真空弧推力器技术研究

吴先明，张天平，任 亮，陈新伟

（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州 730000）

真空弧推力器技术研究

吴先明，张天平，任 亮，陈新伟

（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州 730000）

微纳卫星因其简单、经济、可靠越来越广泛应用于空间任务，传统的推进系统通常不能应用于微纳卫星平台。真空弧推力器（VAT）是一种利用真空中正负极之间放电产生等离子体射流的电推进装置，适用于微纳卫星的理想电推进类型，具有比冲高、效率高、质量小和使用固态推进剂等优点。介绍了同轴型和环型真空弧推力器系统方案及实验测试结果，针对环型真空弧推力器开展了数值计算研究，利用PIC方法重点考察了磁场对推力器性能的影响，主要包括磁场对等离子体密度分布和离子速度分布的影响；实验测试包括电参数测试、离子速度测量和微小推力器测量等，结果表明真空弧推力器具有良好的性能。

微纳卫星；真空弧推力器；等离子体；粒子密度分布

0 引言

微纳卫星对于民用和军用都具有重要应用前景和战略意义。微纳卫星具有成本低、研制周期短、发射方式灵活等优点，由于微纳卫星体积小，行动灵活，使其在进行目标侦察时难以被发现，便于对目标近距离、高精度逼近监视及对抗，是提升作战快速响应能力的重要选择。在某些应用条件下，微纳卫星对推进模块提出了更高的要求，例如用于长期监控的微纳卫星需要推进模块具有较高的总冲以提供长时间的动力，为高精度逼近提供较小的元冲量。

微小推进已经成为空间力量增强、空间控制以及空间力量应用的使能因素。微小推进主要可满足微纳卫星的推进需求主要包括：（1）阻尼补偿、轨道升降、位置保持和机动、姿态控制、发射误差修正等；（2）推力可宽范围快速调节，如无拖曳控制、精确编队飞行等。在微推进系统中，目前技术成熟的有化学推进、冷气推进和电推进等技术。从工程应用情况分析，化学推力器在微小型化的过程中，由于比冲低、质量大、结构复杂等原因最小推力标度受到限制，不适合于微纳卫星的精确定位。因此微电推进技术最适合空间微小推进应用。真空弧推力器（VAT）系统因其质量和体积小、比冲高、效率高和使用固态推进剂量而成为微纳卫星应用的理想电推进类型。

国外关于真空弧推力器技术开展了大量的研究工作。美国、德国、日本等国开展了真空弧推力器的阳极研制工作[1-3]，其中BricSat-P[4]卫星搭载真空弧推力器成功实现了首次飞行。另外，Polk等[5]、Lun等[6]、Zhuang等[7]和Keidar等[8]针对真空弧推力器开展了理论和数值计算工作，包括德国慕尼黑大学实验室在内的机构开展了大量的真空弧推力器测试和诊断工作[9-10]。兰州空间技术物理研究所也开展了真空弧推力器样机研制和研究工作[11-12]。

1 原理样机方案

1.1 VAT组成

VAT系统由感性能量存储（IES）电路PPU和推力器结构构成，如图1所示。

图1 微真空弧推力器系统组成图Fig.1 Vacuum arc thruster systematic composition

PPU主要由直流电源（～20 V）、电感器以及固态开关等组成。固态开关控制推力器工作频率。推力器头采用环型和同轴型两种结构设计。推力器系统工作时，电感器在半导体开关关闭时充电，当开关打开时，电压峰Ldi/dt产生，以相对较低的电压（≈200 V）击穿阳极—阴极之间绝缘器表面的金属薄膜。绝缘器表面涂覆金属薄膜的典型阻抗是～100 Ω。该表面的空隙或者金属薄膜中小的间隙产生微等离子体（通过大电场击穿），进而诱导主放电发生。放电过程中阴极表面产生炙热的斑点，称为阴极斑点，自阴极斑点释放的蒸气在与阴极发射的电子碰撞过程中发生电离，离子通过气动、电子离子相互作用等机制被加速，离子的反作用使得推力器产生推力。电感器存储的能量完全沉积至真空弧时，一次放电结束。

1.2 环型VAT推力器

环型真空弧推力器的阴极、绝缘器和阳极均呈环形结构，具有相同的内径和外径，如图2所示。推力器的效率、推功比、比冲主要由阴极材料特性决定，与电流无关。选用烧蚀率小、推功比大、比冲较大、效率较高的材料Ti作为阴极材料。通过综合考虑不能产生阳极斑点、导电性和导热性等因素阳极材料选择Cu。绝缘器内表面的半导电膜材料选择与阴极相同的材料，即Ti，这样放电过程中产生的金属Ti离子回轰，可以在绝缘器表面再沉积，对于击穿过程中消耗的Ti膜进行补给，有利于推力器寿命的延长，半导电膜制备采用电弧离子镀膜工艺。与阴极接触的卷簧可以在消耗的过程中，推动阴极前进，形成有效的推进剂补给机制，有利于推力器寿命的延长。

图2 环型VAT结构图Fig.2 Ring electrode VAT structure

1.3 同轴型VAT推力器

图3为同轴型真空弧推力器结构，阴极为圆柱体、绝缘器和阳极为环形结构，阴极、绝缘器和阳极具有共同的轴线，绝缘器的端面上镀有半导电膜。阴极材料、阳极材料和绝缘器材料的选择和环形真空弧推力器相同。卷簧与阴极接触，在阴极消耗的过程中，推动阴极向前运动，形成有效的推进剂补给机制，增加推力器的寿命。

图3 同轴型VAT结构图Fig.3 Coaxial VAT structure

2 实验测试

对真空弧推力器电参数、推力、离子速度和离子流等相关参数进行了测试，实验在5×10-3Pa的压力下进行。

2.1 电参数测量

图4和图5为同轴型和环型VAT放电电流和电压波形。同轴型VAT击穿电压为314 V，峰值电流为22.9 A，环型VAT击穿电压为242 V，峰值电流为23.1 A。

图4 同轴型VAT放电电压电流波形图Fig.4 discharge voltage and current waveform of coaxialVAT

图5 环型VAT放电电压电流波形图Fig.5 discharge voltage and current waveform of ring electrode VAT

2.2 推力测量

推力测量利用微小推力测量装置进行，该推力器测量装置采用扭秤原理，能够测得μN级的微小推力，通过几次测量取平均值的方法，测得在10 Hz的工作频率下真空弧推力器的推力为0.012 mN，此时推力器消耗的功率为1 W。

2.3 离子速度测量

对无磁场环型真空弧推力器利用飞行时间法进行离子速度测量。飞行时间法基于测量电流扰动的双栅探针法，如图6所示。在离子往前运动的时候，当触碰到探针时引起离子电流，在电路中形成瞬态的电流信号扰动。两个栅网之间的距离除以栅网收集电流产生的信号时间差得到离子运动速度v=s/ΔT。研究使用的双探针是两对栅网探针，每个探针的直径约为150 mm。栅网使用的是直径0.1 mm的铜线，开口的面积为1 cm2并且与z轴方向垂直。开口的尺寸比德拜尺寸大从而保证等离子不受探针的扰动。每两个探针之间的距离沿z方向是10 mm。3次测量取平均值，测得的离子运动速度为13 350 m/s。该离子速度对应的推力器的比冲为1 362 s。

图6 飞行时间法离子速度测量装置图Fig.6 ion velocity measuring setup using flight time method

2.4 离子流测量

利用离子流测量装置对推力器的离子总电流进行了诊断，充电时间为200 us，实验50次，取平均值，得到离子电流约为290 mA，弧电流为8 A左右，图7是实验信号采集曲线。离子总电流除以弧电流可以得到离子电流占弧电流的比值约为3.6%。这说明大部分弧电流是阴极斑点处的电子电流，而喷射出的等离子体中离子所携带的电流则较小。由于对推力器推力贡献最大的是离子部分，所以为了增加推力器的效率，在电弧电流不变的情况下，应该提高离子总电流的大小。

图7 离子总电流采集曲线Fig.7 total ion current

3 数值计算

真空弧推力器通过增加磁场线圈约束阴极斑点运动以及等离子体运动，从而使推力器系统性能增强，通过磁场增效，推力器效率增加、比冲提高、寿命增加、等离子体射流发散角度减小。利用等离子体粒子模拟PIC方法计算无磁场情形下离子轴向速度随距离推力器出口平面距离的变化，针对磁场对环型真空弧推力器电子密度分布和离子速度分布的影响进行数值计算，图8为带有磁场线圈的真空弧推力器结构。图9为环型真空弧推力器计算域模型，计算域参数汇总：推力内径为4.85 mm、推力外径为6.35 mm、绝缘器长度1 mm、阴极长度2 mm、阳极长度1 mm、计算域轴横向总长15 mm、计算域轴纵向总长3.175 mm；数值计算模型参数：阴极斑点尺寸1 mm、阴极烧蚀率0.67 μg/s、阴极电位0 V、阳极电位50 V、绝缘器电位25 V、时间步长1×10-12s。

图8 磁增强真空弧推力器头结构图Fig.8 magnetically enhanced VAT head structure

图9 环型真空弧推力器计算域模型图Fig.9 ring electrode VAT calculation field model

图10为计算得到的环型真空弧推力器通道内的离子速度随着轴向位置的变化，随着距离推力器出口平面距离的增加，离子速度增加，这是离子被加速的结果，离子加速机制主要包括启动加速、电子—离子摩擦加速和电势峰加速，各种加速机制对离子终速度的贡献国际上尚无定论，需要进一步开展研究。通过推力器通道内离子终速度计算得到推力器的比冲Isp=ui/g0，其中ui为离子速度，g0为重力加速度，离子速度为14 152 m/s，对应的推力器的比冲为1 444 s，该值比实验值高6.0%。

图10 离子轴向平均速度曲线Fig.10 Average ion velocity in the axial direction

图11为不同的磁场强度下电子数密度分布，磁场强度分别为0 T、0.037 5 T、0.15 T、0.3 T。可以看出，通过施加磁场在推力器的轴线方向形成低电势通道，该低电势通道能够对离子运动进行约束。随着磁场强度的减弱，电离区电子带的宽度逐渐减弱，直至发散。由于羽流区的磁场强度大于电离区，因此羽流区电子带的发散过程要慢于电离区。磁场减弱或消失后，电子运动轨迹主要由阳极决定，大部分电子都围绕着阳极附近运动。

图11 不同磁场强度下电子数密度分布图Fig.11 electron number density distribution with different magnetic field

图12 不同磁场强度下离子数密度分布图Fig.12 Ion number density distribution with different magnetic field

图12为不同的磁场强度下离子数密度分布，磁场强度分别为0 T、0.037 5 T、0.15 T、0.3 T。从图可以看出，在电子分布形成的低电势通道的影响下，离子产生聚焦效应。随着磁场的减弱，明显能从离子密度分布看出低电势通道长度的缩短，当磁场强度等于或小于0.037 5 T时，离子不再有明显的单方向运动，而是处于发散状态，这时离子主要会受到阳极的阻碍，使得其往中轴线上运动，使得羽流在推力器后具有明显的束流发散角。

4 结论

针对环型VAT开展了数值计算研究，计算得到的推力器比冲为1 444 s，比实验值高6.0%，考察了磁场对推力器放电过程的影响，可以看到磁场对放电等离子体具有良好的约束作用，电子分布形成的低电势通道有效地引导离子产生聚焦，有利于推力器比冲的提高，同时离子的聚焦效应可以降低离子在放电通道内壁上的损耗，有利于推力器效率的提高。论述了同轴型和环型两种推力器方案，包括系统组成、电极材料和尺寸等。另外还开展了VAT性能测试工作，主要包括电参数测量、推力测量、离子速度测量和离子流测量等，测量结果显示推力器具有良好的性能。

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[3]Fuchikami S，Nakamoto M，Toyoda K，et al.Development of vacuum arc thruster for nano satellite[C]//33rd International Electric Propulsion Conference，WashingtonDC，2013.

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[11]任亮，张天平，吴先明.同轴型真空电弧推力器理论设计研究[J].真空与低温，2017，22（6）：354-357.

[12]李啸天，张天平，吴先明，等.磁增强环型真空弧的研制[J].真空与低温，2017，23（1）：46-49.

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

国防基础科研项目（JCKY2016203C043）、装备预研重点实验室基金（61422070306）

吴先明（1980-），男，江苏扬中人，博士，工程师，主要从事空间电推进技术与物理。E-mail：wxm0511@163.com。