濺射靶對離子推力器的熱輻射影響研究

耿海，孫明明，羅俊華，劉家濤

蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點試驗室 蘭州 730000

離子推力器基于其高比沖、長壽命及高效率等優(yōu)點，在航天器在軌推進領域得到了廣泛應用[1-2]。

離子推力器在軌飛行前，需在地面進行一系列測試及考核。由于其只能在真空環(huán)境下工作，因此必須建造地面真空環(huán)境設備以開展相關的測試和驗證。電推進真空環(huán)境設備為封閉空間，且通過各類真空泵維持設備內(nèi)真空度始終處于較高水平(一般要求真空度≤10-3Pa)。同時，由于推力器在工作時噴射出的高速、高溫且呈電中性狀態(tài)的氙氣羽流，若直接轟擊至設備壁面，會造成設備壁面出現(xiàn)離子刻蝕現(xiàn)象。因此，在電推進真空測試設備內(nèi)須配置濺射靶以降低羽流中高能離子造成的壁面刻蝕影響，且濺射靶需設計為至少對推力器羽流具有一次光學屏蔽能力[3]。2019年中國空間技術研究院KM4真空環(huán)境設備內(nèi)開展30 cm離子推力器聯(lián)試試驗，從結果來看，推力器在穩(wěn)定運行一段時間后，濺射靶和柵極溫度均快速升高，且柵極截獲電流增大，與之對應的則是推力器的工作性能(基于電參數(shù)得到的推力、比沖等)發(fā)生了衰退。分析其原因認為，由于濺射靶在推力器羽流影響下溫度快速升高，并通過熱輻射引起柵極表面溫度升高，近一步造成柵極間距變化，從而引起束流聚焦狀態(tài)以及整體工作性能的變化。因此，研究濺射靶對推力器影響，對保證推力器地面測試試驗的順利開展以及分析在軌和地面條件下推力器性能不一致性均具有重要意義。

從目前國內(nèi)外的研究情況來看，研究方向主要集中在設備內(nèi)部的推力器羽流分布特性，對于設備內(nèi)引入濺射靶后的羽流特性，及濺射靶對推力器的影響研究甚少。國外前期對設備內(nèi)推力器羽流特性進行了典型研究。Goebel[4]指出，封閉真空設備內(nèi)的中性氣體主要由3部分組成，即推力器羽流、中和器逸出氣體及設備壁面出氣。其中推力器羽流是主要組成部分，并且羽流可以近似等效為從與柵面尺寸相當?shù)膱A形出口，并以與出口垂直的方向噴射。Soulas[5]對NEXT離子推力器在設備內(nèi)的中性羽流分布進行了模擬，結果顯示真空設備下游區(qū)域的背景氣體壓強主要由推力器噴射的中性羽流與設備壁面發(fā)生的碰撞而形成。Crofton[6]測量了真空設備內(nèi)的T5離子推力器的噴射羽流，發(fā)現(xiàn)中和器羽流相比推力器羽流可忽略。Sengupta[7-8]測量了NSTAR離子推力器在地面測試設備內(nèi)工作時的中性氣體密度和等離子體參數(shù)，測量結果顯示柵極出口附近具有較高的氣體密度，而沿推力器中心線向設備底部(濺射靶)方向，氣體密度呈現(xiàn)單調(diào)遞減。Katz[9]模擬了NSTAR離子推力器在地面測試設備內(nèi)部的氣體密度分布，計算結果顯示，離子推力器工作時其內(nèi)部壓強在1×10-2Pa量級或者更低，并且采用Knudesen流(即分子流)模型可以描述推力器放電室內(nèi)的中性氣體密度。除此之外，中性原子與設備壁面的碰撞過程呈余弦分布狀態(tài)，碰撞將使得羽流氣體溫度與壁面溫度達到一致。Walker[10]對50 kW霍爾推力器在真空系統(tǒng)內(nèi)的羽流特性以及背景壓強分布進行了模擬。結果顯示，推力器出口(柵極面)處的壓強較大，而隨著羽流在真空設備內(nèi)的擴散過程，在距離推力器出口下游約2 m左右的位置，推力器羽流壓強逐漸降低至稍高于設備背景壓強，在靠近設備壁面處，羽流壓強基本與設備背景壓強一致。Korkut[11]對真空設備內(nèi)離子推力器中性羽流以及氣體反流過程進行了三維模擬，模擬結果顯示反流氣體增強了推力器內(nèi)部的放電效應，并且此時產(chǎn)生的CEX離子密度相比沒有反流氣體影響時要高出一個量級。除此之外模擬結果顯示，推力器羽流中的中性原子速度基本上是固定常數(shù)。

綜上，目前關于設備內(nèi)濺射靶對羽流分布以及濺射靶對推力器的影響研究較少，且為更深入分析前述2019年KM4真空設備內(nèi)的推力器性能衰退原因，本文計劃采用有限元分析和試驗驗證的方法，首先對地面真空設備內(nèi)的離子推力器羽流分布進行模擬，獲得由于羽流對濺射靶的能量沉積效應所造成的濺射靶溫度變化，在此基礎上進一步分析濺射靶溫度升高對離子推力器柵極溫度以及熱形變位移所造成的影響，最后開展試驗驗證，并進行誤差分析。

1 推力器羽流模型

獲得推力器在真空設備內(nèi)的羽流特性，是計算濺射靶能量沉積的前提，因此首先需建立起推力器羽流模型。圖1(a)為針對30 cm離子推力器性能測試及壽命考核而研制的專用地面測試設備，設備分為主艙和副艙，其中副艙尺寸為Φ2 m×2 m，主艙尺寸為Φ4.5 m×10 m，推力器被安裝于副艙，推力器軸線與設備軸線方向一致且柵面近似與副艙截面平行。設備兩側等間距總共安裝有6臺低溫泵，低溫泵總抽速約為260 kL/s，可在推力器處于額定工作條件下提供1×10-4Pa的真空度水平。設備主艙底部安裝有與主艙截面大小近似相等的采用TC-4鈦合金材料制成的濺射靶，濺射靶為百葉窗型結構，具有18個等間距且均平行葉片，葉片傾角設計為45°以確保推力器羽流碰撞至濺射靶表面不會直接返回至推力器。其次，考慮到推力器羽流帶有較高的熱量和動能，因此濺射靶葉片背面焊接有液氮盤管以降低推力器羽流造成的影響。在測試期間，設備內(nèi)部安裝有多種傳感器用于監(jiān)控試驗過程中的溫度、真空度及束流大小的變化。圖1(b)為根據(jù)電推進專用地面測試設備真實尺寸所建立的推力器羽流Fluent分析模型，由于該模型主要用于分析設備內(nèi)部推力器羽流分布，因此在模型建立過程中對結構進行了相應簡化，僅保留了關鍵的氣體入口、出口和濺射靶，推力器則以簡單的柱段-錐段結構代替，而對于濺射靶對離子推力器的影響，則必須新建完整的推力器結構開展相應分析。其次，在建立羽流模型中，對模型不同的區(qū)域選擇了不同的網(wǎng)格尺寸，尤其是對于氣體入口和出口、濺射靶等，通過增加節(jié)點數(shù)和控制單元尺寸，以最大程度保證計算精度。而對于羽流擴散區(qū)域則可以適當選擇較大的網(wǎng)格尺寸，以降低計算迭代時長。其中，推力器出口面的最小單元尺寸為1.69×10-3m，是推力器口徑(約0.34 m)的1/200，出口面的最小單元尺寸為2.21×10-3m，約是低溫泵口徑(0.45 m)的1/200。

圖1 地面試驗設備及有限元分析模型Fig.1 Ground test facility and FEM model of vacuum chamber

對于圖1(b)的邊界條件設置，首先需判斷設備內(nèi)推力器羽流的流體狀態(tài)，因此需計算設備內(nèi)Xe原子平均自由程和Knudson數(shù)：

(1)

式中：λ為Xe原子平均自由程；ra為Xe原子直徑(3.6×10-10m)；k為波爾茲曼常數(shù)；d為設備直徑；P為設備內(nèi)部平均壓強(取30 cm離子推力器實際工作中的最惡劣真空度5×10-3Pa，實際真空度要小于該值，按此計算的自由程λ為最小值)；T為設備內(nèi)Xe氣體溫度(取為600 K，近似為放電室溫度)。基于式(1)計算得到Knudson數(shù)大于10，設備內(nèi)氣體處于分子流狀態(tài)，且由于Xe原子平均自由程較大，因此推力器羽流基本為定向運動。基于計算結果和國外結論[9]，流體模型采用不可壓縮的Knudsen流，且分析過程同時考慮了能量交換過程。

其他邊界條件設置包括，推力器柵極面被設置為壓強入口(pressure inlet)，并且推力器羽流近似為從與柵面等大小的圓盤垂直噴射[4]。根據(jù)前期試驗測量結果[12]，柵面壓強設置為0.01 Pa并假設柵面各處壓強均一致。低溫泵入口面設置為速度出口(velocity outlet)，由于單臺低溫泵口徑為0.45 m，對Xe氣抽速為4 600 L/s，計算得到圖1(b)所示模型的出口速度為28.7 m/s。設備壁面設置為出氣邊界(outflow boundary)以模擬設備材料氣體釋放過程(根據(jù)辜學茂等[13]的研究結論，設置為0.01 PaL/s)。同時，壓強入口的溫度設置為450℃(與柵極實測溫度相等[14])，流體的動能和能量交換采用二階迎風算法(second order upwind scheme)，默認迭代次數(shù)為200次，并且迭代次數(shù)可隨著計算結果的收斂與否進行增加。

2 設備內(nèi)羽流模擬結果

根據(jù)模型及邊界條件設置，模擬得到設備內(nèi)部推力器羽流特性如圖2所示。需注意的是，圖2(a)所示結果為僅考慮了濺射靶表面溫度對羽流溫度影響，未考慮羽流溫度對濺射靶溫度的作用，主要由于在建模過程中濺射靶僅以表面形式給出以模擬流-固耦合過程，未建立實體模型。濺射靶對推力器和空間的熱輻射以及自身的溫度傳導效應需在下一小節(jié)中進行討論。

從圖2(a)所示結果來看，推力器羽流溫度在真空艙軸線方向上呈現(xiàn)明顯的一致性。這主要由于真空艙內(nèi)氣體密度較低，羽流呈定向分子流狀態(tài)，羽流內(nèi)部幾乎不會發(fā)生粒子間的相互碰撞，即羽流在擴散過程中幾乎沒有能量損失，而是僅與設備壁面發(fā)生碰撞，因此呈現(xiàn)圖2(a)所示結果。圖2(b)結果顯示，真空艙內(nèi)大部分的氣體壓強在2×10-3～6×10-3Pa之間，但濺射靶后部的氣體壓強要明顯高于真空艙中段區(qū)域的壓強，這是由于濺射靶阻擋了大部分反流氣體，導致濺射靶后部的氣體密度遠高于處于分子流狀態(tài)的羽流擴散區(qū)域(即設備中段)，并且由于濺射靶的45°傾角結構，造成濺射靶后部靠設備底面區(qū)域的氣體壓強要高于頂部區(qū)域。圖2給出的模擬結果一方面顯示了分子流狀態(tài)下的推力器羽流溫度以及壓強分布特性，另一方面分析結果將作為關鍵的參數(shù)設置以開展濺射靶和推力器的相互影響分析。

3 濺射靶與推力器模型

圖1(b)所示模型僅針對推力器羽流特性分析，但對于濺射靶與推力器的相互影響分析，僅依靠圖1(b)模型是遠不足的，需進一步建立詳細的推力器模型和濺射靶模型。為獲得推力器羽流對濺射靶溫度的影響，以及濺射靶溫度升高后對推力器本體的影響，本文建立了詳細的推力器和濺射靶模型，如圖3所示。模型采用ANSYS建立，圖3(a)為僅顯示推力器和濺射靶后的分析模型，圖3(b)為劃分網(wǎng)格后的推力器模型。同時為了與真實條件保持一致，濺射靶葉片背面建立了液氮盤管模型，用于模擬實際工作中，液氮管對濺射靶的降溫過程。

圖3 推力器及濺射靶有限元分析模型Fig.3 FEM model of ion thruster and the sputtering target

對于推力器內(nèi)部熱邊界條件的設置，本課題組前期已經(jīng)針對30 cm離子推力器的熱分析模型，模型材料屬性等效，工作時的熱邊界設置以及熱特性模擬開展過大量研究[14]，因此本文不再進行敘述，僅對濺射靶與推力器間的熱輻射邊界進行說明。當考慮濺射靶影響時，推力器自身內(nèi)部輻射關系保持不變，主要增加了推力器減速柵對濺射靶的輻射關系，其中減速柵和濺射靶的熱輻射系數(shù)分別為0.5和0.8(均為測量值)。同時，考慮到推力器側面與真空測試設備壁面存在輻射換熱，故設置推力器側面對設備壁面的輻射關系，二者發(fā)射系數(shù)分別為0.7和0.2(測量值)，設備壁面設置為恒溫-120℃(測量值)。當不考慮濺射靶影響時，分析模型中去除濺射靶結構，推力器減速柵直接與設備壁面發(fā)生熱交換關系，設備壁面熱輻射系數(shù)和溫度邊界同樣取為0.2和-120℃，其余輻射關系均保留不變。

獲得濺射靶溫度升高對推力器工作平衡溫度的影響，關鍵在于準確模擬濺射靶在受高溫、高動能羽流粒子沖擊時的溫度變化情況。推力器羽流可分為近場區(qū)和遠場區(qū)，如圖4所示。其中近場區(qū)(約為2倍推力器半徑)存在強烈的電離效應，以電荷交換碰撞、電離碰撞及離子復合碰撞為主，該區(qū)域具有高密度等離子體。而進入遠場區(qū)，粒子間碰撞以離子復合為主，且95%以上Xe離子均被還原為Xe原子，該區(qū)域的推力器羽流基本不再具有帶電粒子，可看做高速中性Xe氣流轟擊至低溫濺射靶，因此主要研究遠場區(qū)推力器羽流對濺射靶的能量沉積效應。

由于推力器羽流為定向分子流狀態(tài)，因此遠場區(qū)以中性Xe原子和低溫濺射靶的碰撞為主。為計算高速Xe氣羽流轟擊至濺射靶所產(chǎn)生的能量沉積，首先假設設備內(nèi)氣體為單一氣體(Xe氣)，忽略其他如氧氣或水汽成分(從本課題組前期采用四極質(zhì)譜計對推力器工作時的設備內(nèi)氣體成分測量結果來看，氙氣分壓力比其他雜質(zhì)氣體分壓力要高出兩個量級)。而對于中性Xe原子與濺射靶的碰撞，首先考慮其吸附方式。其中化學吸附主要發(fā)生在固體-氣體之間，且只有在具有化學活性的氣體與固體表面才能發(fā)生(如氧氣和金屬表面)，原子基本只能吸附單層，且吸附粒子與固體間存在電子交換。而物理吸附是分子間普遍存在的Van Der Waals力，任何表面對任何氣體均會發(fā)生物理吸附，固體表面可形成多層吸附，也可看做是凝結過程，并且當氣體-固體間存在越高的溫差時，物理吸附更為明顯，而溫度越高，物理吸附幾率α越低。由此可見，由于中性Xe原子屬于惰性氣體，且Xe原子與濺射靶(-196℃)存在巨大溫差，因此濺射靶對Xe原子以物理吸附為主。根據(jù)相關資料[15]，當溫度從170 K變化至70 K時，鈦材料對Xe原子的物理吸附幾率在0.86～1之間變化，根據(jù)圖2(a)得到的羽流溫度模擬結果，本文將濺射靶對Xe原子的吸附幾率設置為0.9。

圖4 真空艙內(nèi)中性羽流引出過程Fig.4 Extraction process of neutral plume in vacuum chamber

由于遠場區(qū)的Xe原子具有能量主要為動能(Xe原子溫度約為600 K，熱能相比動能基本可忽略)，其速度可表述為v=Ispg，因此單個Xe原子具有的動能Wa為：

Wa=mav2/2=ma(Ispg)2/2

(2)

式中：Isp為推力器比沖；g和ma分別為重力加速度以及Xe原子質(zhì)量。單位時間碰撞至濺射靶單位面積的Xe原子數(shù)量N為：

(3)

式中：pf和Tf分別為遠場區(qū)靠近濺射靶區(qū)域的氣體壓強和溫度；μ為氙原子相對質(zhì)量，根據(jù)圖2分析結果，將pf和Tf設置為6×10-3Pa及600 K，聯(lián)立式(2)(3)得到Wa=1.34×10-16J，N=4.7×1015/(cm2·s)。由于推力器羽流與濺射靶的碰撞面積近似為圓形[3]，根據(jù)推力器束流角度關系(束流半角為15°)，可得到濺射面積S為：

S=π(Ltan15°)2

(4)

式中：L為推力器柵面至濺射靶的距離。由于推力器羽流分布滿足高斯分布特性[16]，但隨著離出口面的距離增加，高斯分布呈現(xiàn)平緩特征，因此基本可認為在L>1.5 m的羽流密度屬于均勻分布。基于式(4)得到濺射靶的羽流碰撞面積為5 075 cm2，因此濺射靶的熱邊界條件為：

Q=αNWaS

(5)

式中：Q為羽流沉積能量，單位為W；吸附幾率α為0.9。得到濺射靶熱流邊界(heat flow)為2 876 W，考慮施加區(qū)域面積后，可得到推力器羽流沉積在濺射靶上的熱流密度(heat flux)條件，如圖5(a)所示，同時考慮到濺射靶自身輻射以及其上安裝有液氮盤管冷卻系統(tǒng)，因此濺射靶設置對空間輻射以及溫度邊界(見圖5(b))。

圖5 濺射靶熱通量及冷卻管溫度設置Fig.5 Heat flux of the sputtering target and temperature setting of cooled tube

4 濺射靶對柵極的影響

根據(jù)推力器羽流沉積在濺射靶上的熱流密度以及其他邊界條件，基于ANSYS模擬得到濺射靶熱平衡后的溫度分布如圖6(a)所示。同時，考慮到濺射靶溫度升高后會對柵極帶來一定熱輻射影響，在模型中設置了濺射靶表面對推力器柵面的空間熱輻射關系。其中，濺射靶表面發(fā)射率取為0.8，柵極表面為0.5(Mo材料表面輕微氧化)，給出溫度平衡后的加速柵溫度如圖6(b)所示。

圖6 濺射靶與加速柵溫度分布Fig.6 Temperature distribution of the sputtering target and the accelerator grid

從圖6(a)所示結果來看，濺射靶在推力器羽流能量沉積的影響下，中心區(qū)域的溫度明顯高于其他區(qū)域，由于濺射靶葉片自身具有較高的輻射系數(shù)且葉片背部均焊接有液氮盤管，因此中心區(qū)域向周圍的熱傳導過程受明顯制約，高溫區(qū)域幾乎只限制在熱流密度加載區(qū)域。圖6(b)所示加速柵中心溫度為352℃，相比前期在沒有濺射靶影響下模擬得到的326℃的分析結果[14]，溫度提高了26℃，同時，屏柵中心溫度為440℃(限于篇幅未給出)，相比忽略濺射靶影響時模擬得到的407℃提高了33℃[14]。由此可見，濺射靶對柵極組件平衡溫度具有一定影響，但對于柵極來說，關注點主要在于熱態(tài)下的柵極間距變化，因此基于濺射靶影響下的柵極溫度分析結果，對柵極間距變化進一步開展分析。

屏柵和加速柵的初始冷態(tài)間距為0.85～0.95 mm，圖7給出了無濺射靶影響以及濺射靶影響下的推力器屏柵和加速柵中心的溫差變化和柵極中心的相對位移，即柵極熱態(tài)間距的縮小量。圖7(a)所示結果表明，考慮濺射靶的影響后，屏柵和加速柵相比無濺射靶情況下的最高溫度有所增大。從7(b)的結果來看，當考慮濺射靶的影響后，屏柵和加速柵的間距縮小量從原來的0.560 mm(忽略濺射靶影響)增加到0.585 mm，若以柵極最小初始間距0.85 mm來考慮，無濺射靶和有濺射靶影響下的柵極間距分別穩(wěn)定在0.290 mm和0.265 mm。而前期試驗表明[1]，屏柵和加速柵的安全間距為0.26 mm，因此在濺射靶的影響下，屏柵和加速柵間距已接近安全距離的臨界值。

圖7 屏柵和加速柵溫度差及熱態(tài)間距變化Fig.7 Temperature difference and hot gap variation between sc. grid and acc. grid

為了驗證真空設備內(nèi)推力器羽流特性以及濺射靶對推力器影響的模擬結果的準確性，本課題組開展了相關測試試驗。其中，對于推力器羽流特性模擬結果的驗證主要是測試羽流溫度和設備內(nèi)不同區(qū)域的真空度，以完成對圖2的驗證。羽流溫度的測量采用10只鎧裝熱電偶完成，熱電偶按主艙尺寸等間距的貼裝于設備內(nèi)壁頂面，并且熱電偶測試端被人為彎折后，以距離主艙頂面30 cm的距離且垂直于頂面的方式，測量推力器羽流溫度以避免緊貼主艙壁面測量造成不準確，試驗和模擬結果的比對如圖8(a)所示。設備內(nèi)不同區(qū)域真空度的模擬結果比對是通過設備上安裝的電離真空規(guī)以完成。30 cm離子推力器地面測試設備上在其前端、中端以及靠近濺射靶位置上均安裝有真空規(guī)以監(jiān)控試驗中的真空度變化，試驗和模擬結果的比對如圖8(b)所示。對于濺射靶對推力器溫度影響的模擬結果驗證，目前由于沒有直接測量柵極表面溫度的測試手段，僅對試驗過程中的柵極安裝環(huán)部位進行了溫度測量，模擬時設置的相應邊界條件(如壁面溫度、發(fā)射率等)大部分均來自于測試值，以保證測試與模擬結果的可比性。試驗結果顯示屏柵和加速柵邊緣處的熱平衡溫度分別為385℃和364℃[14]，與仿真結果得到的411℃和342℃(見圖6(b))相比誤差均為6%。

從圖8的比對結果來看，仿真結果與試驗結果比對誤差較小，且仿真與試驗結果的趨勢相同，均顯示出處于分子流狀態(tài)下的推力器羽流在噴射和擴散過程中壓強和溫度幾乎沒有較大變化的特性，但在靠近濺射靶區(qū)域壓強升高而溫度快速降低的特點，說明百葉窗型濺射靶對羽流起到了“隔斷”效應，導致主艙底部的氣體壓強明顯高于前端和中段區(qū)域，并且反流氣體大部分被限制在濺射靶后部，有利于降低反流氣體對推力器造成的放電損耗升高等不利影響。圖8(a)所示濺射靶后部羽流氣體的溫度計算值與試驗值比對誤差在50℃左右，這主要由于在仿真過程中，未考慮羽流溫度對濺射靶的影響，而實際由于羽流粒子轟擊至濺射靶造成的能量沉積效應，羽流溫度要明顯高于模擬值。

圖8 羽流溫度及壓強的仿真與試驗結果比對Fig.8 The comparison results of the plume temperature and pressure

5 結束語

本文采用有限元模擬方法分別對真空艙內(nèi)推力器羽流特性和濺射靶對推力器柵極的影響進行了分析模擬，并進行了試驗驗證，得到以下結論：

1)離子推力器在真空設備內(nèi)的羽流可采用定向分子流模型進行描述，羽流在真空艙內(nèi)的擴散過程中幾乎沒有能量損失，羽流溫度在碰撞至濺射靶之前基本不會發(fā)生變化。

2)對于30 cm離子推力器，其工作時真空艙內(nèi)大部分區(qū)域的氣體壓強在2×10-3～6×10-3Pa，由于濺射靶阻擋了大部分反流氣體，導致濺射靶后部的氣體密度遠高于處于分子流狀態(tài)的羽流擴散區(qū)域。

3)30 cm離子推力器噴射羽流對濺射靶造成一定的能量沉積效應，導致濺射靶中心區(qū)域的溫度明顯高于其他區(qū)域，且高溫區(qū)域幾乎只限制在熱流密度加載區(qū)域。在濺射靶影響下，推力器加速柵和屏柵中心溫度分別為352℃和440℃，邊緣溫度分別為342℃和411℃。屏柵和加速柵的間距縮小量從原來的0.560 mm增加到0.585 mm，此時柵極間距已接近安全距離的臨界值。

4)試驗結果顯示，屏柵和加速柵邊緣處的熱平衡溫度分別為385℃和364℃，與仿真結果得到的411℃和342℃相比誤差均為6%，且試驗測量得到的設備內(nèi)氣體壓強和推力器羽流溫度與仿真結果比對誤差較小，同時試驗與仿真結果具有相同的趨勢。濺射靶后部羽流氣體的試驗值高于計算值約50℃，主要由于在仿真過程中，忽略了羽流粒子的能量沉積效應。

從本文結論來看，推力器羽流對濺射靶的能量沉積效應，導致濺射靶溫度快速升高是后續(xù)濺射靶設計過程中需考慮的問題。而從濺射靶對推力器本體的影響結果來看，造成了柵極溫度的小幅度升高和柵極間距的惡化。在后續(xù)試驗過程中，應盡量控制濺射靶溫度，以消除由于濺射靶影響帶來的柵極熱態(tài)間距變化。