等离子体推动器 - 图文

等离子体推动器

一、 为什么要使用电推动器？

1.传统化学推进剂的缺点：

（a）在深空探测中，化学推进剂占航天器重量的绝大部分，有效载荷小，效

率低，造价高。

（附：肼（联氨）-----一种无色发烟的、具有腐蚀性和强还原性的液体化合物NH2－

NH2 [hydrazine],它是比氨弱的碱,通常由水合肼脱水制得, 燃烧热较大主要用作火箭和喷气发动机的燃料,用在制备盐(如硫酸盐)及有机衍生物中）

在探索更远的星球时，化学燃料推动已不可行。

（b）通信卫星长寿命增加（15 年）,为保持轨道定点位置,所需的推进剂越来

越多（使用次数愈来愈多）,大量挤占了有效载荷的重量。因此,大型通信卫星的推进系统改用电推进已势在必行。

目前航天领域广泛使用的化学火箭发动机，对于完成航天器从地面向空间轨道的发射任务，还难以用其它动力装置代替。但由于化学推进的比冲偏小，最大不超过4.6kN*s/kg，所以，如果对于航天器的轨道转移、轨道修正、姿态控制、对接交会、位置保持、南北轨控和星际航行等特殊任务仍然采用化学动力装置，那么就会使一直昂贵的航天器发射成本居高不下，而且也会严重影响其使用寿命。

2.电推进器的优缺点

优点：

（a）效率高―――喷射离子速度远高于化学燃烧气体粒子速度；

电推进技术的推进剂效率(或比冲) 是化学推进系统的几倍甚至几十

倍

（b）所需重量降低；

（c）最终速度高（化学推进剂： 5 km/s，电推动：10-20 km/s）。 缺点：推力小，加速时间长，需要电源，

二、 推进器的任务

?轨道转移；

?遥感卫星的轨道调整和姿态控制； ?通讯卫星的轨道保持； ?深空探测；

三、 电推进简史

1．国际电推动发展史

?第一次离子推动实验室实验

By 1916 Goddard and his students were conducting perhaps the world's first electric propulsion experiments with ion sources. Four years later Goddard devoted passages of his technical reports to his EP experiments.

?第一次电推动飞行实验

世界上首次电推进(脉冲等离子体推进) 空间飞行试验是前苏联于1962 年进行的；

（该次发射的意义：标志科学界已接受电推进技术，进入一个新的历史时期：不再是证明电推进是否有价值的时期，而是解决静电推进存在的问题。

第一次离子电推进系统的空间飞行试验是美国于1964 年进行的。 ?商业卫星电推动

1997年起,在离子电推进商业卫星上正式应用; ?电推动作为主推器

1999年首次用作航天器的主推进系统。 ?使用电推进系统的航天器数量 目前，已经达到200颗以上。 ?现代离子推进器的能力

推动速度： 90Km/S??200,000 miles/h 推力：0.5 Newton

附：1.美国NASA电推动历史概要

?五十年代开始研究电推动；

?第一次离子电推动空间实验Space Electric Rocket Test1(SERT 1)1964，7，

20，持续31 分钟后返回地球。（注：电池供电，离子推进器绑在模拟太空舱上，太空舱由战斗机发射。）

?1974 to 1983 发展 8cm 汞离子推动器；卫星轨道保持。 （1990开始使用氙气。

氙气优点：化学性质稳定,便于贮存,经压缩后其密度可接近于1。氙的原

子量也较大,电离电压低。 缺点：属于稀有气体,资源 较少） 附：为什么使用高原子子质量放电气体？

mV?m?eU/2m?ratio,降低对放电电源输出电流的要求）

?1998-2001 深空电推动：

1/2??eUm?1/2

提高推力，降低推进剂流量、等离子体离子流量??high thrust-to-current

30cm 离子推动器，用做主推动器，推动里程 263,179,600km ,推动速度4,500 m/ s,观测行星200个，运行时间，16,246h。

深空探测器总重量为486 kg，肼化学燃料31 kg， 氙推进剂81.5 kg，太阳能电池功率2.5 kW。

2. 日本电推动

2001年日本北海道(Hokkaido)技术研究所进行了低功率微波静电推力器试验。在27 W功率下的预期性 能为: 效率10%,比冲1 250 s,推力360 μN。2004 年完成了放电室直径1.6 cm 小型微波放电推力器的5 000 h 试验。在30.8 W功率下, 推力为0.5 mN, 比冲为1 371 s。该推力器用磁喷嘴,而不是栅极加速引出束流。

2003年5月日本发射了4年使命周期的小行星采样返回航天器Muses - C, 发射后改名为隼鸟 ( Hayabusa) 。航天器用3 台( 第4 台备份) 10 cm 微波电子回旋谐振放电离子发动机作为主推进, 单台推力 器功率400 W, 推力8mN, 比冲3 000 s。2003 年5 月27 日至6 月中旬, 离子电推进成功点火工作。由于太 阳爆发引起电池阵损伤, 使得2005 年夏天交会被推迟。2005年9月达到丝川( Itokawa) 行星环绕轨道, 消耗氙推进剂22 kg( 携带65 kg) , 累计工作时间达到25 600 h。11月成功降落星体并完成了采样, 12月1日采用返回器离开。由于化学推力器失效, 只能依靠微波离子电推进返回地球, 返回时间从2007年推迟到2010 年。

3. 中国电推进

?在70 年代中期开始研制；

?1986 年完成了直径8cm的汞离子推力器的工程样机, 推力5mN , 比冲2650s ,功耗158W。

?1992 年又研制成直径9cm的氙离子推力器的性能样机, 推力10mN ,比冲2980s ,功耗332W。

?这两种离子推力器未经过与卫星的匹配试验和空间飞行试验。

远景计划

准备火星登陆，没有电推动不能实现。

4. 术语解释

（1） 比冲Ispecific定义：单位重量的推动剂产生的冲量

Ispecific =Itotal/(mpg)

化学推进剂：最大不超过4.6kN*s/kg

（2） 比冲的单位：

[Ispecific] =[Itotal]/ [mpg]=[N*S]/[N]=[S] ??单位：秒

（3） 应用意义：

（1） 比冲大，推动效率高； （2） 推动时间计算：

假设：装载50 kg 推动剂，电推动比冲Isp=3000s

推力T =0.1N

由定义：Isp=(T * tb)/(mp * g0) tb = Isp*(mp * g0)/T=170 days

（4） 电源效率：

? Ue

：plasma速度，m：质量流量，（5） 推进效率

推进器电功率 / 进排气的机械能之差 （6） 推进剂利用率：

推进剂的质量流量/等离子体质量流量

5. 对推进器的基本要求

?推力大??快速推动；

?比冲高??提高工质利用效率； ?寿命长??长期稳定（几年）的工作

6.推进器的能源（等离子体放电电源）

（1）太阳能

(目前,正在使用能源是太阳能

P：电源功率

(大功率供能的实现方法：大面积太阳能电池阵 (要解决的关键问题：高效、耐辐照的太阳能电池) （2）核能量

?状态：概念研究阶段 ?问题：小型化

四、 电推动器的分类

?基本可分为3类:

电热式（简单说明） 电磁式（简单讲授） 静电式（讲授）

?相应推进器

?场效应静电推进器 (FEEP) ?微波电热推进器 (MET) ?电弧加热推进器 ( arcjet )

?电阻加热发动机 ( resistojet )――简单介绍 ?磁等离子体动力学推进器机(MPD) ―――讲授 ?脉冲等离子体推进器 (PPT) ――――― 讲授 ?离子发动机 (ion engine)――――――讲授 ?霍尔推进器 （Hall thruster）―――讲授 亚类：

稳态等离子体推进器 (SPT) 带阳极层推进器 (TAL)

附：电阻加热推进器

（绝热膨胀公式）

? Resistojets were first used in 1965 with nitrogen on the US satellites；

? Since the early 1980s, communication satellites have used resistojets (but not with human

waste as propellant!) to maintain orbital position.

? Arcjets entered a 10-year golden age in 1983 with a NASA-industry program

五、 典型电推进器介绍

电磁型（介绍三类）

1. 磁等离子体动力学推进器(magnetoplasmadynamic―― MPD)

美国普林斯敦大学MPD thruster，放电电压20V，电流500 A，锂流量of 20 mg/s

（1）推进器及推力分析

推力产生：

在阴阳极之间产生电弧放电（同等离子体炬切割机）??放电电流产生磁场（self-induced magnetic field，同载流导线一样）??磁场对电

???子、 离子产生向后的力F?j?B（由此而成为电磁型推进器）??推进

器受向前的推力。 推力增强：

为了提高推力和电弧放电稳定性，可以使用线圈产生外磁场。

推力定标律：

????2 F?j?B?F?Im,m为推进剂质量流量

?（2）推进剂

氢气，锂（气化后），在pulsed plasma thruster 中，可以使用固

体推进剂。

（3）特点

? 功率最高，推力最大，可用做主推进器； ? 脉冲或连续运行

（4）缺点

效率低(<50%)，原因：放电电极需要冷却，损失能量。 arc放电不稳定性，电极烧蚀等

（5）目前状态

目前仅限于地面研究，未进行太空实验。

2. 脉冲等离子体推进器 (Pulsed Plasma Thruster―PPT)

（1）结构及放电过程（见下图）：

火化塞产生放电??聚四氟乙烯棒被融化产生等离子体??等离子体电流在self induced 磁场中被加速??产生推力。

（2）特点：

? 采用聚四氟乙烯固体推进剂；

? 放电功率小：(< 1 to 100 W)，冲量小(10-1,000 μNs)，可用于精确定位； ? 结构简单。

（3）目前状态：

已被用于美国NASA 地球勘测卫星的姿态调整。

3. 脉冲感性推进器（Pulsed Inductive Thruster－PIT）

脉冲 开关 电容 绝缘介质

（1）PIT的结构及工作原理（类ICP，结合上图理解）

脉冲电容放电??在放电线圈中产生快速上升电流??产生交变磁场的涡旋电场（inductive discharge）??加速电子电离产生plasma、加速plasma（磁梯度驱动力，磁喷嘴），由此产生推力。

（2）PIT的优点

? 没有电极损耗寿命问题；

? 可以使用氨气，水（飞行员小便等）等推进剂；

? 不需要变压器（不是高压放电）

附：在电推进器中，离子电推进器的电极（阴极、栅极）寿命成为问题（在下面的学习中提及），resistojet的寿命高，但比冲小，不适于星际旅行，同时解决寿命与推力问题，PIT是一种途径。

（3）PIT的缺点：

? 效率低，小于50%（离子推进器效率可达80%）；? 仍然有绝缘材料损耗； ? 大电流开关寿命（脉冲方式）；

（3）目前状态：地面研究，没有太空实验

静电型（介绍两类）

4. 离子推进器（ion engine，ion thruster）

（1）离子推进器的结构及工作原理（见图示一、二，为空心阴极电）

放

离子推进器原理示意图之一

离子推进器原理示意图之二（辅助图一）

离子推进器原理示意图之三

为射频型离子（霍夫曼离子源）推进器，主要由德国在研究

图示主要功能单元说明：

（a） 已以定量可控的方式将气体（高原子量的惰性气体）输入推进器腔室； （b） 在推进器腔室内电离放电（直流放电采用空心阴极方式，非直流方式

没有电极，如射频感性耦合放电，微波电子回旋共振放电）； （c） 离子向推进器腔室内后部运动；

（d） 离子进入正、负电极加速区（在腔室最后面），离子由正极加速至负

极；

（e） 离子离开负电极，进入外空间，产生推力，推动飞行器向前运动； （f） 置于后部的空心阴极发射电子，中和离子。惰性气体离子被中和为原

子，原子进入太空。

（2）离子推进器中重要物理问题

①提高比冲

（a）在放电功率、推进剂流量一定的条件下，提高等离子体密度（离子密

度）

实现方法：

?在直流放电下，采用空心阴极放电； ?采用磁场约束（永久磁铁）； ?采用高频交流放电：射频，微波ECR

（b）在一定的等离子体密度下，提高单个离子的能量

实现方法：

提高离子加速栅极的电压，但电源重量的随之也增大。

（c）在一定的等离子体密度、单个离子的能量下，提高离子束推力

实现方法：

离子束发散角，提高合力；

具体技术途径：优化离子引出、加速栅系统

（d）在一定的等离子体密度、单个离子的能量下、离子束散角下，增加

离子源面积

② 提高推进器寿命

?提高阴极（放电、中和器阴极，）寿命（与离子轰击、高温有关）；

途径：改进阴极材料

（早期阴极为灯丝，后改为空心阴极）

?提高栅极寿命（在大功率高密plasma，高加速电压下尤为重要） 加速栅极的寿命问题：造成孔的连接、部分断裂 屏蔽栅极的寿命问题：

屏栅极等低电位部件在受到离子的溅射和轰击以后,会散发出微粒碎屑。这些微粒碎屑附着在屏栅极上,会改变栅极孔 附近的电位分布,引起离子束偏离正常射向。在空间失重条件下,这些微粒碎屑还会到处飘浮,很可能使栅极之间产生短路(SERT2 Ⅱ出现过这种短路故障) 。 途径：使用抗溅射腐蚀碳基材料 使用炭栅极的原因：

栅极的材料要求耐高温、耐刻蚀,热膨胀 系数和溅射率小。最好选用碳碳复合材料, 因碳的溅射率小,有利于延长寿命;其膨胀系数基本为0 。这样栅极可以不必做成环状, 可以减少开孔面积,从而可提高强度,降低加工难度。目前正在试验条形孔栅极和一体化栅极成形法,以尽可能少切断碳纤维,提高复合材料的强度。

主阴极的寿命问题：

在反复加热下,其多孔钨板会损 耗,而使激发电子发射的涂层的消耗加快,工作寿命缩短。延长寿命的方法是改进涂层。

?提高高压电源寿命 器件、材料

（3）离子推进器实物照片

圆形栅极

侧面图

方形栅极

（ECR离子推进器部分结构示意图） （ECR离子推进器的多极磁钢）

运行中的ECR离子推进器（栅极后部可见）

ECR离子推进器实验系统（日本）

Ion Production Cost Propellant Utilization Efficiency Thrust Density Performance Thrust Thrust Efficiency Microwave Power Propellant Gas Condition Gas Flow Rate Acceleration Voltage Decceleration Voltage 356ｅＶ/ion ５1％ 0.043ｍN/c㎡ 4.7mＮ 37.7％ （推进效率 = 推进器电功率 / 进排气的机械能之差） ３２Ｗ Ｘｅ 2.45 sccm 1,000Ｖ -300Ｖ

工作中的ion engine

小型ion推进器

（可达2.3 cm 推力器, 期望推力性能能达0.1～1.0 mN）

5. 霍尔推进器（Hall Thruster）

（1）霍尔推进器的结构及工作原理

霍尔推进器结构示意图之一

霍尔推进器结构示意图之二 （封闭电子漂移轨道型）

霍尔推进器结构示意图之三

? 放电方式：直流（只能采用直流）放电；

? 放电区域：阳极在内部（上游区），阴极在外部（下游区），在上部放电通道为有同轴环形结构； ? 推动剂引入：由阳极引入； ? 磁场的引入：

永久磁铁或线圈在环形区产生径向磁场（几百高斯）,与放电电场垂直（交叉场）； ? 电子、离子的受力及运动 电子：

罗伦兹力――沿径向做螺线运动，电子沿轴向的运动速度（横越磁力线的

输运小），电子向阳极的运动被阻碍；

鞘层静电作用力――绝缘壁鞘层电场排斥、约束电子； 放电电场 Ez―― Ez× Br，漂移方向沿角向；

离子：

罗伦兹力：沿径向做螺线运动，但回旋半径比电子大得多，即离子运动

受磁场的影响小（与磁场高低的选择有关！！）；

?2eU??V?放电电场 Ez――加速至出口，?m??,U为放电电压，产生推力？ ?i? （电子、离子在电中性plasma中，均被加速，对推进器

都产生力。

在ion engine中，只加速离子，由此产生推力。 在Hall thruster中，如何只加速一种带电粒子？ 实现途径：用径向阻止电子的轴向运动）

?推力产生机制：方向参见霍尔推进器结构示意图之一

???Ezez?BrerEz?V??e? 2 电子Ez×Br漂移速度：DrfitBrBr??Ez?j??enV??eneHalleDrifte? 电子霍尔电流： Br 轴向电子流所受的推动力：

???Ez?Ez???fe?jHall?B??enee??Brer?eneBre??erBrBrEz???eneBrez??eneEzezBr

? 推进器线圈所受力，即推进器推力：f??fe沿负z轴方向，在霍尔推

进器图示意图之一中，经分析得到的推力确实向前。 单位体积离子受到的推力：

??fi?eneEzez

由公式也表明这一结果。

提高推力方法：增加plasma密度（ne）、放电电压（Ez）。

注意：Hall thruster 仍然属于电推进器，不过通过磁传递而已。

―――――――――――――――――――――――――――――――― 附：Hall推进器与离子推进器比较及说明

离子推进器：在离子推进器的加速栅极区域中，只有离子被加速，尾部喷出的离子流产生推力。

Hall推进器：该类没有栅极。在阴阳放电电极之间，电子、离子 均被加速，净静电作用力为零（单个电子、离子受力相同，电子、离子的密度相同）。电子产生Hall电流，电子Hall电流与电磁铁之间存在安培力。

在轴向，电力受到的安培力与静电力抵消（电子做角向漂移运动，沿轴向几乎（低气压碰撞影响弱）没有加速运动）；离子受电场力加速，在尾部喷出产生推力。

总结：Hall推进器中等离子体受力＝电子电场力＋电子安培力＋离子电场力 推力溯源：电子电场力＋电子安培力（＝0）＋离子电场力??静电力推动

电子电场力＋离子电场力（＝0）＋电子安培力??磁力推动

推力类型的本质推究：（1）安培力（罗仑兹）不作功；

（2）电子的安培力由Hall电流产生，Hall电流由E× B

产生，没有电场，没有推力

???Hall推进器属于静电型推进器

―――――――――――――――――――――――――――――― ?阴极中和器：在推进器后部，发射电子，中和喷射出的离子。

（2）霍尔推进器研究的简史

? ?

1960年，在美国最早研究；

但后来美国、欧洲发现霍尔推进器等离子体中不能抑制的不稳定性，实验得到的推进效率低，放弃该方向的研究；

? ?

离子推进器面世，取得成功；

前苏联坚持研究霍尔推进器，发现虽然等离子体稳定性存在，但不影响推进性能；1971成功地了进行Hall推进器的空间测试实验， 1994年俄罗斯第一次将Hall推进器实用化。

（前苏联坚持研究的原因：没有能力制造精细grid，只好研发Hall推进器）

?

1991（苏联解体，科技情报外泄）起，西方重新研发霍尔推进器技术。

（3）霍尔推进器实物照片

（4）霍尔推动器的发展趋势： （1） 高比冲

发展高比冲霍尔推力器技术途径有2 种: 一是提高氙推进剂推力器的加速电压( 即放电电压) ; 二是要选择更高比冲的新的推进剂。D- 80、SPT- 1 和BHT- HD- 1000 的最大工作电压分别为1 700 V、1 250

V、1 000 V, 验证的比冲范围分别为1 600～4 100 s、1 600～3 700 s、1 600～3 300 s。在最新研制的NASA- 400M推力器上, 已经实现了推力器比冲随电压的单调增长。选择推进剂的研究表明, 在高比冲情况下, 氪为理想推进剂, 它在相同电压下相对氙增加比冲25%, 在NASA- 457M上试验验证了1 000 V 下比冲达到4 500 s、效率64%。在高推力情况下, 铋为理想推进剂, 可以相对氙单位质量增加推力26%。

（2） 高功率( 大推力)

NASA 使命研究表明, 需要兆瓦级推力器。可以实现高功率的途径有2 种: 发展高功率推力器和采用

中功率推力器族。从可靠性和地面试验看, 推力器族途径更为优先和可行, 但目前单个推力器的工作上限功

率或最大尺寸还不清楚, 所以无法确定推力器族的最小配制数。NASA- 457M已经证明了霍尔推力器可以有效工作在50 kW高功率, 且推力随功率单调增加。预期通过扩大通道截面和磁场设计,可以把单个霍尔推力器功率扩展到500 kW。

（3） 多( 双) 模式

发展双模式或多模式霍尔电推进是航天器使命的客观要求。例如对同步轨道卫星, 轨道转移阶段需要大推力工作模式, 以便能够缩短卫星的转移周期和减少经历辐射带的次数; 而在同步轨道运行阶段需要高比冲工作模式, 以最大限度节省推进剂消耗。霍尔电推进实现双( 多) 模式工作的技术途径分3种: 第一种是双级化, 也就是分离出电离级和加速级, 大量试验结果并没有显示出这一技术途径的有效性; 第二种是离子电离过程与霍尔加速过程的组合, 即采用离子推力器的放电室作为霍尔推力器的前级输入, 普林斯顿大学和GRC 联合研制的NASA- 173GT 的试验结果同样令人失望; 第三种是霍尔推力器高效工作性能范围的拓展, 采用磁场调谐技术解决了800 V 以上电压下效率下降的问题, 在NASA- 400M上实现了推力器效率随电压的单调增长, 取得了在较大推力( 比冲) 调节范围内的推力器双( 多) 模式工作的技术突破。

（4） 长寿命

技术最成熟的SPT- 100 在地面验证的最大工作寿命在7 000 h 左右, 而未来轨道抬高和位保应用

1.5～5.0 kW推力器的寿命要求在8 000～10 000 h 范围, 高功率和高比冲需求将使得解决霍尔电推进的工

作寿命问题变得更加棘手和紧迫。霍尔推力器的寿命限制来自放电通道壁的溅射腐蚀, 当腐蚀造成磁极环暴露后, 继续腐蚀磁极会造成磁场改变, 从而改变推力器工作特性, 所以有效寿命以腐蚀暴露磁极为

（5）霍尔推动器与离子推动器比较（优点） （a） 相对简单，没有复杂的加速栅极；

（b） 没有等离子体密度上限（加速栅极孔）要求，没有离子碰撞grid 的损失（透过率）

技术竞争结果：Hall 推进器适于地球轨道的商业应用，替代了arcjet ，在将来将部分替代离子推进器（轨道转移，升轨，姿态保持）

六、 电推动器其他一般问题

（1）电磁兼容问题

推力器与卫星之间的电磁兼容性是电推 进特有的关键技术。推力器工作时产生的电 磁频谱是对卫星上其他分系统的主要电磁干扰源。因此,需要在地面进行电磁频谱强度 测量。

（2）羽流影响

? 表面污染： 溅射物质污染太阳能电池表面，以及其他敏感表面； ? 电荷交换和充电：低能离子流回航天器，溅射软物质，影响航天器电位； ? 光辐射污染： 影响灵敏的光学仪器； （3）推力/推进器重量比值 静电推进缺点：

低推力/推进器重量比（低于化学推进器），即：使用静电推进器由地球地面发射时，电源系统太大，且与太阳能电池系统不匹配。

（航天器电源：重量小，体积小，高功率，长寿命）

（4）推进器功能单元

（a）计算机――系统控制、监视；（b）电源 (e.g., solar arrays)；（c）能量分配――合适电压、电流特性 ；（d）推进剂存储、分配.

七、 国内呼吁

大力加强Hall 、PPT、Ion 、MPD 等发动机 的机理和关键技术研究,进行技术储备,鼓励创新,加强科研院所、高校之间的合作;2) 加强技术引进,与俄罗斯等国开展合作,尤其是Hall 发动机技术,因为其原理是MPD 等新型电推进的基础;3) 结合我国姿控、轨控的双组元液体火箭推进系统技术,开展已有的电发动机的实际飞行应用;4) 积极开展航天器、推进系统的一体化设计,包括羽流污染、热防护、电磁干扰等。

本文来源：https://www.bwwdw.com/article/kdz6.html