蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 蘭州 730000

空間推進(jìn)系統(tǒng)作為航天器在軌飛行期間進(jìn)行軌道維持和姿態(tài)控制的動(dòng)力系統(tǒng)，通常需攜帶大量的推進(jìn)劑以滿足動(dòng)力需求。常規(guī)通信衛(wèi)星所攜帶推進(jìn)劑約占航天器總質(zhì)量的3/5。隨著有限的推進(jìn)劑被耗盡，衛(wèi)星姿態(tài)難以控制，航天器壽命也將終結(jié)。

目前商業(yè)地球觀測(cè)衛(wèi)星運(yùn)行于400～800 km軌道上可獲得亞米級(jí)的分辨率。美國(guó)的偵查衛(wèi)星KH-12，工作時(shí)可降至120 km，分辨率可達(dá)0.1～0.3 m，實(shí)現(xiàn)高分辨率對(duì)地觀測(cè)[1]。地球重力場(chǎng)的精確測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)彈道導(dǎo)彈飛行軌道非常重要。ESA于2009年發(fā)射GOCE衛(wèi)星進(jìn)行高精度地球重力場(chǎng)測(cè)量，運(yùn)行軌道可降至260 km，獲得空間分辨率200～80 km的全球重力場(chǎng)模型[2]。而超低軌區(qū)域由于大氣密度較高因而對(duì)航天器產(chǎn)生較大阻尼，若將軌道殘余大氣的不利因素轉(zhuǎn)變?yōu)楹教炱鞯耐七M(jìn)工質(zhì)，便可實(shí)現(xiàn)原位資源利用。

吸氣式電推進(jìn)技術(shù)，依靠太陽(yáng)能為能源，收集軌道環(huán)境中稀薄氣體作為工質(zhì)，將收集到的氣體經(jīng)電離加速后高速排出束流形成推力。目前對(duì)航天器而言，推進(jìn)劑的攜帶量基本決定了其工作壽命。如若該技術(shù)能實(shí)現(xiàn)，航天器的壽命將不再受限于推進(jìn)劑的攜帶量，長(zhǎng)時(shí)間維持航天器在超低軌環(huán)境工作，具有里程碑意義。

20世紀(jì)50年代末由Sterge Demetriades首次提出了收集空氣作為推進(jìn)工質(zhì)的構(gòu)想，并描述了一種推進(jìn)式液體貯備器(PROFAC)，但這個(gè)想法基于兆瓦級(jí)別反應(yīng)堆作為動(dòng)力源，并且需要高效推進(jìn)系統(tǒng)以補(bǔ)償大氣阻尼所帶來(lái)的影響[3]。日本宇宙航空研究開(kāi)發(fā)機(jī)構(gòu)的Kazutaka Nishiyama提出“吸氣式離子推力器”(Abie)來(lái)補(bǔ)償衛(wèi)星在150～200 km軌道上的阻力，以便研究這些高度的大氣環(huán)境。他還指出有效的進(jìn)氣設(shè)計(jì)是使概念可行的關(guān)鍵，并且例舉了航天器所需的動(dòng)力參數(shù)[4]。整個(gè)吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)受到外部環(huán)境的制約和內(nèi)部結(jié)構(gòu)的影響。本文將以不同環(huán)境條件為輸入，遵循質(zhì)量流量守恒，討論不同因素影響下吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的可行需求。

1 低軌環(huán)境分析

大氣環(huán)境受軌道高度、經(jīng)緯度、地磁活動(dòng)、太陽(yáng)活動(dòng)等因素影響。本算例中數(shù)據(jù)來(lái)源于空間研究委員會(huì)(COSPAR)國(guó)際參考大氣CIRA 1986[5]。本文所采用的數(shù)據(jù)基于寧?kù)o地磁活動(dòng)和中等太陽(yáng)活動(dòng)下，各物質(zhì)隨經(jīng)緯和時(shí)間變化的平均值。

由圖1可知，空間大氣成分主要由O原子和N2組成，其他成分還有O2、N、H2、Ar、He。其中氮氧成分(包括O、O2、N和N2)在150～250 km軌道范圍內(nèi)占總數(shù)密度的99 %以上，故在相關(guān)推力器的設(shè)計(jì)時(shí)，可以忽略其他成分帶來(lái)的影響。

圖1 中等太陽(yáng)活動(dòng)下不同軌道氣體密度與軌道高度的關(guān)系Fig.1 Relation between gas density and orbital altitude in different orbits under medium solar activities

2 氣體收集裝置分析

2.1 收集管狀結(jié)構(gòu)分析

吸氣式電推進(jìn)基本結(jié)構(gòu)如圖2所示，主要由氣體收集增壓裝置和電推力器兩部分組成。由于吸氣裝置需要與外界聯(lián)通，還要對(duì)收集到的氣體有一定的約束及增壓作用，采取多孔管狀結(jié)構(gòu)作為收集裝置前級(jí)(如圖3所示P0、P1區(qū)域)，可以更為有效地約束氣體分子的運(yùn)動(dòng)。采用管狀結(jié)構(gòu)收集時(shí)，對(duì)于分子流態(tài)，氣體分子通過(guò)管道的概率只與其速度的方向及管道的長(zhǎng)徑比L/r有關(guān)[6]。部分高速氣體分子在未與壁面發(fā)生碰撞下直接進(jìn)入收集裝置內(nèi)部，而另一部分氣體分子與管結(jié)構(gòu)的壁面碰撞后發(fā)生隨機(jī)余弦反射，并有概率回到收集裝置內(nèi)部，因此采用多孔板結(jié)構(gòu)可以有效增加這種碰撞幾率，提高收集效率。高速定向氣體分子流建立了高于外部環(huán)境的壓強(qiáng)區(qū)域(如圖3所示P1區(qū)域)，由于內(nèi)外壓強(qiáng)差的存在，將導(dǎo)致部分氣體返流(如圖3所示P1→P0方向)。因?yàn)闅怏w分子入射與返流的流量不同，從而實(shí)現(xiàn)了氣體的增壓收集。流量的大小取決于管結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，管道的長(zhǎng)徑比L/r不宜過(guò)大或過(guò)小，數(shù)值過(guò)大會(huì)導(dǎo)致管道通過(guò)率過(guò)低，無(wú)法有效收集氣體；而過(guò)小會(huì)引起管道的流導(dǎo)過(guò)大，導(dǎo)致已收集的氣體大量返流回外界空間。

圖2 吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)示意Fig.2 The sketch of air-breathing plasma propulsion system

圖3 收集裝置示意Fig.3 The sketch of collector

由于在低軌空間環(huán)境中，氣體分子與高速運(yùn)動(dòng)的航天器發(fā)生碰撞而導(dǎo)致溫度劇增，溫度過(guò)高將會(huì)對(duì)收集裝置產(chǎn)生影響，若采用熱輻射方式耗散熱量，當(dāng)多孔管材料的熱輻射系數(shù)大于或等于0.7，軌道高度在150 km以上時(shí)，氣體碰撞加熱對(duì)衛(wèi)星的影響可以忽略，平衡溫度都處于300 K或以下水平[7]。

若忽略空間入射分子的側(cè)向速度，且不考慮空間原子的復(fù)合，多孔管長(zhǎng)徑比L/r以10為例，管道通過(guò)幾率為0.73的條件下[8]，整個(gè)收集過(guò)程處于分子流態(tài)，由氣體在管道中的分子性流動(dòng)Knudsen公式可得管道的流導(dǎo)：

(1)

(2)

2.2 收集量與功耗分析

單位時(shí)間單位面積氣流通量可以近似表達(dá)為Q=ρmvc,ρm為質(zhì)量密度,圓軌道下vc=[μ/(6378+h)]1/2，約7.72～7.82 km/s,其中μ=3.986×105km3/s2,為引力常數(shù)，h為軌道高度。假設(shè)航天器有效采集面積為1 m2，在高度位于150～200 km，年可供采集量458.35～68.25 kg，相對(duì)較為可觀。隨著軌道提升，氣體愈加稀薄，采集量越來(lái)越少。由于收集效率以及采集裝置本身需要大量的功耗，故250 km以上的軌道可視為缺少實(shí)用價(jià)值。

由圖3可知，收集裝置包括多孔管增壓和機(jī)械增壓，整個(gè)收集過(guò)程遵循質(zhì)量流量守恒：

Qin-Ql=Qr

(3)

(4)

式中：Qin為大氣經(jīng)多孔管收集后流量；Ql為多孔管返流流量;Qr為增壓泵凈流量;Sl為多孔管流導(dǎo);Sr為增壓泵的抽速;P1為圖3中P1處壓強(qiáng)。采集過(guò)程中氣體返流(如圖3所示P1→P0方向)與增壓泵收集(如圖3所示P1→P2方向)互為競(jìng)爭(zhēng)關(guān)系，在達(dá)到動(dòng)態(tài)平衡時(shí),由式(3)(4)可得：

Qr=Qin(1+Sl/Sr)-1

(5)

可知Qr/Ql與P1區(qū)域壓強(qiáng)無(wú)關(guān)，只與Sl/Sr有關(guān)。

如圖4所示，有效吸氣面積1 m2，多孔管長(zhǎng)徑比L/r為10的條件下，凈收集量隨著增壓泵抽速的提升而增加。推力器的輸入條件包括工質(zhì)的量以及環(huán)境壓強(qiáng)，增壓泵提供了適宜的壓強(qiáng)環(huán)境以滿足推力器的放電需求，而凈收集量決定了推力器的工質(zhì)供給條件，進(jìn)而確定了推力器的比沖需求。凈收集量增多，增壓泵的抽速和功率增加，意味著整星功耗，質(zhì)量負(fù)擔(dān)加重；但若抽速較低，收集量較少，將意味著對(duì)推力器比沖提出更高要求。

圖4 不同軌道高度下渦輪分子泵抽速與凈流量的關(guān)系Fig.4 The relationship between molecular pump pumping speed and net flow at different altitudes

目前的機(jī)械增壓方式中，渦輪分子泵氣體輸送能力強(qiáng)，清潔，無(wú)油蒸汽返流并且適于真空范圍廣，相對(duì)適用作為此處機(jī)械增壓的選擇。目前的商用渦輪分子泵性能水平約225 L/s，運(yùn)行功率7 W。由圖4可知，渦輪分子泵抽速與凈收集量并不是線性相關(guān)，綜合考慮后，本文以1 m2有效吸氣面積，40%收集總效率為例進(jìn)行計(jì)算，其中總收集效率是指凈收集量與大氣空間可供給量之比。在軌180～240 km軌道，最終可作為工質(zhì)使用的氣體每年可達(dá)52.51～9.26 kg，機(jī)械增壓功耗需求約1.2 kW左右。

3 電推進(jìn)需求分析

3.1 航天器阻尼分析

地球的大氣層沒(méi)有明顯的邊界，而是逐漸延伸到太空,氣體密度將趨于稀薄，這意味著在較低高度運(yùn)行的航天器將承受更大的阻力。這種拖曳力最終會(huì)減緩衛(wèi)星的速度，軌道高度將降低，從而進(jìn)一步增大阻力。對(duì)于1 000 km高度以下運(yùn)行的航天器，大氣對(duì)其會(huì)產(chǎn)生明顯阻力并表示為[10]：

(6)

式中：A為航天器垂直于氣流的面積;Cd為阻力系數(shù)，由表面材料、溫度和外形等因素決定，通常約1.9～2.6，對(duì)于如圖3所示的多孔管狀結(jié)構(gòu)，取系數(shù)為2.05。假設(shè)迎風(fēng)受阻面積為1 m2，由于航天器所受阻力與多方面因素有關(guān)，吸氣式航天器為盡可能的減小阻力，整體設(shè)計(jì)會(huì)更趨向狹長(zhǎng)的形狀。然而側(cè)向阻力所帶來(lái)的影響不可忽視，適當(dāng)選擇適宜的調(diào)整系數(shù)以補(bǔ)償側(cè)向阻尼帶來(lái)的影響，假設(shè)側(cè)向阻尼調(diào)整系數(shù)為2，使得計(jì)算結(jié)果更加符合實(shí)際環(huán)境狀況。以太陽(yáng)活動(dòng)中年為例，得180～240 km軌道范圍內(nèi)，帶有多孔管結(jié)構(gòu)收集的航天器迎風(fēng)面積為1 m2。如圖5所示，航天器所受阻力約66.28～11.64 mN。軌道高度降低大氣阻礙過(guò)大，用于補(bǔ)償阻尼的推力需求高，并且航天器外殼部分摩擦腐蝕較為嚴(yán)重，部分電子儀器也會(huì)影響，得不償失。而軌道較高時(shí)，雖然阻尼較小，但大氣匱乏，氣體通量小，高于240 km處每年的收集量可能只有幾千克，缺少實(shí)用價(jià)值[11]。

圖5 不同軌道高度與航天器所受阻尼的關(guān)系Fig.5 Relation between different orbital altitudes and damping of spacecraft

3.2 推力器比沖及功耗分析

相比于傳統(tǒng)的電推進(jìn)工質(zhì)氙，氮氧的分子量遠(yuǎn)小于氙，在粒子噴出速度一樣的情況下，故為達(dá)到相同的推力，需要更多數(shù)目的分子被電離、加速噴出。氮氧相關(guān)的電離反應(yīng)更為復(fù)雜，由于氮氧是雙原子分子，且電離能高于氙，并且有效碰撞截面較小，因此電離效率更低。在目前已有的試驗(yàn)中，2003年Nishiyama提出一種利用電子回旋共振(ECR)離子推力器概念，并在氮氧條件下驗(yàn)證得出推力器最大比沖3 800 s，推力器效率4.2%[12]。Giessen大學(xué)的Cifali等人使用RIT-10-EBB射頻離子推力器在氮氧條件下測(cè)得最大比沖5 000 s，效率為28%; 而PPS1350-TSD霍爾推力器在氮氧條件最大比沖僅900 s，且效率只有10%[13]?，F(xiàn)有電推力器在氮氧條件下的推力功耗比只有采用氙工質(zhì)時(shí)的1/3左右[14]。以上可知，目前電推力器在氮氧條件下電離效率均不高。

電推力器的比沖作為衡量航天器推力器效率的重要指標(biāo)，其表示為：

Isp=T/Q

(7)

式中：Q為工質(zhì)流量(此處為凈采集量Qr)；T為推力，航天器推力需要等于或大于所受阻尼才有意義。

推力器的功耗大小影響著航天器的能量分配，推進(jìn)系統(tǒng)的功耗取決于推力器種類、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，工質(zhì)類型，推力器效率的影響，推力器所需功耗為：

(8)

式中：PT為電推力器的功率；ηT為電推力器效率。氣體收集裝置的收集效率不能太低,否則產(chǎn)生的推力難以平衡大氣阻力。根據(jù)前文分析，基于現(xiàn)有的技術(shù)水平，本文假設(shè)總吸氣效率為40%，電推力器效率約30%。當(dāng)迎風(fēng)受阻面積為1 m2時(shí)，軌道高度在180～240 km下，如圖6所示，計(jì)算可得，推力器比沖約需要4×104m/s左右，推力器消耗的功率在4.39～0.77 kW之間。

圖6 不同軌道高度與推力器比沖的關(guān)系Fig.6 The relation between different orbital altitudes and thruster specific impulse

4 系統(tǒng)分析

整個(gè)系統(tǒng)的功耗中，機(jī)械增壓裝置與電推力器占據(jù)主要部分。由計(jì)算結(jié)果可知，180～240 km高度下，使用多孔管結(jié)構(gòu)及機(jī)械增壓吸氣，迎風(fēng)面積為1 m2，以40%的收集總效率，30%推力器效率為例，工質(zhì)流量約1.66～0.29 mg/s，年收集量52.51～9.20 kg。機(jī)械增壓功耗需求約1.2 kW左右，推力器消耗的功率在4.39～0.77 kW之間。如圖7所示，航天器所需總功耗與迎風(fēng)面之比至少需要大于2 kW/m2,功率推力比需小于0.1 kW/mN。而目前已發(fā)射的超低軌航天器GOCE，整顆星采取了特殊的減阻設(shè)計(jì)，長(zhǎng)5.3 m，最小迎風(fēng)面1.1 m2，運(yùn)行高度可降至260 km，航天器總功耗與迎風(fēng)面之比約1.18 kW/m2[15]。這與算例結(jié)果差距仍存在一定差距。故實(shí)現(xiàn)吸氣式電推進(jìn)技術(shù)，是整星從外觀形狀設(shè)計(jì)，到內(nèi)部結(jié)構(gòu)布局優(yōu)化，氣體收集增壓等一體化的設(shè)計(jì)過(guò)程。

圖7 不同軌道高度與系統(tǒng)總功耗的關(guān)系Fig.7 The relation between different orbital altitudes and total power consumption of the system

5 結(jié)束語(yǔ)

綜上所述，吸氣式電推進(jìn)技術(shù)具有理論上的可行性，與實(shí)踐可行還存在一定的差距，其涉及的相關(guān)技術(shù)還需進(jìn)一步的研究突破，主要包括：

1)降低氣體收集功耗，增加氣體收集能力。對(duì)迎風(fēng)面積未達(dá)1 m2的航天器，要以吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)維持軌道，航天器功率需達(dá)到2 kW/m2以上，這與目前航天器所能提供的功率存在明顯差距。其中1.2 kW左右將用于吸氣增壓，因此，實(shí)現(xiàn)吸氣式應(yīng)用，首先大幅降低吸氣過(guò)程所需功耗?？紤]到文中關(guān)于增壓裝置的功率估算是基于地面商用分子泵，而商用分子泵通常增壓比高達(dá)108，而吸氣系統(tǒng)需增壓比僅102～103，可據(jù)此優(yōu)化分子泵設(shè)計(jì)，降低功耗；此外，在空間微重力環(huán)境下，分子泵采用磁懸浮軸承所需功耗也將明顯低于地面環(huán)境；再者，針對(duì)航天特殊需求還可以設(shè)計(jì)專用分子泵電機(jī)，也可進(jìn)一步降低吸氣系統(tǒng)功耗。

2)進(jìn)一步提高電推力器效率。根據(jù)文中估算至少需要0.77 kW功率用于電推力器產(chǎn)生4×104m/s左右的比沖。導(dǎo)致電推力器所需功耗較高的原因是采用常規(guī)電離方法氮氧工質(zhì)電離效率過(guò)低，可考慮采用螺旋波放電或其他可高效電離氮氧的方式，降低推力器功耗。

3)進(jìn)一步提高超低軌航天器的功率/迎風(fēng)面積比?？煽紤]采用具有更高效率的電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)配置[16]和新型太陽(yáng)能電池，如多結(jié)砷化鎵，可利用地球輻照發(fā)電的電池，以及進(jìn)一步優(yōu)化航天器布局設(shè)計(jì)，進(jìn)而提高功率/迎風(fēng)面積比。