LVAT-1微推進系統及其在皮/納衛星上的典型應用

田 愷，任 亮，吳先明，郭德洲，陳新偉

（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

皮/納衛星（Pico/Nano Satellite）是指質量分別在0.1～1 kg/1～10 kg的衛星，通常采用立方星（Cube-Sat）結構。按照立方星設計規范（CubeSat Design Specification）[1]，1U立方星的標準尺寸為100 mm×100 mm×100 mm，最大質量1.33 kg，在此基礎上，皮/納衛星可以拓展至2U～6U立方結構。皮/納衛星以其體積小、質量輕、功耗低以及研制成本低等特點廣泛應用于LEO通信、導航、遙感、科學試驗及深空探測等領域[2-3]，由于受質量和空間體積的限制，傳統的化學推進和電推進系統都無法應用于皮/納衛星。近年，基于固體金屬脈沖燒蝕等離子體作為推進劑的真空弧推力器（Vacuum Arc Thruster，VAT），因其超小體積、功耗和相對高的比沖成為皮/納衛星推進系統的首選[4]，可以為皮/納衛星的軌道機動和無拖曳飛行提供精準控制。

1 LVAT-1微電推進系統

1.1 VAT構型及工作原理

VAT是在真空條件下利用金屬電極間電擊穿產生的燒蝕等離子體作為推進劑的微電推力器，基本結構包括陰極、陽極、絕緣體和反饋機構。陰極為推進劑，絕緣體表面鍍有半導電金屬薄膜，在物理上將兩電極電隔離，反饋機構一般采用彈簧，安裝在陰極尾部，當陰極頭部由于燒蝕而不斷被消耗時，彈簧可以將陰極向前推進，以保證連續放電。根據電極和絕緣體空間排列方式，VAT可分為同軸型、平板型和環型三種[5]。

同軸型VAT的陰極、絕緣體和陽極沿徑向由里及外同軸排列，如圖1（a）所示。陰極可以是實心結構，也可以是空心結構，絕緣體和陽極為空心筒結構，允許有反饋機構。同軸型VAT的特點是推力矢量方向性好，對衛星污染小，缺點是陰極橫截面小，規模化制造與零件改動比較困難。

平板型VAT的陰極、絕緣體和陽極為直角薄片，采用堆層結構，一般情況下夾層中心為陰極，由里及外為絕緣體和陽極，如圖1（b）所示。平板型VAT的特點是易于加工、電極橫截面可以做得更大，還可以與衛星結構直接整合，允許有反饋機構，缺點是推力矢量精度差，對航天器污染比較大。

環型VAT的陰極、絕緣體和陽極均為半徑相同的環形結構，沿軸向首尾相接呈筒狀，如圖1（c）所示。環型VAT對航天器污染最小，缺點是無反饋機構，推進劑質量有限，安裝困難。

圖1 VAT基本結構圖Fig.1 Basic structure of VAT

VAT電源處理單元（Power Processing Unit，PPU）通常采用電感儲能（Inductive Energy Storage，IES）驅動VAT脈沖放電，由電源、電感器、半導體開關（IGBT）和外觸發脈沖（Trigger Pulse，TP）組成，如圖 2所示。外觸發脈沖的作用是通過控制IGBT的通、斷來控制電感器的充放電頻率，當外觸發脈沖以高電平作用在半導體開關上時電源對電感器充電；當外觸發脈沖為低電平時，半導體開關截止，電感器隨即產生Ldi/dt的脈沖電壓作用在VAT陽極和陰極之間，使絕緣體表面導電薄膜擊穿，誘發真空弧放電。需要說明的是，正常情況下陽極和陰極之間的絕緣介質擊穿電壓在10 kV以上，同時還需專門的觸發引弧（Trigger Arc Initiation）裝置，而VAT絕緣體表面鍍了一層10～100 Ω的導電薄膜，如果沒有電流流過，導電膜使兩電極處于短路狀態，以保證陽極和陰極之間的觸發電壓直接施加在導電膜上。由于薄膜間隙非常小，100～200 V電壓就能在陰極和導電層之間產生很高電場，擊穿導電薄膜。電弧引燃后，等離子體在陽極和陰極之間迅速擴散，形成低阻放電通道，電極間的電壓在30 V左右即可維持真空弧放電。由于VAT絕緣體表面的導電薄膜能有效降低引弧電壓而無需專門的觸發裝置，因此VAT這種結構稱為無觸發引弧或無觸發點火結構[6]。

圖2 VAT PPU工作原理Fig.2 Operation principle of VAT PPU

1.2 LVAT-1研制進展

蘭州空間技術物理研究所自2016年開始研制同軸型VAT[7]，目前形成了兩個系列產品：LVAT-1和LVAT-2。LVAT-1采用同軸型結構，陰極選用鈦、鉬等金屬材料，絕緣體為Al2O3陶瓷，陽極為無氧銅，反饋機構為不銹鋼彈簧，主要針對皮/納衛星無拖曳飛行控制。LVAT-2為磁增強型推力器（Magnetically Enhanced Vacuum Arc Thruster，MVAT），是在LVAT-1基礎上增加同軸磁場，以準直羽流離子，提高推進效率，為皮/納衛星變軌、離軌及軌道保持提供精準推力。目前，LVAT-1產品狀態已固化，具備工程應用能力；LVAT-2已完成原理樣機研制和地面性能驗證，正在研制PPU磁路控制單元。圖3為LVAT-1和LVAT-2實物圖。

圖3 LVAT-1和LVAT-2實物圖Fig.3 LVAT-1 and LVAT-2 physical drawings

1.3 性能驗證試驗

2018年2月完成了LVAT-1放電特性和性能驗證試驗。圖4為LVAT-1性能驗證試驗系統，其中，PPU采用電感儲能，電感平均儲能0.25 J，初始放電電流30 A，外觸發脈沖在1～10 Hz可調；TS-6A為蘭州空間技術物理研究所真空試驗系統；示波器CH1用皮爾森電流線圈監測放電電流，CH2用高壓差分探頭監測放電電壓，CH3用皮爾森電流線圈監測法拉第杯收集的離子電流；偏置電源為法拉第杯提供-20 V偏壓；溫度計用于監測LVAT-1羽流出口殼溫；萬用表用于監測LVAT-1陰極與陽極之間的特征電阻。

圖4 LVAT-1試驗系統圖Fig.4 Testing system for LVAT-1

（1）放電特征波形分析

LVAT-1典型放電波形如圖5所示。從LVAT-1典型放電波形可以看出，LVAT-1的真空弧持續160μs左右，整個放電過程分為3個階段：

初始放電階段：曲線AB段，放電時間0～30μs，細分為引弧和弧等離子體擴散兩個時間段。引弧時間非常短，圖5顯示的引弧時間不到1μs，在這一時間段內，弧電流從28 A降至23 A，弧電壓從220 V降至100 V，等離子體加速機制為電位峰值理論（Potential Hump Theory，PHT）[8]，即陰極斑產生的大量初始等離子體被陰極表面附近的等離子體電位與邊界之間的電位降加速，然后被陽極收集，形成初始弧等離子體電流。在1～30μs內，弧電流從23 A降低到10 A，弧電壓從100 V振蕩衰減到35 V，這一階段弧等離子體在陽極和陰極之間迅速擴散，形成低阻放電通道，弧電壓隨之降低。

穩態放電階段：曲線BC段，放電時間30～110μs。弧電流在從10 A降低到5 A，弧電壓維持在35 V左右。弧等離子體主要在這一階段產生，弧電壓和弧電流相對穩定，弧等離子體加速機理為氣動理論（Gas Dynamic Theory，GDT）[9]，即等離子體被巨大的壓力梯度加速，電子通過與離子的頻繁碰撞將動量傳遞給離子，使離子進一步電離，形成相對穩定的放電。

息弧階段：曲線CD段，放電時間110～160μs。這一階段，電感器儲存的能量已消耗殆盡，VAT陰極斑產生的等離子體緩慢衰減，弧電流在50μs內從5 A衰減到0，標志放電結束。由于電感器的反激作用，放電電壓從35 V振蕩上升至276 V后才衰減至24 V的供電電壓。

圖5 LVAT-1典型放電波形圖Fig.5 Typical discharge waveform of LVAT-1

（2）性能參數評估

通過性能驗證試驗獲取LVAT-1壽命期間單次放電脈沖的初始放電電流、放電電壓以及電阻變化特征曲線，電阻是非放電期間的靜態電阻，結果如圖6～8所示。

圖6 試驗期間始放電電流變化曲線Fig.6 Initial discharge current variation during testing

圖7 試驗期間引弧電壓變化曲線Fig.7 Ignition Voltage variation during testing

圖8 試驗期間電阻變化曲線Fig.8 Resistance variation during testing

從圖6～8可以看出，在120萬次的放電次數內，LVAT-1的初始放電電流由初期的32 A逐漸衰減到末期的23 A左右，引弧電壓由初期的200 V逐漸增加到末期的1 700 V，表明VAT特征電阻不斷增大，電阻的測試結果表明在100萬次放電次數內，VAT特征電阻穩定在10 kΩ以下，100萬次以后其特征電阻迅速增大，在120萬次時達到1 MΩ，說明放電在陰極表面的燒蝕量已經很小，陰極蒸氣無法在絕緣體表面沉積，絕緣體表面導電涂層的蒸發量大于沉積量，導致絕緣體電阻增大，反饋到PPU，為了維持放電，IGBT兩端的觸發電壓必須增大，當觸發電壓超過IGBT的耐壓能力時，IGBT燒毀，壽命結束。

LVAT-1推力標定在解放軍裝備學院微推力測量系統上完成綜合性能試驗，LVAT-1性能評估結果如表1所列。

表1 LVAT-1性能評估結果Table1 Results of performance evaluation for LVAT-1

2 LVAT-1在皮/納衛星上的典型應用

2.1 軌道抬升及編隊飛行

LVAT-1微推力能夠為皮/納衛星軌道機動提供合理的速度增量。皮/納衛星軌道機動通常采用Hohmann轉移[10]實現軌道抬升和傾角改變，如圖9所示，軌道抬升需兩次點火，第一次點火是在初始圓軌道A點，衛星被推至一個橢圓轉移軌道。第二次點火是在到達預定軌道B點，重新圓化衛星軌道。

Hohmann轉移所需的速度增量為[11]：

式中：ra為衛星初始軌道半徑；rb為預定軌道半徑；μE為地球標準重力常數，值為3.986×1014m3/s2。

衛星到達預定軌道后，重新圓化軌道只需改變軌道傾角，其所需的速度增量為：

式中：vB為衛星初始圓軌道速度為傾角變化。

圖9 Hohmann轉移軌道圖Fig.9 Hohmann transfer orbit

假定質量為1.33 kg的1U立方星的初始軌道高度為600 km，地球半徑6 350 km，欲使其軌道抬升1 km，軌道傾角改變0.02°，根據式（1）和式（2），軌道轉移和圓化軌道所需的速度增量分別為0.55 m/s和2.64 m/s。

LVAT的陰極燒蝕質量可以通過經典的火箭方程計算：

式中：g為重力加速度常數，為9.81 m/s2；mp、mf分別為消耗的推進劑質量和衛星終態質量。采用1 000 s比沖的LVAT-1，根據式（3）計算滿足Hohmann軌道轉移和圓化軌道速度增量的陰極燒蝕質量為75 mg和358 mg。如果LVAT-1的比沖提高至1 500 s，陰極燒蝕質量可以降至50 mg和239 mg。LVAT-1的陰極儲量可以到達20 g，因此，利用LVAT-1驅動皮/納衛星軌道機動還是很有優勢。

簇控制模式的LVAT-1可以使皮/納衛星完成復雜編隊飛行，如采用1個PPU控制4個VAT即可實現皮/納衛星的平動和轉動，如圖10所示，1#、2#VAT安裝在衛星ABCD平面BD對角位置，3#、4#VAT安裝在衛星A′B′C′D′平面A′C′對角位置。若1#、2#VAT同時點火，衛星沿+Z（對地）方向平動；3#、4#VAT同時點火，衛星沿-Z（背地）方向平動。1#、3#VAT同時點火，衛星繞+X（飛行方向）軸轉動，2#、4#VAT同時點火，衛星繞-X軸轉動；1#、4#VAT同時點火，衛星繞+Y軸轉動；2#、3#VAT同時點火，衛星繞-Y軸轉動。

圖10 編隊飛行中的LVAT-1控制模式Fig.10 Control mode of LVAT-1 in formation flying

2.2 無拖曳飛行大氣阻尼補償

LVAT-1提供的微推力可以抵消地球非球形引力、殘余大氣阻力、日月引力、太陽光壓等各種攝動力及力矩，使皮/納衛星僅在地球重力作用下無拖曳飛行。LEO衛星的最大擾動為大氣阻尼，其標準計算公式為[12]：

式中：CD為衛星大氣阻尼系數，由衛星表面材料、形狀、大氣成份等因素決定，對立方星而言，衛星迎風面及太陽帆板為平板結構，且其法向矢量與v?之間夾角為0，CD取2.1；Sref為衛星參考截面積；ρ為衛星軌道大氣密度；v為衛星相對于大氣的速度，對于圓形軌道：

式中：r為衛星軌道半徑；ω為地球自轉加速度，大小為7.292×10-5r/s。

假定地球半徑6 350 km，一個3U/4 kg納衛星在400 km軌道高度的大氣密度為ρ=2.803×10-12kg/m3[13]，太陽帆板面積0.03 m2，根據式（4）和式（5），FD為4.6μN，v=7.19×103m/s。FD對軌道周期T積分可以給出抵消大氣阻尼所需的總沖：

其中，T由開普勒第三定律決定根據式（6），I=25.2 mN·s，LVAT-1元沖量為1μN·s，以10 Hz點火，43 min完成任務，若VAT元沖量提高到1.5μN·s，點火電頻率50 Hz，5.6 min可以完成任務。因此，LVAT-1特別適合于LEO皮/納衛星無拖曳飛行的精確控制。

3 結論及建議

LVAT-1采用固體金屬作為推進劑，無需中和器及儲供氣系統，是一種超輕量、低功耗、緊湊無污染的綠色微電推進系統，為皮/納衛星提供各種推力解決方案，具有廣闊的應用前景。要實現LVAT-1空間大量應用，需解決以下問題：

（1）PPU小型化。PPU只是單純的對VAT進行充放電控制，體積和功耗可以做得很小，若需改變VAT放電頻率，或對其在軌工作參數如脈沖放電電壓和電流進行監測，則PPU需增加采樣電路及單片機采集和處理數據，整機質量、體積和功耗會增加，這對皮/納衛星來說是必須解決的問題。

（2）元沖量與壽命之間的矛盾。若需要精準控制，VAT元沖量要小，即PPU單次放電的儲能變小，結果是陰極表面燒蝕的金屬蒸氣變少，絕緣體表面金屬沉積量減少，VAT電阻增大，壽命減小。

建議在LAVT-1產品化過程中，將元沖量分辨力確定在1±0.2μN·s范圍內，優化陰極與絕緣體設計，選擇合適的陰極材料和絕緣體鍍膜工藝，實現最優的匹配阻抗。PPU需優化充電時間、電感大小與儲能的關系，控制脈沖放電初始電流，盡可能延長脈沖持續時間，滿足各項性能指標。