This Master's Thesis handles prestudy work and early hardware development that resulted in architectural definitions and prototype hardware of electronic ground support equipment. This equipment is destined to emulate the electric power consumption of the PPS5000 Hall Effect Thruster (HET), for use in satellite end-to-end tests of the all-electric Geostationary Satellite Electra, developed at OHB Sweden AB. The Thruster Emulator (TEM) was defined through a resulting compilation of intricate interdependent components that interface the satellite power system and the thruster, which yielded an architecture development to support some basic predefined emulator requirements. This architecture was then analyzed to form a base-line conceptual function of the emulator system, which incorporates the entire HET functionality. Six primary HET impedances were defined, of which the three most complex impedances were investigated fully. For the primary thruster discharge, research is shown of the complexity of implementing advanced electronic load hardware directly to the satellite's 5kW power system with respect to the transient primary plasma discharge during thruster start up, and with limitations on the electronic load reducing emulator-thruster similarities. Additionally, a fully functional plasma ignition emulator prototype circuit board was built to be used in the final hardware of the TEM to emulate the external HET cathode start-up functionality. Finally, a feasibility study for designing a possible solution for the large PPS5000 electromagnet impedance was performed, resulting in the manufacture of two prototype inductors with unsatisfying performance results according to the design requirements.

Plume-spacecraft interactions play an important role in the performance and integrity of spacecraft during their missions in space. The study encompasses a thruster’s plume simulation and its impact on spacecraft geometries to understand and predict the effects and consequences of the impingement on spacecraft surfaces, such as erosion, contamination, forces, and torques. The initial focus of the thesis is to simulate an electric thruster current density for both space and vacuum chamber measurements. This estimates the artificial broadening of the plume produced by low-pressure background air particles inside a vacuum chamber. Subsequently, the study adopts a conservative approach by considering a current density obtained from vacuum chamber measurements, which allowed for an evaluation of the potential effects on spacecraft surfaces, thus delivering insights into erosion, contamination, as well as the distribution of forces and torques. The results highlight the importance of considering spacecraft charging in plume interactions, as the surface potential significantly affects the impact of the thruster’s plume on spacecraft surfaces. The outcome obtained throughout this project suggests that the effects of particle impingement on erosion, contamination, forces, and torques in plume-spacecraft interactions are influenced by the thruster location and the spacecraft’s surface potential. It is important to note that additional factors, including thermal effects, radiation, and magnetic fields, which were not addressed in this thesis, may also pose potential threats to spacecraft performance and should be considered in future investigations. / Interaktioner mellan plym och rymdfarkoster spelar en viktig roll i rymdfarkosternas prestanda och integritet under deras uppdrag i rymden. Studien omfattar simulering av en raketmotors plym och dess inverkan på rymdfarkostens geometrier för att förstå och förutsäga effekterna och konsekvenserna av kollisionen på rymdfarkostens ytor, såsom erosion, förorening, krafter och vridmoment. Avhandlingens initiala fokus är att simulera strömtäthet i plymen från en elektrisk raketmotor för både rymd- och vakuumkammarmätningar. Detta uppskattar den artificiella expansionen av plymen som produceras av de molekyler som närvarar i det låga trycket inuti en vakuumkammare. Därefter antar studien ett konservativt tillvägagångssätt genom att överväga en strömtäthet erhållen från vakuumkammarmätningar, vilket möjliggjorde en utvärdering av de potentiella effekterna på ytorna på en rymdfarkost, och därmed leverera insikter om erosion, förorening, såväl som fördelningen av krafter och vridmoment. Resultaten understryker vikten av att överväga laddning av rymdfarkoster i plyminteraktioner, eftersom ytpotentialen signifikant påverkar raketmotorplymens påverkan på rymdfarkostens ytor. Resultatet som erhållits genom hela detta projekt tyder på att effekterna av partikelkollision på erosion, förorening, krafter och vridmoment i växelverkan mellan plym och rymdfarkoster påverkas av raketmotorns placering och rymdfarkostens ytpotential.

In general, electric propulsion offers very high efficiency but relatively low thrust. To remedy this, several ion engines can be assembled in a clustered configuration and operated in parallel. This requires the careful design of a frame to accommodate the individual propulsion systems. This frame must be modular to be used in different cluster sizes, and verify thermal and mechanical requirements to ensure the nominal operation of the thrusters. The present report aims to show the design process of such a frame, from preliminary modelling to the experimental study of a prototype. This document features an overview of the iterative design process driven by thermal simulations rendered on COMSOL Multiphysics. This process led to the conception of a 2-thruster and 4-thruster cluster frame. A lumped-parameter model of the electric propulsion system was also created to model its complex thermal behaviour. In addition, the 2-thruster frame was studied mechanically with analytical calculations and simulations of simple load cases on SolidWorks. Lastly, a prototype based on the 2-thruster frame model was assembled. The prototype was used to conduct temperature measurements while hosting two operating thrusters inside a vacuum chamber. The temperature distribution in the cluster was measured, and compared to simulation results. Thermal simulations of the 2-thruster and 4-thruster frame showed promising results, while mechanical simulations of the 2-thruster version met all requirements. Moreover, experimental results largely agreed with thermal simulations of the prototype. Finally, the lumped-element model proved instrumental in calibrating the models, with its high flexibility and quick computation time. / Generellt erbjuder elektrisk framdrivning hög verkningsgrad men relativt låg dragkraft. För att avhjälpa detta kan flera jonmotorer sättas samman i en klusterkonfiguration och drivs parallellt. Detta kräver en noggrann utformning av en ram för att rymma de enskilda framdrivningssystemen. Denna ram måste vara modulär för att kunna användas i olika klusterstorlekar och verifiera termiska och mekaniska krav för att säkerställa den nominella driften av motorerna. Föreliggande rapport syftar till att visa designprocessen för en sådan ram, från preliminär modellering till experimentell studie av en prototyp. Detta dokument innehåller en översikt över den iterativa designprocessen, driven av termiska simuleringar gjorda med COMSOL Multiphysics, som ledde till uppfattningen av en 2 motorer och 4 motorer ram. En klumpelementmodell av jonmotorn skapades också för att modellera dess komplexa termiska beteende. Dessutom var den 2 motorer ram studeras mekaniskt med analytiska beräkningar och simuleringar av enkla laddafall med SolidWorks. Slutligen monterades en prototyp baserad på den 2 motorer rammodellen. Prototypen användes för att göra temperaturmätningar medan den är värd för 2 jonmotorer i en vakuumkammare. Temperaturfördelningen i klustret mättes och jämfördes med simuleringsresultat. Termiska simuleringar av den 2 motorer och 4 motorer ramen visade lovande resultat, medan mekaniska simuleringar av den 2 motorer versionen klarade alla krav. Dessutom överensstämde experimentella resultat till stor del med termiska simuleringar av prototypen. Slutligen var klumpelementmodellen mycket användbar för att kalibrera de andra modellerna med sin höga flexibilitet och snabba beräkningstid.

Electric Propulsion (EP) is widely acknowledged as a crucial technology for future space missions, offering significant propellant savings and enabling exploration of planetary missions with smaller spacecraft (s/c). For precise attitude control of these smaller spacecraft, Field Emission Electric Propulsion (FEEP) has emerged as a favorable option due to its exceptional thrust controllability. However, the successful operation of FEEP, as well as most other EP systems, relies on an electron source, typically a Hollow Cathode (HC), to neutralize the ion beam. This cathode’s behavior must be characterized through ground testing before being integrated with the thruster. Once integrated, the whole thruster undergoes further testing. While the testing phase plays an essential role in achieving mission objectives, there is a scarcity of comprehensive papers describing the design of test setups for cathodes, such as Heaterless Hollow Cathode (HHC), or EP thrusters like FEEP. The lack of detailed information makes it challenging for those not well-versed in this particular testing methodology to effectively replicate the tests. In an effort to address this issue, this thesis utilizes literature studies and thermal analyses to propose a HHC test setup by focusing on the anode configuration and the electrical interface; Subsequently, parts of this HHC test setup are reused in a conceptual vacuum chamber adaptation, facilitating testing of FEEP. Specifically, for the HHC setup, two stainless steel plate-shaped anodes are manufactured, and an accompanying electrical schematic diagram is presented to demonstrate the proper connection of power supplies and other necessary equipment. For the FEEP setup, a chevron beam target, an aluminum shield to protect the pump, and a heat-dissipating stand are introduced. These two test setups, along with the underlying motivation, can ideally simplify future cathode and thruster testing processes, especially for those having limited familiarity with this subject matter. / Elektrisk framdrivning är allmänt erkänt som en avgörande teknologi för framtida rymduppdrag eftersom elektrisk framdrivning erbjuder betydande bränslebesparingar och möjliggör utforskning av planetära uppdrag med mindre rymdfarkoster. För exakt styrning av dessa mindre rymdfarkoster har fältjonisationsframdrivning framträtt som ett fördelaktigt alternativ på grund av sin exceptionellt styrbara drivkraft. Dock är den framgångsrika driften av fältjonisationsframdrivning, liksom de flesta andra elektriska framdrivningssystem, beroende av en elektronkälla, vanligtvis en hålkatod, för att neutralisera jonstrålen. Denna katods beteende måste karakteriseras genom marktester innan den integreras med drivsystemet. Efter integrationen genomgår hela drivsystemet ytterligare tester. Trots att testfasen spelar en avgörande roll för att uppnå uppdragsmålen finns det en brist på omfattande rapporter som beskriver utformningen av testupplägg för katoder, såsom värmelösa hålkatoder, eller elektriska framdrivningssystem så som fältjonisationsframdrivning. Den bristfälliga informationen gör det svårt för dem som inte är insatta i denna specifika testmetodik att effektivt replikera testerna. I ett försök att lösa detta problem använder denna avhandling litteraturstudier och termiska analyser för att föreslå en testuppsättning för en värmelös hålkatod genom att fokusera på anodkonfigurationen och det elektriska gränssnittet; Därefter återanvänds delar av denna värmelösa hålkatods-testuppsättning i en konceptuell vakuumkammar-anpassning för att underlätta testning av fältjonisationsframdrivning. Specifikt för den värmelösa hålkatods-uppsättningen tillverkas två platta anoder av rostfritt stål, och ett tillhörande schematiskt diagram över det elektriska gränssnittet presenteras för att demonstrera korrekt anslutning av strömförsörjning och annan nödvändig utrustning. För fältjonisationsframdrivnings-uppsättningen introduceras ett chevron-mönstrat jonstråle-mål, ett aluminiumskydd för pumpen och ett värmeavledande stativ. Dessa två testuppsättningar, tillsammans med den underliggande motiveringen, kan i bästa fall förenkla framtida testprocesser för katoder och drivsystem, särskilt för dem som har begränsad kännedom om ämnet.