在我们的推进系统中，不需要高纯度碘，纯度为99.5％的总成本约为60美元，与碘相关硬件的额外成本低于200美元。推进系统资格成本不到4,000美元。还开发了使用氙气推进剂的推进系统的修改版本。对于相同的推进剂，氙气的成本为1,275美元，由于高压钛罐，流量控制阀，管道和传感器，硬件成本约为碘的100倍。资格成本也增加到大约9,000美元。

　　Xenon的高成本是SpaceX选择K k kings的原因之一。但是，K k的离子化阈值更高，原子质量较高，而原子质量比Xenon和碘都更高，并且所需的推进系统功率增加了25％以上，以达到相同的推力水平。此外，K的储存密度大约比Xenon低约三倍（比碘低9倍）41，这增加了推进剂罐的体积和质量。K kypton用于许多竞争行业，例如窗户绝缘应用，这些应用占市场份额的50％以上，并且由于对节能建筑的需求，预计将迅速增长42。考虑到12,000至42,000颗卫星的星条星座的大小，每个卫星都需要10公斤的螺旋桨40，在未来几年中将需要大量的krypton。

　　由于氙气和碘之间物理性质的相似性，以及重要物理数据的更广泛的可用性和准确性（例如反应横截面），Xenon已用于数值建模中，以帮助推进系统的设计，开发和测试。该模型（与参考文献43中的模型相似）是自洽的，并且考虑了质量流的保护，并且在推进器中汇总了以下稳态保护方程的推进器中的电离电离和功率平衡

　　这是从血浆来源提取的离子的质量流量的总输入推进剂质量流量，是任何联合中性气体的质量流速，AEFF是源管内血浆损失的有效表面积，bohm velocity34，q和m是离子电荷和质量级别，是电源的平均速率，是电源的平均速度，nn是gasiz gasiz gasiion，nn是gase nn nn。因子，V是源管的体积，PRF是RF功率，NP是血浆源内的平均等离子体密度，是丢失在源管壁上的每一个离子电子对的有效能量损失34,43（并且包括碰撞和动能能量损失），并且包括Antenna andna rf是Antenna antna andna plassa-plassma-plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – plassma – lf。上面的方程隐含包括相关的电子中性反应过程（例如弹性散射，非弹性激发和电离过程），RF天线 - 血浆偶联和等离子壁鞘鞘物理学34,43。

　　网格离子推进器的关键元素之一是离子光学元件，在我们的情况下，该光学元件由两个网格组件组成。粒子中的粒子（PIC）仿真（使用开源代码XOPIC44）已用于通过网格对离子提取和加速进行建模。扩展数据图3D通过一组网格孔显示了离子加速度的PIC模拟。离子在没有直接撞击的情况下很好地集中在孔中，并且仅由离子中性电荷 - 交换碰撞产生的低能离子和可能的下游电子中性离子化，羽流中的联合中性气体在羽流中撞击第二个网格（称为ACCEL GRID）（称为ACCEL GRID）（称为ACCEL GRID），因为在Gridded iro iro thusters中是典型的。

　　对于给定的网格尺寸，如果总加速电压太低，则网格之间离子的空间电荷会导致第二个网格上游表面的关注不足和直接撞击。这会导致快速的溅射侵蚀，并可能通过溅射材料对网格的短路。众所周知的儿童 - langmuir law34可用于估计这种空间充电限制的电流ICL，在我们的情况下，该电流给出了

　　其中ε0是自由空间的介电常数，n是网格孔的数量，上游网格中每个孔径的面积也是（称为屏幕网格），VT是整个网格上的总加速电压，是有效的网格间隙，ts and ts and ts ts and th屏幕和rs grid grid grid grom厚度和孔径gypers和paperture radius，yrartife gromenty和gap和gap gap grg gap和g g g g g g g g g g g g g g g g g g g g g g g g g g gap。量化网格之间空间电荷水平的有用度量是perveance，p = ibeam/vt3/2。当离子束电流等于空间充电限值电流时，达到网格的最大perveance，PMAX。对于我们的推进系统中使用的网格，对于单电荷原子碘离子，PMAX = 1.7×10-6 A V -3/2。如果总加速电压过高，则达到交叉限制5并过度关注离子，再次导致侵蚀。在扩展数据中指示了空间充电和交叉限制图3A。

　　常规的电推进系统通常利用空心阴极等离子体桥中和剂5，它们能够发射高电子电流，并且非常适合中和大型离子束电流。随着我们的推进系统以低功率运行，为了进一步实现系统的微型化，使用了两个热渗透性碳液钨丝中和中和剂，而总估计的寿命为3,600小时。

　　如图2a所示，电子系统分为模块。主控制单元协调推进系统的操作，而其他每个模块通过提供局部调节和监视相关参数来控制功能组件。推进系统由10–30 V范围内的不受管制的电压总线提供，并且需要在30 W到70 W之间的功率，具体取决于操作模式。电源线上的公共模式过滤器可减少电磁干扰。带有卫星的主要通信通道是一个冗余控制器区域网络总线，以250 kbit和1 mbit的数据速率运行。另外，还可以使用互集界面。在所有通信渠道上实施电隔离。

　　推进系统使用五个微控制器：一个主要处理器和四个管理本地子系统的二级控制器。主要的微控制器实现了全球控制和安全算法，还提供了卫星载计算机（OBC）的接口。使用具有多个任务的实时操作系统，每个任务都有一个优先级，并且调度程序决定应根据给定的优先级执行。

　　在收到OBC的发射请求后，推进系统会在子系统上开关，进行内置的自我测试，并以等离子体点火序列进行进行。每个微控制器都实现了引导加载程序，允许OBC在飞行中重新编程。该引导加载程序有多种安全措施，例如冗余或三票投票算法，以避免由单事件造成的造成的损坏。

　　电力电子产品中的欧姆损失和源管壁的等离子体损失产生了热量。网格离子推进器的内部组件达到最高温度（高达170°C），而所有其他组件和子组件均低于80°C。碘升华所需的热量由

　　质量流速和∆Hs是碘的升华焓（62.4 kJ mol -1）。对于典型的质量流速为0.07 mg s -1，升华功率小于0.02 w。由于废热的重复使用，流量管理系统需要少于1 W的额外功率，以补偿导电和辐射性损失，并保持螺旋桨流量足够热以防止碘化碘。坦克和流动管的流动路径都有加热器在启动，点火和稳态操作过程中保持目标温度。对于冷启动，大约需要10分钟才能将碘加热到所需的温度。

　　为了增强微型化和消除运动部件，推进系统不使用常规的螺线管控制阀。取而代之的是，使用了碘沉积和阻塞推进剂罐和源管之间的亚毫米孔。当推进系统不工作时，孔口的温度会导致沉积，从而阻塞孔。在此沉积温度下，产生的升华率非常低。此外，由于孔口的设计，气体分布头，源管和加速网格本身，有效的气流电导大大降低了，因此碘泄漏较低。在真空下存储的推进系统的地面实验超过两周，显示上限泄漏速率小于0.08μgS-1。

　　碘被填充到多孔矩阵中，该矩阵放置在填充过程之前放置在推进剂储罐内。为了提高导热率，将聚合物热垫放置在矩阵和水箱的壁之间。尽管碘在正常条件下对氧气没有强大的化学亲和力，但由于其氧化性质，在推进剂填充之前，将储罐用氩气清除，以去除操作过程中可能污染血浆的任何残留气体。

　　碘在接近120°C的温度下在一个单独的储层中熔化，并立即倒入基质中。这改善了典型的固体碘晶体的填料因子，并有助于最大程度地减少空隙的形成。储层中的绝对压力刚好高于大气压力，而氩压接近100 kPa。由于碘的蒸气压在120°C时接近14 kPa（参考文献45），储罐内保持饱和状态。

　　性能和羽状表征是通过在圆柱真空室内操作的推进系统，长度为0.83 m，直径为0.6 m。将腔室与旋转，涡轮分子和低温（在-75°C下操作）的泵一起泵送。用MKS Baratron 627B绝对压力传感器和冷阴极Balzers IKR 050量规（使用气体特异性校正因子）测量压力。腔室底压优于5×10-4 PA，在操作过程中，背景压力低于1.4×10-3 pa。尽管中性碘气体分离部分在腔室中尚不清楚，但估计有效的抽水速度在700 L S -1至1,400 L s -1之间。

　　离子光束电流和发散测量是使用半圆形，自动化的束诊断系统进行的，其中包括15个平面静电探针的阵列。半圆形臂两端的电动机精确控制方位角臂的位置，该位置允许在二维半球形表面上对离子束电流密度进行空间测量。探针在-40 V时偏置以反映电子和羽流中的任何可能的负碘离子。由于施加的电压46，由于探针的离子轰击和在每个探针周围的等离子鞘膨胀而导致的二级电子排放校正，以考虑次级电子排放。通过根据以下方程整合测得的电流密度曲线，获得了总离子光束电流，IBEAM和有效的光束差异θDIV，θDIV可获得

　　其中r是半圆形探头臂的半径，θ分别是探针方位角和纬度角，而ji是离子束电流密度。

　　使用直径为7厘米的羽状盘放在羽流中，并位于加速网格下游的54 cm，进行飞行时间（TOF）测量。探针在-100 V处有偏置，以反映电子和羽流中的任何可能的负碘Ions29，并使用短，低阻抗的连接用数字示波器测量探针收集的电流。探针的时间常数远小于离子转运时间，阶段的阶数为1μs。在测量过程中，在矩形电压脉冲（分别施加幅度和宽度为1,000 V和4.5μs）的矩形电压脉冲之前，最初将两个电网扎根（施加了大约0.5μs）。这导致从血浆源引起正离子的瞬时提取和加速度，并且由于不同离子传输时间τ而导致测得的TOF探针电流中不同峰的出现到探针上

　　其中L是推进系统出口与TOF探针之间的距离，VN是净加速电压，而Q/M是离子电荷与质量比。由于脉冲形状的限制，探针电流峰显示出一定的扩展。单个离子物种的贡献是通过拟合指数高斯函数并集成以找到平均电流来确定的。

　　来自Impedans的半固定场能量分析仪（RFEA）用于测量束离子的分布函数。RFEA的直径为50 mm，包括一个接地的前网格，两个带有控制偏置电压的内部网格和一个偏置的收集器板。RFEA位于推进系统下游30厘米，并连接到自动的半电子单元扫描系统。收集器电流的第一个导数是第二个网格上的扫描偏置电压47的函数，然后给出了离子通量分布函数h（vbias），以使得定义，以至于

　　其中IRFEA是由RFEA测量的收集器电流。

　　推进系统中的集成电子设备包括电流和电压测量传感器，这些传感器不断测量施加的加速度电压，并将电流转到两个网格上。对于网格离子推进器，从等离子体源中提取的离子梁电流通过电子电流平衡到保持电荷平衡的第一个网格（扩展数据图2B）。该电流从加速网格中减去小电流后，然后匹配由热阴极中和发出的净电子电流。在接地测试和空间操作过程中，网格电流和电压测量值允许估计提取的束电流并实时进行推力。

　　使用附着在真空室内的推力平衡上的推进系统进行直接推力测量。我们开发了一个敏感性为0.03 mN的单个摆力推力平衡，该灵敏度使用力传感器来测量移动臂末端施加的推力。力传感器和推力矢量位置被移动，这会改变相应的摆杆臂，并允许传感器上测得的力进行放大。力传感器是一个具有积分超载停止的S256载荷电池，在全尺度负载（100 MN）下，其灵敏度为1 mV V-1。为了去除电干扰，将负载电池的低级输出电压转换为数字信号，并发送到位于腔室外部的测量单元。使用二阶Savitzky – Golay滤波器将原始数据用于数字化。推力平衡是用放置在水平臂上的一组已知质量校准的，该水平臂上由于传感器上的力而产生的瞬间平衡。

　　推进系统包括八个薄膜铂温度传感器，用于测量温度（精度为0.1°C）的关键位置，包括所有电子子系统，推进剂储罐以及储罐和血浆源管之间的界面法兰。连续测量卫星的输入电流和电压，以及来自不同子系统的输出电流和电压，例如阴极中和，网格和RF天线。数据采集​​频率由卫星计算机设置，等于1 Hz。

　　推进系统进行了广泛的振动，辐射，热和流程测试以进行飞行资格。振动测试包括正弦，随机和正弦和正弦（准静态加速度测试），该水平由航天器发射车设定的水平组成。正弦振动包括低频测试（5-100 Hz），加速度高达4.5 g。随机振动测试在20 Hz至2,000 Hz之间，总均方根加速度为6.7 g，每轴持续时间为120 s。还为每个轴进行准静态测试，最大加速度为8.75 g。在最高5,000 Hz的频率下进行了其他冲击测试，冲击响应频谱加速度高达1,500 g。电子组件和机电组件经过了高达200 meV的单事件辐射测试（高能质子轰击），以及伽马射线测试，用于与合格水平兼容的总电离剂量，用于15 krad，用于未固定的组装。整个推进系统在环境条件下以及在热真空室中的真空条件下（温度在-25°C和60°C之间）进行了热暴露和热循环运动。在真空室中的推进系统操作证实了碘的升华和整体性能稳定性，并在延长的射击时间内，多次弹性周期。长期推进系统操作通过合格模型进行了总累积时间为120小时，在109个单独的点火周期中进行了测试。

　　推进系统电子设备记录了大约50个遥测参数，它们在每个轨道射击后从卫星下载。推力和功率取决于所选的操作模式，其模式可能取决于功率，质量流量和施加的网格电压。如扩展数据表1所示，在轨道示范期间已经测试了两种模式，并表示N1和FS。N1模式具有锁定的反馈回路，目标推力为0.8 mn，上限为60 W，而FS模式的最小推力为0.35 mn，上电源极限为50W。在最后一次模式下，推进系统在禁用了所有反馈循环，并且忽略了辅助传感器的数据。在每次射击之前，进行自动自我测试。

　　比较了在轨内运行期间进行的系统温度测量值与扩展数据中的地面测试测量值进行了比较。所有参数的结果都相似，并且再次表明地面测试条件复制了空间环境。

　　使用直接证据和间接证据确认了每次解雇导致的轨道变化。直接证据包括卫星上GPS接收器的卫星跟踪数据，以及从SSN获得的独立跟踪数据（请参见带有卫星目录编号46838的参考文献37）。间接证据来自从GPS数据中计算出的卫星轨道元件与使用GMAT36预测的卫星轨道元件的比较，以及基于球形Earthical oteralical Earthical oteralical offiention的数值模拟和使用GMAT36的数值模拟进行了比较。理论模型在操纵1a之前使用GPS均值半轴轴，是作为初始条件开始的（较早的时间反向传播）。GMAT模拟使用JGM-3的地理位置模型和阶70×70，以及月球和太阳的点质量扰动。使用MSISE90 Model49包括大气阻力，以及使用球形航天器Model36的太阳辐射压力。在每次启动开始之前，使用GPS数据的时间和位置启动仿真，并使用从下载的遥测器中获取的近似推力轮廓。

　　由于重力扰动，卫星的示意性半轴轴显示振荡，幅度为10 km。因此，使用了基于Brouwer理论50的平均轨道元素，从而平滑了这些高频振荡。从Kozai转换为Brouwer平均运动惯例51后，从SSN数据推导出平均半轴轴。