林驍雄，陶家生，溫 正

（中國空間技術研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京100094）

離子推力器羽流沉積對衛(wèi)星熱控影響研究

林驍雄，陶家生，溫 正

（中國空間技術研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京100094）

離子推力器的羽流是等離子體，等離子體的組成是帶電粒子，這與傳統(tǒng)的化學推進系統(tǒng)的羽流成分有很大不同，帶電粒子有在衛(wèi)星表面吸附的傾向，會形成羽流沉積污染。這種羽流沉積會改變衛(wèi)星表面的吸收率和發(fā)射率，從而影響衛(wèi)星的熱控性能。為了預測離子推力器的羽流對衛(wèi)星的熱控性能的影響，建立了離子推力器羽流模型。所建模型采用了工程化離子推力器的在衛(wèi)星上的布局位置和離子推力器的工作參數，模擬了離子推力器的正離子與中和電子束在工程化中分置的實際情況，使模型更為符合實際。通過數值模擬得到了離子、電子、中性粒子的空間分布，電場分布，得到了鉬粒子在衛(wèi)星表面的分布及沉積厚度，比較了模型計算的離子分布與實驗獲得的離子分布情況，說明了模型分析的正確性，給出了衛(wèi)星表面熱性能的變化及局部區(qū)域溫升的最大包絡可達二十多度的結果。

離子推力器；羽流建模；衛(wèi)星熱控；羽流沉積

0 引言

電推力器在衛(wèi)星上作為主推力器在國外已經在軌應用[1-2]，國內已有化學推力器與電推力器混合應用的衛(wèi)星，全電推進衛(wèi)星也已在研[3]?？傊娡屏ζ鲬糜谛l(wèi)星，對衛(wèi)星在軌工作環(huán)境的影響情況仍需研究，這是因為傳統(tǒng)的化學推力器燃燒產物在理論上是電中性的氣體和水[4]，它們沒有在衛(wèi)星表面易于吸附的理論基礎，但電推力器的羽流產物是等離子體，是電離態(tài)的帶電粒子，理論上有在衛(wèi)星表面吸附的傾向。尤其工程實際的離子電推力器正離子束與電子束是分立設置，工作時通過分立的電子束與離子束的匯聚形成宏觀電中性的等離子體，匯聚的過程及結果有待研究[5-6]。離子推力器的離子束是在束流系統(tǒng)的引導下射出的，如果離子束流不能完全聚焦，離子束流將侵蝕離子推力器的鉬柵極組件而濺射出鉬粒子[7]，在羽流中攜帶有鉬的中性粒子，這些中性粒子一部分通過離子交換電荷碰撞生成鉬離子，一部分通過與電子直接碰撞離化形成鉬離子[8]。在各種粒子碰撞和推力器羽流局部電勢的作用下返流到衛(wèi)星表面形成污染而影響衛(wèi)星熱控性能[9]。羽流的等離子體不僅可以在衛(wèi)星表面吸附，它的離子在衛(wèi)星表面也可能激發(fā)出二次濺射，更為有害。文獻 [8]中通過數值模擬得到了鉬原子的空間分布，文獻 [13]中研究了均勻厚度鉬膜的光學特性，文獻 [7]結合試驗并根據經驗模型得到了柵極材料的原子濺射率，但是沒有實現從鉬原子的出射到鉬原子的沉積直到對衛(wèi)星OSR（Optical Solar Reflector） 片熱控性能影響的完整分析。為了研究離子電推力器羽流中各種成分的相互作用和各種粒子的空間分布情況、電場分布情況，本文以某實踐衛(wèi)星的LIPS-200氙離子推力器應用為研究對象，結合離子推力器在衛(wèi)星中的布局參數和工作參數建立了離子束與電子束分立設置的工程模型，研究包含電子束與離子束的匯聚并形成宏觀電中性的等離子體的過程，得到離子、電子、中性粒子的空間分布和電場分布，以及鉬粒子在衛(wèi)星表面的分布及沉積厚度，預示衛(wèi)星表面熱性能的變化，從而使模型的建立更加貼近工程實際，得到客觀的分析結果。

1 離子電推力器羽流場實驗研究的難點

衛(wèi)星的熱性能在地面要通過熱真空實驗加以確定，電推力器羽流中鉬原子沉積對衛(wèi)星熱控性能的影響也可以通過地面熱真空實驗加以研究確定，但是這種地面熱真空實驗很難測得準確的結果。原因是，要想實驗模擬太空中的真空環(huán)境需要至少10-3Pa的真空度，熱真空實驗要在密閉的真空罐內進行，空罐內體積有限，一旦電推力器點火噴出羽流，真空罐內的真空度難以維持，而電推羽流打到罐壁上產生的濺射對類似OSR片這種光學表面性能的影響無法回避[10]，因此，通過地面實驗準確確定電推羽流對OSR片光學表面性能的定量影響難于實現。所以，本文擬采用數值建模模擬的方法，輔以實驗結果在一定程度上考察模型的正確性，來研究電推羽流對衛(wèi)星熱控性能的影響。

2 衛(wèi)星表面的光學性質

為了建立衛(wèi)星內部儀器的工作環(huán)境，需要對衛(wèi)星進行熱控。一般衛(wèi)星熱控是以被動熱控為主，主動熱控為輔，即通過調控衛(wèi)星表面對陽光的吸收率和其紅外發(fā)射率來建立起衛(wèi)星內部溫度與衛(wèi)星在軌的空間低溫環(huán)境的平衡[11]，這就是被動熱控的基本思想。主動熱控是在被動熱控的基礎上，提高或降低局部溫度?？梢姡l(wèi)星表面的發(fā)射率和吸收率的改變，將是對衛(wèi)星熱控基礎的改變，其影響是長期的和單向的，需要給予足夠重視。

現有衛(wèi)星的熱控表面主要有兩種，一是熱控多層材料，二是OSR片。OSR片（光學太陽反射鏡）是一種以玻璃為透明薄膜表面層的第二表面鏡型熱控涂層，其薄膜表面層可用石英玻璃或鈰玻璃，金屬底層由玻璃背面真空蒸發(fā)-沉積得到，通常為銀或鋁。熱控多層主要是絕熱作用，OSR片是一種發(fā)射率和吸收率可設計的光學表面，是通過發(fā)射率和吸收率的設計來改變衛(wèi)星內部熱的流出和外部熱的流入，來調節(jié)衛(wèi)星的內部溫度。如果熱控涂層性能退化，衛(wèi)星入軌后溫度升高，用于衛(wèi)星溫度場數值計算的參數設計初值與參數的實際值之間就會存在一定程度的偏差，以致衛(wèi)星不能正常工作[9]。發(fā)射率和吸收率是在OSR片制造中即確定了的，衛(wèi)星熱控則通過改變OSR片的鋪設面積調節(jié)衛(wèi)星的內部溫度。可見，OSR片是衛(wèi)星內部溫度調節(jié)的熱通道，而電推力器的安裝位置一般也恰好在OSR片附近，這也在一定程度上加重了電推力器羽流對衛(wèi)星熱控性能的影響。

隨束流飛出的鉬粒子，部分沉積在衛(wèi)星表面及太陽翼表面，成為電推進羽流沉積污染的主要因素。從對電推力器羽流的初步分析可知[12]，電推力器羽流的鉬粒子沉積厚度為幾納米到幾百納米，恰和光學膜系厚度的量值相當，可能會改變光學膜系的性質。因此，需要深入研究熱控涂層性能在電推力器羽流鉬原子沉積的影響下的退化規(guī)律。

3 電推力器羽流模型的建立

3.1 羽流建模的理論基礎

推進劑在離子發(fā)動機電離室中電離，在柵極的加速作用下高速噴出，并由中和器發(fā)射電子中和，以保持整體電中性，因此離子發(fā)動機羽流為等離子體射流[14-16]。部分未電離的推進劑以自由分子流的形式從柵極流出，在束流區(qū)域與相對高速的束流離子會發(fā)生交換電荷碰撞，產生低速交換電荷離子。同時由于交換電荷離子會撞擊柵極造成柵極濺射腐蝕，產生非推進劑粒子。

離子發(fā)動機的羽流中，推進劑電離形成的束流離子在柵極加速作用下噴出速度一般在20 000～40 000 m/s，是羽流的主要組成部分，其運動軌跡呈射流狀，受電磁場的影響很小。下游區(qū)域的束流擴張主要由航天器的電勢與空間電磁場環(huán)境決定，實驗測試的數據結果表明，大部分束流離子都集中在擴張半角為15～20°的范圍內[17]。為了保持總體準電中性，束流離子會產生一個徑向的電場，防止電子離開束流區(qū)。盡管這個電場對于高速束流離子的運動沒有影響，但是會對低速的交換電荷離子產生徑向加速作用并形成交換電荷離子回流效應，從而對航天器和太陽能電池帆板產生影響。

帶電粒子在電磁場中的受力根據洛倫茲方程得：

式中：F為電磁力；q為粒子電荷；v為速度；B為感應磁場。

磁場較弱時，忽略磁場的影響，則受力方程簡化為：

鉬的電離能 (Mo→Mo+)是7e V左右，羽流中的電子和離子的動能可以用上述理論方程通過建模運算得到，并建立起鉬的電離條件。

3.2 羽流模型的程序化實現

分析計算的時間框架分為如圖1所示的六個部分：

1） 導入控制文件：相關控制參數導入計算空間；

2） 導入網格文件：梳理“**.msh”文件的數據格式，把相關原始數據導入計算空間；

3）網格文件預處理，產生各級網格鏈接關系；

4）粒子初始化：基于粒子存儲的數據結構，初始化分析計算所用的各類粒子鏈表；

5） 主循環(huán)：在前期各種控制參數和網格數據準備好后，進入主循環(huán)。在每個時間步中，更新粒子的位置，計算電勢和電場，計算粒子的碰撞，并處理邊界條件。

6） 結果輸出：根據控制參數要求的輸出種類，逐個輸出結果文件。

圖1 數值模擬的時間框架Fig.1 Time frame of numerical simulation

分析計算的邏輯框架如圖2所示：

圖2 數值模擬的邏輯框架Fig.2 Logical frame of numerical simulation

3.3 羽流建模中的工程化參數

建立離子推力器在某實踐衛(wèi)星中的配置模型（圖3）。圖中顯示了推力器與OSR片的相對位置，推力器軸線指向衛(wèi)星質心。推力器為雙柵極系統(tǒng)，柵極表面向外凸出。

圖3 電推力器在某衛(wèi)星中的空間位置Fig.3 Position of thruster in a satellite

按照離子推力器在某實踐衛(wèi)星的空間位置，建立了離子推力器衛(wèi)星的局部模型（圖4），在該模型的建立中主要位置關系參數是離子推力器與衛(wèi)星表面的位置、角度關系。

圖4 電推力器與OSR片的模型Fig.4 Model of electric thruster and OSR

在衛(wèi)星離子推力器的建模參數中除了空間位置關系外還有推力器的主要工作參數（如表1所示）。模擬區(qū)域的邊界采用等電勢的固定電勢邊界，為了弱化等電勢邊界對模型運算結果的影響，模型中加大了計算的空間區(qū)域。

表1 離子推力器工作參數Tab.1 Working parameters of ion thruster

3.4 羽流模型的運算結果

在上述模型和初始參數和邊界條件的情況下，鉬原子生成鉬離子有兩種方式，一種為電子碰撞電離，一種為和高速運動的氙離子發(fā)生電荷交換碰撞。由于電子的能量相對較高，而鉬原子流的粒子數密度相對較小，后者生成的鉬離子遠小于前者。本文采用質點網格法（PIC，Paritcle In Cell） 和直接蒙特卡洛方法（DSMC， Direct Simulation Monte Carlo） 自編軟件進行計算，得到如下結果。

圖5是推力器近場局部電勢分布圖，圖中最高電勢位于推力器噴口前方為21.5 V，最低為-2 V。

圖5 推力器局部電勢分布圖(左圖為側視，右圖為俯視，下同)Fig.5 Partial potential distribution around thruster

圖6 電推力器羽流離子數密度分布圖Fig.6 Plume ion number density distribution around thruster

圖6為離子數密度的空間分布，最高為6.33×1015個/m3，集中在推力器噴口前方附近，最低為0。圖7為鉬離子數密度的空間分布，最高為1.09×1011個/m3生成的鉬離子在徑向電場的作用下向推力器背部擴散，具有很大的返流傾向。由于采用四面體非結構網格進行計算，粒子流邊緣處數值變化差異較大，粒子數在統(tǒng)計過程中也會有一定漲落和隨機性，所以出現了鋸齒狀，下同。

圖7 鉬離子數密度空間分布Fig.7 Spatial distribution of Mo ions

圖8是鉬原子數密度的空間分布，最高為2.32×1012個/m3，集中在推力器噴口前方區(qū)域，最低為0。由于是中性粒子，僅受粒子碰撞擴散的影響，趨于與推力器羽流的方向一致。結合目前的分析，到達衛(wèi)星的表面極少為鉬原子，更多的是鉬離子。

圖8 鉬原子數密度空間分布Fig.8 Spatial distribution of Mo atoms

圖9是OSR片附近鉬離子數密度分布，最高為4.19×108個/m3，集中在推力器附近的衛(wèi)星表面，最低為0。

圖9 OSR片附近鉬離子數密度分布Fig.9 Spatial distribution of Mo ions around OSR

4 數值分析結果與實驗結果的比較與分析

由于鉬粒子空間分布較準確的實驗結果不易得到，這里將電推力器羽流的離子分布模擬結果與實驗結果進行比較來檢驗模型的正確與否。

圖10為離子數密度模擬結果與試驗結果對比，可以看出兩者相當一致。由于實驗在先，沒有建模分析的預示，實驗中布置測點較少，所以這里也引用文獻 [17]的結果給出一個較為細致的比較。

圖10 離子數密度模擬結果與試驗結果對比Fig.10 Comparison between simulation results and experiment results of ion density

在圖11中可見離子濃度在不同徑向距離處的參數值都隨軸向距離的增加而減??；在靠近推力器中心線位置處，參數值的變化幅度較大，在遠離推力器中心線位置處，參數值的變化幅度較小。在徑向140 mm曲線和徑向180 mm曲線上均出現了明顯偏離主束流特征的參數值，說明這些位置的點已經不在主束流區(qū)。模擬結果和試驗結果的趨勢和參數值范圍基本一致，在此環(huán)節(jié)證明了建模分析的有效性。

圖11 離子濃度的軸向分布的模擬結果和實驗結果對比Fig.11 Comparison between simulation and experiment results of axial distributions of ion density

5 衛(wèi)星表面熱性能改變預示

通過計算得到鉬離子在電推力器附近衛(wèi)星表面10 000 h的沉積厚度如圖12所示。可見，由于推力器兩側與推力器出口軸線的夾角相對較小，在推力器兩側會有較大量的沉積，沉積率最大值量級為2.2×10-7埃/s，10 000 h沉積量最大值為7.912埃，而在推力器安裝位置的背面（即圖3中下部中心位置處）會有較少的沉積。

圖12 OSR表面鉬離子10 000 h沉積厚度分布（已取對數，埃）Fig.12 Deposition thickness of Mo ions on OSR surface in 10 000 h

參閱文獻 [11]得到鉬膜玻璃數據，見表2。

表2 鉬膜玻璃的光學性質Tab.2 Optical properties of molybdenum-film glass

結合上述分析，得到了基板的光學性質和鉬膜的光學性質，復合膜的光學性質為復合模型每層膜的光學性質的組合。經過薄膜的光線會被薄膜反射和吸收，同樣也會發(fā)生在玻璃-薄膜界面再次發(fā)射、透射、吸收。結合典型的OSR參數（吸收率為0.12，發(fā)射率為0.78）計算鉬的復合膜特性，得到表3。

通過線性插值，得到OSR片復合膜吸收率分布如圖13所示?？梢钥吹?，散熱板OSR片上部分區(qū)域的吸收率有所上升，在推力器附近上升最為明顯，這將引起衛(wèi)星散熱板平衡溫度的上升。

表3 鉬的復合膜特性Tab.3 Properties of molybdenum composite film

圖13 復合膜吸收率Fig.13 Absorptance of composite film

結合已經得到的復合膜的光學性質對衛(wèi)星的熱平衡進行分析。OSR表面接收到的外熱流有太陽輻射、地球紅外輻射、地球反射輻射以及艙體輻射4種熱流。忽略地球紅外輻射、地球反射輻射以及艙體輻射，認為OSR表面接收到的外熱流只有太陽輻射，OSR發(fā)出的熱流主要是對外的熱輻射。衛(wèi)星南北板散熱能力按照q=300 W/m2計算。根據能量守恒定律，可以列出衛(wèi)星艙板溫度計算表達式為

式中：傳入的外熱流量Q1=αS，其中α為膜的吸收率，太陽常數S為1 353 W/m2；內熱源Q2=q；向深冷空間輻射散熱量Q3=εσT4，其中ε為膜的發(fā)射率，斯忒藩-波爾茲曼常數σ為5.67×10-8W/（m2·K4），T為平衡溫度。

將各熱量的計算式代入上式，整理后得電池板能量守恒方程為

代入ε＝0.78，α＝0.12，得到衛(wèi)星OSR片初始平衡溫度為320 K。

由于真實衛(wèi)星還有輻射換熱等熱導途徑，所以實際結果會與這里的計算有差別，這里相當于絕熱情況下的溫度，目的是揭示羽流對熱控的影響情況。

圖14為離子電推力器工作10 000 h后衛(wèi)星艙板上鉬粒子沉積之后的溫度升高情況，可以看到最高溫度變化包絡為25℃，絕大部分區(qū)域溫度升高不超過10℃。由于一般儀器設備的環(huán)境溫度設計余量為±11℃[11]，可見電推力器羽流將對衛(wèi)星壽命末期的整星熱控設計產生不利影響。因此，對溫度變化較為敏感的設備應避免安裝在推力器周圍，另外通過采用局部加強導熱等熱控措施可以緩解局部小區(qū)域的溫度升高。

圖14 OSR片溫度變化分布Fig.14 Distribution of OSR temperature variation

6 總結與討論

為了研究離子推力器在衛(wèi)星上的應用可能，對衛(wèi)星在軌熱性能的影響進行了建模分析。建模中盡可能采用了工程化參數，并且針對離子電推力器的離子流和中和電子流分置的實際情況進行了二者的分立式建模。建模中模擬了正負粒子流匯流成羽流的過程，成功獲得了離子推力器羽流的工質離子、電子、中性粒子、鉬離子的空間分布，電場分布，得到了鉬粒子在衛(wèi)星表面的分布及沉積厚度。比較了模型計算的離子分布與實驗獲得的離子分布情況，說明了模型分析的正確性，給出了衛(wèi)星表面熱性能的變化及局部區(qū)域溫升最大可達二十多度的結果。預示了離子推力器衛(wèi)星在壽命末期應關注羽流產生的對熱控的不利影響。由于推力器兩側與推力器出口軸線的夾角相對較小，在推力器兩側會有較大量的沉積。此區(qū)域的熱平衡溫度會有較大升高，最大溫升包絡可能在二十攝氏度量級，一些對溫度變化較為敏感的設備應避免安裝在推力器周圍。通過采用局部加強導熱等熱控措施可以緩解局部小區(qū)域的溫度升高。

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(編輯：王建喜)

Influence of plume deposit of ion thruster on thermal control properties of satellite

LIN Xiaoxiong,TAO Jiasheng,WEN Zheng
（Institute of Telecommunication Satellite,China Academy of Space Technology,Beijing 100094,China）

The ion electric thruster plume is plasma that consists of charged particles,which has a tendency to be adsorbed onto satellite surface.The deposition of the plume can change the absorptivity and emissivityof the satellite surface,which has a negative influence on thermal control property of the satellite.In order to predict this influence,a ion thruster plume model was built.The layout position and working parameters of an engineering ion thruster are adopted in the model to simulate the actual conditions of positive ion and electron beam,which makes the model more in accord with reality.The spatial distribution and electric field distribution of ions,electrons and neutral particles,and deposition distribution of molybdenum particles on satellite surface were obtained with numerical simulation.The ion distributions got by simulation calculation and experiment was compared,which validated the correctness of the model analysis.The thermal property of the satellite surface and the maximumenvelope oftemperature increase in local region ofthe satellite surface are given in this paper.

ion thruster;plume modeling;satellite thermal control;plume deposition

V434-34

A

1672-9374(2017)02-0009-09

2016-04-15；

2016-12-22

林驍雄（1990—），男，碩士研究生，研究領域為電推進總體技術