2.2 Vacuum Arc Thruster

177 Pages·2016·12.21 MB·English

UNIVERSITÄT DER BUNDESWEHR MÜNCHEN
Fakultät für Elektrotechnik und Informationstechnik
Development and Characterization of a Propulsion System
for CubeSats based on Vacuum Arc Thrusters
Mathias Pietzka
Vollständiger Abdruck der von der Fakultät für Elektrotechnik und Informationstechnik
der Universität der Bundeswehr München zur Erlangung des akademischen Grades eines
Doktor-Ingenieurs
(Dr.-Ing.)
genehmigten Dissertation.
Vorsitzender: Prof. Dr.-Ing. Andreas Knopp
Universität der Bundeswehr München
1. Gutachter: Prof. Dr.-Ing. Jochen Schein
Universität der Bundeswehr München
2. Gutachter: Prof. Dr. Michael Keidar
The George Washington University
Die Dissertation wurde am 22.02.2016 bei der Universität der Bundeswehr München
eingereicht und durch die Fakultät für Elektrotechnik und Informationstechnik
am 01.07.2016 angenommen. Die mündliche Prüfung fand am 04.07.2016 statt.

Abstract
Within this PhD thesis the development of an innovative propulsion system for small satellites,
especiallysocalledCubeSatsisdescribed. Theintendedformationflightofsuchsatellitesrequires
apreciseattitudecontrolandfinepositioningsystem. Themass(≤1.3kg), size(100×100×100
mm3) and power (≈ 2 W) limitations of these satellites are challenging for an efficient propulsion
system. OneofthemostpromisingconceptsisthesocalledVacuumArcThruster(VAT).Thereby,
an electric discharge is initiated between two galvanically separated electrodes, an anode and a
cathode, which leads to the erosion of the cathode surface. From the ejection of this material a
thrust in the range of µN is produced at a specific Impulse of around 1000 s. However, up to
now these values have been validated only under laboratory conditions without consideration of
spacecraft limitations and requirements.
Apart from the technical challenges of CubeSat integration, several principle issues have yet to
be solved. These are the improvement of the unreliable ignition process, the feeding of the cath-
ode material which is used as propellant, a uniform erosion of the cathode and the reduction of
macroparticles which occur due to high localized heat loads. For the investigation of these effects
and possible solutions, a comprehensive test environment was built consisting of a torsional thrust
balance, an ion current density detector array and a high speed imaging system. Thereby it is
possible to measure thrust, ion current density distribution and ion velocity as well as to observe
the evolution of the plasma plume and the cathode spot movement optically in the range of µs.
Forarcinitiationthesocalled“triggerless” ignitionwasimplemented. Thereby,aconductivelayeris
appliedtotheinsulationbetweenanodeandcathodewhichallowstoreducethenecessaryignition
voltage. However, this layer is eroded during thruster operation. An inwards sloped conical anode
geometry enables a re-deposition of this layer with macroparticles from the cathode material and
reduces spacecraft contamination. Titanium is chosen as cathode material because of its high
feasibility as VAT propellant. A thrust-to-power ratio of around 12 µN/W given by literature was
validated in laboratory tests. To facilitate a long lifetime, i. e. around 106 pulses for a typical
∆v of 7.5 m/s, a reliable feeding system was developed. Depending on the space, mass and power
budget of the given satellite two feeding mechanisms can be used: A highly precise piezoelectric
actuatorwhichallowsmovementsintherangeofµmandashapememoryeffectspringwhichuses
the discharge current as energy source. The thus developed thruster has an outer diameter of 8.5
mm and a mass below 20 g. Due to the feeding system, a thruster length of around 30 mm is
required which easily fits into the rail structure of a CubeSat.
To meet the limitations and requirements of a typical CubeSat, a novel Power Processing Unit
(PPU) was developed. Based on earlier attempts with an inductive energy storage this PPU uses
an inductor to produce a voltage peak in the range of 1 kV for ignition. A capacitor is used as
energystoragewhichallowspulseenergiesofupto0.7Jandpulselengthsofupto4msunderthe
restrictions of a CubeSat. However, the maximal possible pulse repetition rate is limited to 1.4
Hz. Toallowshortperiodsofhigherpulseenergies(upto2.7J)aLi-Pobatterywasimplemented.
Theignitioncoil,whichhasbeenoptimizedintermsofareducedproductionofparasiticmagnetic
fields, is bypassed during discharge to achieve a smooth discharge of the capacitor. An additional
switch separates the VAT from the PPU to allow a charging of the capacitor without losses due
to the conductive layer. Overall, the electric system has been miniaturized down to one PCB of
90×90 mm and a mass of 150 g. EMI is reduced by constructive measures like a splitting of power
lines to several layers and the use of shielded wires. Four thrusters can be alternately operated by
the PPU.
For an improvement of thrust, specific impulse and erosion behavior a magnetic focusing system
was implemented. Initially, the inductor of the PPU was used as field coil based on earlier work in
literature. Due to the novel PPU design an additional coil with a low inductance but a high field
strength was integrated into the circuit. Thereby, inductive losses have been reduced as well as
the size and mass of the coil. It was found that, depending on the position of the coil, thrust can
be increased by around 50 % or decreased by around 30 % and that the cathode spot movement
is massively increased. Thereby, the local heat load and thus the production of macroparticles is
reduced. This may help to prevent fusing of anode and cathode and to condition the re-deposition
of the conductive layer.

Zusammenfassung
In der vorliegenden Arbeit wird die Entwicklung eines innovativen Antriebssystems für Kleinst-
satelliten beschrieben. Der Formationsflug sogenannter CubeSats erfordert ein präzises Lage- und
Positionsregelungssystem, das die Beschränkungen hinsichtlich Masse (< 1,3 kg), Größe (100 ×
100 × 100 mm3) und Leistung (≈ 2 W) erfüllt. Eines der erfolgversprechendsten Konzepte ist
dersogenannteVacuumArcThruster(VAT).DabeiwirdeineelektrischeEntladungzwischenzwei
galvanisch getrennten Elektroden erzeugt. Dies führt zur Erosion des Kathodenmaterials wodurch
ein Schub im µm-Bereich bei einem spezifischen Impuls von ca. 1000 s erzeugt wird. Bei den
meistenbisherigenEntwicklungenwurdendieBeschränkungenundAnforderungeneinesSatelliten
nicht berücksichtigt.
Abgesehen von den technischen Herausforderungen bei der Integration in einen CubeSat müssen
einige grundlegende Probleme gelöst werden. Neben der Verbesserung des Zündprozesses und der
Nachführung des als Reaktionsmasse genutzten Kathodenmaterials sind dies eine gleichmäßigere
ErosionderKathodeunddieVerringerungvonMakropartikeln, diedurchlokaleErhitzungentste-
hen. Dazu wurde umfangreiche Testumgebung bestehend aus einer Schubmesswaage, einem Io-
nenstromdichtedetektorundeinemHochgeschwindigkeitsbildaufnahmesystemaufgebaut. Dadurch
ist es möglich Schub, Ionenstromdichteverteilung und Ionengeschwindigkeit zu messen bzw. die
zeitliche Entwicklung der Plasmawolke und die Bewegung der Kathodenfußpunkte optisch im Be-
reich von µs zu beobachten.
Durchdiesogenannte“triggerless” ZündungwirddieerforderlicheZündspannungverringertindem
eineleitfähigeSchichtaufdieIsolationzwischenAnodeundKathodeaufgebracht. Allerdingswird
dieseSchichtbeimVATBetrieberodiert. EinenachinnenkonischgeformteAnodebegünstigtnicht
nur die Erneuerung dieser Schicht, sondern verringert auch die Kontamination des Satelliten. Als
Kathodenmaterial wird Ti mit einem Schub-zu-Leistungsverhältnis von ca. 12 µN/W verwendet.
Um eine lange Lebensdauer (ca. 106 Pulse für ein typisches ∆v von 7,5 m/s) zu erreichen, wurden
zwei Nachführsysteme unter der Berücksichtigung der Raum-, Masse- und Leistungsbeschränkun-
gen des Satelliten entwickelt: Zum einen ein hochpräziser Piezo-Aktuator, der Bewegungen im
µm-Bereich erlaubt, und eine Formgedächtnisfeder, die mithilfe des Entladungsstromes aktiviert
wird. Der hier entwickelte VAT hat einen Außendurchmesser von 8,5 mm, eine Länge von ca. 30
mm und eine Masse von 20 g.
DesWeiterenwurdeeineinnovativePowerProcessingUnit(PPU)entwickelt. DiefürdieZündung
erforderliche Spannungsspitze im kV-Bereich wird dabei mit einer Induktivität erzeugt, während
die Pulsenergie in einem Kondensator gespeichert wird. Unter den Leistungsbeschränkungen eines
CubeSats sind damit Pulsenergien bis 0,7 J und Pulslängen bis 4 ms bei einer maximalen Pulsfre-
quenz von 1,4 Hz möglich. Für eine kurzzeitige Erhöhung der Pulsenergie (bis 2,7 J) wurde ein
Li-Po-Akku integriert. Die EMV-optimierte Zündspule wird während der Entladung überbrückt,
um eine gleichmäßige Entladung des Kondensators zu erreichen. PPU und VAT werden während
der Ladezeit voneinander getrennt um Verluste durch Stromfluss über die leitende Schicht zu ver-
meiden. Die PPU wurde auf einer quadratischen Platine mit 90 mm Seitenlänge und einer Masse
von 150 g untergebracht. Elektromagnetische Interferenzen werden durch konstruktive Maßnah-
men reduziert. Die PPU ermöglicht den abwechselnden Betrieb von vier Triebwerken.
Für die Verbesserung von Schub, spezifischen Impuls und Erosionsverhalten wurde ein magne-
tisches Fokussiersystem integriert. Basierend auf früheren Veröffentlichungen wurde zunächst die
PPU-Induktivität als Feldspule verwendet, die jedoch im weiteren Verlauf durch eine zusätzliche
SpulemiteinerniedrigenInduktivitätundeinerhohenFeldstärkeersetztwurde,umdieinduktiven
VerlustealsauchdieGrößeunddieMassederSpulezuverringern. AbhängigvonderPositionder
Spule konnte der Schub um 50 % erhöht bzw. um 30 % verringert werden. Die Beweglichkeit der
Kathodenfußpunkte konnte darüber hinaus stark erhöht werden. Dadurch wird die lokale Tempe-
raturbelastung und dementsprechend die Produktion von Makropartikeln reduziert. Dies soll das
RisikoeinesKurzschlussesvonAnodeundKathodeverringernundesermöglichen,dieErneuerung
der leitenden Schicht zu steuern.

Danksagung
Ohne die großartige Unterstützung meiner Kollegen und meiner Familie wäre diese Ar-
beit nie vollendet worden. Daher möchte ich mich an dieser Stelle für den fachlichen
und moralischen Rückhalt und nicht zuletzt für das entgegengebrachte Verständnis recht
herzlich bedanken.
Mein besonderer Dank gilt meinem Doktorvater Herrn Prof. Dr.-Ing. Jochen Schein, der
mir die Bearbeitung eines interessanten und herausfordernden Themas ermöglicht hat. Er
hatmichstetsmitwertvollenRatschlägenunterstütztundmeinerKreativitätunbegrenzten
Freiraum gelassen.
IwouldliketothankProf. Dr. MichaelKeidarwhohasagreedtoactassecondsupervisor.
Especially his research on the magnetically enhanced Vacuum Arc Thruster was a major
source of inspiration for my own work.
Darüber hinaus bedanke ich mich ganz herzlich beim Vorsitzenden des Promotionsaus-
schusses, Prof. Dr.-Ing. Andreas Knopp, für die reibungslose Durchführung des Promo-
tionsverfahrens und die sehr angenehme Gestaltung der Prüfung.
Besonderer Dank gilt auch Herrn Dr.-Ing. Günter Forster für die fachliche und vor allem
auchdiemoralischeUnterstützung. MitseinerruhigengelassenenArthaterimmerwieder
dafür gesorgt, dass ich nicht den Mut verloren haben und weiter dran geblieben bin.
Weiterhin bedanke ich mich bei Herrn Dr.-Ing. Stephan Zimmermann und Herrn Dr.-Ing.
Jochen Zierhut ganz herzlich, die bei technischen Problemen jeglicher Art stets mit Rat
und Tat zur Stelle waren. Ohne ihre Hilfestellung wäre vieles schwieriger gewesen.
Bei meinen Vorgängern Dr.-Ing. Sebastian Lange, Dr.-Ing. Ben Bachmann und Dr.-Ing.
Erwan Siewert bedanke ich mich für die fachliche Unterstützung besonders am Anfang
meiner Arbeit und vor allem auch, dass sie mir als wichtige Wegweiser für meinen eigenen
Weg gedient haben.
Ich bedanke mich auch vielmals bei Herrn Dr.-Ing. Karsten Hartz-Behrend insbesondere
für seine unschätzbare Hilfe bei verschiedensten administrativen Angelegenheiten. Meinen
zeitweisen Büropartnern Herrn Dr.-Ing. Jörg Schaup und Herrn Dr. Igal Kronhaus danke
ich für die gute Zusammenarbeit.
Ein besonders herzliches Dankeschön gilt meinen Laborkollegen Frau Dr.-Ing. Marina
Kühn-Kauffeldt und Herrn M.Sc. Marvin Kühn für das gute Miteinander trotz räumlicher
Einschränkungen und die vielen fachlich wertvollen Diskussionen und Anregungen.
7
Vielen Dank auch an meine Kollegen und Nachfolger auf dem Weg zur Promotion, Dipl.-
Ing. Stefan Kirner, Dipl.-Ing. Stefan Eichler, M.Sc. Michal Szulc, M.Sc. Alexander
Atzberger und Dipl.-Ing. Matthias Bredack, für die unzähligen Lösungsvorschläge, die
vielenDiskussionenüberallemöglichenfachlichenundfachfremdenThemenundvorallem
auch dafür, dass der Spaß bei der Arbeit nicht zu kurz gekommen ist. Ich wünsche Euch
noch viel Erfolg auf Eurem Weg!
NatürlichhättedieseArbeitnichtohnedietatkräftigeundprofessionelleUnterstützungun-
sererInstitutswerkstattgelingenkönnen. Dahergilteinganzbesondersherzliches“Vergelt’s
Gott” unserem Werkstattleiter, Herrn Ulrich Bayrle und seinem Team bestehend aus
Martin Goretzki, Alejandro Javier Madina Cerda, Hermann Karl, Tobias Kisthardt und
Alexander Mai.
AußerordentlicherDankgiltFrauDagmarBergelundFrauCorneliaBudachfürdieErledi-
gung unzähliger administrativer Angelegenheiten sowie Herrn Günter Haderer für die Un-
terstützungincomputertechnischenBelangenundHerrnWalterWagnerfürdieunzähligen
Beschaffungsmaßnahmen.
Weiterhin bedanke ich mich bei Herrn Anton Lebeda und allen Mitarbeitern der Firma
Apcon Aerospace & Defense GmbH für die professionelle Zusammenarbeit im Rahmen des
Projektes IASV. Diesbezüglich gilt mein Dank auch den Kollegen aus Würzburg, M.Sc.
Philip Bangert, Dipl.-Inform. Stefan Busch, M.Sc. Alexander Kramer und Herrn Dieter
Ziegler.
Ein ganz besonderer Dank gilt meiner Freundin Katrin für ihre moralische Unterstützung
und ihre unglaubliche Geduld. Meinem Bruder David danke ich dafür, dass er mir immer
mal wieder gezeigt hat, dass es auch noch ein Leben neben der Arbeit gibt. Ein ganz
besonders herzliches Dankeschön gebührt seiner Freundin Theresa für das mehrfache und
sehr sorgfältige Korrekturlesen meiner Arbeit.
Mein größter Dank gilt schließlich meinen Eltern, Irmgard und Jürgen, die meinen Werde-
gang erst möglich gemacht haben. Leider war es meinem Vater nicht mehr vergönnt, das
Ende meiner Arbeit mitzuerleben. Papa, ich vermisse Dich sehr.
Contents
Introduction 1
1 Background 4
1.1 Low-Cost Satellite Constellations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4
1.1.1 Cube Satellites . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5
1.1.2 Formation Flight . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7
1.1.3 Propulsion Systems for Small Satellites . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
1.2 Electric Propulsion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
1.2.1 Fundamentals . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
1.2.2 Current Development . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14
2 Vacuum Arcs 17
2.1 Theoretical Background . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
2.1.1 Electron Emission and Cathode Spots . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
2.1.2 Plasma Processes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
2.1.3 Technical Implementation and Application . . . . . . . . . . . . . . . 21
2.2 Vacuum Arc Thruster . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
2.2.1 Basic Concept. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
2.2.2 Thrust and Specific Impulse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
2.2.3 Topics for Research . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
3 Experimental Setup 33
3.1 Basic Assembly . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33
3.2 Ion Current Density Distribution . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
3.2.1 Detector Assembly . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
3.2.2 Preliminary Considerations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38
3.2.3 Data Analysis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40
3.3 Thrust Measurement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42
3.3.1 Mechanical Setup . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42
3.3.2 Data Processing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46
3.4 High Speed Imaging . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48
3.5 Outlook . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51
4 Electric Power Supply 53
4.1 Requirements and Restrictions . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53
4.2 Energy Processing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56
4.2.1 Inductive Energy Storage and Ignition . . . . . . . . . . . . . . . . . 57
4.2.2 Capacitive Energy Storage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
i
ii CONTENTS
4.3 Auxiliary Systems . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63
4.3.1 CubeSat Interface . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64
4.3.2 Operating Voltage Conversion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66
4.3.3 Process Control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67
4.4 Improved PPU Design . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69
4.4.1 Enhanced Ignition Mechanism . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70
4.4.2 Additional Energy Storage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72
4.5 Summary . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74
4.5.1 Operation Characteristics and Performance . . . . . . . . . . . . . . 74
4.5.2 Viability for Spacecraft Integration . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78
5 Thruster Design 80
5.1 Structural Design . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80
5.1.1 Constraints . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81
5.1.2 Anode Material and Geometry . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82
5.1.3 Insulation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86
5.2 Cathode Properties . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89
5.2.1 Propellant Demand . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90
5.2.2 Material Selection . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91
5.2.3 Erosion Behavior . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
5.3 Propellant Supply System . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97
5.3.1 Conventional Feeding Mechanisms . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98
5.3.2 Shape Memory Effect Spring . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100
5.3.3 Piezoelectric Cathode Feeding . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101
5.3.4 Multiple Cathodes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103
5.4 Roundup . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105
5.4.1 CubeSat Integration . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105
5.4.2 Lifetime and Reliability . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106
6 Application of Magnetic Fields 108
6.1 Overview . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108
6.2 Theoretical Background . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
6.2.1 Homogeneous Magnetic Fields. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
6.2.2 Inhomogeneous Magnetic Fields . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110
6.3 Previous Approaches . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112
6.4 MVAT for CubeSats . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115
6.4.1 Electromagnetic Setup . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115
6.4.2 Geometrical Aspects . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116
6.5 Results . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118
6.5.1 Thrust and ICDD . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119
6.5.2 Cathode Spot Movement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124