der gegebenen Priorität entscheidet, welche ausgeführt werden soll.

Nach Erhalt einer Zündanforderung vom OBC schaltet das Antriebssystem die Subsysteme ein, führt integrierte Selbsttests durch und fährt mit der Plasmazündsequenz fort. Jeder Mikrocontroller implementiert einen Bootloader, der es dem OBC ermöglicht, die Benutzeranwendung während des Flugs neu zu programmieren. Dieser Bootloader verfügt über mehrere Sicherheitsmaßnahmen, wie Redundanz oder einen Triple-Voting-Algorithmus, um mögliche Korruption durch Störungen bei einzelnen Ereignissen zu vermeiden.

Wärme wird durch ohmsche Verluste in der Leistungselektronik und Plasmaverluste an den Wänden der Quellenröhre erzeugt. Die inneren Komponenten des Gitter-Ionentriebwerks erreichen die höchsten Temperaturen (bis zu 170 °C), während alle anderen Komponenten und Unterbaugruppen unter 80 °C liegen. Die für die Jodsublimation benötigte Wärmemenge ist gegeben durch

wobei \({\dot{m}}_{{\rm{I}}2}\) die Massenflussrate und ∆Hs die Sublimationsenthalpie von Jod (62,4 KJ mol−1) ist. Bei einem typischen Massenstrom von 0,07 mg s−1 beträgt die Sublimationsleistung weniger als 0,02 W. Aufgrund der Wiederverwendung von Abwärme benötigt das Flussmanagementsystem weniger als 1 W zusätzliche Leistung, um konduktiv und strahlend zu kompensieren Verluste zu reduzieren und den Treibstoffströmungspfad ausreichend heiß zu halten, um Jodablagerungen zu verhindern. Sowohl der Tank als auch der Strömungsweg zum Quellrohr verfügen über Heizungen, die die Zieltemperatur während des Starts, der Zündung und des stationären Betriebs aufrechterhalten. Bei einem Kaltstart werden etwa 10 Minuten benötigt, um das Jod auf die erforderliche Temperatur zu erhitzen.

Um die Miniaturisierung zu verbessern und bewegliche Teile zu eliminieren, verwendet das Antriebssystem kein herkömmliches Magnetsteuerventil. Stattdessen wird eine kontrollierte Jodablagerung und das Blockieren eines Submillimeterlochs zwischen dem Treibstofftank und dem Quellenrohr verwendet. Wenn das Antriebssystem nicht in Betrieb ist, führt die Temperatur der Öffnung zu Ablagerungen, die das Loch verstopfen. Bei dieser Abscheidungstemperatur ist die resultierende Sublimationsrate sehr gering. Darüber hinaus wird die effektive Leitfähigkeit des Gasstroms aufgrund der Gestaltung der Öffnung, des Gasverteilerkopfs, des Quellenrohrs und des Beschleunigungsgitters selbst erheblich reduziert, so dass die Jodleckage gering ist. Bodenexperimente mit über zwei Wochen unter Vakuum gelagertem Antriebssystem zeigen eine obere Grenzleckagerate von weniger als 0,08 μg s−1.

Jod wird in die poröse Matrix gefüllt, die vor dem Füllvorgang im Inneren des Treibstofflagertanks platziert wird. Um die Wärmeleitfähigkeit zu verbessern, wird zwischen der Matrix und den Tankwänden ein Polymer-Wärmeleitpad platziert. Obwohl Jod unter normalen Bedingungen keine starke chemische Affinität zu Sauerstoff aufweist, werden die Tanks aufgrund seiner oxidierenden Natur vor dem Befüllen mit Treibstoff mit Argon gespült, um alle Restgase zu entfernen, die das Plasma während des Betriebs verunreinigen könnten.

Jod wird bei einer Temperatur von etwa 120 °C in einem separaten Behälter geschmolzen und sofort in die Matrix gegossen. Dies verbessert den Packungsfaktor gegenüber typischen festen Jodkristallen und trägt dazu bei, die Bildung von Hohlräumen zu minimieren. Der absolute Druck im Reservoir liegt knapp über dem Atmosphärendruck, wobei der Argonpartialdruck bei etwa 100 kPa gehalten wird. Im Tank bleibt ein gesättigter Zustand erhalten, da der Dampfdruck von Jod bei 120 °C etwa 14 kPa beträgt (Lit. 45).

Zur Leistungs- und Fahnencharakterisierung wurde das Antriebssystem in einer zylindrischen Vakuumkammer mit einer Länge von 0,83 m und einem Durchmesser von 0,6 m betrieben. Die Kammer wurde mit einer Kombination aus Rotations-, Turbomolekular- und Kryopumpen (betrieben bei –75 °C) gepumpt. Der Druck wurde mit einem Absolutdruckwandler MKS Baratron 627B und einem Kaltkathodenmessgerät Balzers IKR 050 (mit angewendeten gasspezifischen Korrekturfaktoren) gemessen. Der Kammerbodendruck war besser als 5 × 10–4 Pa, wobei während des Betriebs ein Hintergrunddruck unter 1,4 × 10–3 Pa aufrechterhalten wurde. Obwohl die Dissoziationsfraktion des neutralen Jodgases in der Kammer nicht genau bekannt ist, wird die effektive Pumpgeschwindigkeit auf 700 l s−1 bis 1.400 l s−1 geschätzt.

Ionenstrahlstrom- und Divergenzmessungen werden mit einem halbkreisförmigen, automatisierten Strahldiagnosesystem46 durchgeführt, das eine Reihe von 15 planaren elektrostatischen Sonden umfasst. Motoren an jedem Ende des halbkreisförmigen Arms steuern präzise die azimutale Armposition, was räumliche Messungen der Ionenstrahl-Stromdichte über eine zweidimensionale halbkugelförmige Oberfläche ermöglicht. Die Sonden sind auf −40 V vorgespannt, um Elektronen und mögliche negative Jodionen in der Wolke zu reflektieren. Der gemessene Strom wird korrigiert, um die Sekundärelektronenemission aufgrund des Ionenbeschusses der Sonden und die Plasmahüllenausdehnung um jede Sonde aufgrund der angelegten Spannung zu berücksichtigen46. Der gesamte Ionenstrahlstrom Ibeam und der effektive Halbwinkel der Strahldivergenz θdiv werden durch Integration der gemessenen Stromdichteprofile gemäß den folgenden Gleichungen erhalten

Dabei ist R der Radius des halbkreisförmigen Sondenarms, \(\varPhi \) und θ die Azimut- bzw. Breitenwinkel der Sonde und Ji die Stromdichte des Ionenstrahls.

Flugzeitmessungen (TOF) wurden mit einer Molybdänscheibe mit einem Durchmesser von 7 cm durchgeführt, die in der Wolke platziert und 54 cm stromabwärts des Beschleunigungsgitters angeordnet war. Die Sonde wurde auf –100 V vorgespannt, um Elektronen und mögliche negative Jodionen29 in der Wolke zu reflektieren, und der von der Sonde gesammelte Strom wurde mit einem digitalen Oszilloskop unter Verwendung kurzer, niederohmiger Verbindungen gemessen. Die Zeitkonstante der Sonde ist viel kleiner als die Ionenlaufzeit und liegt in der Größenordnung von 1 μs. Bei den Messungen werden zunächst beide Netze des Antriebssystems geerdet, bevor ein rechteckiger Spannungsimpuls mit einer Amplitude und Breite von 1.000 V bzw. 4,5 μs angelegt wird (mit Anstiegs- und Abfallzeiten von ca. 0,5 μs). Dies führt zu einer sofortigen Extraktion und Beschleunigung positiver Ionen aus der Plasmaquelle und zum Auftreten deutlicher Spitzen im gemessenen TOF-Sondenstrom aufgrund der unterschiedlichen Ionenlaufzeiten τ zur Sonde

Dabei ist L der Abstand zwischen dem Ausgang des Antriebssystems und der TOF-Sonde, Vn die Nettobeschleunigungsspannung und q/M das Verhältnis von Ionenladung zu Masse. Aufgrund von Impulsformbeschränkungen weisen die Sondenstromspitzen eine gewisse Streuung auf. Die Beiträge einzelner Ionenarten werden durch Anpassen exponentieller Gauß-Funktionen und Integrieren bestimmt, um den durchschnittlichen Strom zu ermitteln.

Zur Messung der Verteilungsfunktion von Strahlionen wird ein Semion 2500 Retarding Field Energy Analyzer (RFEA) von Impedans verwendet. Der RFEA hat einen Durchmesser von 50 mm und umfasst ein einzelnes geerdetes Frontgitter, zwei interne Gitter mit kontrollierter Vorspannung und eine vorgespannte Kollektorplatte. Die RFEA befindet sich 30 cm stromabwärts des Antriebssystems und ist mit einem automatisierten Scansystem der Semion Electronics Unit verbunden. Die erste Ableitung des Kollektorstroms als Funktion der gewobbelten Vorspannung47, Vbias, auf dem zweiten Gitter ergibt dann die Ionenflussverteilungsfunktion h(Vbias), die so definiert ist

wobei IRFEA der vom RFEA gemessene Kollektorstrom ist.

Die integrierte Elektronik im Antriebssystem umfasst Strom- und Spannungsmesssensoren, die kontinuierlich die angelegte Beschleunigungsspannung und den Strom zu beiden Netzen messen. Bei Gitter-Ionentriebwerken wird der aus der Plasmaquelle extrahierte Ionenstrahlstrom durch einen Elektronenstrom zum ersten Gitter ausgeglichen, um das Ladungsgleichgewicht aufrechtzuerhalten (Erweiterte Daten, Abb. 2b). Dieser Strom entspricht nach Abzug des kleinen Stroms vom Beschleunigungsgitter dann dem Nettoelektronenstrom, der vom thermionischen Kathodenneutralisator emittiert wird. Bei Bodentests und im Weltraumbetrieb ermöglichen die Netzstrom- und -spannungsmessungen Schätzungen des extrahierten Strahlstroms und der Schubkraft in Echtzeit.

Direkte Schubmessungen wurden durchgeführt, wobei das Antriebssystem an einer Schubwaage in der Vakuumkammer befestigt war. Wir haben eine Einzelpendelschubwaage mit einer Empfindlichkeit von 0,03 mN entwickelt, die mithilfe eines Kraftsensors den am Ende eines beweglichen Arms ausgeübten Schub misst. Die Position des Kraftsensors und des Schubvektors wird verschoben, was die jeweiligen Hebelarme des Pendels verändert und eine Vergrößerung der gemessenen Kraft am Sensor ermöglicht. Der Kraftsensor ist eine S256-Wägezelle mit integriertem Überlaststopp, die bei Volllast (100 mN) einen analogen Spannungsausgang mit einer Empfindlichkeit von 1 mV V−1 erzeugt. Um elektrische Störungen zu beseitigen, wird die niedrige Ausgangsspannung der Wägezelle in ein digitales Signal umgewandelt und an die außerhalb der Kammer befindliche Messeinheit gesendet. Die Rohdaten werden mit einem Savitzky-Golay-Filter zweiter Ordnung digital geglättet. Die Schubwaage wird mit einem Satz bekannter Massen kalibriert, die auf einem horizontalen Arm angebracht sind und ein Moment um den Pendeldrehpunkt erzeugen, das durch das Moment aufgrund der Kraft auf den Sensor ausgeglichen wird.

Das Antriebssystem umfasst acht Dünnschicht-Platin-Temperatursensoren zur Messung der Temperatur (mit einer Genauigkeit von 0,1 °C) an wichtigen Stellen, einschließlich aller elektronischen Subsysteme, des Treibstofftanks und des Schnittstellenflansches zwischen Tank und Plasmaquellenrohr. Der Eingangsstrom und die Eingangsspannung des Satelliten sowie die Ausgangsströme und -spannungen verschiedener Subsysteme wie Kathodenneutralisator, Netze und HF-Antenne werden kontinuierlich gemessen. Die Datenerfassungsfrequenz wird vom Bordcomputer des Satelliten eingestellt und beträgt 1 Hz.

Zur Flugtauglichkeit wurde das Antriebssystem umfangreichen Vibrations-, Strahlungs-, Wärme- und Strömungstests unterzogen. Die Vibrationstests umfassten Sinus-, Zufalls- und Sinusstoßtests (quasistatische Beschleunigungstests) bei von der Trägerrakete des Raumfahrzeugs festgelegten Pegeln. Sinusförmige Schwingungen umfassen niederfrequente Prüfungen (5–100 Hz) mit Beschleunigungen bis 4,5 g. Zufällige Vibrationstests lagen zwischen 20 Hz und 2.000 Hz mit einer gesamten quadratischen Mittelbeschleunigung von 6,7 g und einer Dauer von 120 s pro Achse. Für jede Achse wurden zudem quasistatische Tests mit einer maximalen Beschleunigung von 8,75 g durchgeführt. Zusätzliche Schocktests wurden bei Frequenzen bis zu 5.000 Hz durchgeführt, mit einer Stoßreaktionsspektrumbeschleunigung von bis zu 1.500 g. Elektronische Komponenten und elektromechanische Baugruppen wurden einem Einzelereignis-Strahlungstest (Hochenergie-Protonenbeschuss) bei Energien von bis zu 200 MeV sowie einem Gammastrahlentest auf eine ionisierende Gesamtdosis unterzogen, die mit einem Qualifikationsniveau von 15 Krad für die ungeschirmte Baugruppe kompatibel ist. Das gesamte Antriebssystem wurde sowohl bei Umgebungsbedingungen als auch unter Vakuumbedingungen in einer thermischen Vakuumkammer (mit Temperaturen zwischen –25 °C und 60 °C) thermischen Belastungen und thermischen Zyklen ausgesetzt. Der Betrieb des Antriebssystems in einer Vakuumkammer bestätigte die Jodsublimation und die allgemeine Leistungsstabilität über längere Zündzeiten mit mehreren Ein-Aus-Zyklen. Der Langzeitbetrieb des Antriebssystems wurde mit einem Qualifizierungsmodell über eine Gesamtzeit von 120 Stunden mit 109 separaten Ein-Aus-Zündzyklen getestet.

Die Elektronik des Antriebssystems zeichnet etwa 50 Telemetrieparameter auf, die nach jedem Schuss im Orbit vom Satelliten heruntergeladen werden. Schub und Leistung hängen vom gewählten Betriebsmodus ab, wobei je nach Leistung, Massendurchsatz und angelegter Netzspannung unterschiedliche Modi möglich sind. Während der Demonstration im Orbit wurden zwei Modi getestet, wie in der erweiterten Datentabelle 1 gezeigt und mit N1 und FS bezeichnet. Der N1-Modus verfügt über eine schubverriegelte Rückkopplungsschleife mit einem Zielschub von 0,8 mN und einer Obergrenze von 60 W, während der FS-Modus einen Mindestschub von 0,35 mN mit einer oberen Leistungsgrenze von 50 W aufweist. In diesem letzten Modus Im Antriebssystem sind alle Rückkopplungsschleifen deaktiviert und Daten von Sekundärsensoren werden ignoriert. Vor jedem Schuss wird ein automatisierter Selbsttest durchgeführt.

Beispielhafte Systemtemperaturmessungen, die während des Betriebs im Orbit durchgeführt wurden, werden in der erweiterten Datenabbildung 4b mit Bodentestmessungen verglichen. Die Ergebnisse sind für alle Parameter ähnlich und zeigen erneut, dass die Testbedingungen am Boden die Weltraumumgebung nachbilden.

Die aus jedem Schuss resultierenden Orbitveränderungen wurden sowohl durch direkte als auch indirekte Beweise bestätigt. Zu den direkten Beweisen gehören Satellitenverfolgungsdaten von einem GPS-Empfänger an Bord des Satelliten und unabhängige Verfolgungsdaten, die vom SSN erhalten wurden (siehe Ref. 37 mit Satellitenkatalognummer 46838). Indirekte Beweise stammen aus einem Vergleich der aus den GPS-Daten berechneten Satellitenorbitalelemente mit denen, die durch numerische Simulationen mit GMAT36 vorhergesagt wurden, und einem vereinfachten theoretischen Modell, das auf Flugbahnen mit geringem Schub um eine kugelförmige Erde48 basiert. Das theoretische Modell verwendet die mittlere GPS-Halbhauptachse kurz vor Beginn von Manöver 1A als Anfangsbedingung (Rückausbreitung für frühere Zeiten). GMAT-Simulationen verwenden das JGM-3-Geopotentialmodell mit Grad und Ordnung 70 × 70 sowie Punktmassenstörungen für Mond und Sonne. Der atmosphärische Widerstand wird mit dem MSISE90-Modell49 berücksichtigt, ebenso wie der Sonnenstrahlungsdruck mit einem sphärischen Raumfahrzeugmodell36. Simulationen werden unter Verwendung von Zeiten und Positionen aus den GPS-Daten vor Beginn jedes Schusses initiiert und verwenden ungefähre Schubprofile aus der heruntergeladenen Telemetrie.

Aufgrund von Gravitationsstörungen weist die schwingende große Halbachse des Satelliten Schwingungen mit einer Amplitude in der Größenordnung von 10 km auf. Aus diesem Grund werden auf der Brouwer-Theorie50 basierende mittlere Orbitalelemente verwendet, die diese hochfrequenten Schwingungen glätten. Die mittlere große Halbachse wird aus den SSN-Daten nach der Konvertierung von der Kozai-zu-Brouwer-Mean-Motion-Konvention51 abgeleitet.

Die im Rahmen dieser Studie generierten und/oder analysierten Rohdaten im Orbit sind nicht öffentlich verfügbar, da sie teilweise Eigentum der ESA und Spacety sind, sind aber auf begründete Anfrage und mit Genehmigung der ESA oder Spacety beim jeweiligen Autor erhältlich. Die SSN-Daten in Abb. 4a, die die Ergebnisse dieser Studie stützen, sind unter www.space-track.org (Satellitenkatalognummer 46838) verfügbar. Quelldaten werden mit diesem Dokument bereitgestellt.

Die Codes, die die Ergebnisse dieser Studie stützen, sind auf begründete Anfrage beim jeweiligen Autor erhältlich.

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Referenzen herunterladen

Wir danken der Europäischen Weltraumorganisation (ESA) für die Unterstützung der In-Orbit-Demonstration durch das TURBO-Projekt, ARTES C&G-Programm, Vertragsnummer 4000131883/20/NL/MM/can, der französischen Regierung (Ministère de l'Enseignement Supérieur, de la Recherche et de l'Innovation) für die Unterstützung dieser Arbeit durch das i-Lab 2017-Stipendium (le Grand Prix I-LAB 2017 – 19. Concours Nationale d'Aide à la Création d'Entreprises des Technologies Innovantes) und die französische Nationale Raumfahrtagentur (Centre National d'Etudes Spatiales) für die Unterstützung des Projekts durch den INODIN-Zuschuss, R&T-Aktion R-S19/PF-0002-108-92. Wir danken Spacety und insbesondere J. Zheng für die Missionsunterstützung während der Demonstration im Orbit. Wir danken auch dem Laboratoire de Physique des Plasmas der Ecole Polytechnique für die Finanzierung des Open Access unserer Arbeit.

ThrustMe, Verrières-le-Buisson, Frankreich

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

Labor für Plasmaphysik, CNRS, Ecole Polytechnique, Universität Sorbonne, Universität Paris-Saclay, IP Paris, Route de Saclay, Palaiseau, Frankreich

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DR konzipierte den ursprünglichen Prototyp und die Betriebsalgorithmen und erarbeitete zusammen mit AA das Konzept und die Entwicklungs-Roadmap. TB und AP führten mechanische Konstruktionen und mechanische Simulationen des Systems durch. JMM führte eine thermische und strömungsdynamische Charakterisierung des Systems sowie eine Charakterisierung der chemischen Wechselwirkung von Jod mit Systemkomponenten durch. DR, EZR, LH und AB führten experimentelle Plasma- und Ionenstrahlcharakterisierungen durch und unterstützten Tests im Orbit und die Datenanalyse der Triebwerkstelemetrie. PP hat zusammen mit AB die Hardware und Systemsoftware entworfen und entwickelt. SD entwickelte das HF-Erzeugungssystem und trug zusammen mit EZR zu den direkten Schubmessungen bei. LH und TL führten Ionenoptik- und Plasmamodellierung durch. TL und JMM führten Orbitaldynamiksimulationen und Analysen der während der Mission gewonnenen Telemetrie- und GPS-Daten während des Fluges durch. DR, TL, LH und JMM planten und koordinierten die Erstellung des Manuskripts. Alle Autoren haben am Designprozess und an der Bearbeitung des Manuskripts mitgewirkt.

Korrespondenz mit Trevor Lafleur.

DR, JMM, LH, EZR, PP, AB, TB, AP, TL und AA sind Mitarbeiter von ThrustMe. SD ist ein Berater, der mit ThrustMe arbeitet. DR und AA besitzen ein Patent im Zusammenhang mit dem Antriebssystem (Patent Nr. WO2017037062A1).

Informationen zum Peer-Review Nature dankt Kristof Holste und den anderen, anonymen Gutachtern für ihren Beitrag zum Peer-Review dieser Arbeit. Peer-Reviewer-Berichte sind verfügbar.

Anmerkung des Herausgebers Springer Nature bleibt hinsichtlich der Zuständigkeitsansprüche in veröffentlichten Karten und institutionellen Zugehörigkeiten neutral.

a) Das Antriebssystem ist ein vollständiges System, das alle für den Betrieb notwendigen Teilsysteme umfasst. Der Strom wird vom Raumfahrzeug (S/C) geliefert und zur Flusskontrolle, Plasmaerzeugung, Ionenbeschleunigung und Strahlneutralisierung verwendet. Festes Jod sublimiert und gelangt in die induktiv gekoppelte Plasmaquelle. Ein Zünder zündet zunächst ein Plasma, das dann von einer um die Außenseite des Quellenrohrs gewickelten HF-Antenne aufrechterhalten wird. Ionen aus dem Plasma werden durch die Hochspannungsgitter extrahiert und beschleunigt, und der positive Ionenstrahl wird durch thermisch vom Kathodenfaden emittierte Elektronen neutralisiert. b: Das Antriebssystem, das vor dem Start im Beihangkongshi-1-Satelliten installiert wurde. Das Foto wurde von den Autoren mit Genehmigung von Spacety reproduziert und angepasst. © 2020 Spacety Co., Ltd. (Changsha).

a: Die Hauptsteuereinheit ist mit dem Bordcomputer des Satelliten verbunden und implementiert globale Steuerungs- und Sicherheitsalgorithmen. Der HF-Generator versorgt die HF-Antenne über ein Anpassungsnetzwerk mit Strom, um die Impedanz von Plasma und Generator für eine effiziente Leistungsübertragung anzupassen. Die Kathodenversorgung steuert und überwacht den elektronenemittierenden Kathodenfaden, die Strömungssteuereinheit steuert den Treibstofftank und die Strömungspfadheizungen, die Gittersteuereinheit verwaltet die an die Beschleunigungsgitter angelegte Spannung und die Zündeinheit steuert den für das Initialgas erforderlichen Zünder Zusammenbruch in der Quellenröhre, um ein Plasma zu erzeugen. b, Allgemeiner Stromkreis mit Darstellung der Hochspannungsnetze und der elektronenemittierenden Kathode. Ionen (mit Xz+ bezeichnet) aus der vorgeschalteten Plasmaquelle werden durch die an den Bildschirm und die Beschleunigungsgitter angelegte Spannung extrahiert und beschleunigt. Ein kleiner Ionenstrom, Ia, fließt aufgrund von Ladungsaustauschkollisionen mit etwaigem gebündelten Treibstoff in der Wolke zum Beschleunigungsgitter. Um das Ladungsgleichgewicht in der Quellenröhre aufrechtzuerhalten, fließt ein Elektronenstrom, der der Summe der Ionenstrahl- und Beschleunigungsgitterströme entspricht, zum Schirmgitter Is. Anschließend wird vom Glühfaden ein Strom emittiert, der dem Ionenstrahlstrom entspricht. Das Beschleunigungsgitter ist gegenüber dem Filament negativ vorgespannt, um einen Elektronenrückstrom in die Plasmaquelle zu verhindern5.

a, Perveance (Raumladung) und Cross-Over-Grenzen des Antriebssystem-Gittersatzes, ermittelt aus Particle-in-Cell (PIC)-Simulationen. Die schwarze Strichpunktlinie zeigt die Durchlässigkeitsgrenze des Child-Langmuir-Gesetzes (siehe Methoden), während der grün schattierte Bereich den Betriebsbereich des Antriebssystems angibt. b, Korrekturfaktor als Funktion der auf die indirekten Schubmessungen angewendeten HF-Leistung, um die Divergenz des Ionenstrahls und das Vorhandensein mehrerer Ionenarten zu berücksichtigen. c, Schubkraft des Antriebssystems als Funktion der Gesamtsystemleistung und der Jod-Eintragsmassendurchflussrate. d, PIC-Simulation eines einzelnen Satzes von Gitteröffnungen (schwarz schattierte Bereiche), die die stationäre räumliche Ionenverteilung zeigt. Die Simulation erfolgt zweidimensional in Zylinderkoordinaten und der Bereich wurde durch die axialen und radialen Simulationsabmessungen normalisiert. e, Spezifischer Impuls des Antriebssystems als Funktion der Gesamtsystemleistung und des Jodmassenstroms. Fehlerbalken stellen Schätzungen der Präzision und Genauigkeitsgrenzen der Messgeräte dar.

Quelldaten

a, Vergleich zwischen dem Ionenstrahlstrom Ib, dem Elektronenneutralisatorstrom Ie und dem Strom zum Beschleunigungsgitter Ia während des Boden- und Flugbetriebs für Manöver 1B. b, Gemessene Temperaturen des elektronischen Subsystems während des Betriebs des Antriebssystems am Boden und im Weltraum für Manöver 1B. Die Abbildung zeigt Daten für die Hauptsteuereinheit oder Motherboard (MB), den Hochfrequenzgenerator (RFG), die Grid Supply Unit (GSU), die Cathode Supply Unit (CSU) und die Flow Control Unit (FCU). c, In-Orbit-Telemetriedaten des Schubs und der Leistung als Funktion der Zeit für Manöver 1B, die die Phasen der Treibstofferwärmung, des Antriebssystembetriebs und der Treibstoffkühlung anzeigen.

Quelldaten

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Nachdrucke und Genehmigungen

Rafalskyi, D., Martínez, JM, Habl, L. et al. Demonstration eines Jod-Elektroantriebssystems im Orbit. Natur 599, 411–415 (2021). https://doi.org/10.1038/s41586-021-04015-y

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Eingegangen: 30. April 2021

Angenommen: 13. September 2021

Veröffentlicht: 17. November 2021

Ausgabedatum: 18. November 2021

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

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