Спутник технологический. CANYVAL-X 2. [Редактировать]

CANYVAL-X 1/2 - это два космических аппарата который были разработаны НАСА и южнокорейским университетом Yonsei. Целевой задачей космических аппаратов является проверка возможности создания на основе кубсатов виртуальных оптических телескопов.

Дополнительная классификация

#Наименования
1Тип орбиты - НОО
2Тип оператора(владельца) - государственный
3Страна оператор(владелец) - Южная Корея
4Страна производитель - Южная Корея

Технические характеристики

#ХарактеристикаЗначение
1Масса, кг1
2Форм-фактор, юнита1

Информация об удачном запуске

#ХарактеристикаЗначение
1Космодром Шрихарикота
2Дата пуска2018-01-12
3Полезная нагрузка 1xCartosat 2F
4Полезная нагрузка 1xMicrosat-TD
5Полезная нагрузка 1xLEO Vantage 1
6Полезная нагрузка 1xCBNT 2
7Полезная нагрузка 1xICEYE X1
8Полезная нагрузка 1xINS 1C
9Полезная нагрузка 1xArkyd 6A
10Полезная нагрузка 1xCICERO 7
11Полезная нагрузка 1xCorvus-BC 3
12Полезная нагрузка 1xLemur-2 68
13Полезная нагрузка 1xLemur-2 69
14Полезная нагрузка 1xLemur-2 70
15Полезная нагрузка 1xLemur-2 71
16Полезная нагрузка 4xFlock
17Полезная нагрузка 1xMicroMAS 2a
18Полезная нагрузка 1xPicSat
19Полезная нагрузка 1xCNUSail 1
20Полезная нагрузка 1xCANYVAL-X 1
21Полезная нагрузка 1xCANYVAL-X 2
22Полезная нагрузка 1xKAUSAT 5
23Полезная нагрузка 1xKHUSAT 3
24Полезная нагрузка 1xDemoSat
25Полезная нагрузка 1xTyvak 61C
26Полезная нагрузка 1xFox 1D
27Полезная нагрузка 1xSTEP Cube Lab
28Полезная нагрузка 1xSpaceBEE 1
29Полезная нагрузка 1xSpaceBEE 2
30Полезная нагрузка 1xSpaceBEE 3
31Полезная нагрузка 1xSpaceBEE 4
32Ракета-носитель 1xPSLV-XL

Найдено 13 документов по запросу «CANYVAL-X 2». [Перейти к поиску]


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... aspects ∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙ 115 비전정렬기술의 시현을 위한 큐브위성의 시스템 설계 ∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙ 120 CANYVAL-X 임무를 위한 1U 위성의 운용 시나리오 설계 ∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙ CANYVAL-X 임무 큐브위성의 자세 결정 및 제어 시스템 설계 탐사 지상국 임무계획 131 ∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙ 137 ∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙ 142 CANYVAL-X 큐브위성을 위한 UHF 지상국의 설계, 구축 및 운용 계획 ∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙∙ Estimation Method...). 회프 딩 큐브위성 로시 CANYVAL 회프 임무 주과학 CANYVAL 회프 로시 추 력기 정렬 차 오 분석, 춘 계 발표, (2014). CubeSat Design Specification Rev.13 (2013). 비전정렬임무를 대의 계 우 GPS 회프 딩 14. 톰의 시스템 인터페이스 5. 결 론 이 추 계 항공우주학 황순홍 큐브위성의 과학 CANYVAL-X 시스템 설계 심명보 계 우주 계 발표, (2014). CANYVAL..., Inter-satellite link 지상 수행 1. 서 론 국 은 결과 활 나 악 데 역할 얻은 록 분석하는 이 령 위성체에 임무 수행에 필요한 원 하게 최 의 여 후속 이터를 수신하 을 수행한다. 따라서 이루어지지 경우 임무가 명 않 면 작 차 으 시 국 수행 않 되지 을 연구에 지상 임무 조 건을 송신하고, 임무 적용 수 있도 신 결과를 을 수 국 이 원 활 하게 통 할 국 신 성체 발사 전에 지상 한 편 자세를 CANYVAL-X는 일정하게 공간에서 유 검증하는 수 있도록 요구 할 의 성능을 검증 두 지하는 임무로, 대의 관 관 성 성 통 조건을 논 문에서는 큐브위성이 CANYVAL-X의 지 신 시스템과 설정하고, 위 위해 상대 거 운용을 한 획 용 계 을 수 립 렬을 수행하고, 시스템은 적용이 가능하 지상 국 의 의 위 치 따라서 요구조 일정에 시스템을 어 구 된 구 축 국 하였다. 지상 1U와 2U 두 대의 큐브위성으로 구성된 의 운 방식 그 두 데 결과 이터를 위성의 므 먼거 로 상대 지상으로 리가 위성의 통 신 10m 리에서는 위성 간 정보를 교환하고, 2U 위성의 두 임무 여관 때 거 내 근접했 때 통 여 궤 통 접근 파 속 변 이다. 두 대의 큐브위성은 비전 정렬 시스템을 이용하 정렬 위한 국 맞추 축 지상 하였다. CANYVAL-X는 우주 시스템 임무 실제 2. 지상국 시스템 설계 상대 정렬 따라 2.1 CANYVAL-X의 통신 시스템 특징 리와 비전 이에 CANYVAL-X의 alignment)을 (Vision alignment... Noise Amplifier, LNA)를 사용하기도 한다. 을 고정하고자 한다. 서 필요한 해 전원 공 CANYVAL-X 지상 행하 에서는 별 손 을 개 가 신호 수로 송수신을 모두 수 여 면 나 여 할 이용하 로를 분리하 치할 생 므 실이 발 하 된 흐름 방향 테나 때 나 큘레 감 여링 전력의 하 구성 의 UHF 안 수 있기 수 있다. 그러 로 이를 사용하는 지상 하드 어의 2 설계한 CANYVAL-X 지상 제어 등의 연결 된 안 하 서 의 따라서 대신 구성은 국 의 하드 그 웨 어 2와 어 구성 웨 데 생 및 데 림 같 어는 기능을 하드 수행하는 어는 로 테 이터 , 이터 이터 제어기는 인공위성의 위 로 이용하 가능 범위에 그 성 2과 이 제어기(RCT)와 분석, 하 컴퓨터에 송수신기 에 해 문에 이터 크 안정 있을 경우, 보 컴퓨터로 명 고, 전 를 자동으로 어인 로 을 을 경우 안 전 를 자동으로 따라서 도요 계 하고, 지 로 )와 해야한다. 자동으로 에서 준다. 지상 이터 제 의 위 해 으로 한, 인공위성이 하도록 한 적 어인 원 력 은 수신한 신호를 하 신 반송 신호는 반송 따라서 송수신기 제어 지 조하 이터는 의 인공위성의 시 에서 러 송수신기로 과에 실어 분리하 어는 이터를 복원해 도 에 보 고, 는 기능을 수 의한 주 수 화 위해 상용 수 있어야 한다. 지상 에서는 HRD(Ham 송수신기를 이터 제어 HRDSatTrack 행 한다. 정보( 컴퓨터에서 해 하는 한다. 본적으로 전 지 명 수신된 신호는 복조하 행해야 을 위 에 따라 안 필요가 있다. 송수신기의 로 의 전시키는 간을 극대화 명 인공위성의 안 이터를 신 안 이터에 어는 CANYVAL-X 이터를 사용하 적으로 설 확보해야한다. 파 있다. 어에 치 테나 회 테 령 달 테 소프트웨 치 궤 소 국 치 여 테나 향 방향 산 당 방향 테 회 령 달 또 통 향 여통 할 입 받 파 테나 내 테나 파 여 달 소프트웨 령 당 데 디 털변 여 내 여 래 데 내 또 플 효 파 변 추 할 국 소프트웨 할 프 램 테 프 램 디 털변 소 프트웨 추 소프트웨 포함 때 할 나 령 관 를 를 원하는 (Misalignments)에 림 어 여 테나 방향 향 면 차 손 줄 국 여 통 테나 방향 할 같 장 외 각장 압 류 급 또 효 폭 출 폭 잡음 거 정렬 TNC... 하 거나 통 신 가능 범위에 을 명 자동으로 명 않 령관 데 및 저장 통 맞춤 소프트웨 여 의 기능은 지원하지 따라서 때 있을 을 송신하는 등 는다. 리, 수행하는 령 이터 분석 형 , 어를 를 신 개발하 기록 효율 기능 GUI를 이용하 운용의 등의 성을 높 이도록 하였다. 맞춤 소프트웨 할 소프트웨 작 면 CANYVAL-X 여 형 어는 개발되었으며 HRD와 연동 였다. 개발된 어의 MATLAB 여 수 있도록 하 동 화 은 그 림 (Maximum 효율 운용 같 3과 을 높 다. 령 통 Transmit 수신하기 Time)이 위해서는 국 지상 정해 에서는 을 전송해야한다. 궤 인공위성의 불 신이 및 어 종 료 운동에 된 이터 요 있으 고도 편 는 , 경우, 히 이 에는 전송 3 CANYVAL-X 지상 국 소프트웨 어 개발 된 기능 보 와 - 어는 등 이 은 기능을 기 추후 류 소프트웨 아 전으로, 를 진행 에 오 두 정이다. 어는 용 기록 - HRDSatTrack과 연동, - 명 - 수신 명 이 신 범위 에서 자동 데 이터 요 이터 없 신 기 문에 수신되지 통 은 신 바탕 국 통 일정을 시스템들의 전송한다. 이 mode)로 정상 때 으로 과 자세 제 신이 가능해 지 작 여 동 부를 시스템의 인공위성을 오 동하지 문제가 주어야 한다. 그 이를 는 발 하 이 공 하 확인하고 류 감 가 운용하게 지되 된다. 경우 임무 위 정보는 위 특 를 결정 임무이 가능하다. 위성의 정보로 계 4는 CANYVAL-X 지상 지하는 수행이 지상에서 위성의 기 위 자신의 위 대를 면 로 따라서 정보를 전송해 NORAD에서 제공하 한다. 의 운용 계 을 도 화 한 것이 다. 력 통 경우인 국 은 인공위성의 시스템이 정상적으로 신모드(Communication mode)와 여 가 있는 경우인 안전모드(Safe)로 구분하 CANYVAL-X는 으로, 과의 청 4. 지상국 운용 계획 류 지상 송신 CANYVAL-X 지상 오 명 하고 있다. 신 시 하는 위성이 GPS에 수정 요 여 치 유 여편 유 므 작 않 불 생 면 각 치 때각 치 초 치 산 림 국 획 식 는 인공위성의 소프트웨 초 버 및 완 업데 트 할예 래 같 포함 통 각및내 통 내 령 데 출 현재 각 지상으로 안전모드(Safe GPS가 림 이터 서 CANYVAL-X는 GPS 수신기를 이용하 하고, 그 데 이터 이터 송신은 자동으로 중지된다. 지상과의 인공위성은 정보를 데 청 대용량 이 위의 과정을 반복한다. 한 로, 주기적으로 임무 수행을 진행하며, 다시 지상 상태 므 각 낮아져 국 청 령 않 때 따라 면데 데 후 받 통 가능해지 CANYVAL-X의 신이 도 져 LBT(Listen 이는 송신을 시 가능 한 경우 송수신을 Before 작 동시에 Talk) 않 하지 방식 으로 령 음통 까 테나 향 송신 의 안정성 확보를 위해서는 다 명 신 으로 전송해주어 인공위성의 안 지상 국 과 인공위성의 바탕 인공위성의 초 치 국 궤 기 으로 지상 위 에서 결과 인공위성의 통 운용된다. 않 주어야 단하며, 으로 다 신 신 일정 통 때 령 국 통 또 통 반이중 문에 할 부는 NORAD에서 전송된 여판 ° 내 도 결정을 수행하 이 위성 간 명 이 한 일정을 설계 여 10 신 신 지 남은 시간을 인공위성 인공위성에서 고도(elevation)가 한다. 이 경우 신과 지상 신 수 있도 제공하는 치 궤 통 위 단한다. 일 판 때 통 통 음통 까 통 완 면데 청 령 때 속 할 하다고 는 운용되기 지 신 가능 정보와 을 동 시스템에 는다. 따라서 인공위성과 지상 지상에서 록 해야 한다. 수행하지 GPS 작 정보를 도 결정 신이 일정을 가능 바탕 그 림 국 4 CANYVAL-X 지상 지 남은 시간을 인공위성으로 전송해준다. 전송이 CANYVAL-X는 료되 연 이터 적으로 요 송신 명 수 을 있는 5. 결 론 전송한다. 이 본 최대 148 Bull. Kor. Spa. Soc. 23(2), October 2014 획 운용 계 시간 여통 연구에서는 신의 CANYVAL-X 안정성과 시스템 구성 큐브위성의 및 운용의 통 특 효율 신 성 성을 고려하 확보를 위한 PROCEEDINGS 국 지상 합 요구조건을 또 한 이러한 내 웨 소프트웨 축 축 역할 여 획 립 축 국 후 후속 할 판 한 하드 어와 정에서 구 계 분석하였다. 을 어 시스템을 된 시스템의 수 하였다. CANYVAL-X 구 발사 된 이 임무에도 사용 감사의 글 : 본 연구는 한 업 지상 국 하였고, 임무 2015...



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... University of America 306.03 – CANYVAL-X: Enabling a new class of scientific... is not fully developed. The CANYVAL-X (CubeSat Astronomy by NASA and... University to design and develop CANYVAL-X. CANYVAL-X will demonstrate key technologies for... control between the two spacecraft. CANYVAL-X is scheduled to launch on... University of America P8.22 – CANYVAL-X: Enabling a new class of scientific... is not fully developed. The CANYVAL-X (CubeSat Astronomy by NASA and... University to design and develop CANYVAL-X. CANYVAL-X will demonstrate key technologies for... control between the two spacecraft. CANYVAL-X is scheduled to launch on...



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... diffracted light,” he added. Called CANYVAL-X, short for the CubeSat Astronomy... to one another. 10 Under CANYVAL-X, the team plans to position... thruster system, which will maintain CANYVAL-X’s alignment to an inertial target...



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2014 Summer Intern Poster Session and Abstract Proceedings NASA Goddard Space Flight Center 2014 Summer Intern Poster Session and Abstract Proceedings NASA Goddard Space Flight Center Greenbelt, MD, USA July 31, 2014 Director, Office of Education, Goddard Space Flight Center Dr. Robert Gabrys Deputy Director, Office of Education, Goddard Space Flight Center Dean A. Kern Acting Lead, Internships, Fellowships & Scholarships, Goddard Space Flight Center Mablelene Burrell Internship Program Coordinator, Goddard Space Flight Center Raquel Marshall Editors Mentors and Education Office Staff Prepared by Deysy Armbrust, Voxcela, LLC. Republication of an article or portions thereof (e.g., extensive excerpts, figures, tables, etc.) in original form or in translation, as well as other types of reuse (e.g., in course packs) require formal permission from the Office of Education at NASA Goddard Space Flight Center. Preface NASA internships provide unique NASA-related research and operational experiences for high school, undergraduate, and graduate students. These internships integrate participants with career professionals emphasizing mentor-directed, degree-related, real-world task completion. During the internship participants engage in scientific or engineering research, development, and operations activities. As part of their internship enrichment activities offered by Goddard’s Office of Education, the Greenbelt Campus annually hosts its Summer Poster Session. Here, interns from Science, Computer Science, Information Technology, and Engineering and Functional Services domains showcase their completed work and research to the entire internal Goddard community and visiting guests. On July 31, 2014, more than 300 interns gathered in the atrium of building 28, breaking all records in participation from previous years. Interns were able to present their work while having the opportunity to receive feedback from scientists and engineers alike. It is this interaction with Center-wide technical experts that contributes significantly to the interns’ professional development, and is therefore a culminating highlight of their quality experience at NASA. NASA’s internships reach out to students not just from the Maryland area but also worldwide. This year, 60 percent of the interns participating in the poster session were from out-of-state, while 32 percent live permanently in Maryland. While NASA internships are available to students with a wide variety of majors, predominately NASA-related STEM fields, individual internship opportunities target specific disciplines. Engineering and Science were the two domains with most participants in the poster session, with 43 percent for Engineering and 33 percent for Science. Goddard Space Flight Center’s Office of Education acknowledges the outstanding potential assembled at the poster session each year, where great ideas are presented to the NASA public. It is our goal to make all this information accessible. Hence, we are releasing a compilation of the contributions submitted and presented by the interns during the poster session and in individual presentations. A total of 233 abstracts from the summer 2014 Goddard Internship Program is now accessible, on a limited basis, for research and educational purposes. Producing the 2014 Summer Intern Poster Session Proceedings required the dedicated effort of many individuals. In particular, the quality of this publication depends on the commitment of the many mentors who took time from their busy schedules to review and edit papers. We thank you all for your support! It is very much appreciated. Last but not least, this compilation of abstracts directly reflects the work of our interns. Without your hard work and dedication, neither the Poster Session nor this publication would be possible. We thank you for preparing your presentations and papers, and for showing the professionalism and enthusiasm that makes the Summer Poster Session such a great event time after time! Table of Contents Computer Science / IT-NASA’s IV&V ............................................................................................... 1 Klocwork Checker Studio for MPCV Static Code Analysis Abstract ................................................ 2 West Virginia Space Public Outreach Team (SPOT)........................................................................ 3 Space Telescopes: A Glimpse into the Unknown SPOT Presentation ............................................ 4 James Webb Space Telescope JWST Tool Development ................................................................ 6 SGSS Fault Management Analysis Abstract .................................................................................... 7 Robotics Image Processing and Interpretation .............................................................................. 8 James Webb Space Telescope Fault Management End-to-End Database Event Network Development ...



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0.05/5
...-6, EcAMSat, CNUSail 1, ISARA, KAUSAT-5, SIGMA, CANYVAL-X 1, CANYVAL-X 2, and STEP Cube Lab and...



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0.08/5
... experiment to confirm its capability CANYVAL-X: Enabling a new class of scientific...



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... arc thruster propulsion system for CANYVAL-X (Cubesat Astronomy by NASA and...



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0.07/5
... Analysis and CubeSat Design for CANYVAL-X mission J. Park, S. Park, K. Lee, H. Oh...



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0.14/5
...-­‐1,  ISARA,  iSAT,   OCSD  (2)   KickSat,  TechEdSat-­‐5   CANYVAL-­‐X,  Dellingr,  ESCAPE,  RBLE ASTERIA,  MITEE...



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0.14/5
Micro-Cathode Arc Thruster for Small Satellite Propulsion Michael Keidar Mechanical & Aerospace Engineering The George Washington University In collaboration with: T. Zhuang, A. Shashurin, G. Teel, D. Chui, S. Haque, J. Lucas, C. Parvini, J. Slotten, S. Hurley, T. Lee (GWU), J. Kang, C. Dinelli, K. Castonguay, I. Maloney (USNA), O. Tintore, E. Agasid (NASA Ames), P. Calhoun (NASA GSFC) Acknowledgement: NASA DC Space Grant Consortium Micropropulsion and Nanotechnology Laboratory (MpNL) 2 Satellite Propulsion Trends • Mass-to-orbit is the major cost driver for satellites • Chemical rocket fuel ~ 50% of mass • Industry response- electric propulsion “ satellites are fueled with a substantial amount of liquid chemical propellant, accounting for 50% or more of the satellites' total weight and adding millions to the cost of launch.” “The all-electric satellites gives us our customers the weight advantage, which we hope will allow them to reduce their launch costs,” Roger Krone, President Boeing Network & Space Systems Inmarsat 4; 6 tons; $500 M The Era of Small Satellites • Displacing larger satellites for some applications • Often piggyback on rockets with large satellites MOST 125 lbs $2M Current electric propulsion cannot scale down into most small satellites Perceived risk to a primary payload prohibits propulsion for the smallest of small satellitesCubeSats & Nanosatellites (<25lbs) CubeSat, 2 lbs, ~$100K Propulsion requirements • Electric propulsion that is… – – – – – – Low-cost Reliable and simple No pressurized tanks Power efficient Scalable and modular Safe for the satellite and launch vehicle Solid propellant Micropropulsion and Nanotechnology Laboratory (MpNL) Outstanding issues with microthrusters 3.0 experiment Radial distance (mm) 2.5 2.0 simulation 1.5 6 J; 6 hours; 0.25" DIA 1.0 -2.4 -2.2 -2.0 -1.8 -1.6 -1.4 -1.2 Recession depth (mm) charring AFRL micro-PPT Keidar, JPP, 2004 Contamination Weakly ionized plasma Micro-cathode arc thruster (µCAT) Velocity measurements Time-of-flight ΔV~104 m/s In agreement with measured PIC simulation PIC simulations Magnetic field No magnetic field NASA Ames PhoneSat NASA sponsored students: Teel Experiment George Dereck Chiu Orbitals’ Antares, April 2013 Phonesats “Alexandre”, “Graham”, “Bell”, (“Zoidberg” ) Launched on Maiden Flight of Orbital’s Antares (April 2013) • NASA Ames PhoneSat selected micro-CAT Android app compatible with PhoneSat Bus will be capable of commanding uCATs USNA flight experiment NASA sponsored students: George Teel Joseph Lukas Thruster Head Design Anode (Brass Screw) Teflon Shell Ceramic Insulator Aluminum Housing Cathode (Titanium) Ballistically Reinforced Communications Satellite (BRICSat-P) Launch, May 20 2015 Mission Update The preliminary on-orbit data shows that the propulsion system was able to reduce initial tumbling from an estimated 30 º/s to within 1.5 º/s after 48 hours. Summary of micro-CAT performance Current: 7/8 Keidar et al, Plasma Phys. Contr. Fus, 2014 New flight experiments CANYVAL-X Yonsei U/NASA NASA sponsored students: George Teel Joseph Lukas Cameron Parvini Towards high thrust to power microthruster • Main inefficiency: electron losses; • 90% current is conducted by electrons • Utilizing electron energy Summary • Micro-CAT is well suited for CubeSats: – 10-20V, ~0.1 W power requirements – 2000-3500s Isp (<2000 s for Ni, higher thrust !) – Impulse bit (1 micro-Ns per 0.1 W) – Scalable up to 5 W/unit (50 Hz) – Small footprint and system mass – Can be used for de-orbiting • Applied magnetic field leads to uniform cathode erosion and ability to throttle the thrust