吳先明，張?zhí)炱?，?亮，陳新偉

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州 730000）

真空弧推力器技術研究

吳先明，張?zhí)炱?，?亮，陳新偉

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州 730000）

微納衛(wèi)星因其簡單、經濟、可靠越來越廣泛應用于空間任務，傳統(tǒng)的推進系統(tǒng)通常不能應用于微納衛(wèi)星平臺。真空弧推力器（VAT）是一種利用真空中正負極之間放電產生等離子體射流的電推進裝置，適用于微納衛(wèi)星的理想電推進類型，具有比沖高、效率高、質量小和使用固態(tài)推進劑等優(yōu)點。介紹了同軸型和環(huán)型真空弧推力器系統(tǒng)方案及實驗測試結果，針對環(huán)型真空弧推力器開展了數(shù)值計算研究，利用PIC方法重點考察了磁場對推力器性能的影響，主要包括磁場對等離子體密度分布和離子速度分布的影響；實驗測試包括電參數(shù)測試、離子速度測量和微小推力器測量等，結果表明真空弧推力器具有良好的性能。

微納衛(wèi)星；真空弧推力器；等離子體；粒子密度分布

0 引言

微納衛(wèi)星對于民用和軍用都具有重要應用前景和戰(zhàn)略意義。微納衛(wèi)星具有成本低、研制周期短、發(fā)射方式靈活等優(yōu)點，由于微納衛(wèi)星體積小，行動靈活，使其在進行目標偵察時難以被發(fā)現(xiàn)，便于對目標近距離、高精度逼近監(jiān)視及對抗，是提升作戰(zhàn)快速響應能力的重要選擇。在某些應用條件下，微納衛(wèi)星對推進模塊提出了更高的要求，例如用于長期監(jiān)控的微納衛(wèi)星需要推進模塊具有較高的總沖以提供長時間的動力，為高精度逼近提供較小的元沖量。

微小推進已經成為空間力量增強、空間控制以及空間力量應用的使能因素。微小推進主要可滿足微納衛(wèi)星的推進需求主要包括：（1）阻尼補償、軌道升降、位置保持和機動、姿態(tài)控制、發(fā)射誤差修正等；（2）推力可寬范圍快速調節(jié)，如無拖曳控制、精確編隊飛行等。在微推進系統(tǒng)中，目前技術成熟的有化學推進、冷氣推進和電推進等技術。從工程應用情況分析，化學推力器在微小型化的過程中，由于比沖低、質量大、結構復雜等原因最小推力標度受到限制，不適合于微納衛(wèi)星的精確定位。因此微電推進技術最適合空間微小推進應用。真空弧推力器（VAT）系統(tǒng)因其質量和體積小、比沖高、效率高和使用固態(tài)推進劑量而成為微納衛(wèi)星應用的理想電推進類型。

國外關于真空弧推力器技術開展了大量的研究工作。美國、德國、日本等國開展了真空弧推力器的陽極研制工作[1-3]，其中BricSat-P[4]衛(wèi)星搭載真空弧推力器成功實現(xiàn)了首次飛行。另外，Polk等[5]、Lun等[6]、Zhuang等[7]和Keidar等[8]針對真空弧推力器開展了理論和數(shù)值計算工作，包括德國慕尼黑大學實驗室在內的機構開展了大量的真空弧推力器測試和診斷工作[9-10]。蘭州空間技術物理研究所也開展了真空弧推力器樣機研制和研究工作[11-12]。

1 原理樣機方案

1.1 VAT組成

VAT系統(tǒng)由感性能量存儲（IES）電路PPU和推力器結構構成，如圖1所示。

圖1 微真空弧推力器系統(tǒng)組成圖Fig.1 Vacuum arc thruster systematic composition

PPU主要由直流電源（～20 V）、電感器以及固態(tài)開關等組成。固態(tài)開關控制推力器工作頻率。推力器頭采用環(huán)型和同軸型兩種結構設計。推力器系統(tǒng)工作時，電感器在半導體開關關閉時充電，當開關打開時，電壓峰Ldi/dt產生，以相對較低的電壓（≈200 V）擊穿陽極—陰極之間絕緣器表面的金屬薄膜。絕緣器表面涂覆金屬薄膜的典型阻抗是～100 Ω。該表面的空隙或者金屬薄膜中小的間隙產生微等離子體（通過大電場擊穿），進而誘導主放電發(fā)生。放電過程中陰極表面產生炙熱的斑點，稱為陰極斑點，自陰極斑點釋放的蒸氣在與陰極發(fā)射的電子碰撞過程中發(fā)生電離，離子通過氣動、電子離子相互作用等機制被加速，離子的反作用使得推力器產生推力。電感器存儲的能量完全沉積至真空弧時，一次放電結束。

1.2 環(huán)型VAT推力器

環(huán)型真空弧推力器的陰極、絕緣器和陽極均呈環(huán)形結構，具有相同的內徑和外徑，如圖2所示。推力器的效率、推功比、比沖主要由陰極材料特性決定，與電流無關。選用燒蝕率小、推功比大、比沖較大、效率較高的材料Ti作為陰極材料。通過綜合考慮不能產生陽極斑點、導電性和導熱性等因素陽極材料選擇Cu。絕緣器內表面的半導電膜材料選擇與陰極相同的材料，即Ti，這樣放電過程中產生的金屬Ti離子回轟，可以在絕緣器表面再沉積，對于擊穿過程中消耗的Ti膜進行補給，有利于推力器壽命的延長，半導電膜制備采用電弧離子鍍膜工藝。與陰極接觸的卷簧可以在消耗的過程中，推動陰極前進，形成有效的推進劑補給機制，有利于推力器壽命的延長。

圖2 環(huán)型VAT結構圖Fig.2 Ring electrode VAT structure

1.3 同軸型VAT推力器

圖3為同軸型真空弧推力器結構，陰極為圓柱體、絕緣器和陽極為環(huán)形結構，陰極、絕緣器和陽極具有共同的軸線，絕緣器的端面上鍍有半導電膜。陰極材料、陽極材料和絕緣器材料的選擇和環(huán)形真空弧推力器相同。卷簧與陰極接觸，在陰極消耗的過程中，推動陰極向前運動，形成有效的推進劑補給機制，增加推力器的壽命。

圖3 同軸型VAT結構圖Fig.3 Coaxial VAT structure

2 實驗測試

對真空弧推力器電參數(shù)、推力、離子速度和離子流等相關參數(shù)進行了測試，實驗在5×10-3Pa的壓力下進行。

2.1 電參數(shù)測量

圖4和圖5為同軸型和環(huán)型VAT放電電流和電壓波形。同軸型VAT擊穿電壓為314 V，峰值電流為22.9 A，環(huán)型VAT擊穿電壓為242 V，峰值電流為23.1 A。

圖4 同軸型VAT放電電壓電流波形圖Fig.4 discharge voltage and current waveform of coaxialVAT

圖5 環(huán)型VAT放電電壓電流波形圖Fig.5 discharge voltage and current waveform of ring electrode VAT

2.2 推力測量

推力測量利用微小推力測量裝置進行，該推力器測量裝置采用扭秤原理，能夠測得μN級的微小推力，通過幾次測量取平均值的方法，測得在10 Hz的工作頻率下真空弧推力器的推力為0.012 mN，此時推力器消耗的功率為1 W。

2.3 離子速度測量

對無磁場環(huán)型真空弧推力器利用飛行時間法進行離子速度測量。飛行時間法基于測量電流擾動的雙柵探針法，如圖6所示。在離子往前運動的時候，當觸碰到探針時引起離子電流，在電路中形成瞬態(tài)的電流信號擾動。兩個柵網之間的距離除以柵網收集電流產生的信號時間差得到離子運動速度v=s/ΔT。研究使用的雙探針是兩對柵網探針，每個探針的直徑約為150 mm。柵網使用的是直徑0.1 mm的銅線，開口的面積為1 cm2并且與z軸方向垂直。開口的尺寸比德拜尺寸大從而保證等離子不受探針的擾動。每兩個探針之間的距離沿z方向是10 mm。3次測量取平均值，測得的離子運動速度為13 350 m/s。該離子速度對應的推力器的比沖為1 362 s。

圖6 飛行時間法離子速度測量裝置圖Fig.6 ion velocity measuring setup using flight time method

2.4 離子流測量

利用離子流測量裝置對推力器的離子總電流進行了診斷，充電時間為200 us，實驗50次，取平均值，得到離子電流約為290 mA，弧電流為8 A左右，圖7是實驗信號采集曲線。離子總電流除以弧電流可以得到離子電流占弧電流的比值約為3.6%。這說明大部分弧電流是陰極斑點處的電子電流，而噴射出的等離子體中離子所攜帶的電流則較小。由于對推力器推力貢獻最大的是離子部分，所以為了增加推力器的效率，在電弧電流不變的情況下，應該提高離子總電流的大小。

圖7 離子總電流采集曲線Fig.7 total ion current

3 數(shù)值計算

真空弧推力器通過增加磁場線圈約束陰極斑點運動以及等離子體運動，從而使推力器系統(tǒng)性能增強，通過磁場增效，推力器效率增加、比沖提高、壽命增加、等離子體射流發(fā)散角度減小。利用等離子體粒子模擬PIC方法計算無磁場情形下離子軸向速度隨距離推力器出口平面距離的變化，針對磁場對環(huán)型真空弧推力器電子密度分布和離子速度分布的影響進行數(shù)值計算，圖8為帶有磁場線圈的真空弧推力器結構。圖9為環(huán)型真空弧推力器計算域模型，計算域參數(shù)匯總：推力內徑為4.85 mm、推力外徑為6.35 mm、絕緣器長度1 mm、陰極長度2 mm、陽極長度1 mm、計算域軸橫向總長15 mm、計算域軸縱向總長3.175 mm；數(shù)值計算模型參數(shù)：陰極斑點尺寸1 mm、陰極燒蝕率0.67 μg/s、陰極電位0 V、陽極電位50 V、絕緣器電位25 V、時間步長1×10-12s。

圖8 磁增強真空弧推力器頭結構圖Fig.8 magnetically enhanced VAT head structure

圖9 環(huán)型真空弧推力器計算域模型圖Fig.9 ring electrode VAT calculation field model

圖10為計算得到的環(huán)型真空弧推力器通道內的離子速度隨著軸向位置的變化，隨著距離推力器出口平面距離的增加，離子速度增加，這是離子被加速的結果，離子加速機制主要包括啟動加速、電子—離子摩擦加速和電勢峰加速，各種加速機制對離子終速度的貢獻國際上尚無定論，需要進一步開展研究。通過推力器通道內離子終速度計算得到推力器的比沖Isp=ui/g0，其中ui為離子速度，g0為重力加速度，離子速度為14 152 m/s，對應的推力器的比沖為1 444 s，該值比實驗值高6.0%。

圖10 離子軸向平均速度曲線Fig.10 Average ion velocity in the axial direction

圖11為不同的磁場強度下電子數(shù)密度分布，磁場強度分別為0 T、0.037 5 T、0.15 T、0.3 T?？梢钥闯觯ㄟ^施加磁場在推力器的軸線方向形成低電勢通道，該低電勢通道能夠對離子運動進行約束。隨著磁場強度的減弱，電離區(qū)電子帶的寬度逐漸減弱，直至發(fā)散。由于羽流區(qū)的磁場強度大于電離區(qū)，因此羽流區(qū)電子帶的發(fā)散過程要慢于電離區(qū)。磁場減弱或消失后，電子運動軌跡主要由陽極決定，大部分電子都圍繞著陽極附近運動。

圖11 不同磁場強度下電子數(shù)密度分布圖Fig.11 electron number density distribution with different magnetic field

圖12 不同磁場強度下離子數(shù)密度分布圖Fig.12 Ion number density distribution with different magnetic field

圖12為不同的磁場強度下離子數(shù)密度分布，磁場強度分別為0 T、0.037 5 T、0.15 T、0.3 T。從圖可以看出，在電子分布形成的低電勢通道的影響下，離子產生聚焦效應。隨著磁場的減弱，明顯能從離子密度分布看出低電勢通道長度的縮短，當磁場強度等于或小于0.037 5 T時，離子不再有明顯的單方向運動，而是處于發(fā)散狀態(tài)，這時離子主要會受到陽極的阻礙，使得其往中軸線上運動，使得羽流在推力器后具有明顯的束流發(fā)散角。

4 結論

針對環(huán)型VAT開展了數(shù)值計算研究，計算得到的推力器比沖為1 444 s，比實驗值高6.0%，考察了磁場對推力器放電過程的影響，可以看到磁場對放電等離子體具有良好的約束作用，電子分布形成的低電勢通道有效地引導離子產生聚焦，有利于推力器比沖的提高，同時離子的聚焦效應可以降低離子在放電通道內壁上的損耗，有利于推力器效率的提高。論述了同軸型和環(huán)型兩種推力器方案，包括系統(tǒng)組成、電極材料和尺寸等。另外還開展了VAT性能測試工作，主要包括電參數(shù)測量、推力測量、離子速度測量和離子流測量等，測量結果顯示推力器具有良好的性能。

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STUDY ON VACUUM ARC THRUSTER TECHNOLOGY

WU Xian-ming，ZHANG Tian-ping，REN Liang，CHEN Xin-wei
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou 730000，China）

Micro-nano satellite is more and more widely used in space missions for its simplicity，cost-effective and reliability.Traditional propulsion system is not suitable for such satellite platform.Vacuum Arc Thruster（VAT）is one kind of electric propulsion device which generates plasma jet utilizing the discharge between cathode and anode in vacuum，it is the ideal kind of electric propulsion suitable for micro-nano satellite.This kind of propulsion has the advantages of high specific impulse，high efficiency，low mass and using solid propellant.In this paper，system schemes and experimental results for coaxial and ring vacuum arc thruster are presented.Numerical simulations are carried out for ring electrode vacuum arc thruster.The affects of the magnetic field on the thruster’s performance are studied using PIC method，including the influence of the magnetic field on the plasma density distribution and ion velocity.Experimental tests include electric parameter measurement，ion velocity measurement and tiny thrust measurement，the testing results indicate that the vacuum arc thruster has good performance.

micro-nano satellite；vacuum arc thruster；plasma；particle density distribution

V439

A

1006-7086（2017）06-0331-05

10.3969/j.issn.1006-7086.2017.06.004

2017-06-04

國防基礎科研項目（JCKY2016203C043）、裝備預研重點實驗室基金（61422070306）

吳先明（1980-），男，江蘇揚中人，博士，工程師，主要從事空間電推進技術與物理。E-mail：wxm0511@163.com。