ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА КСЕНОНІ І КРИПТОНІ
DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.04.043 This article presents the results of an experimental study of the parameters of the ST-40M Hall-effect thruster developed by SETS (Space Electric Propulsion Systems) in its operation on xenon and krypton. Electric propulsion systems based on Hall-effect t...
Збережено в:
| Дата: | 2025 |
|---|---|
| Автори: | , , , , , , |
| Формат: | Стаття |
| Мова: | Українська |
| Опубліковано: |
текст 3
2025
|
| Теми: | |
| Онлайн доступ: | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/153 |
| Теги: |
Додати тег
Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
|
| Назва журналу: | Technical Mechanics |
| Завантажити файл: |  |
Репозитарії
Technical Mechanics| _version_ | 1870649993575006208 |
|---|---|
| author | ASMOLOVSKYI, S. YU. VORONOVSKYI, D. K. KULAHIN, S. M. MASLOV, V. V. PERERVA, V. O. TROIAN, A. O. YURKOV, B. V. |
| author_facet | ASMOLOVSKYI, S. YU. VORONOVSKYI, D. K. KULAHIN, S. M. MASLOV, V. V. PERERVA, V. O. TROIAN, A. O. YURKOV, B. V. |
| author_institution_txt_mv | [
{
"author": "S. YU. ASMOLOVSKYI",
"institution": "Space Electric Thruster Systems (SETS), 115 Nauky Ave., Dnipro 49010, Ukraine. Oles Hinchar Dnipro National University, 72 Nauky Ave., Dnipro 49000, Ukraine; e-mail: asmolovskiy.sergey@gmail.com"
},
{
"author": "D. K. VORONOVSKYI",
"institution": "Space Electric Thruster Systems (SETS), 115 Nauky Ave., Dnipro 49010, Ukraine. Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine, 15 Leshko-Popel St., Dnipro 49005, Ukraine"
},
{
"author": "S. M. KULAHIN",
"institution": "Space Electric Thruster Systems (SETS), 115 Nauky Ave., Dnipro 49010, Ukraine. Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine, 15 Leshko-Popel St., Dnipro 49005, Ukraine"
},
{
"author": "V. V. MASLOV",
"institution": "Space Electric Thruster Systems (SETS), 115 Nauky Ave., Dnipro 49010, Ukraine."
},
{
"author": "V. O. PERERVA",
"institution": "Oles Hinchar Dnipro National University, 72 Nauky Ave., Dnipro 49000, Ukraine."
},
{
"author": "A. O. TROIAN",
"institution": "Space Electric Thruster Systems (SETS), 115 Nauky Ave., Dnipro 49010, Ukraine."
},
{
"author": "B. V. YURKOV",
"institution": "Space Electric Thruster Systems (SETS), 115 Nauky Ave., Dnipro 49010, Ukraine. Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine, 15 Leshko-Popel St., Dnipro 49005, Ukraine."
}
] |
| author_sort | ASMOLOVSKYI, S. YU. |
| baseUrl_str | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/oai |
| collection | OJS |
| datestamp_date | 2026-07-13T20:26:18Z |
| description | DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.04.043
This article presents the results of an experimental study of the parameters of the ST-40M Hall-effect thruster developed by SETS (Space Electric Propulsion Systems) in its operation on xenon and krypton. Electric propulsion systems based on Hall-effect thrusters have found wide application due to their high performance and relative simplicity of design and operation compared to other types of propulsion systems. Traditionally, xenon is used as propellant in Hall-effect thrusters. It is an inert gas with a low ionization energy and a high atomic mass, which makes it possible to achieve a high performance of the electric propulsion system while maintaining operational simplicity. However, the high cost of xenon significantly affects the overall expenses during the testing and operation of the thruster and the propulsion system. Therefore, research is underway on the use of alternative propellants that could reduce operating costs while maintaining the thruster performance at an acceptable level. The most promising alternative to xenon is considered to be krypton. It has a lower cost and ensures operational simplicity, but its higher ionization energy negatively affects the thruster efficiency. The goal of this work was to compare the main parameters of the thruster operating on xenon and krypton under identical conditions. Experimental tests were carried out in a vacuum chamber at discharge voltages ranging from 250 to 500 V and propellant mass flow rates from 1 to 1.78 mg/s for xenon and from 1 to 1.6 mg/s for krypton. A comparative analysis of the thruster parameters in its operation on xenon and krypton at a mass flow rate of 1 mg/s showed that the use of krypton leads to a deterioration in thruster performance. The anode thrust and specific impulse decreased by 25 %–37 %, while the anode efficiency dropped by 15 %–24 %.
REFERENCES
1. Frongello B., Hoskins W., Cassagy R., Kalkowska L., Maliga R. Spacecraft electric propulsion at an inflection point. Proceedings of the ASCEND Conference, AIAA paper 2021-4151, 2021.https://doi.org/10.2514/6.2021-4151
2. Tirila V. G., Demairé A., Ryan C. N. Review of alternative propellants in Hall thrusters. Acta Astronautica. 2023. V. 212, Pp. 284-306. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2023.07.047
3. Asmolovskyi, S., Yurkov, B. Analysis of the effect of changing the working substance from xenon to alternative inert gases on the parameters of the Hall-type electric propulsion system. System Design and Analysis of Aerospace Technique Characteristics. 2023. V. 33. No. 2. Pp. 3-22. (In Ukrainian). https://doi.org/10.15421/472308
4. Thomas F., Munro-O'Brien, Ryan C. N. Effect of channel width on the performance of a modular Hall effect thruster operating on Xenon, Krypton, and Argon. 39th International Electric Propulsion Conference 2025, IEPC-2025-193.
5. Thoreau P., Little J. M., Johansen A., Holmes M. R. Modeling and optimization of propellant mixtures for Hall thrusters. 39th International Electric Propulsion Conference 2025, IEPC-2025-071.
6. Moghaddasi M. B., Byrne M., Glascock M., Foster A. Qualification of ExoTerra's Halo8 Hall-effect thruster on krypton propellant. 39th International Electric Propulsion Conference 2025, IEPC-2025-441.
7. Kitaeva A., Di Sarli A., Giusti N., Pisano V., Pieri L., Cecconi M., Binetti C., Torre L., Gregucci S., Cardelli M., Ciampini D. SITAEL HT5k and HT20k propulsion systems readiness. 38th International Electric Propulsion Conference 2024, IEPC-2024-726.
8. Petrenko, O., Troyan, A., Pererva, V. Parameters of the ST-40M Hall thruster with increased power discharge supply. Journal of Rocket-Space Technology. 2023. V. 31. No. 4. Pp. 50-58.https://doi.org/10.15421/452307
9. Tolok S., Shcherbak D., Petrenko O., Troian A., Yurkov B. LAB6 hollow cathode with wide range current operation. У 73rd International Astronautical Congress, 2022.
10. Voronovskyi D., Kulahin S., Yurkov B., Asmolovskyi S. Performance comparison of a traditional and a magnetically shielded Hall thruster. Teh. Meh. 2025. No. 2. Pp. 50-62. (in Ukrainian).https://doi.org/10.15407/itm2025.02.050
11. Glascock M. S., Kiefer E., VanWoerkom M. Performance and capability overview of the Halo electric propulsion system. 37th International Electric Propulsion Conference 2022, IEPC-2022-301.
12. Jakubczak M., Riazantsev A., Jardin A., Kurzyna J. Experimental optimization of small krypton Hall thruster for operation at high voltage. 37th International Electric Propulsion Conference 2022, IEPC-2022-360.
13. Xia G., Li H., Ding Y., Wei L., Chen S., Yu D. Performance optimization of a krypton Hall thruster with a rotating propellant supply. Acta Astronautica, 2020 V. 171. Pp. 290-299.https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2020.03.021 |
| first_indexed | 2025-12-17T12:05:41Z |
| format | Article |
| fulltext |
43
УДК 629.7.063.73 https://doi.org/10.15407/itm2025.04.043
С. Ю. АСМОЛОВСЬКИЙ1,3, Д. К. ВОРОНОВСЬКИЙ1,2, С. М. КУЛАГІН1,2, В. В. МАСЛОВ1,
В. О. ПЕРЕРВА3, А. О. ТРОЯН1, Б. В. ЮРКОВ1,2
ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА
КСЕНОНІ І КРИПТОНІ
1Space Electric Thruster Systems (SETS), пр. Науки, 115, м. Дніпро, Україна, 49010.
2Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства
України, 15, вул. Лешко-Попеля, м. Дніпро, Україна 49005;
3Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, пр. Науки, 72, м. Дніпро, Україна, 49000;
asmolovskiy.sergey@gmail.com
У статті наведено результати експериментального дослідження параметрів холловського двигуна ST-
40M, розробленого в лабораторії SETS (Space Electric Propulsion Systems), при роботі на ксеноні та криптоні.
Електрореактивні двигунні установки на базі холловського двигуна набули широкого застосування завдяки
високим характеристикам і відносній простоті конструкції та експлуатації порівняно з іншими типами
двигунних установок. Традиційно як робоча речовина в холловських двигунах використовується ксенон. Це
інертний газ, який має низьку енергію іонізації та велику атомну масу, що дає змогу отримати високі
характеристики електрореактивної двигунної установки при простоті її експлуатації. Проте висока вартість
ксенону істотно впливає на загальні витрати під час випробувань і експлуатації двигуна та
електрореактивної двигунної установки у цілому. У зв’язку з цим проводяться дослідження щодо
застосування альтернативних робочих речовин, які дали б змогу зменшити вартість відпрацювання при
збереженні характеристик двигуна на прийнятному рівні. Найбільш перспективною альтернативою ксенону
вважається криптон. Він має нижчу вартість і забезпечує простоту експлуатації, проте має вищу енергію
іонізації, що негативно впливає на ККД двигуна. Метою роботи було порівняння основних параметрів
двигуна при роботі на ксеноні та криптоні в однакових умовах. Експериментальні випробування
проводилися у вакуумній камері при розрядних напругах у діапазоні від 250 В до 500 В і витратах робочої
речовини від 1 мг/с до 1,78 мг/с для ксенону та від 1 мг/с до 1,6 мг/с для криптону. Порівняльний аналіз
параметрів двигуна при роботі на ксеноні і криптоні при витраті 1 мг/с показав, що використання криптону
призводить до погіршення характеристик двигуна. Тяга та питомий імпульс аноду зменшилися на 25 % – 37
%, а ККД аноду знизився на 15 % – 24 %.
Ключові слова: холловський двигун, робоча речовина, ксенон, криптон, тяга, питомий імпульс.
This article presents the results of an experimental study of the parameters of the ST-40M Hall-effect thruster
developed by SETS (Space Electric Propulsion Systems) in its operation on xenon and krypton. Electric propulsion
systems based on Hall-effect thrusters have found wide application due to their high performance and relative
simplicity of design and operation compared to other types of propulsion systems. Traditionally, xenon is used as
propellant in Hall-effect thrusters. It is an inert gas with a low ionization energy and a high atomic mass, which
makes it possible to achieve a high performance of the electric propulsion system while maintaining operational
simplicity. However, the high cost of xenon significantly affects the overall expenses during the testing and operation
of the thruster and the propulsion system. Therefore, research is underway on the use of alternative propellants that
could reduce operating costs while maintaining the thruster performance at an acceptable level. The most promising
alternative to xenon is considered to be krypton. It has a lower cost and ensures operational simplicity, but its higher
ionization energy negatively affects the thruster efficiency. The goal of this work was to compare the main
parameters of the thruster operating on xenon and krypton under identical conditions. Experimental tests were
carried out in a vacuum chamber at discharge voltages ranging from 250 V to 500 V and propellant mass flow rates
from 1 mg/s to 1.78 mg/s for xenon and from 1 mg/s to 1.6 mg/s for krypton. A comparative analysis of the thruster
parameters in its operation on xenon and krypton at a mass flow rate of 1 mg/s showed that the use of krypton leads
to a deterioration in thruster performance. The anode thrust and specific impulse decreased by 25 % – 37 %, while
the anode efficiency dropped by 15 % – 24 %.
Keywords: Hal-effect thruster, propellant, xenon, krypton, thrust, specific impulse.
Вступ. Серед різноманітних типів двигунних установок для космічних
апаратів найбільш поширеними стають електрореактивні двигунні установки
(ЕРДУ) на базі холловського двигуна [1]. Це пов’язано з тим, що використання
холловського двигуна дозволяє отримати високі значення характеристик
двигунної установки (тяга, питомий імпульс та коефіцієнт корисної дії) при
відносно простій конструкції двигуна. Також холловський двигун може
використовуватись як джерело плазми для проведення наукових досліджень,
зокрема для визначення характеристик магнітного парусу при зміні його
конструкції.
© С. Ю. Асмоловський, Д. К. Вороновський, С. М. Кулагін, В. В. Маслов,
В. О. Перерва, А. О. Троян, Б. В. Юрков, 2025
Техн. механіка. – 2025. – № 4.
https://doi.org/10.15407/itm2025.04.043
44
Для двигунів холловського типу основною робочою речовиною (РР) є
ксенон [2], оскільки він має досить високу атомну вагу, низьку енергію іонізації
і є інертним газом, що дає змогу отримати високі характеристики двигунної
установки при простоті її експлуатації. Але, внаслідок малої кількості
виробництва ксенону і широкої сфери його застосування, ксенон має досить
високу вартість, що відображається на вартості відпрацювання й експлуатації
ЕРДУ на ксеноні [3]. Різні компанії розглядають криптон як основну
альтернативу ксенону [4 – 8]. Основні характеристики ксенону і криптону
наведені у таблиці 1.
Таблиця 1 – Порівняння характеристик ксенону і криптону [3, 9]
Характеристики Розмірність
Значення
Xe Kr
Атомна маса а.е.м. 131,3 83,8
Енергія іонізації еВ (кДж/моль) 12,1 (1170,4) 14,0 (1350,7)
Критична температура К 289,7 209,3
Критичний тиск кПа 5842 5525
Критична густина кг/м3 1100 909,2
Вартість € /кг 15000 1300
Криптон має більшу енергію іонізації ніж ксенон, що негативно впливає на
ККД двигуна, проте значно нижча атомна маса криптону теоретично може
дозволити збільшити питомий імпульс двигуна [3].
Метою цієї роботи було визначення та порівняння параметрів холловського
двигуна ST-40M при роботі на ксеноні і криптоні.
Двигун ST-40М. Двигун розроблено в
лабораторії SETS по схемі з полим магнітним
анодом. Загальний вид двигуна представлено на
рис. 1. Двигун складається з розрядної камери
(РК) з середнім діаметром 40 мм та магнітної
системи. Полий магнітний анод складається із
електрично поєднаних газорозподілювача та
магнітного екрана. Магнітна система включає:
чотири котушки намагнічування, одну
центральну і три зовнішні, магнітні полюси та
магнітний екран. На відміну від лабораторної
моделі [10] у двигуні ST-40М була зменшена
довжина керамічних ізоляторів на виході РК.
Для проведення випробувань викорис-
товувався гексаборідний катод-компенсатор,
розроблений в лабораторії SETS [11].
Випробувальний стенд. Вакуумна камера
(рис. 2.а)) має розміри: діаметр 1400 мм і довжина 3000 мм. На початку
випробувань статичний тиск становив 2·10-6 торр. При подачі РР динамічний
тиск у вакуумній камері не перевищував 5·10-5 торр. Для відкачки вакуумної
камери застосовувались: турбомолекулярний насос TGKine3804MBWB зі
швидкістю відкачування близько 4000 л/с по аргону; та двома кріопанелями
Cold head CoolPower 250MD.
Рис. 1 – Загальний вид двигуна
ST-40M
45
а) б)
1 – кріопанель Cold head CoolPower 250MD; 2 – вакуумна
засувка VAT 12150–PA44–001; 3 – турбомолекулярний насос
TGKine3804MBWB; 4 – система для охолодження кріопанелей
Cold head CoolPower 250MD; 5 – форвакуумний насос TRIVAC
D 65; 6 – форвакуумний насос Edwards iGX100
Рис. 2 – Загальний вид вакуумної камери (а) і системи подачі РР (б) [12]
Система зберігання і подачі робочої речовини, яка застосовувалась в
процесі лабораторного тестування холловського двигуна, представлена на
рис. 2, б). У системі подачі РР використовувались витратоміри компанії
Bronkhorst, які забезпечують подачу РР з точністю ± 1 %. Постійний тиск на
вході в Bronkhorst забезпечувався редуктором і ресивером.
Результати випробувань. Випробування двигуна ST-40M проводились
при розрядних напругах від 250 В до 500 В у діапазоні витрат РР в анод від 1 мг/с
до 1,78 мг/с для ксенону і від 1 мг/с до 1,6 мг/с для криптону. На кожному режимі
виконувалась оптимізація магнітного поля по мінімуму розрядного струму.
Результати випробувань двигуна на ксеноні і криптоні наведені у таблицях
2 і 3 та рис. 3 і 4. Під час випробувань масова витрата РР через катод-
компенсатор складала 0,3 мг/с.
Визначення параметрів двигуна проводилось по таким формулам:
Nd = Ud ∙ Id ; (1)
Isp.а = 1000 ∙ F / (g ∙ ṁа) ; (2)
Ƞa = F2 / (2 ∙ ṁа ∙ Nd) ; (3)
Ca = Nd / F , (4)
де Nd – розрядна потужність, Вт; Ud – розрядна напруга, В; Id – розрядний струм,
А; Isp.а – питомий імпульс аноду, с; F – тяга, мН; ṁа – масова витрата РР через
анодний блок, мг/с; Ƞa – ККД аноду, %; Ca – розрядна ціна тяги, Вт/мН.
При визначенні параметрів аноду не враховувалась витрата РР в катод-
компенсатор та потужність котушок намагнічування. На всіх режимах катод-
компенсатор працював у «авторежимі», тобто без додаткового підігріву.
46
Таблиця 2 – Результати випробувань двигуна ST-40M на ксеноні
Ud, Id, Nd, ṁа, F, Isp.а, Ƞa, Ca,
В А Вт мг/с мН c % Вт/мН
250 0,83 208 1,00 11,8 1204 33,5 17,6
300 0,82 245 1,00 13,8 1408 38,9 17,8
350 0,79 278 1,00 14,7 1499 38,9 18,9
400 0,80 319 1,00 16,0 1632 40,1 19,9
450 0,80 360 1,00 16,7 1703 38,7 21,6
500 0,82 410 1,00 18,0 1836 39,5 22,8
250 1,12 280 1,28 17,2 1371 41,3 16,3
300 1,11 333 1,28 19,6 1562 45,1 17
350 1,11 389 1,28 20,9 1665 43,9 18,6
400 1,09 436 1,28 22,7 1809 46,2 19,2
450 1,07 482 1,28 24,1 1920 47,1 20
500 1,05 525 1,28 26,4 2104 51,9 19,9
250 1,56 390 1,78 25,5 1461 46,8 15,3
300 1,62 486 1,78 29,6 1696 50,6 16,4
350 1,60 558 1,78 32,6 1868 53,5 17,1
400 1,60 640 1,78 35,5 2034 55,3 18
Таблиця 3 – Результати випробувань двигуна ST-40M на криптоні
Ud, Id, Nd, ṁа, F, Isp.а, Ƞa, Ca,
В А Вт мг/с мН c % Вт/мН
250 0,86 215 1,00 8,8 898 18 24,4
300 0,83 249 1,00 9,2 938 17 27,1
350 0,75 263 1,00 9,2 938 16,1 28,6
400 0,75 300 1,00 9,8 1000 16 30,6
450 0,76 342 1,00 10,6 1081 16,4 32,3
500 0,76 380 1,00 11,7 1193 18 32,5
250 1,21 303 1,20 13,0 1105 23,2 23,3
300 1,12 336 1,20 13,2 1122 21,6 25,5
350 1,09 382 1,20 14,2 1207 22 26,9
400 1,07 428 1,20 15,4 1309 23,1 27,8
450 1,09 491 1,20 16,8 1428 24 29,2
500 1,12 560 1,20 18,4 1564 25,2 30,4
250 1,40 350 1,40 16,1 1173 26,5 21,7
300 1,38 414 1,40 17,6 1282 26,7 23,5
350 1,36 476 1,40 19,2 1399 27,7 24,8
400 1,37 548 1,40 21,1 1535 28,9 26
450 1,40 630 1,40 23,0 1678 30,1 27,4
500 1,44 720 1,40 24,9 1814 30,7 28,9
250 1,63 408 1,60 20,1 1281 31,0 20,3
300 1,67 501 1,60 22,5 1437 31,7 22,2
350 1,67 585 1,60 24,8 1581 32,9 23,6
47
а)
б)
в)
г)
Рис. 3 – Залежність розрядного струму (а) і питомого імпульсу аноду (б) від
розрядної напруги, тяги (в) від витрати РР та ККД аноду (г) від розрядної потужності
холловського двигуна ST-40M при роботі на ксеноні
0,7
0,8
0,9
1
1,1
1,2
1,3
1,4
1,5
1,6
1,7
250 300 350 400 450 500
Р
о
зр
я
д
н
и
й
с
тр
у
м
,
А
Розрядна напруга, В
1 мг/с 1,28 мг/с 1,78 мг/с
800
1000
1200
1400
1600
1800
2000
2200
250 300 350 400 450 500
П
и
то
м
и
й
і
м
п
у
л
ь
с
,
с
Розрядна напруга, В
1 мг/с 1,28 мг/с 1,78 мг/с
5
10
15
20
25
30
35
40
1 1,1 1,2 1,3 1,4 1,5 1,6 1,7 1,8
Т
я
га
,
м
Н
Витрата, мг/с
250 В 300 В 350 В 400 В 450 В 500 В
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
200 250 300 350 400 450 500 550 600 650 700 750
К
К
Д
,
%
Розрядна потужність, Вт
1 мг/с 1,28 мг/с 1,78 мг/с
48
а)
б)
в)
г)
Рис. 4 – Залежність розрядного струму (а) і питомого імпульсу аноду (б) від
розрядної напруги, тяги (в) від витрати РР та ККД аноду (г) від розрядної потужності
холловського двигуна ST-40M при роботі на криптоні
5
10
15
20
25
30
35
40
1 1,1 1,2 1,3 1,4 1,5 1,6 1,7 1,8
Т
я
га
,
м
Н
Витрата, мг/с
250 В 300 В 350 В 400 В 450 В 500 В
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
200 250 300 350 400 450 500 550 600 650 700 750
К
К
Д
,
%
Розрядна потужність, Вт
1 мг/с 1,2 мг/с 1,4 мг/с 1,6 мг/с
49
Із рис. 3 видно, що при роботі на ксеноні:
1. розрядний струм практично не змінюється при збільшенні напруги, що
найбільш вірогідно пов’язано із доволі ефективною іонізацією ксенону;
2. питомий імпульс аноду зростає близько до лінійної залежності із
збільшенням розрядної напруги. Максимальне значення питомого імпульсу
аноду становило 2104 с при витраті ксенону 1,28 мг/с і розрядній напрузі
500 В;
3. тяга зростає близько до лінійної залежності із збільшенням витрати
ксенону. Максимальне значення тяги становило 35,5 мН при витраті
1,78 мг/с і розрядній напрузі 400 В;
4. ККД аноду зростає із збільшенням розрядної потужності при витратах
ксенону 1,28 і 1,78 мг/с. При витраті 1 мг/с ККД аноду зростає при збільшені
розрядної потужності від 208 Вт до 300 Вт, а при подальшому збільшені
розрядної потужності ККД майже не змінюється.
Із рис. 4 видно, що при роботі на криптоні:
1. розрядний струм має помітні зміни при збільшенні напруги, що найбільш
вірогідно пов’язано із недостатньою ефективністю іонізації;
2. питомий імпульс аноду зростає близько до лінійної залежності із
збільшенням розрядної напруги. Максимальне значення питомого імпульсу
аноду становило 1814 с при витраті криптону 1,4 мг/с і розрядній напрузі
500 В;
3. тяга зростає близько до лінійної залежності із збільшенням витрати
криптону. Максимальне значення тяги становило 24,9 мН при витраті
1,4 мг/с і розрядній напрузі 500 В;
4. ККД аноду поступово зростає із збільшенням розрядної потужності при
витратах криптону 1,4 мг/с і 1,6 мг/с. При витраті 1 мг/с ККД аноду
знижується у діапазоні потужностей від 215 Вт до 300 Вт, а потім зростає
при збільшені потужності від 300 Вт до 380 Вт. При витраті 1,2 мг/с ККД
аноду знижується у діапазоні потужностей від 300 до 350 Вт, а потім зростає
при збільшені потужності від 350 Вт до 560 Вт.
Аналіз результатів випробувань. Порівняння параметрів двигуна при
роботі на ксеноні і криптоні проведено для однакової витрати РР 1 мг/с,
відповідні графіки наведені на рис. 5.
Із рис. 5 видно, що:
1. розрядний струм при роботі на криптоні має більш різке зниження при
збільшені розрядної напруги від 250 В до 400 В;
2. тяги двигуна та питомі імпульси аноду при роботі на ксеноні і криптоні
якісно схожі і зростають із збільшенням розрядної напруги, проте при
роботі на криптоні їх значення значно менші;
3. ККД аноду при роботі на криптоні майже не змінюється, в той час як при
роботі на ксеноні ККД аноду збільшується при зростанні розрядної
потужності від 208 Вт до 300 Вт;
4. розрядна потужність двигуна при роботі на криптоні нижча, ніж при роботі
на ксеноні окрім ділянки з розрядною напругою від 250 В до 300 В, де
розрядні потужності двигуна при роботі на ксеноні і криптоні майже
однакові.
50
а)
б)
в)
г)
д)
Рис. 5 – Залежності розрядного струму (а), тяги (б), питомого імпульсу аноду (в),
ККД аноду (г) та розрядної потужності (д) від розрядної напруги холловського
двигуна ST-40M при роботі на ксеноні і криптоні при однаковій витраті РР 1 мг/с
0,74
0,76
0,78
0,8
0,82
0,84
0,86
0,88
250 300 350 400 450 500
Р
о
зр
я
д
н
и
й
с
т
р
у
м
, А
Розрядна напруга, В
Xe Kr
8
10
12
14
16
18
20
250 300 350 400 450 500
Т
я
га
,
м
Н
Розрядна напруга, В
Xe Kr
800
1000
1200
1400
1600
1800
2000
250 300 350 400 450 500
П
и
т
о
м
и
й
і
м
п
у
л
ь
с
,
с
Розрядна напруга, В
Xe Kr
10
15
20
25
30
35
40
45
200 250 300 350 400 450
К
К
Д
,
%
Розрядна потужність, Вт
Xe Kr
200
250
300
350
400
450
250 300 350 400 450 500
Р
о
зр
я
д
н
а
п
о
т
у
ж
н
іс
т
ь
,
В
т
Розрядна напруга, В
Xe Kr
51
Із наведених даних можна зробити висновок, що двигун ST-40М має гірші
характеристики при роботі на криптоні у порівнянні з його роботою на ксеноні.
Зменшення тяги та питомого імпульсу аноду становило 25 %...37 %, ККД аноду
знизився на 15 %...24 %.
У зв’язку з тим, що криптон має більшу енергію іонізації ніж ксенон, то
при однакових значення витрати РР розрядна потужність мала б збільшитись.
Проте за результатами випробувань розрядна потужність двигуна була навіть
нижчою при роботі на криптоні, ніж при роботі на ксеноні.
Для підвищення параметрів двигуна при роботі на криптоні необхідно
виконати оптимізацію його конструктивної схеми [13].
Порівняльний аналіз параметрів двигуна при роботі на ксеноні і
криптоні при витраті 1 мг/с показав, що використання криптону
призводить до погіршення характеристик двигуна.
Висновки. З метою дослідження параметрів холловського двигуна ST-40M
при роботі на ксеноні і криптоні були проведені відповідні випробування.
Дослідження проводились при розрядних напругах від 250 В до 500 В і у
діапазоні витрат РР в анод від 1 мг/с до 1,78 мг/с для ксенону і від 1 мг/с до
1,6 мг/с для криптону. Результати випробувань двигуна на ксеноні і криптоні
при витраті РР 1 мг/с були порівняні між собою. За результатами аналізу
отриманих даних було встановлено, що використання криптону призводить до
погіршення характеристик двигуна. Тяга і питомий імпульс аноду знизились на
25 %...37 %, ККД аноду знизився на 15 %...24 %. Таким чином використання
криптону без адаптації конструкції двигуна може бути недоцільним.
1. Frongello B., Hoskins W., Cassagy R., Kalkowska L., Maliga R. Spacecraft electric propulsion at an inflection point.
Proceedings of the ASCEND Conference, AIAA. 2021. Р. 2021–4151. https://doi.org/10.2514/6.2021-4151
2. Tirila V. G., Demairé A., Ryan C. N. Review of alternative propellants in Hall thrusters. Acta Astronautica. 2023.
V. 212. P. 284–306. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2023.07.047
3. Асмоловський С., Юрков Б. Аналіз впливу зміни робочої речовини з ксенону на альтернативні інертні гази
на параметри систем електрореактивної двигунної установки холловського типу. Системне
проектування та аналіз характеристик аерокосмічної техніки. 2023. 33(2). Р. 3–22.
https://doi.org/10.15421/472308
4. Thomas F., Munro-O’Brien, Ryan C. N. Effect of channel width on the performance of a modular Hall effect
thruster operating on Xenon, Krypton, and Argon. 39th International Electric Propulsion Conference. 2025.
IEPC-2025-193.
5. Thoreau P., Little J. M., Johansen A., Holmes M. R. Modeling and Optimization of Propellant Mixtures for Hall
Thrusters. 39th International Electric Propulsion Conference. 2025. IEPC-2025-071.
6. Moghaddasi M. B., Byrne M., Glascock M., Foster A. Qualification of ExoTerra’s Halo8 Hall-Effect Thruster on
Krypton Propellant. 39th International Electric Propulsion Conference. 2025. IEPC-2025-441.
7. Kitaeva A., Di Sarli A., Giusti N., Pisano V., Pieri L., Cecconi M., Binetti C., Torre L., Gregucci S., Cardelli M.,
& Ciampin, D. SITAEL HT5k and HT20k Propulsion Systems Readiness. 38th International Electric Propulsion
Conference. 2024. IEPC-2024-726.
8. Petrenko O., Troyan A., Pererva V. Parameters of the ST-40M Hall Thruster with Increased Power Discharge
Supply. Journal of Rocket-Space Technology 2023. 31(4). Р.50–58. https://doi.org/10.15421/452307
9. Tolok S., Shcherbak D., Petrenko O., Troian A., Yurkov B. LAB6 hollow cathode with wide range current
operation. 73rd International Astronautical Congress. 2022.
10. Вороновський Д., Кулагін С., Юрков Б., Асмоловський С. Порівняння характеристик «класичного»
холловського двигуна і магнітноекранованого. Технічна механіка. 2025. №2. С. 50–62.
https://doi.org/10.15407/itm2025.02.050
11. Glascock M. S., Kiefer E., VanWoerkom M. Performance and Capability Overview of the Halo Electric
Propulsion System. 37th International Electric Propulsion Conference. 2022. IEPC-2022-301.
12. Jakubczak M., Riazantsev A., Jardin A., Kurzyna J. Experimental optimization of small krypton hall thruster for
operation at high voltage. 37th International Electric Propulsion Conference. 2022. IEPC-2022-360.
13. Xia G., Li H., Ding Y., Wei L., Chen S., & Yu D. Performance optimization of a krypton Hall thruster with a rotating
propellant supply. Acta Astronautica. 2020. 171. Р. 290–299. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2020.03.021
Отримано 24.10.2025,
в остаточному варіанті 28.12.2025
https://doi.org/10.15407/itm2025.02.050
https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2020.03.021
|
| id | oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-153 |
| institution | Technical Mechanics |
| keywords_txt_mv | keywords |
| language | Ukrainian |
| last_indexed | 2026-07-14T01:00:53Z |
| publishDate | 2025 |
| publisher | текст 3 |
| record_format | ojs |
| resource_txt_mv | journal-itmdpua/c2/f8a915374c641a39f155180fd4265dc2.pdf |
| spelling | oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-1532026-07-13T20:26:18Z PARAMETERS OF THE ST-40M HALL-EFFECT THRUSTER IN ITS OPERATION ON XENON AND KRYPTON ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА КСЕНОНІ І КРИПТОНІ ASMOLOVSKYI, S. YU. VORONOVSKYI, D. K. KULAHIN, S. M. MASLOV, V. V. PERERVA, V. O. TROIAN, A. O. YURKOV, B. V. Hal-effect thruster, propellant, xenon, krypton, thrust, specific impulse. холловський двигун, робоча речовина, ксенон, криптон, тяга, питомий імпульс. DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.04.043 This article presents the results of an experimental study of the parameters of the ST-40M Hall-effect thruster developed by SETS (Space Electric Propulsion Systems) in its operation on xenon and krypton. Electric propulsion systems based on Hall-effect thrusters have found wide application due to their high performance and relative simplicity of design and operation compared to other types of propulsion systems. Traditionally, xenon is used as propellant in Hall-effect thrusters. It is an inert gas with a low ionization energy and a high atomic mass, which makes it possible to achieve a high performance of the electric propulsion system while maintaining operational simplicity. However, the high cost of xenon significantly affects the overall expenses during the testing and operation of the thruster and the propulsion system. Therefore, research is underway on the use of alternative propellants that could reduce operating costs while maintaining the thruster performance at an acceptable level. The most promising alternative to xenon is considered to be krypton. It has a lower cost and ensures operational simplicity, but its higher ionization energy negatively affects the thruster efficiency. The goal of this work was to compare the main parameters of the thruster operating on xenon and krypton under identical conditions. Experimental tests were carried out in a vacuum chamber at discharge voltages ranging from 250 to 500 V and propellant mass flow rates from 1 to 1.78 mg/s for xenon and from 1 to 1.6 mg/s for krypton. A comparative analysis of the thruster parameters in its operation on xenon and krypton at a mass flow rate of 1 mg/s showed that the use of krypton leads to a deterioration in thruster performance. The anode thrust and specific impulse decreased by 25 %–37 %, while the anode efficiency dropped by 15 %–24 %. REFERENCES 1. Frongello B., Hoskins W., Cassagy R., Kalkowska L., Maliga R. Spacecraft electric propulsion at an inflection point. Proceedings of the ASCEND Conference, AIAA paper 2021-4151, 2021.https://doi.org/10.2514/6.2021-4151 2. Tirila V. G., Demairé A., Ryan C. N. Review of alternative propellants in Hall thrusters. Acta Astronautica. 2023. V. 212, Pp. 284-306. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2023.07.047 3. Asmolovskyi, S., Yurkov, B. Analysis of the effect of changing the working substance from xenon to alternative inert gases on the parameters of the Hall-type electric propulsion system. System Design and Analysis of Aerospace Technique Characteristics. 2023. V. 33. No. 2. Pp. 3-22. (In Ukrainian). https://doi.org/10.15421/472308 4. Thomas F., Munro-O'Brien, Ryan C. N. Effect of channel width on the performance of a modular Hall effect thruster operating on Xenon, Krypton, and Argon. 39th International Electric Propulsion Conference 2025, IEPC-2025-193. 5. Thoreau P., Little J. M., Johansen A., Holmes M. R. Modeling and optimization of propellant mixtures for Hall thrusters. 39th International Electric Propulsion Conference 2025, IEPC-2025-071. 6. Moghaddasi M. B., Byrne M., Glascock M., Foster A. Qualification of ExoTerra's Halo8 Hall-effect thruster on krypton propellant. 39th International Electric Propulsion Conference 2025, IEPC-2025-441. 7. Kitaeva A., Di Sarli A., Giusti N., Pisano V., Pieri L., Cecconi M., Binetti C., Torre L., Gregucci S., Cardelli M., Ciampini D. SITAEL HT5k and HT20k propulsion systems readiness. 38th International Electric Propulsion Conference 2024, IEPC-2024-726. 8. Petrenko, O., Troyan, A., Pererva, V. Parameters of the ST-40M Hall thruster with increased power discharge supply. Journal of Rocket-Space Technology. 2023. V. 31. No. 4. Pp. 50-58.https://doi.org/10.15421/452307 9. Tolok S., Shcherbak D., Petrenko O., Troian A., Yurkov B. LAB6 hollow cathode with wide range current operation. У 73rd International Astronautical Congress, 2022. 10. Voronovskyi D., Kulahin S., Yurkov B., Asmolovskyi S. Performance comparison of a traditional and a magnetically shielded Hall thruster. Teh. Meh. 2025. No. 2. Pp. 50-62. (in Ukrainian).https://doi.org/10.15407/itm2025.02.050 11. Glascock M. S., Kiefer E., VanWoerkom M. Performance and capability overview of the Halo electric propulsion system. 37th International Electric Propulsion Conference 2022, IEPC-2022-301. 12. Jakubczak M., Riazantsev A., Jardin A., Kurzyna J. Experimental optimization of small krypton Hall thruster for operation at high voltage. 37th International Electric Propulsion Conference 2022, IEPC-2022-360. 13. Xia G., Li H., Ding Y., Wei L., Chen S., Yu D. Performance optimization of a krypton Hall thruster with a rotating propellant supply. Acta Astronautica, 2020 V. 171. Pp. 290-299.https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2020.03.021 DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.04.043 У статті наведено результати експериментального дослідження параметрів холловського двигуна ST-40M, розробленого в лабораторії SETS (Space Electric Propulsion Systems), при роботі на ксеноні та криптоні. Електрореактивні двигунні установки на базі холловського двигуна набули широкого застосування завдяки високим характеристикам і відносній простоті конструкції та експлуатації порівняно з іншими типами двигунних установок. Традиційно як робоча речовина в холловських двигунах використовується ксенон. Це інертний газ, який має низьку енергію іонізації та велику атомну масу, що дає змогу отримати високі характеристики електрореактивної двигунної установки при простоті її експлуатації. Проте висока вартість ксенону істотно впливає на загальні витрати під час випробувань і експлуатації двигуна та електрореактивної двигунної установки у цілому. У зв’язку з цим проводяться дослідження щодо застосування альтернативних робочих речовин, які дали б змогу зменшити вартість відпрацювання при збереженні характеристик двигуна на прийнятному рівні. Найбільш перспективною альтернативою ксенону вважається криптон. Він має нижчу вартість і забезпечує простоту експлуатації, проте має вищу енергію іонізації, що негативно впливає на ККД двигуна. Метою роботи було порівняння основних параметрів двигуна при роботі на ксеноні та криптоні в однакових умовах. Експериментальні випробування проводилися у вакуумній камері при розрядних напругах у діапазоні від 250 В до 500 В і витратах робочої речовини від 1 мг/с до 1,78 мг/с для ксенону та від 1 мг/с до 1,6 мг/с для криптону. Порівняльний аналіз параметрів двигуна при роботі на ксеноні і криптоні при витраті 1 мг/с показав, що використання криптону призводить до погіршення характеристик двигуна. Тяга та питомий імпульс аноду зменшилися на 25 % – 37 %, а ККД аноду знизився на 15 % – 24 %. ПОСИЛАННЯ 1. Frongello B., Hoskins W., Cassagy R., Kalkowska L., Maliga R. Spacecraft electric propulsion at an inflection point. Proceedings of the ASCEND Conference, AIAA. 2021. Р. 2021–4151. https://doi.org/10.2514/6.2021-4151 2. Tirila V. G., Demairé A., Ryan C. N. Review of alternative propellants in Hall thrusters. Acta Astronautica. 2023. V. 212. P. 284–306. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2023.07.047 3. Асмоловський С., Юрков Б. Аналіз впливу зміни робочої речовини з ксенону на альтернативні інертні гази на параметри систем електрореактивної двигунної установки холловського типу. Системне проектування та аналіз характеристик аерокосмічної техніки. 2023. 33(2). Р. 3–22. https://doi.org/10.15421/472308 4. Thomas F., Munro-O’Brien, Ryan C. N. Effect of channel width on the performance of a modular Hall effect thruster operating on Xenon, Krypton, and Argon. 39th International Electric Propulsion Conference. 2025. IEPC-2025-193. 5. Thoreau P., Little J. M., Johansen A., Holmes M. R. Modeling and Optimization of Propellant Mixtures for Hall Thrusters. 39th International Electric Propulsion Conference. 2025. IEPC-2025-071. 6. Moghaddasi M. B., Byrne M., Glascock M., Foster A. Qualification of ExoTerra’s Halo8 Hall-Effect Thruster on Krypton Propellant. 39th International Electric Propulsion Conference. 2025. IEPC-2025-441. 7. Kitaeva A., Di Sarli A., Giusti N., Pisano V., Pieri L., Cecconi M., Binetti C., Torre L., Gregucci S., Cardelli M., & Ciampin, D. SITAEL HT5k and HT20k Propulsion Systems Readiness. 38th International Electric Propulsion Conference. 2024. IEPC-2024-726. 8. Petrenko O., Troyan A., Pererva V. Parameters of the ST-40M Hall Thruster with Increased Power Discharge Supply. Journal of Rocket-Space Technology 2023. 31(4). Р.50–58. https://doi.org/10.15421/452307 9. Tolok S., Shcherbak D., Petrenko O., Troian A., Yurkov B. LAB6 hollow cathode with wide range current operation. 73rd International Astronautical Congress. 2022. 10. Вороновський Д., Кулагін С., Юрков Б., Асмоловський С. Порівняння характеристик «класичного» холловського двигуна і магнітноекранованого. Технічна механіка. 2025. №2. С. 50–62. https://doi.org/10.15407/itm2025.02.050 11. Glascock M. S., Kiefer E., VanWoerkom M. Performance and Capability Overview of the Halo Electric Propulsion System. 37th International Electric Propulsion Conference. 2022. IEPC-2022-301. 12. Jakubczak M., Riazantsev A., Jardin A., Kurzyna J. Experimental optimization of small krypton hall thruster for operation at high voltage. 37th International Electric Propulsion Conference. 2022. IEPC-2022-360. 13. Xia G., Li H., Ding Y., Wei L., Chen S., & Yu D. Performance optimization of a krypton Hall thruster with a rotating propellant supply. Acta Astronautica. 2020. 171. Р. 290–299. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2020.03.021 текст 3 2025-12-11 Article Article application/pdf https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/153 Technical Mechanics; No. 4 (2025): Technical Mechanics; 43-51 Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины; № 4 (2025): Technical Mechanics; 43-51 ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; № 4 (2025): ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; 43-51 uk https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/153/63 Copyright (c) 2025 Technical Mechanics |
| spellingShingle | холловський двигун робоча речовина ксенон криптон тяга питомий імпульс. ASMOLOVSKYI, S. YU. VORONOVSKYI, D. K. KULAHIN, S. M. MASLOV, V. V. PERERVA, V. O. TROIAN, A. O. YURKOV, B. V. ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА КСЕНОНІ І КРИПТОНІ |
| title | ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА КСЕНОНІ І КРИПТОНІ |
| title_alt | PARAMETERS OF THE ST-40M HALL-EFFECT THRUSTER IN ITS OPERATION ON XENON AND KRYPTON |
| title_full | ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА КСЕНОНІ І КРИПТОНІ |
| title_fullStr | ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА КСЕНОНІ І КРИПТОНІ |
| title_full_unstemmed | ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА КСЕНОНІ І КРИПТОНІ |
| title_short | ПАРАМЕТРИ ХОЛЛОВСЬКОГО ДВИГУНА ST-40M ПРИ РОБОТІ НА КСЕНОНІ І КРИПТОНІ |
| title_sort | параметри холловського двигуна st-40m при роботі на ксеноні і криптоні |
| topic | холловський двигун робоча речовина ксенон криптон тяга питомий імпульс. |
| topic_facet | Hal-effect thruster propellant xenon krypton thrust specific impulse. холловський двигун робоча речовина ксенон криптон тяга питомий імпульс. |
| url | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/153 |
| work_keys_str_mv | AT asmolovskyisyu parametersofthest40mhalleffectthrusterinitsoperationonxenonandkrypton AT voronovskyidk parametersofthest40mhalleffectthrusterinitsoperationonxenonandkrypton AT kulahinsm parametersofthest40mhalleffectthrusterinitsoperationonxenonandkrypton AT maslovvv parametersofthest40mhalleffectthrusterinitsoperationonxenonandkrypton AT perervavo parametersofthest40mhalleffectthrusterinitsoperationonxenonandkrypton AT troianao parametersofthest40mhalleffectthrusterinitsoperationonxenonandkrypton AT yurkovbv parametersofthest40mhalleffectthrusterinitsoperationonxenonandkrypton AT asmolovskyisyu parametrihollovsʹkogodvigunast40mprirobotínaksenonííkriptoní AT voronovskyidk parametrihollovsʹkogodvigunast40mprirobotínaksenonííkriptoní AT kulahinsm parametrihollovsʹkogodvigunast40mprirobotínaksenonííkriptoní AT maslovvv parametrihollovsʹkogodvigunast40mprirobotínaksenonííkriptoní AT perervavo parametrihollovsʹkogodvigunast40mprirobotínaksenonííkriptoní AT troianao parametrihollovsʹkogodvigunast40mprirobotínaksenonííkriptoní AT yurkovbv parametrihollovsʹkogodvigunast40mprirobotínaksenonííkriptoní |