電推進等離子體對航天器充放電效應的影響研究

馮 娜，李得天，楊生勝，陳益峰，趙呈選，湯道坦

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州 730000）

0 引言

近年來，電推進系統因為其高效率、高比沖，可以大幅提升衛星平臺的有效載荷承載能力，延長衛星的在軌使用壽命，降低發射成本成為未來長壽命、大功率地球同步軌道衛星必將采用的技術[1-2]。與傳統化學推進相比，電推進羽流中的噴出物質是高度電離的低能高密度的等離子體，這些帶電離子在運動過程中受到航天器所處空間背景電磁環境及航天器自身電磁場的影響，又對環境電磁場產生影響，產生化學推進所沒有的電磁環境和等離子體環境。而電推進產生的等離子體又與地球同步軌道空間天然等離子體特性存在較大差異，導致衛星表面帶電過程更為復雜。在航天器局域空間內，電推進羽流等離子體、空間等離子體和航天器三者間相互作用產生多種效應，如干擾航天器表面帶電、降低太陽電池陣的輸出功率，影響衛星通信信號等[6-7]。因此，需深入了解電推進等離子體羽流與航天器表面帶電的影響，通過相關技術手段對電推進系統進行風險評估，進而采取相應的防護措施是其在應用衛星上推廣的前提。

未來通信衛星平臺均可能采用離子推進技術，將不可避免地會帶來電推進等離子體的帶電效應。為此，主要介紹應用電推進系統后在航天器周圍產生的等離子體和電磁場等特殊環境，并探討這些特殊環境對航天器充放電效應的影響，重點從理論研究、仿真模擬和地面試驗三個方面對電推進系統對航天器表面帶電的影響研究進展進行分析總結。最后，對如何有效分析電推進等離子體羽流特性及其對航天器表面帶電影響的研究途徑進行了展望。

1 電推進等離子體對航天器的影響機理

地球同步軌道空間等離子體引起的衛星表面充/放電效應，對衛星在軌正常工作和安全運行具有重要影響。帶電效應會導致電勢變化，同時會導致在航天器表面之間或者航天器表面與航天器結構之間產生強電場，大于擊穿閾值時就會發生靜電放電現象。電推進產生的電子擴散速度快，離子擴散慢，從而在電推進產生的等離子體區域內形成電子密度和離子密度不相等的現象，且由離子和電子組成了屏蔽層，產生電場E，該電場的形成將有助于GEO天然等離子體中的電子進入衛星表面區域，同時抑制離子進入該區域，而該電場對電推進等離子體中的電子和離子具有相反的作用，從而影響航天器帶電環境，改變原本的充放電過程，從而影響衛星表面充電平衡及表面電位[3]，如圖1所示。

圖1 電推進等離子體擴散過程示意圖

其次，電推進系統產生的等離子體將以羽流的形式直接作用于衛星表面，從而改變航天器表面電位。在GEO軌道等離子體作用下，衛星表面通常帶較高的負電位，航天器帶電表面將從周圍濃稠等離子體中收集離子產生電流，大多數電荷交換（CEX）離子彌散于電推進出口下游附近，受電推進出口平面附近的電場作用，CEX離子會返流到航天器的帶電表面，如大面積的高壓偏置太陽帆板[4]。由于太陽帆板面積較大，不同電性能材料間的復合復雜，結構精細，而電推進等離子體的分布范圍較廣，離子數密度相差較大，電推進等離子體與電池陣相互作用產生的寄生電流可達毫安量級，此效應將改變太陽電池陣的有效工作點，并降低有效輸出功率[5-6]，如圖2所示。

圖2 電推進羽流與航天器的相互作用示意圖

洛克希德·馬丁公司對多顆地球同步軌道衛星的電位監測顯示[7]：電推進器羽流可降低航天器懸浮電位，但較低的航天器懸浮電位使得航天器表面濺射效應增大，此效應可能改變材料性能以及濺射腐蝕效應，從而導致材料性能永久性退化。總而言之，航天器的懸浮電位需同時考慮航天器表面電流收集效應以及材料濺射效應的綜合作用[8]。

2 電推進羽流對航天器表面帶電影響的國外研究

評估電推進羽流對航天器的影響是一項復雜的工程，對于空間等離子體引起的航天器表面帶電的研究始于20世紀60年代，國外對于航天器表面充放電的物理機制進行了大量的研究，開展了大量的地面及在軌飛行試驗，研發了相應的航天器表面充電效應模擬軟件，且對于電推進等離子體對于航天器的帶電影響也開展了一定的工作，以滿足電推進系統與航天器的相容性和可靠性等要求。

2.1 理論分析研究

以霍爾推力器SPT100為例分析電推進系統對航天器充放電效應的影響，如圖3所示。

電推進系統工作時，由空心陰極發射的電子在正交電磁場的作用下與從陽極氣體分配器出來的Xe原子產生碰撞產生帶正電的Xe+和Xe2+，Xe+在電場的作用下高速噴出產生推力，同時從空心陰極發射的另一部分電子與噴出的Xe+中和，使得束流保持電中性。實驗測得距離電推進出口30 cm處的等離子體的數密度約為1017m-3，而由高能Xe+和Xe原子交換電荷碰撞產生的低能CEX離子的密度相對較低（約為1012m-3），易擴散至電推進乃至整個航天器周圍。電推進Xe離子能量為300 eV左右，電子能量約為4 eV，而電子的質量約為Xe離子的1/200 000，分析可知電推進產生等離子體中電子的擴散速度是Xe離子的40倍。因此在電推進產生等離子體的擴散過程中，將形成如圖4所示的電子和離子分布[3]。

圖3 SPT100構造示意圖

圖4 電推進等離子體離子-電子層形成過程

圖4中的a區域為電推進產生等離子體，c區域為GEO軌道空間等離子體，b區域的形成主要是由于電推進產生等離子體中的電子擴散速度遠大于Xe離子速度，導致該區域分別產生Xe離子層（正電荷）和電子層（負電荷），從而形成了一個由正電荷指向負電荷的電場。而電子與離子在此電場作用下的運動機理類似于PN結，高密度等離子體區域相當于N結，低密度區域為P結。采用半導體載流子擴散理論計算電推進等離子體和空間天然等離子體之間的電流，利用漂移-擴散方程計算發現電推進等離子體擴散過程中產生的勢壘為20～40 V。

研究表明，作為N結多數載流子的電子擴散至其作為少數載流子的P結形成了電場Eint，而電推進等離子體電勢Vps與空間等離子體電勢VpGEO差形成了外部電場Eext。對于帶負電的航天器而言，即自身的電勢低于空間等離子體電勢時，電推進產生的電子由N結擴散至P結，則外電場Eext會削減內電場Eint，即由航天器擴散至GEO空間等離子體環境的電子流則會將降低航天器的表面電位，如圖5所示。

圖5 電推進等離子體形成的電場分布示意圖

當航天器帶正電時，受到外電場的影響，電場Eint與屏蔽勢壘均會增大，電推進羽流中電子能量較低而無法越過此勢壘，則此擴散電流則可忽略。而Xe離子則可能流向空間等離子體區域，且GEO軌道電子受到電場的作用而向航天器漂移。但由于電推進離子的運動速度較慢，而空間電子流較小，為此航天器結構電位的中和速度較慢。

航天器表面受到空間等離子體中帶電粒子及光子的撞擊形成了進入航天器表面的電流，以及環境電子產生的二次電子電流Ise、背散射電子電流Isc、環境離子所產生的二次電子電流Isi[9]和光電子Ip[10]，并且綜合考慮電推進等離子體中氙離子流Ixe以及中和器電子電流Ine，因此航天器任意表面上的總電流密度為：

式中：Φs為航天器表面電位，當I（Φs）=0時所對應的Φs即為航天器表面達到電流平衡時所具有的帶電電位。

當電推進SPT100不工作的情況下，環境電子的隨機通量（電子熱運動所產生的通量）遠大于離子隨機通量。因此，航天器經常在月食期達到電流平衡時其表面帶負電[11-12]。國外同步軌道衛星SCATHA上數據顯示平均入射到航天器表面的電子密度為1.0×109cm-3，且能量為2.49 keV[13]，最終在相對平靜期衛星表面電位高至-4 000 V。當電推進SPT100工作時，由于Xe+帶正電，其對航天器表面的充電電流與Ie方向相反，當SPT100的中和器與衛星地相連時，中和器噴射的中和電子引起的電流Ine也與Ie方向相反。分析看出，空間電子電流Ie為航天器表面高負電位充電的主導因素，因此，與Ie反方向的Ine和Ine與對航天器表面充電有一定的緩解作用。另一方面，SPT100噴出的中和電子能量很低，極易受到航天器表面電勢的屏蔽，對航天器表面充電的貢獻非常有限，不會使航天器充電到很高的負電位。

2.2 數值仿真模擬

自從發現衛星表面帶電引起衛星故障以后，整星表面帶電分析技術就一直是國際宇航界研究的一項重要內容，而數值模擬方法可以在航天器設計階段評估航天器的在軌充電效應，為航天器防護設計和地面測試提供參考，并給出特定航天器失效是否由表面充放電造成的判斷依據。電推進羽流在真空中的流動問題與傳統化學推進羽流不同，是包含大量帶電粒子的等離子體。欲處理帶電離子在電磁場作用下的運動，須引入PIC（Particle-In-Cell）方法求解羽流中自洽電磁場以及粒子的運動，并引入MCC（Monte Carlo Collision）方法處理粒子碰撞問題[14]，其計算原理如圖6所示。

圖6 PIC-MCC/DSMC計算原理框圖

表面帶電是由于等離子體與衛星表面材料相互作用，產生的凈電荷在衛星表面積累的過程。其涉及了空間等離子體運動、材料光電子和二次電子發射、材料的泄露電流等多種因素。如要獲得電推進等離子體環境下航天器表面帶電的變化，需求解場和粒子之間的強耦合作用過程。推進器等離子體具有與GEO軌道等離子體完全不同的分布特點，為此利用PIC方法進行等離子體模擬時，需兼容兩類離子的分布特性，綜合考慮進行空間網格劃分，選取不當將會直接影響到模擬結果的正確性。

國際上已經建有許多成熟的表面帶電分析軟件，如以NASCAP為代表的航天器帶電分析軟件的開發應用。絕大部分軟件對于航天器表面帶電的求解大部分使用PIC方法來模擬航天器外的等離子體環境，且使用電流平衡方法來計算航天器表面的帶電情況，使國外已掌握整星的表面帶電分析仿真的技術，同時也節約試驗費用并加快了衛星的研制過程。

美國航空航天局（NASA）與美國空軍（US Air Force）共同開發的NASCAP（NASA Charging Analyz?er Program）是最早的航天器帶電分析軟件[15]。是以等離子體的磁流體力學分析方法為理論基礎的模擬軟件，可用于航天器三維表面帶電分析[16]。NASCAP-2K采用了PIC方法模擬航天器周圍的等離子體環境，使用單麥克斯韋分布和雙麥克斯韋分布來模擬等離子體。在實際計算過程中，利用科學應用國際公司（Science Applications International Corpora?tion，SAIC）開發的交互式仿真計算軟件“電推進相互作用程序包（Electric Propulsion Interactions Code，EPIC）[17]可以在軸對稱條件下得到電推進羽流的數值模型。隨之將得到的電推進羽流模型及離子推力器作為一個特殊對象代入NASCAP的航天器構型進行自洽的等離子體和電磁場計算。電推進羽流中的高能離子由EPIC羽流模型給出，結合航天器表面電位和鞘層，利用SOAP（Simple Object Access Protocol）結合NASCAP-2K來計算電推進羽流與航天器對航天器表面電位的影響。對美國的NEXT推力器進行的模擬中，假設航天器初始電位為-100 V，研究電推進等離子體流與航天器表面電位之間的關系，且NASCAP得到的CEX離子回流電流與實際試驗結果相當一致，結果如圖7、8所示。

圖7 航天器表面電位與電推進離子電流隨時間的變化趨勢

美國的DAWN航天器上搭載了三部NSTAR離子推進器，美國維吉尼亞理工學院采用COLISEUM[18]框架結合NASCAP-2K來模擬了NSTAR推力器CEX離子所形成的返流對太陽電池帆板的作用。由于CEX離子分布的發散性，且受到太陽電池板自身電勢的影響，不同密度的CEX離子撞擊在太陽電池帆板表面形成一個橫向的電勢梯度。

圖8 NEXT推力器CEX離子回流電流的模擬與實驗值

歐洲航天局（ESA）利用航天器表面充電效應的開源軟件 SPIS（Spacecraft Plasma Interactions Sys?tem），基于PIC方法模擬等離子體，并利用Vlasov-Poisson方程解算空間等離子體和電磁場分布。該軟件包含了龐大的航天材料庫，可提供電導率、二次發射率、場發射率及濺射系數等各類材料特性參數，模擬飛行器在等離子體環境影響的研究中，等離子體環境的研究，太陽電池陣在等離子體環境中相互影響的研究以及等離子體精確計算等方面具有很高的應用前景[19]。為了適應電推進航天器表面充電計算的需要，CNES開發了電推進羽流模塊，利用電推進羽流的出流速度及羽流中的離子和中性粒子密度，計算電荷交換發生率，得到CEX離子的空間分布特征，最后與背景等離子體共同參與軟件的模擬計算過程。

奧地利國家技術研究院（Austrian Institute of Technology，AIT）的Tajmar等[6]利用等離子體模擬軟件SmartPIC模擬了SMART-1上搭載的PPS1350電推進的整個羽流場的分布、航天器在電推進等離子體下懸浮電位的變化趨勢以及交換工質離子所形成的返流對太陽帆板的作用，搭載于SMART-1上的等離子體診斷包（Electric Propulsion Diagnostic Package，EPDP）所測得的在軌數據與SmartPIC模擬仿真結果對比，數據吻合良好[20]。

2.3 地面模擬實驗

地面模擬實驗一般在真空室內進行，真空室本底氣壓一般控制在1×10-4Pa以下，模擬電推進羽流等離子體參數主要包括羽流的粒子成分、等離子體密度/溫度、中性氣體溫度、離子速度等。等離子體參數診斷方法一般有Langmuir探針、遲滯電位分析儀、發射光譜法等。如常采用的Langmuir探針實際上是一根金屬裸絲，探針本身需施加一個相對于等離子體偏置的電壓，并與某參考電極構成回路。探針所施加的偏置電壓與回路電流構成探針伏-安特性曲線，再依照理論假設對曲線進行處理，可獲得探針附近的局域等離子體參數。但采用Langmuir探針作為等離子體診斷設備可能對羽流產生干擾。相對的發射光譜法作為一種非介入式診斷方法，其干擾較小，即利用發射光譜儀收集羽流等離子體的譜線，通過對線狀譜的分析，可以獲得羽流成分和相對含量，譜線的展寬可用于計算電子密度，再利用碰撞輻射模型和譜線的相對強度計算等離子體電子溫度。

利用TS-6電推進地面實驗設備模擬測試20 cm氙離子推力器工作時，衛星表面相對于周圍等離子體（假設周圍等離子體電勢為參考零電勢）的電位。工作時其真空度約為6×10-3Pa，且認為真空艙殼體與束流等離子體等電位，電推進系統懸浮在等離子體中，電推進殼體電位對應于空間應用時航天器表面的電位。因此，航天器表面相對于周圍等離子體的電勢，就可以通過測量電推進外殼對真空艙殼體之間的電位（即懸浮電位）獲得，其實驗結果如表1所列。

測試結果可看出，懸浮電位約為-10 V，該結果與DS-1及NSTAR-30在軌運行測量數據-6～-10 V也相當。即可認為，SJ-9A衛星應用離子電推進后，電推進造成的高密度人工等離子體對航天器表面充電起到了保護作用，航天器懸浮電位被鉗制在一個較低的負電位。

3 總結及建議

美國、歐空局和俄羅斯等國得到的經驗表明：了解電推進等離子體對航天器表面帶電的影響，并對其帶來的效應進行全面分析，是確保電推進器在地球同步軌道衛星上成功應用的前提。國外除了開展電推進羽流理論分析之外，還開發了相應的軟件仿真工具，具體分析推進器工作對衛星表面電位的影響，為衛星設計者進行電推進器的設計和布局以及控制航天器羽流效應風險提供支持。考慮到目前研究現狀，電推進等離子體對航天器帶電的影響需要開展以下幾個方面的研究工作：

（1）進行比較充分的電推進特殊環境特性及其對航天器表面帶電效應的地面試驗。環境特性的重點為束流等離子體和交換電荷等離子體；帶電效應的重點為交換電荷等離子體在太陽電池陣上所引起的帶電效應和推進器羽流對航天器結構電位的影響；

（2）國內電推進系統在軌飛行主要用于驗證電推進系統的技術可行性，而對電推進引入的環境效應關注較少。對比國外衛星搭載的表面電位監測儀等監測設備，實時監測電推進器工作對衛星表面的影響，如有可能應在之后的飛行試驗中增加電推進系統空間環境效應的在軌監測手段和儀器設備。具體監測儀器的設計制造工作可參考SMART-1進行；

（3）配合地面模擬試驗和空間飛行試驗，建立電推進羽流與航天器相互作用仿真分析軟件。根據美國NASA、歐空局的研發經驗，軟件研發過程中可以廣泛地通過國內、國外合作，借鑒國外比較成熟的羽流等離子體模型，建立基于PIC/MCC方法的等離子體數據分析模型，開發羽流和航天器相互作用分析軟件。結合空間飛行試驗數據，對分析模型進行修正和驗證，使其更加準確和實用。

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