Метод испытаний электроракетных двигателей для ускоренного определения профиля и скорости эрозии поверхности их элементов тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Воробьев Евгений Валентинович

• Воробьев Евгений Валентинович
• кандидат наук
• 2020

Оглавление диссертации кандидат наук Воробьев Евгений Валентинович

ВВЕДЕНИЕ

Глава 1. Методы диагностики эрозии поверхностей элементов ЭРД

1.1 Факторы, определяющие ресурс электроракетных двигателей

1.1.1 Ионные двигатели

1.1.2 Двигатели с замкнутым дрейфом электронов

1.2 Распыление твердых тел под действием ионной бомбардировки

1.3 Способы снижения времени эрозионных испытаний ЭРД

1.4 Методы исследования скорости эрозии элементов ЭРД

1.4.1 Ионные двигатели

1.4.2 Холловские двигатели

1.5 Обоснование актуальности разработки методики исследования профилей эрозии по картинам травления многослойных покрытий

Глава 2. Теоретические основы диагностики ионных пучков и профиля эрозии поверхностей элементов ЭРД по картинам распыления многослойных покрытий

2.1 Эффективный коэффициент распыления и энергия ионного пучка

2.2 Распыление твердых тел под действием ионной бомбардировки (распыление однослойного покрытия неоднородным ионным пучком)

2.3 Распыление многослойных покрытий неоднородными ионными пучками

2.4 Оптимальные параметры многослойных покрытий

2.4.1 Требования к параметрам многослойных покрытий

2.4.2 Выбор оптимального количества слоев

2.4.3 Выбор материалов отдельных слоев многослойных покрытий

3 Стр.

2.5 Построение эквивалентного профиля эрозии поверхности

2.6 Критерий применимости методики

Глава 3. Экспериментальное оборудование

3.1 Экспериментальные вакуумные стенды

3.1.1 Установка в-500

3.1.2 Экспериментальный стенд УВН-70М

3.1.3 Вакуумный экспериментальный стенд ИУ-2

3.2 Оборудование для исследования поверхности образцов

3.3 Лабораторные образцы электроракетных двигателей и ионные источники

3.4 Образцы для исследований и их подготовка

3.4.1 Подготовка поверхности образцов к нанесению покрытий

3.4.2 Нанесение многослойных покрытий

3.4.3 Ионное распыление поверхности модельных образцов с нанесенным многослойным покрытием

Глава 4. Определение профилей эрозии по картине распыления многослойных покрытий

4.1 Порядок получения профиля эрозии многослойных покрытий

4.2 Идентификация границ полос на картине распыления

4.3 Погрешности восстановления профиля распыления

4.3.1 Латеральная погрешность

4.3.2 Вертикальная погрешность

4.4 Исследование влияния шероховатости поверхности на точность восстановления профиля травления

4.4.1 Предельная шероховатость поверхности

4 Стр.

4.5 Исследование влияния градиента плотности ионного тока на

качество фоторегистрации картин эрозии

4.6 Оценка минимальной толщины непрозрачного слоя и определение порядка следования слоев по изображению

4.7 Верификация метода восстановления профиля ионного тока по картине распыления многослойных покрытий

4.8 Последовательность определения профиля эрозии поверхности при помощи многослойных покрытий

Глава 5. Применение многослойных покрытий для исследования эрозии элементов электроракетных двигателей

5.1 Исследование эрозии поверхности ускоряющего электрода ионного двигателя под действием бомбардировки ионами перезарядки

5.1.1 Параметры диагностического многослойного покрытия

5.1.2 Экспериментальное определение коэффициента ускорения испытаний при использовании многослойных покрытий

5.1.3 Испытание двигателя с нанесенным на внешнюю сторону эмиссионного электрода многослойным покрытием

5.1.4 Определение профиля эрозии поверхности ускоряющего электрода ионно-оптической системы электростатического ионного двигателя ВЧИД ММ

5.2 Исследование эрозии внутреннего полюса лабораторной модели двигателя с анодным слоем

5.3 Исследование эрозии поверхности при распылении сфокусированным ионным пучком холловского ускорителя ИИ-100К

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Список литературы

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования

Ресурс электростатических ионных и холловских электроракетных двигателей ограничивается ионным распылением поверхностей их элементов. Эрозия, вызванная ионной бомбардировкой, изменяет профиль поверхности элементов ионно-оптической системы электростатических двигателей, что приводит к потере их механической прочности, а также к обратному потоку электронов из катода-нейтрализатора. Эрозия стенок ускорительного канала холловских двигателей приводит к изменению его геометрии и, как следствие, рабочих параметров двигателей.

Ресурс современных электроракетных двигателей достигает нескольких десятков тысяч часов, при скорости эрозии поверхности - 10 - 100 нм/ч (для ионных двигателей). Наиболее точные измерения профиля эрозии элементов электроракетных двигателей производятся при помощи профилометров, разрешение которых на практике не лучше 2 мкм. Поэтому для обеспечения высокой точности глубина эрозии должна составлять от нескольких десятков до сотен мкм, что требует проведения испытаний длительностью несколько сотен часов. Такие эксперименты являются очень трудоемкими и дорогими. Поэтому на начальных этапах разработки двигателей их проводить нецелесообразно. Существующие же оптические методики т-яНи измерений скоростей эрозии имеют недостаточное пространственное разрешение, и, зачастую, позволяют измерить лишь их относительные значения.

Помимо электроракетных двигателей измерение профилей эрозии актуально в ионно-плазменных устройствах. Например, при разработке ионных источников для ионно-лучевого формообразования необходимо измерять профиль эрозии обрабатываемой ионным пучком поверхности. Применение профилометров затруднено большой площадью поверхности и сложностью маскирования отдельных ее элементов, а интерферометрические методы доступны не каждому коллективу разработчиков ионных источников. Кроме

того, как и в случае электроракетных двигателей, затруднительно измерять эрозию поверхностей сложной формы.

Профиль и скорости эрозии под действием ионной бомбардировки можно измерять при помощи многослойных покрытий, нанесенных на исследуемую поверхность и состоящих из чередующихся слоев оптически контрастных материалов. При распылении покрытия неоднородным ионным пучком на поверхности проявится контрастная картина, состоящая из чередующихся разноцветных полос, по которым можно определить профиль эрозии. Регистрация изображений возможна при помощи простых оптических приборов. В тоже время, в литературе такому методу измерения эрозии уделяется очень мало внимания: не разработаны методы расчета количества и толщин слоев, определения порядка следования слоев в покрытии, оценки погрешностей измерений.

Таким образом, актуальность работы обусловлена следующим:

В настоящее время не существует полноценной методики измерений профиля износа поверхностей элементов электрических ракетных двигателей, не требующей проведения длительной стендовой наработки.

Разработка методики определения профиля и скорости эрозии элементов электроракетных двигателей при помощи многослойных покрытий позволит многократно сократить длительность их испытаний на начальных стадиях разработки.

Степень разработанности темы исследования.

Работы, посвященные применению многослойных покрытий для диагностики эрозии элементов ЭРД, в литературе встречаются очень редко. В существующих работах не уделяется внимания вопросам расчета параметров покрытий, точности определения профиля эрозии, подготовке поверхности, а также используются слишком сложные способы определения порядка следования слоев в покрытии, требующие его полного разрушения.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Метод испытаний электроракетных двигателей для ускоренного определения профиля и скорости эрозии поверхности их элементов»

Цель работы.

Разработка теоретической и методической базы для ускоренных испытаний ЭРД для определения профиля эрозии их элементов при помощи многослойных покрытий, наносимых на всю площадь исследуемой поверхности.

Основными задачами, решаемыми в данной работе, являются:

- разработка теоретической модели формирования контрастной картины при распылении многослойного покрытия неоднородными ионными потоками и критериев выбора параметров многослойных покрытий: материалов отдельных слоев, их толщин и количества;

- разработка и экспериментальная верификация метода построения профиля эрозии поверхности по контрастным картинам распыления многослойных покрытий, выработка критериев применимости метода и анализ погрешностей построения профиля.

- исследование влияния шероховатости поверхности на точность построения профиля эрозии;

- разработка методики определения порядка следования слоев по изображениям распыленного покрытия без применения средств разрушающего контроля;

- экспериментальное подтверждение применимости разработанной методики на примере исследования эрозии ускоряющего электрода ионного двигателя, полюсного наконечника двигателя с анодным слоем, а также поверхности, обработанной ионным пучком холловского ускорителя.

Достоверность результатов теоретических исследований обеспечена использованием общеизвестных физических моделей и математических методик и подтверждена всесторонними экспериментальными исследованиями, проводимыми на каждом этапе работы. Достоверность экспериментальных исследований гарантируется применением современной и проверенной аппаратной базы, апробированных методик измерения, а также многократной

проверкой полученных результатов с использованием различных способов и измерительных приборов.

Научная новизна

- Разработана теоретическая модель формирования контрастной картины распыления многослойных покрытий неоднородными ионными потоками;

- разработаны и экспериментально обоснованы критерии и методика выбора оптически контрастных материалов и параметров многослойных покрытий для различных условий ионной бомбардировки;

- разработан новый метод определения порядка следования слоев в многослойном покрытии по изображениям распыленного покрытия без применения средств разрушающего контроля, или заранее внесенных маркеров;

- разработан способ определения координат границ полос по изображениям распыленных многослойных покрытий и метод построения профиля эрозии поверхности электроракетных двигателей при помощи многослойных покрытий;

- разработана методика оценки погрешности измерений, вносимой шероховатостью исходной поверхности образца.

Теоретическая и практическая значимость

- Разработанная методика позволяет на этапе экспериментальной отработки новых моделей ЭРД в 20 и более раз сократить время эрозионных испытаний без форсирования режима работы и изменения конструкции двигателя; определение профиля эрозии производится в любом месте исследуемой поверхности;

- разработанная методика позволяет невооруженным взглядом определять характер профиля эрозии поверхности элементов ЭРД на больших площадях без применения каких-либо средств измерений;

- результаты работы были использованы при разработке «Методики диагностирования эрозии поверхностей с использованием многослойных покрытий» ионных двигателей в рамках НИР, проводимых по заказу Госкорпорации «Роскосмос».

Апробация работы. Результаты работы докладывались на двух конференциях: XIV Международной научно-технической конференции «Вакуумная техника, материалы и технология» (Москва, 16-17 апреля 2019) и 68th International Astronautical Congress: Unlocking Imagination, Fostering Innovation and Strengthening Security, iac 2017 (Аделаида, 25 - 29 сентября 2019). Результаты работы представлены в двух научно-технических отчетах, в 4 статьях в рецензируемых научных изданиях из перечня ВАК, три из которых, имеют переводные версии, индексированные в базах Scopus и Web of Science. По результатам работы была разработана «Методика диагностирования эрозии поверхностей с использованием многослойных покрытий» в рамках НИР, проводимых по заказу Госкорпорации «Роскосмос».

Личное участие автора

Автор лично разработал теоретическую модель распыления многослойных покрытий и методику расчета их параметров. Автором лично проведены все экспериментальные исследования по определению влияния шероховатости и градиента плотности ионного тока на точность построения профиля эрозии. Автор разработал методику определения последовательности расположения слоев в многослойном покрытии по изображениям и методику построения профиля эрозии. Автором были вычислены параметры многослойного покрытия для проведения испытаний по исследованию эрозии ускоряющего электрода высокочастотного ионного двигателя и произведена обработка результатов этих испытаний. Автором проведены эксперименты по исследованию эрозии внутреннего полюса магнитной системы ДАС и эрозии поверхности под действием ионного пучка ускорителя с азимутальным дрейфом электронов.

Положения, выносимые на защиту

- Теоретическая модель формирования контрастной картины при распылении многослойного покрытия неоднородными ионными пучками;

- критерии и методика выбора параметров многослойного покрытия для проведения испытаний по исследованию эрозии элементов электроракетных

двигателей и метод построения профиля эрозии поверхности по картинам распыления многослойного покрытия;

- методика определения порядка следования слоев в многослойном покрытии по контрастным картинам распыления;

- результаты оценки влияния шероховатости исследуемой поверхности на точность получения профилей эрозии;

- результаты экспериментов, демонстрирующих применение разработанного метода для исследования эрозии поверхности ускоряющего электрода ионно-оптической системы ионного двигателя, полюсов магнитной системы холловского двигателя, а также эрозии поверхности под действием ионного пучка технологического ионного источника.

Соответствие паспорту специальности

Соответствие диссертации формуле специальности 05.07.05 «Тепловые, электроракетные двигатели и энергетические установки летательных аппаратов» (технические науки): диссертационная работа посвящена разработке метода испытаний для ускоренного определения профиля и скорости эрозии поверхностей рабочих элементов электрических ракетных двигателей под воздействием ионной бомбардировки. Отражённые в диссертации научные положения соответствуют области исследования специальности 05.07.05.

ГЛАВА 1. МЕТОДЫ ДИАГНОСТИКИ ЭРОЗИИ ПОВЕРХНОСТЕЙ

ЭЛЕМЕНТОВ ЭРД

1.1 Факторы, определяющие ресурс электроракетных двигателей

Ресурс электроракетного двигателя (ЭРД) является одной из важнейших его характеристик, определяющей возможности применения устройства на космических аппаратах, особенно в дальних миссиях.

1.1.1 Ионные двигатели

За более чем 70-летнюю историю электростатических ионных двигателей было проведено большое количество длительных ресурсных испытаний [1, 2, 3, 41], которые позволили выявить основные механизмы выхода из строя двигателя и его компонентов (Таблица 1). Среди них важное место занимают механизмы, связанные с эрозией поверхностей конструктивных элементов двигателя под действием ионной бомбардировки.

Анализ, проведенный в работе [4], показывает, что основным процессом, ограничивающим ресурс двигателя, является критический износ поверхности ускоряющего электрода под действием ионной бомбардировки. Этот износ (Рисунок 1.1) проявляется в образовании на внешней стороне сетки характерных углублений в виде серии ямок и канавок (в зарубежной литературе употребляется термин «Pit-and-groove erosion»), а также в увеличении диаметра отверстий. В работе [5] было впервые показано, что износ внешней стороны ускоряющего электрода происходит под действием бомбардировки ионами, образованными при перезарядке ионов пучка за выходом из ионно-оптической системы. В результате этого процесса образуются медленные ионы, которые разгоняются в электрическом поле ускоряющего электрода и бомбардируют его поверхность в областях между отверстиями. При длительной работе двигателя возможна сквозная эрозия электрода в областях ямок. Увеличение диаметра отверстий происходит также под действием ионов перезарядки, образующихся внутри отверстий.

Таблица 1.

Основные механизмы выхода из строя ионных двигателей [6, 7]

Система двигателя Механизм выхода из строя

Ионно-оптическая система Эрозия внешней поверхности и стенок отверстий в ускоряющем электроде под действием ионов перезарядки, приводящая к повышению обратного потока электронов.

Сокращение расстояния между сетками из-за изменения формы электродов, вызванного релаксацией внутренних напряжений или потерей материала.

Короткое замыкание между сетками, вызванное: - частичками материала из разрядной камеры; - частичками материала, попавшими в зазор при старте; - отслоившимися продуктами эрозии самих сеток.

Дуговой разряд между сетками.

Нарушение целостности сеток из-за эрозии под действием ионной бомбардировки.

Осаждение продуктов эрозии на поверхности изоляторов, приводящее к электрическому пробою.

Короткие замыкания, вызванные термической деформацией элементов конструкции.

Разрядная камера Изменение магнитного поля во времени, вызванное деградацией постоянных магнитов.

Осаждение продуктов эрозии на поверхности изоляторов, приводящее к электрическому пробою.

Пробой кабельной изоляции.

Катоды (разрядный и нейтрализатор) Эрозия поверхности кипера и апертуры полого катода под действием ионной бомбардировки.

Деградация эмиттера.

Осаждение продуктов эрозии на поверхности изоляторов, приводящее к короткому замыканию.

Деградация нагревателя.

При образовании на поверхности ускоряющего электрода глубоких канавок нарушается его механическая устойчивость, что ведет к изменению геометрии ионно-оптической системы и короткому замыканию сеток. Увеличение диаметра отверстий и сквозная эрозия ускоряющего электрода

приводит к увеличению обратного электронного тока из катода-нейтрализатора в разрядную камеру [8]. Для предотвращения этого приходится увеличивать отрицательное смещение на ускоряющей сетке [9]. При этом выходом из строя двигателя считается момент, когда источник питания уже не может обеспечивать напряжение, достаточное для отсечки электронного тока с катода.

б

Рисунок 1.1.

Эрозия поверхности ускоряющего электрода ионного двигателя [12, 52] а - ямки и канавки на обратной поверхности электрода; б - изменение формы и размеров отверстий в ускоряющем электроде

Эрозии под действием ионной бомбардировки также подвержен и экранирующий (вытягивающий) электрод ионно-оптической системы двигателя [10, 11, 63]. Эрозия проявляется образованием фасок вокруг отверстий. В результате исследования поверхности эмиссионного электрода двигателя NEXT после 51184 ч работы было обнаружено, что наименьшая толщина электрода составляла 86% от первоначальной толщины, а общая потеря массы электрода за время испытаний составила всего 0,8 г. В то же время, в процессе работы

двигателя на поверхность сетки осаждались продукты эрозии других элементов конструкции, поэтому чистая потеря массы оценивалась авторами около 5,2 г.

Хотя ресурс ионного двигателя определяется, в первую очередь, износом ускоряющего электрода, в его конструкции есть еще ряд элементов, подвергающихся износу под действием ионной бомбардировки. В первую очередь, киперы (поджигающий электрод) разрядного катода и катода-нейтрализатора. Находясь в плазме разрядной камеры или ионного пучка, их поверхность распыляется и электрод постепенно разрушается. Например, за 8200 часов работы двигателя NSTAR толщина вытягивающего электрода снизилась на 36%, а к концу теста, общее время которого составило 30352 ч, электрод был распылен полностью (Рисунок 1.2) [12, 63]. После полного разрушения кипера элементы нагревателя и апертуры катода начинают распыляться и постепенно выходят из строя. Надо отметить, что кипер был внесен в конструкцию разрядного катода именно для защиты нагревателя и диафрагмы от эрозии [13]. Важно отметить, что такой механизм выхода из строя катода-нейтрализатора характерен и для холловских электроракетных двигателей.

Помимо непосредственного разрушения элементов конструкции под действием ионной бомбардировки, опасность для двигателя представляют и сами продукты эрозии, часть которых осаждается на элементы конструкции, образуя покрытия. Такие покрытия могут отслоиться от поверхности, попасть в промежуток между электродами ионно-оптической системы и вызывать короткие замыкания. Осаждаясь на высоковольтных изоляторах, такие покрытия могут приводить к пробоям по поверхности. Кроме того, осаждение продуктов эрозии на внутренние поверхности эмиссионного электрода приводит к уменьшению его прозрачности для ионов [63].

Для минимизации эрозии поверхности под действием ионной бомбардировки, для изготовления подверженных распылению элементов используются материалы с низкими коэффициентами ионного распыления, такие как молибден, титан и графит [14]. Последний является наиболее

перспективным материалом для этой цели. Однако изготовление графитовых сеток, особенно крупноразмерных, является очень сложной и дорогостоящей задачей [15]. Также для снижения скорости эрозии внешней поверхности ускоряющего электрода в ионно-оптическую систему добавляют дополнительную замедляющую сетку, которая предотвращает поток быстрых ионов перезарядки на ускоряющий электрод и практически полностью исключает распыление его поверхности [16]. Однако, такое решение значительно усложняет конструкцию двигателя и его системы электропитания.

в

Рисунок 1.2.

Эрозия кипера разрядного катода ионного двигателя [12, 64] а - разрядный катод до начала эксперимента; б - разрядный катод после 30352 ч работы; в - сечение разрядного катода после 8200 ч работы двигателя КБТАЯ

1.1.2 Двигатели с замкнутым дрейфом электронов

Основным процессом, ограничивающим ресурс двигателей с замкнутым дрейфом электронов (ДЗДЭ), как и в случае ионных двигателей, является ионное распыление элементов их конструкции. В первую очередь происходит разрушение стенок ускорительного канала под действием расфокусированной части ускоренного ионного потока.

В СПД основным элементом, подверженным эрозии, является керамическая разрядная камера [33, 17, 30]. В процессе ее распыления увеличивается выходное сечение ускорительного канала, что приводит к изменению плотности потока рабочего вещества, а значит - к изменению параметров плазмы и характеристик двигателя. При ее полном распылении (Рисунок 1.3) начинается распыление полюсов магнитной системы. Это приводит к изменению топологии магнитных полей в разрядном промежутке и к тому, что часть стенки канала ставится электропроводной. В результате этих процессов изменяются параметры плазмы в разрядной камере и рабочие характеристик двигателя, что можно считать выходом его из строя.

Рисунок 1.3.

Эрозия керамического канала двигателя PPS 1350-G [30]

Для увеличения ресурса СПД и ДАС ускорительный канал и магнитное поле профилируются так, чтобы исключить потоки заряженных частиц на стенки, при этом граница зоны ускорения выносится практически до внешней плоскости полюсов магнитной системы [18, 33, 38]. В результате, например, износ диэлектрической разрядной камеры снижается на 2 - 3 порядка [19, 20, 21]. Однако в двигателях такой конструкции может наблюдаться повышенный износ внешней поверхности обоих полюсов магнитной системы [22, 23].

В ДАС полюса магнитной системы дополнительно защищаются от распыления проводящими накладками, изготовленными, как правило, из

графита, имеющего низкие значения коэффициентов распыления. Поверхность этих накладок и образует стенки ускорительного канала. При этом из-за значительно меньшей, чем в СПД, протяженности канала изменение его геометрии не оказывает существенного влияния на параметры плазмы и ионного пучка. После сквозного распыления полюсных накладок начинают распыляться уже сами магнитные полюса, что приводит к нарушению топологии магнитной системы и последующему выходу двигателя из строя.

Вторым узлом, элементы которого подвержены эрозии при работе холловского двигателя, является катод-нейтрализатор. При этом эрозионные процессы здесь такие же, как и для нейтрализаторов ионных двигателей.

1.2 Распыление твердых тел под действием ионной бомбардировки

Бомбардировка поверхности твердого тела потоком ускоренных заряженных частиц инициирует различные физические процессы в приповерхностном слое (Рисунок 1.4) [24]. В зависимости от материала и кристаллической структуры мишени, типа ионов и, главное, их кинетической энергии при ионной бомбардировке протекают различные процессы.

При очень низких кинетических энергиях (меньше энергии связи атомов в кристаллической решетке) ион либо отражается от поверхности, либо приходит с ней в состояние термического равновесия и десорбируется. При этом энергии иона недостаточно, чтобы вызвать какие-либо изменения в состоянии поверхности.

При энергиях ионов, превышающих энергию связи, атомы решетки мишени могут покидать свои положения. При достаточной энергии атомы, выбитые из своих положений, могут сталкиваться с другими атомами, выбивая их из узлов решетки и порождая каскад столкновений в приповерхностном слое материала. В результате такого каскада атомы мишени могут покинуть поверхность. Этот процесс называется ионным распылением. Для распыления твердых тел энергия бомбардирующих ионов должна превышать пороговую величину, которая для большинства материалов мишени находится в диапазоне

12 - 30 эВ [25]. Количественно процесс ионного распыления описывается коэффициентом распыления - отношением количества выбитых с поверхности атомов к количеству бомбардирующих ионов. При этом эффекты ионного распыления (при энергиях, значительно больших пороговой) одинаковы для

ионов и нейтральных атомов.

Рисунок 1.4.

Схема элементарных процессов в твердом теле, инициируемых ионной

бомбардировкой [24]

С ростом кинетической энергии ионов выше пороговых значений коэффициент распыления увеличивается, достигая максимума при энергии ионов 5-100 кэВ (в зависимости от разных факторов), а затем начинает уменьшаться. Это связано с тем, что при больших энергиях доминирующим процессом становится ионная имплантация, при которой ионы проникают настолько глубоко в обрабатываемое твердое тело, что каскады столкновений уже не приводят к выходу атома с поверхности.

Величина коэффициента распыления зависит от широкого ряда факторов, таких как энергия и угол падения ионов, атомные массы ионов и мишени, энергия связи атомов в мишени, кристаллографическая ориентация и состояние поверхности мишени, химическая активность ионов и т. д.

При попадании быстрого иона в атом решетки эффективность передачи энергии, а значит и коэффициент распыления, зависит от соотношения масс иона и атома. Процесс передачи энергии наиболее эффективен, когда атомные массы бомбардирующих ионов и атомов мишени близки.

Зависимость коэффициента распыления от атомного номера материала периодическая, периоды совпадают с периодами таблицы элементов Д. И. Менделеева (Рисунок 1.5).

Рисунок 1.5.

Зависимость коэффициента распыления от атомного номера материала при обработке ионами аргона с энергией 500 эВ [26]

Коэффициент распыления зависит от угла падения ионов на распыляемую поверхность. При нормальном падении ион проникает глубоко внутрь материала и вызванные им каскады столкновений могут не привести к распылению. При уменьшении угла падения каскады столкновений распространяются все ближе к поверхности мишени, в результате чего увеличивается вероятность выбивания атомов с поверхности. Однако при совсем малых углах ион может отразиться от поверхности мишени, не выбив из нее атомов, поэтому зависимость коэффициента распыления от угла падения ионов имеет максимум.

Коэффициент распыления зависит от кристаллографической ориентации кристаллитов поверхности. Наибольшие коэффициенты распыления наблюдаются, когда скорость иона направлена вдоль кристаллографических

направлений с наиболее плотной упаковкой. В результате на изначально гладкой поверхности поликристаллического материала после ионной бомбардировки образуется рельеф, вызванный различиями в скоростях распыления произвольно ориентированных кристаллитов [27].

При распылении многокомпонентных материалов, таких как сплавы и химические соединения, в дополнение к перечисленным наблюдается ряд новых явлений. Скорости распыления компонентов ионной бомбардировкой могут различаться, в результате происходит изменение химического состава приповерхностных слоев мишени, а также изменяется рельеф поверхности [28].

1.3 Способы снижения времени эрозионных испытаний ЭРД

Как показано в предыдущем разделе, ионное распыление элементов конструкции является основным фактором, ограничивающим ресурс электроракетных двигателей. Поэтому на этапе разработки и испытаний новых двигателей необходимо иметь возможность быстрого измерения скоростей эрозии поверхности. В тоже время подтвержденный ресурс современных двигателей, определяемый распылением элементов ионной бомбардировкой, может доходить до 30000 - 50000 ч [2, 3], а при использовании графитовых электродов прогнозы дают и значительно большие значения. Ресурс ДЗДЭ традиционной конструкции ниже, чем у ионных, но тем не менее, составляет несколько тысяч часов. Например, подтвержденный испытаниями ресурс двигателя PPS 1350, разработанного ОКБ «Факел» по заказу SNECMA на базе СПД-100, составляет 10530 ч [29, 30], а прогнозируемый ресурс низковольтных ДАС составляет 5000 - 10000 ч [31, 32]. При таких значениях времени жизни для измерения скоростей эрозии требуется проводить длительные ресурсные испытания. Такие эксперименты, помимо высокой продолжительности, требуют больших материальных затрат. Поэтому для оценки скорости эрозии в разрабатываемых двигателях применяют различные методики ускорения ресурсных испытаний.

Существует несколько способов снижения времени ресурсных испытаний:

1. Форсирование режима работы двигателя. Для проведения таких испытаний подбирают режимы работы двигателя, при которых значительно увеличиваются потоки частиц на исследуемые элементы конструкции. Для ионных двигателей необходимого эффекта можно добиться путем увеличения рабочего давления в вакуумной камере, а также увеличения напряжения на ускоряющем электроде, наиболее подверженном ионному распылению (последний метод использовался и в настоящей диссертационной работе во время коротких эрозионных испытаний ВЧИД ММ при помощи многослойных покрытий). Для ДЗДЭ это достигается путем увеличения расхода рабочего вещества, мощности и напряжения разряда [33].

В случае ДЗДЭ этот подход затрудняется тем, что при изменении режима работы двигателя необходимо оптимизировать магнитное поле в ускорительном канале, что приводит к изменению его топологии. Так как топологией магнитного поля определяются потоки частиц на стенки разрядной камеры, то сопоставление результатов эрозионных изменений, полученных при различных режимах работы, не всегда корректно. В [33] показано, что увеличение разрядного напряжения приводит к нелинейному росту скорости эрозии стенок разрядной камеры СПД. Также отмечается изменение границ зоны эрозии при изменении разрядного напряжения [34] и плотности расхода рабочего вещества [35].

Для ионных двигателей форсирование режима работы также не всегда дает хорошие результаты. В работе [36] производились ресурсные испытания 30-см двухсеточного ионного двигателя. В качестве рабочего вещества применялся криптон. Для ускорения эксперимента двигатель работал при повышенном остаточном давлении в вакуумной камере ((5 - 6)-10-5 Торр). Кроме того, для интенсификации процесса распыления ускоряющая сетка находилась под относительно высоким потенциалом минус 500 В. Эксперимент проводился до отказа двигателя. В результате через 633 часа работы произошло

короткое замыкание между электродами, вызванное продуктами распыления ускоряющего электрода, осевшими на поверхности эмиссионного. После эксперимента на ускоряющем электроде обнаружена сквозная выработка за счет эрозии поверхности (Рисунок 1.6) под действием бомбардировки ионами перезарядки. Качественно характер выработки совпадает с экспериментами, проведенными при более низких давлениях. Однако отмечается, что повышенное давление в вакуумной камере может влиять на распределение потоков ионов перезарядки на конструктивные элементы двигателя, изменяя распределение интенсивности их износа. Кроме того, выход из строя двигателя в данной работе произошел из-за интенсивного распыления ускоряющего электрода в области держателя, вне ионно-оптической системы, что также, по мнению авторов, вызвано повышенным давлением в вакуумной камере. Таким образом, увеличение давления в вакуумной камере позволяет выявить области электродов, наиболее подверженные износу, но не дает возможности предсказывать скорости распыления их поверхности в реальных условиях эксплуатации.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Воробьев Евгений Валентинович, 2020 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Brophy J.R., Polk J.E., Rawlin, V.K. Ion Engine Service Life Validation by Analysis and Testing // 32nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Lake Buena Vista. 1996. P. 1 - 18.

2. Deep Space 1 Flight Spare Ion Thruster 30,000-Hour Life Test / Sengupta A. [at al] // Journal of Propulsion and Power. 2009. Vol. 25, No. 1. P. 105-117.

3. End-of-test Performance and Wear Characterization of NASA's Evolutionary Xenon Thruster (NEXT) Long-Duration Test / Shastry R., Herman D.A., Soulas G.C. [at al] // 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Cleveland. 2014. P 1-29.

4. Van Noord J.L. Lifetime Assessment of the NEXT Ion Thruster // 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Cincinnati. 2007. P. 1-24.

5. Kerslake W.R., Charge-Exchange Effects on the Accelerator Impingement of an Electron-Bombardment Ion Rocket. NASA technical note D-1657. Washington, D.C. : National Aeronautics and Space Administration. 1963. 44 p.

6. Qualification of Commercial XIPS Ion Thrusters for NASA Deep Space Missions / Goebel D. [at al] // 44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Hartford. 2008. P. 1-14.

7. Update of the NEXT ion thruster service life assessment with post-test correlation to the long duration test / Yim J.T. [at al] // 35th International Electric Propulsion Conference. Atlanta. 2017. P. 1-28.

8. Sovey J., Polk J. E. The Effect of Engine Wear on Performance in the NSTAR 8000 Hour Ion Engine Endurance Test. Pasadena. 1997. 18 p. (Preprint Jet Propulsion Lab).

9. Electron Backstreaming Determination for Ion Thrusters / Wirz R.E. [at al] // Journal of Propulsion and Power. 2011. Vol. 27, No. 1. P. 206-210.

10. Anderson J.R., Sengupta A., Brophy J.R. Post-Test Analysis of the Deep Space One Spare Flight Thruster Ion Optics // 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Fort Lauderdale. 2004. P. 1-20.

11. The 2.3 kW ion thruster wear test / Patterson M. J. [at al] //31 st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. San Diego. 1995. P. 1-30.

12. An Overview of the Results from the 30,000 Hr Life Test of Deep Space 1 Flight Spare Ion Engine / Sengupta A. [at al] // 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Fort Lauderdale. 2004. P. 1-20.

13. Brophy J.R. Propellant Throughput Capability of the Dawn Ion Thrusters // 30th International Electric Propulsion Conference. Florence. 2008. P. 1-35.

14. Ion engine grids Function main parameters issues configurations geometries materials and fabrication methods / Sangregorio M. [at al] // Chinese Journal of Aeronautics. 2018. Vol. 31, No. 8. P. 1635-1649.

15. Beatty J.S., Snyder J.S., Shih W. Manufacturing of 57cm Carbon-Carbon Composite Ion Optics for the NEXIS Ion Engine // 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Tucson. 2005. P. 1-12.

16. Decel Grid Effects on Ion Thruster Grid Erosion / Wirz R.E. [at al] // IEEE Transactions on Plasma Science. 2008. Vol. 36, No. 5. P. 2122-2129.

17. Yim J.T., Keidar M., Boyd I.D. An Evaluation of Sources of Erosion in Hall Thrusters // 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Tucson. 2005. P. 1-11.

18. Ким В.П., Семенкин А.В., Хартов С.А. Конструктивные и физические особенности двигателей с замкнутым дрейфом электронов. М.: Изд-во МАИ, 2016. 160 с.

19. Mikellides I.G., Katz I., Hofer R.R. Design of a Laboratory Hall Thruster with Magnetically Shielded Channel Walls, Phase I: Numerical Simulations // 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. San Diego. 2011. P. 1-18.

20. Magnetic shielding of a laboratory Hall thruster. I. Theory and validation / Mikellides I.G. [at al] // Journal of Applied Physics. 2014. Vol. 115, No. 4. P. 043303-1 - 043303-20.

21. Magnetic shielding of a laboratory Hall thruster. II. Experiments / Hofer R.R. [at al] // Journal of Applied Physics. 2014. Vol. 115, No. 4. P. 043304-1 -043304-13.

22. Mikellides I.G., Ortega A.L., Jorns B. Assessment of Pole Erosion in a Magnetically Shielded Hall Thruster // 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Cleveland. 2014. P. 1-20.

23. Wear test of a magnetically shielded Hall thruster at 3000 seconds specific impulse / Hofer R.R. [at al] // 33rd International Electric Propulsion Conference. Washington. 2013. P. 1-24.

24. Пранявичюс Л., Дудонис Ю. Модификация свойств твердых тел ионными пучками. Вильнюс: Мокслас, 1980. 242 с.

25. Технология тонких пленок: Справочник /Под ред. Л. Майселла, Р. Глян-га /Пер. с англ., под ред. М. И. Елинсона, Г. Г. Смолко. М.: Сов. радио, 1977. 664 с.

26. Ивановский Г. Ф., Петров В. И. Ионно-плазменная обработка материалов. М.: Радио и связь, 1986. 232 с.

27. Фундаментальные и прикладные аспекты распыления твердых тел: Сб. статей 1986 - 1987 гг.: Пер. с англ. / Сост. Е.С. Машкова. М.: Мир, 1989. 349 с.

28. Распыление твердых тел ионной бомбардировкой. Вып. II. Распыление сплавов и соединений, распыление под действием электронов и нейтронов, рельеф поверхности: Пер. с англ./ Под ред. Р. Бериша. М.: Мир, 1986. 488с.

29. History of the Hall Thrusters Development in USSR / Kim V. [at al] // 30th International Electric Propulsion Conference. Florence. 2007. P. 1-24.

30. The PPS 1350-G Qualification Demonstration: 10500 hrs on the Ground and 5000 hrs in Flight / Cornu M. [at al] // 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Cincinnati. 2007. P. 1-9.

31. Multi-Mode Thruster with Anode Layer Development Status / Solodukhin A.E. [at al] // 30th International Electric Propulsion Conference. Florence. 2007. P. 121.

32. Semenkin A.V., Zakharenkov L.E., Solodukhin A.E. Feasibility of High Power Multi-Mode EPS Development Based on the Thruster with Anode Layer // 32nd International Electric Propulsion Conference. Wiesbaden. 2011. P. 1-15.

33 Архипов А.С., Ким В.П., Сидоренко Е.К. Стационарные плазменные двигатели Морозова. М.: Изд-во МАИ, 2012. 292 с.

34. Investigation of the SPT operation and discharge chamber wall erosion rate under increased discharge voltages / Kim V. [at al] // 30th International Electric Propulsion Conference. Florence. 2007. P. 1-16.

35. Ким В.П., Абгарян В.К. Модель ионного потока и методика расчета эрозии стенок разрядной камеры стационарного плазменного двигателя // Письма в ЖТФ. 2017. том 43, вып. 20. С. 78-85.

36. Brophy J.R., Polk J.E., Pless L.C. Test-to-Failure of a Two-Grid, 30-cm-dia. Ion Accelerator System // 23rd international Electric Propulsion Conference. Seattle. 1993. P. 1519-1538.

37. Investigation of Operation and Characteristics of Small SPT With Discharge Chamber Walls Made of Different Ceramics / Kim V. [at al] // 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Huntsville. 2003. P. 1-14.

38. RHETT-EPDM Flight Anode Layer Thruster Development / Semenkin A.V. [at al] // 25th International Electric Propulsion Conference. Cleveland. 1997. P. 1-6.

39. Result of 18000-hour Endurance Test on Microwave Discharge ion Thruster Engineering Model / Kuninaka H. [at al] // 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Huntsville. 2000. P. 1-6.

40. Development of the accelerated test procedure for the spt discharge chamber wall wearing during long thruster operation / Kim V. [at al] // 39th

AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Huntsville. 2003. P. 1-11.

41. Results of the 15000 hours lifetime test for the RITA ion propulsion on the ESAs ARTEMIS satellite / Killinger R. [at al] // 27th International Electric Propulsion Conference. Pasadena. 2001. P. 1-10.

42. Evaluation of Sub-Scale NEXIS Ion Optics and Strategies for Performing Accelerated Wear Testing / Martinez R.A. [at al] // 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Fort Lauderdale. 2004. P. 1-14.

43. Martinez R.A., Williams J.D., Goebel D. M. Electric Field Breakdown Properties of Materials Used in Ion Optics Systems // 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Sacramento. 2006. P. 1-21.

44. Preliminary study of possibility to ensure large enough lifetime of SPT operating under increased powers / Kim V. [at al] // 33rd Joint Propulsion Conference and Exhibit. Seattle. 1997. P. 1-6.

45. V.Baranov., Y.Nazarenko, V.Petrosov., The Wear of the Channel Walls in Hall Thrusters // 27th International Electric Propulsion Conference. Pasadena. 2001. P. 1-8.

46. Probabilistic Analysis of Ion Engine Accelerator Grid Life / J.E. Polk [at al] // 23rd AIAA/AIDAA/DGLR/JSASS International Electric Propulsion Conference. Seattle. 1993. P. 1-15.

47. Remaining Useful Life Prediction and Reliability Analysis for an Individual Ion Thruster / Li J.X. [at al] // Journal of Propulsion and Power. 2016. Vol. 32, No. 4. P. 948-957.

48. Cheng S.Y., Martinez-Sanchez M. Hybrid Particle-in-Cell Erosion Modeling of Two Hall Thrusters // Journal of Propulsion and Power. 2008. Vol. 24, No. 5. P. 987-998.

49. A Numerical Tool for Lifetime Evaluation of Ion Thruster's Ion Optics / Funaki I. [at al] // 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. San Diego. 2011. P. 1-12.

50. Numerical Life Qualification of Ion Thruster's Ion Optics using the JIEDI Tool / Watanabe H. [at al] // 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. San Jose. 2013. P. 1-12.

51. 3D Simulations of Ion Thruster Accelerator Grid Erosion Accounting for Charge Exchange Ion Space Charge / Chaplin V.H. [at al] // 2018 Joint Propulsion Conference. Cincinnati. 2018. P. 1-20.

52. Wirz R.E., Anderson J.R., Katz I. Time-Dependent Erosion of Ion Optics // Journal of Propulsion and Power. 2011. Vol. 27, No. 1. P. 211-217. s

53. Modeling Ion Optics Erosion in the NEXT Ion Thruster Using the CEX2D and CEX3D Codes / Polk J.E. [at al] // 36th International Electric Propulsion Conference. Vienna. 2019. P. 1-24.

54. Potrivitu G.C., Rotaru R. Hall Effect Thruster Erosion Mechanism and the Thruster Lifetime // IEEE International Conference on Applied and Theoretical Electricity (ICATE). Craiova. 2014. P. 1-6.

55. Lovtsov. A.S., Shagayda A.A., Gorshkov O.A. Semi-Empirical Method of Hall Thrusters Lifetime Prediction // 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Sacramento. 2006. P. 1-10.

56. Polk J.E., Goebel D. M., Tighe W. Ongoing Wear Test of a XIPS 25-cm Thruster Discharge Cathode // 44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Hartford. 2008. P. 1-13.

57. Development of ion thruster IT-500 / Koroteev A.S. [at al] // Eur. Phys. J. D. 2017. Vol. 71, No. 5. P. 1-10.

58. http://lapic.ru/ (дата обращения 19.01.2020).

59. Edwards C. H., Potts M., Rogers D. Life Verification of the T5 Ion Extraction Grids for the GOCE Application // 4th International Spacecraft Propulsion Conference. Chia Laguna. 2004. P. 1-6.

60. 5000-hour Endurance Test of a 35-cm Xenon Ion Thruster / Hayakawa Y. [at al] // 37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Salt Lake City. 2001. P. 1-10.

61. Verification Tests of Carbon-Carbon Composite Grids for Microwave Discharge Ion Thruster / Funaki I. [at al] // Journal of Propulsion and Power. 2002. Vol. 18, No. 1. P. 169-175.

62. Experimental validation of a grid erosion simulation / Tartz M. [at al] // 35th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Los Angeles. 1999. P. 1-9.

63. Polk J.E., Brophy J.R., Wang J. Spatial and temporal distribution of ion engine accelerator grid erosion // 31st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. San Diego. 1995. P. 1-12.

64 An Overview of the Results from the 8200 Hour Wear Test of the NSTAR Ion Thruster / Polk J.E., [et al] // 35th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Los Angeles. 1999. P. 1-33.

65. Soulas G.C., Shastry R. Post-test Inspection of NASA's Evolutionary Xenon Thruster Long Duration Test Hardware: Ion Optics // 52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Salt Lake City. 2016. P. 1-23.

66. Wear Test of a Hollow Cathode for 35-cm Xenon Ion Thrusters / Hayakawa S. [at al] // 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Indianapolis. 2002. P. 1-6.

67. Research and Development Status of JAXA 35-cm Ion Thruster Technology / Kitamura S. [at al] // AIP Conference Proceedings. 2004. Vol. 699, No. 1. P. 362-368.

68 Kaplonek W., Sutowska M., Ungureanu M. Optical Profilometer with Confocal Chromatic Sensor for High-accuracy 3D Measurements of the Uncirculated and Circulated Coins // Journal of Mechanical and Energy Engineering. 2018. Vol. 2(42), No. 3. P. 181-192.

69. Analysis of the Pyrolytic Graphite Ion Optics Following the 2000-hour Wear Test of the HiPEP Ion Thruster / Williams G.J. [at al] // 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Sacramento. 2006. P. 1-17.

70. In Situ, Time-Resolved Accelerator Grid Erosion Measurements in the NSTAR 8000 Hour Ion Engine Wear Test / Polk J.E. [at al] // 25th International Electric Propulsion Conference. Cleveland. 1997. P. 295-302.

71. Beiting E.J. Precision Measurements of Ion-Engine Grids for Erosion Studies / Aerospace Report No. TR-2000(8565)-7, Engineering and Technology Group. El Segundo, 2000. 28 p.

72. Life Tests and Measurements of Ion Thruster Accelerator Grid Erosion / Wang H. [at al] // 44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Hartford. 2008. P. 1-9.

73. Estimate of Lifetime of Ion Thruster Optics Based on Particle Simulation / Chang L. [at al] // Plasma Science and Technology. 2008. Vol. 10, No. 1. P. 46-52.

74. Herman D.A., Soulas G.C., Patterson M.J. Status of the NEXT Ion Thruster Long-Duration Test after 10,100 h and 207 kg Demonstrated // 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Cincinnati. 2007. P. 1-35.

75. NASA's Evolutionary Xenon Thruster (NEXT) Long-Duration Test as of 736 kg of Propellant Throughput / Shastry R. [at al] // 48th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Atlanta. 2012. P. 1-20.

76. In-Situ Temperature, Grid Curvature, Erosion, Beam and Plasma Characterization of a Gridded Ion Thruster RIT-22 / Bundesmann C. [at al] // 31st International Electric Propulsion Conference. Ann Arbor. 2009. P. 1-10.

77. An advanced in situ diagnostic system for characterization of electric propulsion thrusters and ion beam sources / Bundesmann C. [at al] // Review of Scientific Instruments. 2010. Vol. 81, No. 8. P. 046106-1 - 046106-3.

78. Advanced Erosion Diagnostics for Hall Effect Thrusters and Gridded Ion Engines / Misuri T. [at al] // 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. San Diego. 2011. P. 2-5.

79. An advanced electric propulsion diagnostic (AEPD) platform for in-situ characterization of electric propulsion thrusters and ion beam sources / Bundesmann C. [at al] // Eur. Phys. J. D. 2016. Vol. 70, No. 10. P. 1-11.

80. Study of extraction grid erosion in a long-time ion thruster operational test / Tartz M. [at al] // 28th International Electric Propulsion Conference. Toulouse. 2003. P. 1-9.

81. Rock B.A., Mantanieks M.A., Parsons M.L. Rapid Evaluation of Ion Thruster Lifetime Using Optical Emission Spectroscopy // 18th International Electric Propulsion Conference. Alexandria. 1985. P. 1-48.

82. Domonkos M.T., Stevens R.E. Assessment of Spectroscopic, Real-Time Ion Thruster Grid Erosion-Rate Measurements // 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Las Vegas. 2000. P. 1-14.

83. Plasma erosion rate diagnostics using laser-induced fluorescence / Gaeta C.J. [at al] // Review of Scientific Instruments. 1992. Vol. 63, No. 5. P. 3090-3095.

84. Erosion rate diagnostics in ion thrusters using laser-induced fluorescence / Gaeta C.J. [at al] // Journal of Propulsion and Power. 1993. Vol. 9, No. 3. P. 369-376.

85. Williams G.J., Domonkos M.T., Ray S.N. The Status of Laser Diagnostics Supporting Ion Thruster Development at NASA GRC // 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Indianapolis. 2002. P. 1-14.

86. Williams G.J. The use of laser-induced fluorescence to characterize discharge cathode erosion in a 30 cm ring-cusp ion thruster: Ph.D. Dissertation. Ann Arbor. 2000. 192 p.

87. Williams G.J., Smith T.B., Gallimore A.D. Measurement of 30-Centimeter Ion Thruster Discharge Cathode Erosion // Journal of Propulsion and Power. 2008. Vol. 24, No. 5. P. 973-980.

88. Berden G., Peeters R., Meijer G. Cavity ring-down spectroscopy: Experimental scheme and applications // Int. Rev. Phys. Chem. 2000. Vol. 19, No. 4. P. 566-607.

89. Detection of sputtered metals with cavity ring-down spectroscopy / Yalin A.P. [at al] // APPLIED OPTICS. 2005. Vol. 44, No. 30. P. 6496-6505.

90. Measurement of Aluminum Erosion Rate by Cavity Ring-Down Spectroscopy / Yamaguchi A. [at al] // Trans. JSASS Aerospace Tech. Japan. 2016. Vol. 14, No. 30. P. 111-116.

91. Erosion rate measurement in ion thrusters using Cavity Ring-Down Spectroscopy technique / YAMAGUCHI A. [at al] // 17th International Symposium on Laser-Aided Plasma Diagnostics. Sapporo. 2015. P. 1-6.

92. Domonkos M.T., Stevens R.E. Absolute Density Calibration Cell for Laser Induced Fluorescence Erosion Rate Measurements // 27th International Electric Propulsion Conference. Pasadena. 2001. P. 1-10.

93. Hurst E.B., Thomas G.Z. Diagnostic System Design for the Ion Auxiliary Propulsion System (IAPS)-Flight Test of Two 8 cm Mercury Ion Thrusters // 15th International Electric Propulsion. Las Vegas. 1981. P. 1-33.

94. Deep Space One Investigations of Ion Propulsion Contamination Overview and Initial Results / Brinza D. [at al] // 38th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno. 2000. P. 1-12.

95. Absolute Molybdenum Density and Flux in NEXT Ion Engine Plume / Crofton M.W. [at al] // 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Cleveland. 2014. P. 1-14.

96. Kolasinski R. Fundamental ion-surface interactions in plasma thrusters: Ph.D. Dissertation. Pasadena. 2007. 202 p.

97. Kolasinski R.D., Polk J.E. Characterization of Cathode Keeper Wear by Surface Layer Activation // Journal of Propulsion and Power. 2004. Vol. 20, No. 6. P. 992-999.

98. MPD Thruster Erosion Measurement / Marks L.M. [at al // AIAA/JSASS/DGLR 16th International Electric Propulsion Conference. New Orleans. 1982. P. 1-8.

99. Polk J. E. Mechanisms of Cathode Erosion in Plasma Thrusters: Ph.D. Dissertation. Princeton. 1997. 201 p.

100. Measurement of MPD Thruster Erosion Using Surface Layer Activation / Polk J. E. [at al] // J. PROPULSION. 1987. Vol. 3, No. 1. P. 33-38.

101. Magnetic shielding of walls from the unmagnetized ion beam in a hall thruster / Cho. S. [at al] // Journal of Propulsion and Power. 2013. Vol. 29, No. 1. P. 278-281.

102. Mason L.S., Jankovsky R.S., Manzella D.H. 1000 hours of testing on a 10 kilowatt Hall effect thruster // 37th AIAA Joint Propulsion Conference. Salt Lake City. 2001. P. 1-7.

103. Peterson P.Y., Manzella D.H. Investigation of the Erosion Characteristics of a Laboratory Hall Thruster // 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Huntsville. 2003. P. 1-9.

104. The Performance and Wear Characterization of a High-Power High-Isp NASA Hall Thruster / Peterson P.Y. [at al] // 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Tucson. 2005. P. 1-14.

105. Jacobson D.T. High Voltage TAL Erosion Characterization // 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Indianapolis. 2002. P. 1-10.

106. Solodukhin A.E., Semenkin A.V. Study of discharge channel erosion in multi mode anode layer thruster // 28th International Electric Propulsion Conference. Toulouse. 2003. P. 1-8.

107. Wear Testing of a Magnetically Shielded Hall Thruster at 2000 s Specific Impulse / Sekerak M.J. [at al] // 34th International Electric Propulsion Conference. Kobe. 2015. P. 1-37.

108. Pole Erosion Measurements for the Development Model of the Magnetically Shielded Miniature Hall Thruster / Lobbia R.B. [at al] // 36th International Electric Propulsion Conference. Vienna. 2019. P. 1-24.

109. Plasma Simulations for the Assessment of Pole Erosion in the Magnetically Shielded Miniature Hall Thruster (MaSMi) / Ortega A.L. [at al] // 36th International Electric Propulsion Conference. Vienna. 2019. P. 1-16.

110. Wear Testing of the HERMeS Thruster / Kamhawi H. [at al] // 52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Salt Lake City. 2016. P. 1-17.

111. Wear Trends of the HERMeS Thruster as a Function of Throttle Point / Williams G.J. [at al] Cleveland: National Aeronautics and Space Administration. 2019. 26 p.

112. Long Duration Wear Test of the NASA HERMeS Hall Thruster / Frieman J.D. [at al] // 2018 Joint Propulsion Conference. Cincinnati. 2018. P. 1-15.

113. In-situ Diagnostic for Assessing Hall Thruster Wear / Ahern D.M. [at al] // 2018 Joint Propulsion Conference. Cincinnati. 2018. P. 1-12.

114. Karabadzhak G.F., Semenkin A. V., Tverdokhlebov S.O. Semi-empirical Method for Evaluation of a Xenon Operating Hall Thruster Erosion Rate Through Analysis of its Emission Spectra // Spacecraft Propulsion, Third International Conference held. Cannes. 2001. P. 909-912.

115. Karabadzhak G.F., Semenkin A. V., Tverdokhlebov S.O. Evaluation of a xenon operating Hall thruster body erosion rate through analysis of its optical spectra // 37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Salt Lake City. 2001. P. 1-7.

116. Tverdokhlebov S.O., Karabadzhak G.F. TAL Relative Erosion Rate RealTime Measurements through Analysis of its Emission Spectra // 28th International Electric Propulsion Conference. Toulouse. 2003. P. 1-6.

117. Evaluation of Impurity Composition and Content in the TAL at Various Operating Regimes / Karabadzhak G.F. [at al] // 29th International Electric Propulsion Conference. Princeton. 2005. P. 1-10.

118. Горшков. А.О., Дышлюк Е.Н., Шагайда А.А. К вопросу о возможности определения скорости эрозии разрядной камеры ускорителя с замкнутым дрейфом электронов и протяженной зоной ускорения методом эмиссионной спектроскопии // Теплофизика высоких температур. 2007. Т. 45, № 6. С. 825-831.

119. Hall Thruster Erosion Measurement by Time-Resolved Cavity-Ring Down Spectroscopy / Egawa Y. [at al] // 36th International Electric Propulsion Conference. Vienna. 2019. P. 1-7.

120. The Technical Challenges of using Cavity Ring-Down Spectroscopy to Study Hall Thruster Channel Erosion / Huang W. [at al] // 32nd International Electric Propulsion Conference. Wiesbaden. 2011. P. 1-32.

121. Real-time boron nitride erosion measurements of the HiVHAc thruster via cavity ring-down spectroscopy / Lee B.C. [at al] // 33rd International Electric Propulsion Conference. Washington. 2013. P. 1-13.

122. A cavity ring-down spectroscopy sensor for real-time Hall thruster erosion measurements / Lee B.C. [at al] // Rev. Sci. Instrum. 2014. Vol. 85, No. 5. P. 0531111 - 053111-11.

123. Lee B.C. Real-time erosion measurements of the HiVHAc and SPT-70 Hall thrusters via cavity ring-down spectroscopy: Ph.D. Dissertation. Fort Collins. 2014. 103 p.

124. Tao L., Yamamoto N., Yalin A.P. Cavity ring-down spectroscopy sensor for ion beam etch monitoring and end-point detection of multilayer structure // Rev. Sci. Instrum. 2008 Vol. 79, No. 11. P. 15107-1 - 15107-4.

125. Sputter erosion sensor for anode layer-type Hall thrusters using cavity ring-down spectroscopy / Yamamoto N. [at al] // Journal of Propulsion and Power. 2010. Vol. 26, No. 1. P. 142-148.

126. Laser-induced fluorescence study of a xenon Hall thruster / Cedolin B.J. [at al] // Appl. Phys. B. 1997. Vol. 65, No. 4-5. P. 459-469.

127. Hargus W.A., Cappelli M.A. Laser-Induced Fluorescence Measurements of Velocity within a Hall Discharge // Appl. Phys. B. 2001. Vol. 72, No. 8. P. 961969.

128. Laser-Induced Fluorescence Measurements of the Acceleration Zone in the 12.5 kW HERMeS Hall Thruster / Chaplin V.H. [at al] // 35th International Electric Propulsion Conference. Atlanta. 2017. P. 1-32.

129. NASA Technical Report: "Primary Electric Propulsion Technology Study" / Hughes Research Labs. Poeschel R. L., Beattie, J. R. No. NASA-CR-159688. Malibu., 1979. 196 p.

130. NASA Technical Report: "Endurance test of a 30-CM-diameter engineering model ion thruster. Task 12: Investigation of thin-film erosion monitors for ion thrusters" / Hughes Research Labs. Beattie, J. R. NASA-CR-168132, NAS 1.26:168132. Malibu., 1983. 50 p.

131. Beartie, J.R. A Model for Predicting the Wearout Lifetime of the LeRC/Hughes 30-cm Mercury Ion Thruster // 14th International Electric Propulsion Conference. Princeton. 1979. P. 1-32.

132. Hall Thruster Channel Wall Erosion Rate Measurement Method Using Multilayer Coating Chip / Cho S. [at al] // 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Nashville. 2010. P. 1-10.

133. Multilayer Coating Method for Investigating Channel-Wall Erosion in a Hall Thruster

134. Williams G.J., Soulas G.C., Kamhawi H. Advanced Diagnostic Characterization of High-Power Hall Thruster Wear and Operation // 48th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Atlanta. 2012. P. 1-26.

135. NASA Technical Report "Impingement-Current-Erosion Characteristics of Accelerator Grids on Two-Grid Ion Thrusters" / Colorado State Univ. Barker T. NASA-CR-198523, E-10411, NAS 1.26:198523. Fort Collins., 1996. 86 p.

136. Experimental study of ion optics with square apertures for high-power ion thrusters / Madeev S. [at al] // Review of Scientific Instruments. 2019. Vol. 90, No. 4. P. 043302-1 - 043302-6.

137. Шредер Г., Трайбер Х.. Техническая оптика. М.: Техносфера, 2006.

424 с.

138. Физические величины: Справочник / Бабичев А.П. [и др.]. Под ред. Григорьева И.С., Мейлихов Е.З. М.: Энергоатомиздат. 1991. 1232 с.

139. Эмсли Дж. Элементы: Пер. с англ. М.: Мир. 1993. 256 с.

140. Energy dependence of the ion-induced sputtering yields of monatomic solids / Matsunami N. [at al] // Atomic Data and Nuclear Data Tables. 1984. No. 31. P 1 - 80.

141. D. Rosenberg, G. K. Wehner. Sputtering Yields for Low Energy He+, Kr+, and Xe+Ion Bombardment // J. Appl. Phys. 1962. Vol. 33, No. 5. P. 1842 -1845.

142. Application of secondary neutral mass spectrometry in low-energy sputtering yield measurements / Bhattacharjee S. [at al] // Nuclear Instruments and Methods in Physics Research B. 1997. No. 129. P. 123 - 129.

143. Laegreid N., Wehner G. K. Sputtering Yields of Metals for Ar+ and Ne+ Ions with Energies from 50 to 600 ev // J. Appl. Phys. 1961. Vol. 32, No. 3. P. 365 -369.

144. H. Oechsner. Sputtermg - a Review of Some Recent Experimental and Theoretical Aspects // Appl. Phys. 1975. No. 8. P. 185 - 195.

145. Weijsenfeld C. H., Hoogendoorn A., Koedam M. Sputtering of polycrystalline metals by inert gas ions of low energy (100-1000 eV) // Physica. 1961. No. 27. P. 763 - 764.

146. Yonts O. C., Normand C. E., Harrison D. E. High-Energy Sputtering // Jr. Appl. Phys. 1960. Vol. 31, No. 3. P. 447 - 450.

147. Effect of Elevated Temperatures on Sputtering Yields / Carlston C. E. [at al] // Physical Review. 1965. Vol. 138, No. 3A. P. 759 - 763.

148. Keywell F. Measurements and Collision Radiation Damage Theory of High-Vacuum Sputtering // Physical Review. 1955. Vol. 97, No. 6. P. 1611 - 1619.

149. Braun M., Emmoth B., Buchta R. Concentration profiles and sputtering yields measured by optical radiation of sputtered particles // Radiation Effects. 1976. Vol. 28, No. 1-2. P. 77 - 83.

150. Stuart R. V., Wehner G. K. Sputtering thresholds and displacement energies // Physical Review Letters. 1960. Vol. 4, No. 8. P. 409 - 410.

151. Holloway P.H. Quantitative auger electron analysis of homogeneous binary alloys: chromium in gold // Surface Science. 1977. No. 66. P. 479 - 494.

152. Sletten G., Knudsen P. Preparation of isotope targets by heavy ion sputtering // Nuclear instruments and methods. 1972. No. 102. P. 459 - 463.

153. Zalm P. C. Energy dependence of the sputtering yield of silicon bombarded with neon, argon, krypton, and xenon ions // Appl. Phys. 1983. Vol. 54, No. 5. P. 2660 - 2666.

154. Ивахненко С.Г. Исследование эффекта азимутального отклонения ионов в двигателях с замкнутым дрейфом: дис. ... канд. техн. наук. Москва. 2013. 158 с.

155. Высокочастотный ионный двигатель малой мощности / Ахметжанов Р.В. [и др.] // Вестник СибГАУ. 2015. Том 16, № 2. С. 378-385.

156. Экспериментальные исследования высокочастотного ионного двигателя / Антропов Н.Н. [и др.] // Известия Российской академии наук. Энергетика. 2016. № 2. С. 4-14.

157. Скворцов Г.Е., Панов В.А., Поляков Н.И., Федин Л.А. Микроскопы / Скворцов Г.Е. [и др.]. Л.: Машиностроение. 1969. 512 с.

158. Марахтанов М.К., Духопельников Д.В., Мэй Сянь Сю. Дисперсионные характеристики наноразмерных металлических пленок в видимом диапазоне излучения // Нано- и микросистемная техника. 2008. № 1 (90). С. 42-47.

159. XIPS Ion thruster grid erosion assessment for deep space missions / Richard E.W. [at al] // 30th International Electric Propulsion Conference. Florence. 2007. P. 1-9.

160. Two-Electrode Ion-Extraction System of a Radio-Frequency Ion Source: Numerical and Experimental Studies of Erosion of the Accelerating Electrode / Akhmetzhanov R.V. [at al] // Journal of Surface Investigation: X-ray, Synchrotron and Neutron Techniques. 2019. Vol. 13, No. 6. P. 1061-1066.

161 . Управление формой пучка технологического ионного источника для высокоточной обработки поверхности / Духопельников Д.В. [и др.] // Вестник Московского государственного технического университета ИМ. Н.Э. Баумана. Серия естественные науки. 2014. № 3(72). С. 24-36.

162. Полещук А. Г., Насыров Р. К., Маточкин А. Е., Черкашин В. В., Хомутов В. Н. Лазерный интерферометр ФТИ-100 // Интерэкспо Гео-Сибирь. 2013. Т. 5. № 3. С. 25-31.

163. Духопельников Д.В., Воробьев Е.В., Ивахненко С.Г. Управление ионными потоками в холловских ускорителях // Вестник Московского авиационного института. 2017. Т. 24. № 2. С. 24-30.