中高功率離子推力器的性能參數分析研究

張天平，陳娟娟，李興坤

(蘭州空間技術物理研究所，甘肅蘭州730000)

1 引言

中高功率離子推力器定義為輸入電功率范圍在4～40 kW之間的離子類型推力器。隨著中小功率電推進系統在GEO軌道位置保持和近地小行星探測等航天器上的成功應用［1，2］，地球衛星軌道轉移、空間科學探測、載人空間探測等航天使命對更高功率電推進系統的需求被提上日程，世界各航天大國都在制定和實施高功率電推進計劃，NASA針對空間科學、地球科學和載人空間探測的高功率電推進計劃已經實施10多年［3］，歐洲已經發布了針對近地球物體、拉哥朗日點大型觀測站、載人火星探測的高功率電推進發展指南［4］，俄羅斯政府已經同意開始研制兆瓦級空間核電推進項目［5］。由此可見，包括太陽能和核能的高功率電推進技術是未來航天使命中最重要的支撐性技術之一。

從目前電推進技術的進展看，離子電推進、霍爾電推進、磁等離子動力電推進(MPD)、變比沖磁等離子電推進(VASIMR)等都是高功率電推進的主要侯選。在調研國外中高功率電推進的基礎上，本文主要介紹了中高功率離子推力器的技術發展現狀和產品研制進展，對中高功率離子推力器的主要性能參數進行了分析研究，得到了離子推力器推力、比沖、效率等基本性能參數與功率之間的經驗關系，應用這些關系分析預測了中高功率離子推力器的性能極限，并得出了基于現有技術的離子推力器難以滿足未來高功率電推進使命需求的結論。

2 中高功率離子推力器的發展現狀

2.1 概述

離子類型推力器包括直流放電(考夫曼)、射頻放電、微波放電(電子回旋諧振)等三種類型，在國外統稱為柵極離子推力器。直流放電(考夫曼)離子推力器又分為發散場和環尖場兩個子類。

國外進行中高功率離子推力器研制的包括美國、英國、德國、日本等，其中美國以環尖場直流放電型為主，德國以射頻放電型為主，英國以發散場直流放電型為主，日本在環尖場直流放電型和微波放電型都有產品，但微波放電型產品的功率較小，沒有達到本文所定義的功率水平。

2.2 發散場直流放電型離子推力器

發散場直流放電離子推力器以英國QinetiQ公司研制的T系列為代表［6］，其獨特性包括［7］:(1)用電流線圈(螺線管)產生發散磁場，使得對放電室等離子體條件能夠通過磁場調節進行實時控制;(2)內凹曲面的三柵極系統，具有更好的熱穩定性和聚焦性能;(3)三路流率單獨控制，在較寬功率范圍內推力器性能連續可調。目前中高功率推力器只有T6，計劃用于2014年發射的貝布克倫布號(Bepicolombo)水星探測航天器［8］，產品額定的主要性能如表1所列［9，10］。該產品地面試驗驗證的上限推力和比沖分別達到230 mN、4 700 s。

表1 T6推力器產品性能

2.3 環尖場直流放電型離子推力器

環尖場直流放電離子推力器以美國波音公司電子通信分公司(L3公司)的XIPS系列和NASA格林研究中心(GRC)的深空探測系列推力器為代表，日本東芝公司的直流放電推力器系列也屬于該類型。其主要特點是用永久磁鐵而不是螺線管產生高強環尖磁場，不消耗電能，放電室電離效率比發散場高。XIPS系列中的中高功率推力器為XIPS-25，該產品應用于波音702衛星平臺位置保持和軌道插入已有近10年的歷史［11］。針對深空探測應用，噴氣推進實驗室(JPL)和L3公司聯合進行了推力器性能擴展(增強)試驗驗證，XIPS－25的擴展性能指標如表2所列［12］。

表2 XIPS-25推力器產品擴展性能

GRC針對深空探測開發研制的中高功率離子推力器包括NEXT、NEXIS、HiPEP等。NEXT推力器為太陽能機器人探測使命研制，基線產品的主要性能如表3所列［13，14，15］，計劃中的應用包括太陽神土星系統、新世界觀測、彗星表面采樣返回、新前沿等使命［15］。GRC對NEXT推力器進行了更高功率擴展性能試驗，驗證的擴展性能上限為功率13.6 kW、比沖4 670 s、推力466 mN、效率78%［16］。

表3 NEXT推力器產品性能

在普羅米修斯計劃支持下，針對木星冰月探測(JIMO)航天器應用的核電推進系統［17］，由JPL和GRC分別研制NEXIS［18］和HiPEP［19］高功率高比沖離子推力器，NEXIS實驗室模型的最高性能達到:功率27 kW、比沖8 700 s、推力517 mN、推進劑利用率95%、效率81%［20］，發展模型推力器采用碳柵極系統，進行了2 000 h試驗，驗證的主要性能如表4所列［21］。HiPEP推力器設計為獨特的矩型放電室，采用石墨柵極系統，在實驗室模型上驗證的性能達到:功率10～40 kW，比沖5 970～9 600 s、推力240～670 mN、利用率95%、效率72%～80%［19］，在2 000 h試驗中HiPEP的主要性能如表5所列［22］

表4 NEXIS推力器性能

表5 HiPEP推力器性能

日本東芝公司的直流放電型離子推力器中，針對軌道轉移和星際探測應用研制的IES-35達到中高功率水平，在實驗室模型5 000 h試驗中的性能為功率3.3 kW，比沖3 518 s、推力150 mN、推進劑利用率90%［23］，驗證的擴展性能如表6 所列［24］。

表6 IES-35推力器性能

2.4 射頻放電型離子推力器

射頻放電離子推力器以德國Astrium EADS公司研制的RIT系列為代表，獨特性包括:用射頻電流線圈產生等離子體，在較寬功率范圍內推力器性能連續可調。目前中高功率推力器只有RIT-22，針對水星探測Bepicolombo使命，該推力器完成了5 000 h試驗，產品的主要性能如表7所列［25，26］。

表7 RIT-22推力器產品性能

俄羅斯和德國正在聯合研制核電推進系統的RIT-45離子推力器，計劃用于月球和火星輸運飛船。以保證50 000 h工作壽命為目標，研制的RIT-45實驗室模型的性能如表8所列［5］，驗證的最高功率和推力分別達到57 kW、1 300 mN。

表8 RIT-45推力器產品性能

2.5 微波放電型離子推力器

中小功率微波放電型離子推力器的產品研制以日本μ系列為代表［27］，例如在隼鳥航天器上成功應用的μ-10，但還沒有研發中高功率產品的計劃。目前只有NASA在普羅米修斯計劃中與HiPEP離子推力器同步開展過15 kW微波放電推力器原理樣機的研制，在2.45 GHz微波頻率和42 sccm氙氣流率下的放電室性能為［28］:放電電流隨微波功率線性增加，95%推進劑利用率下最大放電電流達到2.9 A，放電功率1 750 W。

2.6 其他研制工作

上世紀90年代，JPL和GRC就開展過中高功率離子推力器研制，JPL在30 cm環尖場離子推力器上驗證了功率5.1 kW、比沖3 310 s、推力201 mN、效率64.3%的工作性能［29］。GRC在30 cm發散場離子推力器上完成了功率10 kW、比沖4 220 s、推力330 mN、效率68%的567 h性能和壽命評價試驗［30］。

本世紀初GRC針對星際探測使命和核電推進計劃進行過76 cm氪離子推力器研制嘗試［31，32］，目標功率10～30 kW、比沖10 000 s。該研制工作沒有持續下去，也沒有形成離子推力器產品。

2010年NASA支持開展了高功率大推力離子推力器研制工作，目標為推力器束直徑50 cm、功率范圍7～25 kW、效率70%以上、功率比推力達到50 mN/kW。

3 中高功率離子推力器的性能參數分析

3.1 基本性能參數分析

離子推力器的基本性能參數包括功率、推力、比沖、總效率，基于表1～8中數據(性能參數均取高限值)，可以得到中高功率推力器性能參數與功率之間的關系，下面分別討論。

(1)推力與功率關系

推力與功率之間關系如圖1，由試驗數據和擬合曲線可見，推力與功率之間成線性關系，其擬合曲線方程為:

圖1 推力與功率關系

中高功率離子推力器的推力和功率之間的線性關系可以從兩個方面理解。一是基于能量轉換效率的直接關系式(2)。可見在比沖和效率保持相對不變的情況下，推力和功率之間為線性關系。

二是離子推力器的推力與束電流和束電壓之間的關系式(3)。對中高功率離子推力器，功率中的很大部分被用于束流離子的加速，而只有很少部分用于產生等離子體，這就意味著絕大部分功率用于直接產生推力，由此呈現出推力與功率之間的近似線性關系。

(2)總效率與功率關系

總效率與功率之間關系如圖2所示，由試驗數據和擬合曲線可見，盡管在5 kW附近試驗數據比較離散，但整體上總效率與功率之間基本成線性關系，其擬合曲線方程為:

圖2 總效率與功率關系

離子推力器的總效率決定于推進劑利用率和推力器電效率的乘積，具體表達式為:

推進劑實際利用率一般保持在90%左右，這是提高效率和降低雙荷離子影響及離子生產成本的折中結果。電效率為束流功率與總功率之比，隨著推力器功率增大，總功率中的更大比例份額被用于束流離子的加速，也就是電效率隨功率增大而提高，所以總效率隨功率增大而提高。5 kW附近試驗數據比較離散，主要原因有兩方面:一是不同離子推力器類型差異;二是推力器處于不同成熟度狀態，一般來說，成熟度高的產品的推進劑利用效率選擇都相對較低，以滿足工程應用的長壽命需求。

(3)比沖與功率關系

圖3為比沖與功率之間關系，由試驗數據和擬合曲線可見，比沖與功率之間關系略為復雜，在20 kW以下，比沖隨功率增大而增大，20 kW以后比沖基本趨于飽和?？梢杂枚味囗検綌M合試驗數據，擬合方程為:

圖3 比沖與功率關系

實際上，比沖與功率的這種關系不難理解。因為離子推力器的比沖在本質上決定于束流離子的噴射速度，也就是直接與束電壓相關，如式(7):

離子推力器的最高束電壓要受到柵極系統的擊穿場強限制。當柵極結構設計和間距確定后，實際推力器的束電壓取值決定于兩方面的考慮:一是防止柵間發生場擊穿的安全裕度，二是額定功率下推力與比沖優化折中，因為比沖越高，推力越小。因此，決定比沖的束電壓不會隨功率增大而單調增加，最大到柵極場擊穿安全裕度容許值后，就不能再增大了。

3.2 柵極系統和放電室性能主要參數分析

離子推力器除了基本性能參數外，其他比較重要的性能參數分別對應于柵極系統和放電室，其中柵極系統的主要性能參數為流導和束流密度，放電室的主要性能參數為推進劑利用率和離子生產成本。下面分別討論。

(1)流導與功率關系

流導表征了柵極系統在一定加速電壓條件下的束流引出能力，其最大值(極限流導)決定于柵極系統的幾何結構和被加速離子的性質，其物理意義是在考慮空間電荷效應下的離子極限引出能力。一般來說，柵極系統的設計為比沖和工作流導參數折中，因為柵極間距越小，流導越大，但柵間擊穿電壓減小(比沖減小)。柵極系統工作流導的計算式為:

工作流導與功率關系如圖4所示，試驗數據比較分散。圖中分別給出了數學平均值曲線和指數衰減擬合曲線，平均值為 3.34×10－5A/V2/3，擬合曲線為:

圖4 柵極系統工作流導與功率關系

(2)束流密度與功率關系

束流密度定義為束電流與柵極有效面積之比，計算式為:

束流密度與功率關系如圖5所示，試驗數據比較分散。要直接建立束流密度與功率關系還缺乏理論依據，因為決定束流密度更多地是考慮了柵極系統工作壽命。但作為一種分析估算，圖中給出了數學平均值曲線，平均值為 4.08×10－3A/cm2。

圖5 柵極系統束流密度與功率關系

(3)推進劑利用率與功率關系

推進劑利用率定義為進入放電室推進劑原子中被電離并且被柵極系統引出成為束流離子的比例，圖6給出了推進劑利用率與功率之間的關系，試驗數據非常離散。圖中分別給出了數學平均值曲線和線性擬合曲線，平均值為86.1%，線性擬合曲線為:

圖6 推進劑利用率與功率關系

(4)離子生產成本與功率關系

離子生產成本定義為產生一個被柵極系統引出的束流離子所需要的放電功率。圖7所示給出了離子生產成本與功率之間的關系，試驗數據非常離散。圖中給出了數學平均值曲線和線性擬合曲線，平均值為192.1 A/W，線性擬合曲線為:

圖7 離子產生成本與功率關系

3.3 中高功率推力器的性能參數上限分析

在一級近似下，離子推力器的放電過程、離子引出過程、束流中和過程可以相互獨立設計，這一最突出特點也為分析和討論中高功率推力器的性能參數上限提供了可能。

(1)性能上限約束條件

中高功率推力器性能上限的約束條件主要包括柵極直徑、束(屏柵)電壓、工作流導和束流密度、推進劑利用率和離子生產成本等。

柵極直徑約束主要源于柵極的可制造性和結構穩定性要求，特別是發射振動環境和工作熱循環條件下的柵極結構穩定性要求，以確保柵極的間距、對中性、曲面形狀不變，使得柵極系統的設計性能、可靠性和工作壽命得以實現。按照目前的柵極材料選擇、結構和性能設計及可制造性考慮，取柵極直徑上限為60 cm是合理的。

束電壓約束主要源于柵極間擊穿場強及安全裕度考慮。極限束電壓與柵極材料、間距、孔徑等相關，考慮工程安全裕度并參考推力器試驗數據后，目前柵極設計水平和工程可用前提下，取屏柵電壓上限4 500 V比較適當。

實際工作流導決定于總加速電壓和束流大小，與束流密度相關。束流密度的大小是柵極工作壽命和束流引出能力(工作流導)優化折中的結果，因為束流密度越大，工作流導越高，交換電荷離子對加速柵的濺射腐蝕越嚴重，工作壽命越短。從保證工程應用長壽命考慮，對工作流導和束流密度取平均值是合理的，即分別取圖4 中的3.34×10－5A/V2/3和圖5 中的4.08×10－3A/cm2。

理論和試驗都表明，推進劑利用率和離子生產成本之間存在內在的關聯性，如圖8所示［1］。在90%以上再要提高推進劑利用率，必須以較大幅度的離子產生成本為代價，這不僅影響推力器總體效率，也會影響放電室工作壽命。放電室性能優化的主要目的就是在保持適當離子產生成本的情況下實現推進劑利用率的最大化。從圖6和圖7可見，雖然推進劑利用率和離子生產成本都有隨功率增大而增加的趨勢，但考慮到20 kW以上推力器的產品成熟度較低，工作壽命考慮和評價遠不充分，所以對推進劑利用率和離子生產成本取平均值更為穩妥些，即分別取圖6中的86.1%和圖7中的192.1 W/A。

(2)性能上限預測

基于前面確定的中高功率離子推力器性能上限約束條件，對中高功率推力器性能參數上限分步進行預測分析:

第一步，由柵極(束流)直徑上限和平均束流密度，利用式(10)計算束流上限，計算結果為11.5A;

第二步，由束流上限和平均工作流導，利用式(8)計算總加速電壓上限，計算結果為4 900 V，也就是屏柵電壓4500 V、加速電壓－400 V;

圖8 離子產生成本與推進劑利用率關系

第三步，由平均推進劑利用率和束流上限計算放電室推進劑流率，計算結果為185 sccm;

第四步，由平均離子產生成本和束流上限計算放電室放電功率，計算結果為2 210 W;

第五步，由束電壓和束電流計算束功率，計算結果為51.75 kW;

第六步，取中和器流率為放電室流率的10%，計算總流率，計算結果為20.0 mg/s(203.5 sccm);

第七步，作為一級近似，忽略中和器、陰極、加速等電源功率，中高功率離子推力器的功率上限為束功率和放電功率之和，即54 kW;

第八步，用擬合方程(1)得到對應的上限推力為1 100 mN;

第九步，根據比沖的定義(推力與總流率之比)，計算得到上限比沖為5 610 s;

第十步，應用式(2)得到總效率為56%。

4 結論與展望

當前國外正在研制的中高功率離子推力器的功率已經達到35 kW，通過對這些中高功率離子推力器的性能參數分析，得到了離子推力器推力、比沖、總效率、工作流導、束流密度、推進劑利用率、離子生產成本等性能參數與功率之間的檢驗關系。基于這些關系，分析預測在目前技術水平下的中高功率離子推力器上限性能參數為功率54 kW、推力1 100 mN、比沖5 610 s、效率56%、束流直徑60 cm。

符號說明

相對未來核電深空探測MW級功率電推進應用需求而言，基于目前技術的離子推力器，無論在功率還是比沖方面都存在明顯的差距。一方面，用20臺束流直徑60 cm的離子推力器組陣達到1 MW，存在航天器工程設計和結構布局的困難;另一方面，不到6 000 s的比沖，使得對速度增量需求較大的使命，需要攜帶的推進劑量太大。顯然，離子推力器要滿足未來高功率應用需求，必須尋找新的技術途徑，例如采用雙級4柵極離子推力器技術［33，34］，由此可以克服雙極系統或三極系統在比沖和電流密度之間需要折中的難題，同時實現高比沖和高功率。

［1］張天平.國外離子或霍爾電推進技術最新進展［J］.真空與低溫，2006，12(4):187～193.

［2］GOEBEL D M and KATZ I.Fundamentals of Electric Propulsion:Ion and Hall Thrusters［M］.JPL SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY SERIES，2008.

［3］DUNNING J W，BENSON S and OLESON S.NASA’s Electric Propulsion Program［R］.IEPC2003-158，2003.

［4］CASAREGOLA C，CESARETTI G and ANDRENUCCI M.HiPER:a Roadmap for Future Space Exploration with innovative Electric Propulsion Technologies［R］.IEPC2009-066，2009.

［5］LOEB H W and FEILI D.Design of High-Power High-Specific Impulse RF-Ion Thruster［R］.IEPC2011-290，2011.

［6］SIMPSON H W，WALLACE N C，DOUGHTY S R，et al.From Earth to Mercury:QinetiQ’s Electric Propulsion Technology［R］.IAC2008-C4.4.01，2008.

［7］WALLACE N C.Evaluation of the performance of the T6 ion thruster［R］.AIAA1999-2442，1999.

［8］WALLACE N C.Testing of the QinetiQ T6 Thruster in Support of the ESA BepiColombo Mercury Mission［C］.Proceedings of the 4th International Spacecraft Propulsion Conference，Cagliari，Sardinia，Italy，June 2004.

［9］SNYDER J S，GOEBEL Dan M，HOFER R R，et al.Polk Performance Evaluation of the T6 Ion Engine［R］.AIAA 2010-7114，2010.

［10］CORBETT M H.In-Situ Measurements of Discharge Plasma CharacteristicsDuring Thrust Operation of the T6 Gridded Ion Thruster［R］.IEPC2009-151，2009.

［11］CHIEN K R，HART S L，TIGHE W G，et al.L-3 Communications ETI ElectricPropulsion Overview［R］.IEPC2005-315，2005.

［12］TIGHE W G，CHIEN K R and SOLIS E.Performance Evaluation of the XIPS-25 cm Thruster for Application to NASA Missions［R］.AIAA2006-4666，2006.

［13］HERMAN D A，SOULAS G C and PATTERSON M J.NEXT Long-Duration Test Plume and Wear Characteristics After 16，550 h of Operation and 337 kg of Xenon Processed［R］.AIAA2008 –4919，2008.

［14］HERMAN D A，SOULAS G C and PATTERSON M J.Performance Evaluation of the Prototype-Model NEXT Ion Thruster［R］.AIAA 2007-5212，2007.

［15］BENSON S W and PATTERSON M J.NASA’s Evolutionary Xenon Thruster(NEXT)Ion Propulsion Technology Development Status in 2009［R］.IEPC2009-150，2009.

［16］PATTERSON M J.NEXT Study of Thruster Extended-Performance II(NEXT STEP II)［R］.AIAA2008-4808，2008.

［17］OLESON S R.Electric Propulsion Technology Development for the Jupiter Icy Moons Orbiter Project［R］.AIAA 2004-5908，2004.

［18］RANDOLPH T M and POLK J E.An Overview of the Nuclear Electric Xenon Ion System(NEXIS)Activity［R］.AIAA2004-5909，2004.

［19］FOSTER J.The High Power Electric Propulsion(HiPEP)Ion Thruster［R］.AIAA 2004-3812，2004.

［20］GOEBEL D M，POLK J E and SENGUPTA A.Discharge Chamber Performance of the NEXIS Ion Thruster［R］.AIAA2004-3813，2004.

［21］POLK J E，GOEBEL D M，Snyder J S，et al.Performance and Wear Test Results for a 20 kW-Class Ion Engine with Carbon-Carbon Grids［R］.AIAA 2005-4393，2005.

［22］WILLIAMS G J.Results of the 2000 hr Wear Test of the HiPEP Ion Thruster with Pyrolytic Graphite Ion Optics［R］.AIAA 2006-4668，2006.

［23］YUKIO HAYAKAWA.5000-hour Endurance Test of a 35-cm Xenon Ion Thruster［R］.AIAA-2001-3492，2001.

［24］SHOJI K，YUKIO H，HIDEKI Y，et al.Research and Development Status of JAXA Next-Generation Ion Engine［R］.IEPC2005-05，2005.

［25］LEITER H J，KUKIES R K，BONELLI E，et al.RIT-22 Ion Propulsion System:5，000h Endurance Test Results and Life Prediction［R］.AIAA 2007-5198.

［26］Bundesmann C，Tartz M，Scholze F，et al.In-situ temperature，grid curvature，erosion，beam and plasma characterization of a gridded ion thruster RIT-22［R］.IEPC2009-160，2009.

［27］SATOSHI HOSODA，KAZUTAKA NISHIYAMA，YASUHIRO TOYODA，et al.Intermediate report of MU-20 microwave discharge ion thruster development［R］.IEPC2009-155，2009.

［28］FOSTER J E，KAMHAWI H，and HAAG T.High Power ECR Ion Thruster Discharge Characterization［R］.NASA/TM 2006-214035，2006.

［29］ASTON G，BROPHY J R，and GARNER C E.Operating characteristics of a 10 kW xenon ion propulsion module［R］.AIAA1987-1006，1987.

［30］RAWLIN V K.Internal erosion rates of 10 kW xenon ion thruster［R］.AIAA1988-2912，1988.

［31］RAWLIN V K.Status of Ion Engine Development for High Power，High Specific Impulse Missions［R］.IEPC2001-096，2001.

［32］PATTERSON M J，ROMAN R F and FOSTER J E.Ion Engine Development for Interstellar Precursor Missions［R］.AIAA 2000-3811，2000.

［33］ROGER WALKER AND CRISTINA BRAMANTI.Initial Experiments on a Dual-Stage 4-Grid Ion Thruster for Very High Specific Impulse and Power［R］.AIAA 2006-4669，2006.

［34］INTINI MARQUES R and GABRIEL S B.Dual Stage Four Grid(DS4G)Ion Engine for Very High Velocity Change Missions［R］.IEPC 2009-157，2009