Application of iodine plasma for electric propulsion

Abstract

Most state-of-the-art electric space propulsion systems, such as gridded and Hall effect thrusters, use xenon as the propellant gas. However, xenon is very rare and expensive to produce, and it is used in a number of competing industrial applications. Iodine is emerging as an attractive alternative to xenon in several electric propulsion technologies. Its lower cost and larger availability, solid state at standard temperature and pressure, its low vapor pressure and its low ionization potential make it an attractive option. Attempts to implement an alternative to xenon propellants (Iodine, O2 , N2 , H2 , CO2 etc) in conventional propulsion systems have been met with measured success. However, the use of chemically reactive species, such as O2, H2, or iodine, requires the chosen propulsion platform to be chemically compatible with the propellant. Significant reductions in the operational lifetime of the thruster because of chemical incompatibility negates any potential increase in thruster performance or propellant availability. Thus, careful material selection for the electric propulsion system itself and for the components employed on the satellite is required in the light of a typical space mission duration of several years. Due to the more complex reaction processes and energy loss channels in iodine plasma´s however, as well as the historical lack of reliable collision crosssection data, the development of accurate theoretical and numerical models has been hindered. The development of techniques that can be applied to chemically dissimilar propellants, focusing on electromagnetic behaviour, would represent a significant improvement in the state of discharge characterization and thruster analysis. In this work, we conducted a comparative analysis of the existing modeling results for various types of electric propulsion using iodine as a propellant gas, as well as the results of experiments with iodine plasma with an emphasis on the thrust-to-power ratio.

Більшість найсучасніших електричних космічних силових установок, таких як сітчасті двигуни та двигуни на ефекті Холла, використовують ксенон як паливний газ. Однак ксенон дуже рідкісний, дорогий у виробництві та використовується в ряді конкуруючих промислових застосувань. Йод стає привабливою альтернативою ксенону для кількох технологій електричного двигуна. Його нижча вартість і більша доступність, його твердий стан при стандартній температурі та тиску, його низький тиск пари та низький потенціал іонізації роблять його привабливим варіантом. Спроби реалізувати альтернативу ксеноновим паливам (йод, O2, N2, H2, CO2 тощо) у звичайних силові установки були зустрінуті з вимірюваним успіхом. Однак використання хімічно активних речовин, таких як O2, H2 або йод, вимагає, щоб обрана платформа двигуна була хімічно сумісна з паливом. Значне скорочення терміну експлуатації двигуна в результаті хімічної несумісності зводить нанівець будь-яке потенційне збільшення продуктивності двигуна або доступності палива. Таким чином, потрібен ретельний вибір матеріалів для самої електричної силової установки, а також для компонентів, які використовуються на супутнику, з огляду на типову тривалість космічної місії в кілька років. Однак через складніші реакційні процеси та канали втрати енергії в йодній плазмі, а також через історичну відсутність надійних даних про поперечні перерізи зіткнення розробка точних теоретичних і чисельних моделей була перешкоджена. Розробка методів, які можуть бути застосовані до хімічно різнорідних палив, зосереджуючись на електромагнітній поведінці, означатиме значне покращення стану характеристики розряду та аналізу двигуна. У даній роботі ми проводимо порівняльний аналіз існуючих результатів моделювання різних типів електричних рушійних установок з використанням йоду в якості паливного газу, а також результатів експериментів з йодною плазмою з акцентом на відношенні тяги до потужності.