面向空間運輸任務的液體/固體工質電推進技術展望1)

于達仁 湯 堯 劉 輝

(哈爾濱工業大學能源科學與工程學院,哈爾濱 150001)

引言

空間運輸是指利用航天器作運載工具在太空中進行人員和物資運輸的統稱.在未來,占據主體的將是長任務周期、大有效載荷的物資運輸,它不追求較高的時效性,而是追求良好的經濟效益.

涉及此類空間運輸的任務主要有地月貨運、地火貨運、行星際探測、大型深空探測和大規模采樣返回等.目前我國與歐美都提出了自己的空間運輸戰略任務.我國將開展月球探測,建設國際科研站,運輸建材,同時發射小行星探測器,攻關火星樣品運輸[1];歐空局則在“2030+”戰略任務中表示將為月球探索運輸設施、物資,并做好火星航行的準備[2];美國同樣有自己的重返月球、登陸火星目標,同時NASA 討論了多種推進成為大型貨運主力推進的可能[3-4].

電推進技術是一種通過電能的引入,來獲取更高的工質噴氣速度的技術.電推進概念起源于20 世紀初俄國齊奧爾科夫斯基的構想和美國人Robert Goddard 的兩個專利[5],電推力器的工程應用則開始于20 世紀50 年代,經過70 年發展,電推進新技術不斷擴展,從最初的電熱式推力器到如今各類推力器百花齊放,空間電推進取得長足進步[6-11].與之對應的,電推進工質種類和數量也在不斷增加[12].化學推進受化學能和壁面溫度的限制,噴氣速度通常只能達到3 km/s 數量級.對于利用將電能轉化為工質機械能的電推進而言,經過加速后從推力器中噴出的工質速度比化學推進噴氣速度高出一個數量級以上.電推進具有比沖高、壽命長的優勢,采用電推進能夠大幅提高有效載荷占比,降低運輸成本.

隨著電推進技術成熟度的不斷提高和相關應用的不斷增加[13],以及核能發電技術與太陽能發電技術的大力發展[14],大功率電推進成為目前最適配空間運輸任務的推進技術.

目前,國外大功率電推進研究主要集中在離子推力器(IT)、霍爾推力器(HT)、磁等離子體(magnetoplasmadynamic,MPD)推力器、可變比沖磁等離子體火箭(variable specific impulse magnetoplasma rocket,VASIMR)這4 種類型上,開展相關研究的地區和國家主要為美國、俄羅斯和歐洲.

大功率離子推力器著名的型號有美國的NEXIS,俄羅斯的IT-500,意大利和英國聯合研制的HiPER DS3G.NEXIS 由美國噴氣實驗室(JPL)牽頭研制,樣機功率27 kW,加速電壓6500 V,推力0.5 N,比沖8700 s,效率達到78%[15].IT-500 由俄羅斯Keldysh 研究中心研制,已完成上百小時磨損試驗[16].HiPER DS3G 由意大利Alta 公司和英國南安普頓大學共同研制,功率25 kW,推力0.25 N,比沖8400 s,效率84%[17].

美國提出了普羅米修斯計劃(2003 年)等多個大型項目,支持大功率霍爾電推進研究.NASA 格林研究中心(GRC)研制了NASA-300M,NASA-400M,NASA-457M 等多款幾十kW 量級推力器[18],之后又研制了嵌套式霍爾推力器X3[19],功率可達百千瓦量級.俄羅斯大功率霍爾推力器除了著名的SPT-290(功率30 kW)外,另一款是VHTITAL-160 陽極層霍爾推力器,功率25～ 36 kW,推力527～ 618 mN,比沖5375～ 7667 s,效率40%～ 70%[6].

美國與俄羅斯于20 世紀50 年代開始研究MPD,NASA 研制的MPD 推力器功率達到了4 MW,推力50 N,比沖6500 s,效率35%.俄羅斯的Li-MPD 功率130～ 200 kW,推力2.5～ 3.6 N,比沖3050～ 5610 s[20].德國DT 系列的DT-6 采用氬工質,在550 kW 功率下推力27 N,效率27%[21].

VASIMR 概念由美國于20 世紀70 年代提出,隨后開展相關研究,公開資料很少.目前最著名的型號為美國的VX-200,其空間樣機于2009 年問世,被美國AIAA 列為年度十大航天新興項目之一,200 kW滿功率下,性能參數大致為推力5.7 N,比沖5000 s,效率70%[22].

國內開展大功率電推進技術研究集中在相關的航天科研院所,主要有上海空間推進研究所和蘭州物理研究所均開展了50 kW 霍爾推力器研制,北京工程控制研究所開展了100 kW 超導MPDT 試驗樣機研制,西安航天動力研究所開展了30 kW VASIMR的點火實驗等.國內大功率電推進技術研究起步晚于國外,在功率等級、技術成熟度等方面還存在較大差距[23].

隨著空間運輸任務數量和規模的增加,大功率電推進在這方面的應用將受到來自工質的限制.離子、霍爾推力器的傳統主流工質氙資源稀少、價格高昂,儲供難度大,MPD 和VASIMR 采用較多的氬、鋰等工質也存在各自的問題.為了擺脫這些難以逾越的難題的限制,基于各種推進技術的物理原理,為它們挑選合適新型工質的必要性日益提升.

本文基于空間運輸任務的動力需求,指出了大功率電推進技術面對此類任務的適配性,探討了大功率電推進中最有前景的4 種技術,并結合不同推進技術的功率特征、基本原理和現有工質局限性,根據工質多元化發展邏輯,提出了相應的固、液工質選擇方案,對未來這4 種電推進技術在工質方面的發展做出了展望.

1 空間運輸任務的動力需求

1.1 大功率電推進對空間運輸任務的適配性

基于空間運輸的特征,高有效載荷占比成為了重要的考慮因素.化學推進優勢在于推力大,任務周期短,而電推進則優勢在于比沖高,有效載荷占比高,因此更適合此類任務.兩類推進技術典型代表的對比情況如圖1 和圖2 所示[24-26].在實現相同速度增量的前提下,電推進消耗的燃料質量遠低于化學推進,并且隨著運輸距離的增加,這項特征帶給電推進的優勢將被進一步放大.例如,就地月轉移而言,采用不同推進方式的貨運飛船各項質量占比存在很大差異,圖3[27]表明電推進貨運飛船在有效載荷占比上預計達到61%,在5 t 有效載荷的情況下,采用霍爾電推進所需燃料預計為0.7～ 1.8 t,而著名的化學推進“進步”號系列地球軌道空間站物資運輸飛船只能實現37%的有效載荷占比[28],且如果同樣用于地月間的運輸,化學推進在同樣情況下所需燃料將達到23 t,有效載荷占比還會大幅度降低

圖1 液氧甲烷發動機“天鵲”,推力836 kN,比沖300 s[24-25]Fig.1 Liquid oxygen methane engine "Tianque",thrust 836 kN,specific impulse 300 s[24-25]

圖2 X3 嵌套式霍爾推力器,推力5.4 N,比沖2650 s[19,26]Fig.2 X3 nested hall thruster,thrust 5.4 N,specific impulse 2650 s[19,26]

圖3 電推進地月轉運飛船質量分布[27]Fig.3 Mass distribution of electric propulsion earth moon transfer spacecraft[27]

從式(1)中可以看出,采用電推進想要進一步提高推力F和比沖Isp,就需要提高電推進的功率P(η為效率,g為重力加速度).因此,大功率電推進成為國際先進空間運輸推進領域的重要戰略發展方向.

1.2 適合的大功率電推進技術種類

在眾多電推進技術中,離子、霍爾、MPD 和VASIMR 脫穎而出[29-30],它們的性能參數參考表1.離子電推進結構復雜,推力較小,比沖較高;霍爾電推進結構簡單,可靠性高,推功比大,相同功率下推力高于離子電推進,而比沖略低.二者技術成熟度高,在中功率電推進領域取得廣泛應用,雖然受不同因素影響,功率擴展空間有限,但卻是僅有的兩種得到過應用并向大功率方向發展的電推進技術.MPD 和VASIMR 由于電磁式電推進的工作原理,不受空間電荷飽和和離子磁化特征尺寸的限制,可實驗更大的功率與推力密度,達到MW 量級,但是這兩種推進技術成熟度較低,尚未實現空間應用.

表1 4 類電推力典型性能參數[23,31]Table 1 Typical performance parameters of four types of electric thrust[23,31]

其他大功率電推進技術存在各類相關問題,短時間內暫時無法投入應用.如脈沖等離子體團場反構型(FRPT)推力器采用了脈沖工作,對電源和開關性能要求高,同時對其機制的認識尚不明晰,樣機實驗性能與設計參數存在差距[32];脈沖誘導等離子體電磁推進(PIT)推力器效率隨放電線圈尺寸增大而提升,導致其尺寸和質量過大,同時其性能一般,技術成熟度低[33].

2 4 種電推進功率特征與工質分析

2.1 離子、霍爾推力器功率特征與工質需求

離子推進是電推進的一種,常見結構如圖4 所示[34].它利用工質電離生成離子,在柵極靜電場的作用下加速噴出,產生推力,所以又被稱為靜電推進[35].離子推進的加速原理比較簡單,從理論上講,在加速過程中能量損失很少,因此效率較高.在1 kV 的加速電壓下,就可以獲得數ks 的比沖.離子推進是開發時間最早、地面和空間飛行試驗都比較充分的一種電推進.

圖4 離子推力器結構: 1.放電室,2.柵極,3.放電陰極,4.中和器,5.推力器[34]Fig.4 Structure of ion thruster: 1.discharge chamber,2.grid,3.discharge cathode,4.neutralizer,5.thruster[34]

離子推力器功率上的限制在于受空間電荷飽和效應的影響,且柵極上柴爾德-朗繆爾鞘層的抽吸能力有限,而真空擊穿電壓、中性氣體透過率和柵極厚度等方面的限制使束流密度不可能無限提高[35],最終使得束流離子密度存在上限.如圖5 所示,特殊形狀的柵極與小孔使得離子束流在柵極間聚焦,達到了很高的離子密度,彼此間的庫倫斥力較強,如果再增大離子密度,束流聚焦特征將遭到破壞[36].柵極面積也受航天器尺寸和材料強度約束,大功率下柵極由于熱應力等因素會產生翹曲變形、侵蝕加劇等問題[37-39].因此,離子推力器的功率上限大約在幾十千瓦左右.

圖5 柵極聚焦離子束流使得孔間離子達到空間飽和[36]Fig.5 Grid focused ion beam current reaches spatial saturation of ions in holes[36]

霍爾推力器的工作原理如圖6[40]所示,分別將兩個半徑不同的陶瓷套管固定在同一軸線上組成了具有環形結構的等離子放電通道.磁線圈、磁極將在通道內產生正常工作狀態下主要沿通道半徑方向的磁場.在徑向磁場的條件下,陽極和陰極之間的放電等離子體在通道內將產生自洽的軸向電場,這樣,環形通道內將形成正交的電磁場.發射于陰極的電子進入通道后,在正交電磁場作用下做周向漂移,即霍爾漂移.推進劑從氣體分配器注入推進器通道,中性原子同做漂移運動的電子發生碰撞電離成為離子.離子在霍爾推力器的電離區中產生,在電場的作用下加速,從通道噴出后產生推力[40].

圖6 霍爾推力器HET 工作原理[40]Fig.6 Working principle of hall thruster[40]

霍爾推力器的比沖稍低于離子推力器,但是等離子體束流呈準中性,因而束流密度不受空間電荷飽和效應的限制,獲得1 個數量級的提升,功率密度可以達到更高的上限.

但是霍爾推力器的電離加速過程要受到霍爾等離子體條件(電子磁化而離子不磁化)的限制,對通道的尺寸上限提出了約束.實際通道中,電子做霍爾漂移的前提條件是,通道軸向尺寸L遠大于電子的拉莫爾回旋半徑re.對于離子則希望其能夠經電場加速噴出,而不是同電子一樣留在通道中做霍爾漂移.這要求離子的拉莫爾回旋半徑ri遠大于通道軸向尺寸L[41].re和ri由下式給出

其中q為粒子電荷量,B為磁感應強度,m和v為粒子質量與運動速度,以下角標e,i區分電子與離子.霍爾推力器出口區磁感應強度約為200 G,離子速度約為20000 m/s,由式(2),可以大致估算出霍爾推力器中氙離子的回旋半徑為米量級.如圖7 所示,在霍爾推力器尺寸接近或超過這一量級時,離子運動軌跡不再近似為直線,加速過程受到破壞.因此霍爾推力器的尺寸存在上限,其功率做到百kW 量級已趨近極限.

圖7 HET 通道尺寸過大時離子出射無法視為直線運動Fig.7 When the HET channel size is too large,ion emission cannot be considered as linear motion

離子、霍爾推進的推力、工質利用率和總效率分別由下式給出

其中γ為推力修正系數,與工質的多價電離和羽流的發散情況有關,M為工質的原子質量,e為電子電荷量,Ib和Vb為離子電流和加速電壓,為工質流量,ηe為電效率.從式中可以看出,靜電加速要求用大原子量的工質實現大推力,同時大原子量的工質具有更高的效率.推力與效率同時還與Ib呈正相關,為了增大離子電流,選擇更容易電離(電離能更低)的工質更加合適.

由式(2),電子質量已知,則L的量級可以確定,那么采用的工質的原子質量的量級也就可以確定了.不難發現,這同樣要求工質具有較大的原子質量,以滿足前述條件,拓展霍爾推力器尺寸上限.原子量大帶來的另一個好處是可以將離子在通道中的運動視作直線運動,羽流發散角也會相應地減小.

因此,離子、霍爾推力器以往主要采用了稀有氣體氙作為推進工質,便是利用了它第一電離能低和原子量大的主要特點.但是氙在價格與儲供方面存在較大問題,不利于其在大總沖空間運輸任務中的應用,成為了相應推進技術規模化、商業化的重大限制因素.受包括俄烏沖突、半導體領域需求和自身豐度等因素影響,氙氣的價格持續上漲,且隨著供需關系的變化還會繼續上漲,不能滿足空間運輸降低成本的需求.氙作為氣體工質,圖8[42]為其供給系統組成圖.氙儲存密度較低,需要使用高壓氣瓶實現超臨界儲存,使用前則需經過復雜的多級減壓設備,這增加了整個航天器的質量、體積,使得有效比沖下降,同時技術難度較高.

圖8 氙氣供給系統組成圖[42]Fig.8 Composition diagram of xenon gas system[42]

2.2 MPD 推力器功率特征與工質需求

MPD 推力器原理如圖9 所示,它源自電弧加熱推力器,當電弧電流大至一定程度后,產生的磁場便可以用于加速帶電粒子,氣動加速變為電磁加速,成為自場型MPD(SF-MPDT),后來又因為超大功率MPD 研究的困難性發展為輔助勵磁的MPD(AFMPDT),可在幾十千瓦的較低功率下運行.MPD 推力器不同區域的加速情況不同,中心為氣動加速,等離子體速度平行于推力器中軸,霍爾參數 ωeτe?1,再外面一層等離子體同時受壓力和洛倫茲力加速,霍爾參數較低.再往外為主要的電磁加速區域,在沿電極的長度方向,電流密度的徑向分量幾乎恒定,霍爾參數在2～3 之間,陽極輪廓貼合磁力線形貌以使電流分布更均勻.最外面的近陽極層厚度大致為電子在此處的拉莫爾半徑,電荷于此處從等離子體中轉移到陽極表面[20,43-45].

圖9 MPD 電推進原理圖Fig.9 Schematic diagram of MPD electric propulsion

MPD 推力器特征如表2 所示,自場和附加場型兩者在電磁加速原理上存在差異.自感應磁場產生軸向作用力和徑向作用力,前者直接產生推力,后者使離子徑向發散變弱,間接增加推力.附加磁場作用下,推力器中還將存在渦旋-磁噴管加速和霍爾加速.對于AF-MPDT,渦旋力最大,霍爾力次之,氣動力再次之,自場力反而是最小的,主要原因是電弧電流比SF-MPDT 低兩個數量級左右[46].

表2 兩種MPDT 參數特征Table 2 Parameters of two MPDT

由于MPD 電磁式電推進的原理,它不受空間電荷飽和、推力器尺寸和等離子體密度方面的限制,電離加速充分,推力、比沖高,功率沒有理論上限,在百kW 和MW 量級的基礎上,仍有望做得更高.

對于MPDT,基于上述原理,其推力和效率存在如下關系[47]

MPDT 一般工作在恒流模式,即電流I一定.則對于不同種類的推進劑,在電流I和磁場B一定的條件下,推力T是相同的.然而,產生相同電流I所需的質量流量和推進劑分子或原子質量M成正比,因此,輕質推進劑一般效率更高.此外,電離能越小,陽極與陰極之間的放電電壓Ud越小,效率一般也越高.

因此,高性能推進劑的選取原則是分子或原子質量小,電離能小.目前使用的推進劑大致分為4 大類: 惰性氣體,堿金屬,H2及含H 分子,含N,O 類分子[48].

目前MPD 推力器主要采用的工質有稀有氣體氬氣和堿金屬鋰.氬的第一電離能為15.76 eV,略高于氙和氪,原子量40.0,較小,此外氬價格較低.盡管具備這些優點,但是氬作為氣體工質,在儲供方面的固有缺陷依舊存在.而鋰雖然是固體工質,第一電離能和原子量更低,但是它沸點高達1317 °C,儲供存在較大的加熱需求,并且會對航天器造成污染.因此,MPD 的主流工質存在改進空間.

2.3 VASIMR 功率特征與工質需求

VASIMR 具有3 個相連但不同的磁腔室,進行不同的過程,如圖10 所示[49].第1 個腔室為電離室,從中性氣體來流中產生低溫等離子體,最常用的方式為通過螺旋波注入能量進行電離[50-53].第2 個腔室為“射頻加熱器”,將電離級提供的等離子體進行離子回旋共振加熱達到非常高的溫度[54-55].最后一個腔室為加速級——磁噴管,熱等離子體加速方式分為兩種,一是在不斷膨脹的磁場中由于磁矩守恒,在擴張形磁場中帶電粒子的徑向動量會轉變為軸向動量,二是電子擴散速度高于離子,在磁噴管下游形成雙極電場,離子被雙極電場加速,最后離子和電子以相同速度噴出,在兩種作用下離子離開裝置產生推力.

圖10 VASIMR 結構示意圖[49]Fig.10 Structural schematic diagram of VASIMR[49]

這樣的設計帶來了在不改變發動機設定功率的情況下,改變出氣速度和推力的能力.當需要更大的推力時,更多的功率就會分配給電離室,射頻加熱器得到功率減小.相對應地,分配更多功率給射頻加熱器,電離室得到的功率就會減小,推力將會減小,但是噴出的氣體速度會更快,對工質的利用也會更加高效[49].

總體而言,VASIMR 比沖、效率都較高,同樣采用電磁加速的形式使得VASIMR 與MPD 一樣,沒有理論上的功率上限,同時它性能連續可調,當進入廣闊星際空間中引力場不斷變化的地方時,這種可調節性對于高功率火箭十分重要.它是最具發展潛力的大功率電推進技術,是未來面向火星探測的兆瓦級電推進技術方案之一[30].

VASIMR 電離中性氣體的方式有好幾種,需要的氣壓與產生的等離子體密度不同,參見表3[56].效果最好的方式為螺旋波電離[57].在螺旋波等離子體源中,射頻電源將能量通過匹配器傳遞給射頻激發天線產生螺旋波,螺旋波在放電室中傳播,使得其中的粒子通過朗道阻尼獲得能量.電子的質量小,所需加速時間短.工質氣體分子進入放電室后,與獲得能量的電子發生碰撞,被激發為等離子體,產生的等離子體被磁場約束,而極化電場可以進一步加速等離子體[58].等離子體中的電子又可以繼續通過朗道阻尼作用獲得能量,激發中性氣體分子產生更多等離子體.這個不斷激發、不斷電離的過程就是螺旋波等離子體源能夠獲得非常高的等離子體密度的原因[57].

表3 VASIMR 不同電離方式等離子體密度[56]Table 3 Plasma density of VASIMR with different ionization methods[56]

僅靠螺旋波電離,離子獲得的能量很低,推進效果并不明顯,因此有了第2 段的射頻加熱器,進行有質動力離子回旋共振(PA/ICR)加速.有質動力是指等離子體局部區域形成高強電磁場時產生的電磁壓力.在這種加速方式中,磁場強度具有梯度[59].離子的有質動力勢可以表示為

式中,ω 和 Ω 分別為外加電場的角頻率和離子回旋角頻率,E為外加射頻電場強度.離子受力即為該勢能的負梯度,加速過程分為以下3 步: 離子通過離子回旋共振獲得垂直方向上的動能;離子受到有質動力作用于軸向被加速;磁鏡效應使離子垂直動能變為軸向動能[60-61].通過調節RF 頻率可以使波能量密度峰值與離子共振點位置一致,為了滿足離子回旋共振的約束條件,磁感應強度應滿足

結合表4 列出的具體結果而言,以氬離子為例,kHz 級的回旋頻率就需要1 T 量級的磁感應強度,因此VASIMR 更適合原子(分子)質量小的工質.這樣的強磁場需要超導線圈提供,設備結構龐大、沉重,能耗高.磁場的嚴格要求同時也限制了電離產物質量相差較大的一類工質的應用.因此,需要為VASIMR 找尋合適的固液工質,來滿足離子回旋共振苛刻的要求,同時做到低成本和高豐度.目前VASIMR 實驗多采用氬工質,同樣不是工質上的最優解,其他輕質單質和化合物具有發展潛力.

表4 常用工質在不同頻率下發生離子回旋共振需要的磁感應強度(單位: T)Table 4 Magnetic flux density required for ion cyclotron resonance of common propellants at different frequencies (unit: T)

2.4 小結

針對大總沖航天任務對體積重量、工質價格敏感的特性,要在未來的空間運輸任務中充分發揮電推進的優勢,就必須解決工質在工程方面的問題,更多地基于工程應用視角選擇合適的工質并迭代和改進電推進技術.未來的工質要性能良好、儲供代價低而且價格便宜、儲量豐富.

離子、霍爾推進由于靜電加速的工作原理和空間電荷飽和、通道特征尺約束條件等方面的限制,需要大原子量工質,適合承擔幾十kW 到百kW 中高功率電推進需求,技術成熟度高.MPD,VASIMR由于工作原理的不同,能夠滿足更高的功率需求.兩種技術分別基于更高效和更易實現方面的考量,皆需求輕質工質,面向未來且發展空間大,雖然目前技術成熟度低但潛力十足.對于基本原理不同、技術成熟度不同的大功率電推進技術,固液工質無論是單質還是化合物,都有用武之地.因此,在新型工質選擇方面,應當遵循各取所需與多元化發展的原則.

3 電推進工質的多元化發展邏輯

3.1 4 種推進技術工質發展史簡述

通過現有電推進技術的特征分析發現,推力器性能受基本物理原理方面的限制很難有顯著突破,因此離子、霍爾、MPD 和VASIMR 推力器的推進工質優化選擇是達到空間運輸任務成本要求的關鍵.表5[62]例舉了部分工質的相關特性.

表5 不同工質特性[62]Table 5 Characteristics of different propellants[62]

對于離子推力器,如圖11[63].所示,早期采用了汞作為工質,后來因為汞的毒性換為了氙,最近則用到了碘作為工質.這些元素共同的特點在于原子量大,第一電離能低,滿足前述離子推力器對工質的需要.霍爾推力器類似,起初使用氙,后來由于價格原因用到了氪,近年來又進一步開展了對固體工質的研究,如金屬鋅、鎂、鉍,非金屬碘,尤其是碘工質霍爾,是近年的一大研究熱點[63-68],圖12 和圖13 給出了一些具體的推力器與放電效果[69-70].而早期的MPD 則使用了金屬鋰,但它存在存儲密度低、熔點高等問題[20],之后MPD 對工質的關注點則轉向了惰性氣體、含H 分子和混合氣體.惰性氣體易于儲存,容易產生離子,且較大的相對原子質量有助于延長陰極壽命;堿金屬性能高,但需要額外的加熱裝置增加推進系統重量,并可能污染航天器;含H 分子比沖高,但是又伴隨著比較嚴重的陰極燒蝕現象,制約推力器壽命;混合氣體能以犧牲比沖為代價,提高推力器的效率.具體推進劑的性質參見表6[71-72].VASIMR工質選擇的歷史并不長,該推力器理論上可以選用氫、氖、氬、氪、氙等惰性氣體,圖14 為著名的VX-200 的點火情況[73].由于存儲密度、成本、等離子體阻抗和磁場技術成熟度等因素限制,氬成為當前主要研究的推進劑.

表6 MPD 具體推進劑的特性[71-72]Table 6 Characteristics of specific MPD propellants[71-72]

圖11 SRIT-2 汞離子推力器[63]Fig.11 SRIT-2 mercury ion thruster[63]

圖12 JPL 的鉍工質D160 霍爾推力器[69]Fig.12 Bismuth D160 Hall thruster of JPL[69]

圖13 NASA 格林航天中心的碘工質BHT-600[70]Fig.13 Iodine BHT-600 of NASA GCR[70]

圖14 VX-200 點火測試[73]Fig.14 VX-200 ignition test[73]

3.2 工質篩選標準

縱觀電推進工質的發展史,可以發現工質的選擇應當從3 個大方面去考量.

(1) 電推進工作原理,涉及電推進的儲供系統與推力器兩個部分.存儲工質時希望實現低壓常溫高密度存貯,這樣一來在供給時不需復雜的多級減壓,還能夠縮小儲箱體積,固體/液體工質在這方面勝過傳統的稀有氣體工質.而推力器受物理原理的限制,對于工質的電離能、電離截面和原子質量等有著各自不同的要求,這一點無法改變,在選擇替代工質時只能選擇物性相似的物質,以保持原來的優良性能.

(2) 電推進的壽命要求,關鍵在于選擇的工質化學性質不活潑,或者有特殊方式解決材料相容性的問題和羽流凝結、附著、腐蝕的問題.

(3) 電推進的經濟、環境效應.隨著電推進的蓬勃發展和相關需求的日益增加,工質的價格受到了自然豐度和儲量、商業用途和供應鏈兩個方面的影響,其上漲之后對電推進的規模化產生了限制,而未來的空間運輸任務需要不存在這類限制的工質.另一個需要考量的因素是環保,部分工質帶有毒性,或者會產生污染物,能否消除或者包容它們這方面的負面影響將決定其是否能夠被采用.

篩選的工質可以分為單質與化合物兩大類.單質的具有電離加速上的優勢,相比化合物,電離產物種類少,尋找合適的工質時應當以元素原子半徑和電離能隨原子序數的周期性變化規律為主線遍歷周期表.化合物則具有組合種類多樣的優勢,盡管電離產物復雜,但是發展潛力較大,尋找合適的工質時應當依據已有應用總結歸納適宜工質關鍵特性,基于關鍵特性結合先進化合物合成技術探尋未來替代工質.

單質的物性變化規律即元素周期律,宏觀上是同一周期元素隨著原子序數增加,金屬性減弱,非金屬性增強,直到化學性質不活潑的稀有氣體.常溫常壓下大多數單質呈固態,少部分呈氣態,僅汞和溴呈液態.過渡元素則具有熔沸點高、硬度大的特點.微觀上則是同一周期,隨原子序數增加,原子半徑通常減小(稀有氣體有特殊性,不能直接參與比較),而電離能逐漸增大,而同族元素,隨原子序數增加,原子半徑通常增大,而電離能逐漸減小.深入而言,同一周期內元素的第一電離能并非一直呈逐步增大的態勢.當外圍電子在能量相等的軌道上形成全空(p0,d0,f0)、半滿(p3,d5,f7) 或全滿(p6,d10,f14)結構時,原子的能量較低,元素的第一電離能較大.例如,Be 第一電離能高于B 而低于C,N 第一電離能高于O 而低于F,如圖15 所示.

圖15 原子第一電離能隨原子序數變化情況Fig.15 The first ionization energy of atom changes with atomic number

化合物工質雖然電離會產生多種碎片,損耗能量,部分含F,Cl 元素的工質會產生污染,部分工質具備不同程度的毒性、腐蝕性、易爆特性,但是排列組合多,值得深入研究.既有高分子量的化合物,也有低分子量的化合物,能夠針對不同推力器加以選用.有些化合物則具備低熔沸點,低電離能的特點,具有較大潛力.不同化合物性質見表7[74].

表7 不同化合物工質的性質[74]Table 7 Properties of different compound propellant[74]

承接上述,篩選標準可以分為物理原理、工程技術和商業化3 方面.以往在選擇工質時側重于第一點,而對電推進的工程化、商業化需求考量是需要逐步加強的.當電推進的技術成熟度還不夠高,相關進展還停留在科研層面時,可以不計人力、物力和財力的投入,選擇性能最好的工質,比如氙,盡管氙成本高昂,儲供技術復雜、難度大.前一階段是基于已有的推力器與技術選擇最好的工質的階段,而現在到了基于航天需求大規模增長的現狀重新選擇新工質的階段.工質的選定將影響未來數十年航天推進領域相關產業鏈的發展.

對于空間運輸這種大總沖航天任務,需要在兼顧性能的基礎上,進一步考慮工質儲量大、價格低、常壓高密度儲存和低技術難度等需求,不斷完善新工質伴隨的電推進相關技術,提高性能,使之更符合大功率、高比沖和高推功比的要求.

4 液固工質電推進技術展望

4.1 離子、霍爾推進工質展望

目前研究表明,對于離子和霍爾推力器,碘是最優的替代工質,它的物理性質如表8 所示,這樣的性質決定了其放電效果與傳統主流工質氙相近,并且作為固體,對儲供系統要求低,無需高壓存儲與多級減壓,存儲密度大,可以大幅提高總沖和密度比沖,見圖16[65].碘成本遠低于氙,碘推力器性能與氙幾乎一樣,碘和氙的性能實驗可以相互表征,為研制帶來方便.

表8 碘與氙對比情況Table 8 Comparison of iodine and xenon

圖16 不同工質密度比沖與總速度增量(1 U)[65]Fig.16 Specific impulse density and deltaV capacity of different propellants (1 U) [65]

Busek 公司在2010 年提出了碘工質電推進的相關專利,并在霍爾推力器BHT-200 上開展了相關實驗.實驗得到的結果如圖17～圖19 所示[68],標稱條件下,碘BHT-200 推力器推力在13～14 mN,比沖約為1500 s,陽極效率為48%[75].之后在其他大功率霍爾推力器上同樣開展了碘工質實驗,同樣取得了較好的結果,證明了碘與氙相似的放電性能.

圖17 BHT-200-I 推力器性能特性曲線[68]Fig.17 Performance characteristic curve of BHT-200-I thruster [68]

圖18 BHT-200 推力器與碘供給系統[68]Fig.18 BHT-200 thruster with iodine supply system[68]

圖19 BHT-200-I 羽流[68]Fig.19 BHT-200-I plume [68]

而對于碘儲供的研究也在走向成熟,各種儲供系統被設計出來,不同的儲供方式得到了論證,并實現了碘工質儲供與離子推力器的一體化設計.

2020 年法國ThrustMe 公司首次就碘工質電推進系統進行空間實驗,并根據在軌數據于Nature發文[76].如圖20 所示,整個推進系統是高度熱耦合的,并且采用集成化設計使得體積很小.該公司在電推進系統增加了熱量回收結構,使推力器工作時產生的熱量返回到儲供系統進行加熱,從而大大減少了加熱功率的需求,整體效率得以提升.

圖20 法國ThrustMe 碘電推進系統剖視圖[76]Fig.20 Sectional view of ThrustMe (France) iodine propulsion system[76]

2023 年4 月,挪威航天局的NorSat-TD 衛星通過獵鷹 9 號火箭成功發射.該衛星配備了ThrustMe公司的NPT30-I2 碘工質電推進系統,可用于衛星防碰撞、延壽和離軌等操作.NPT30-I2 是前述在軌驗證的實際應用,是一個基于離子推力器技術的全集成推進系統.它有1 U 和1.5 U 兩種規格,采用模塊化設計,包括離子推力器、PPU、貯箱、供應系統以及被動熱管理和智能運行控制系統.推力器功率在百瓦以下,推力0.3～1.1 mN,其1.5 U 版本如圖21 所示[77].

圖21 NPT30-I2-1.5 U[77]Fig.21 NPT30-I2-1.5 U[77]

工質碘目前主要的問題是材料相容性問題.單質碘作為鹵族元素,具有氧化性,使得很多材料都能與之反應,造成結構破壞、功能失效等問題.同時為了使碘升華,提供的熱量也會加劇反應的發生.而溫度最高的陰極部分,碘的腐蝕問題最為嚴重.目前碘對陰極發射體材料隨時間的影響尚不明確,碘空心陰極未能取得滿意的性能.奧地利維也納大學研究了主要材料為石墨和不銹鋼的碘空心陰極,各種情況下陰極使用壽命都較短,最長的也僅為72 h,如圖22 所示,各支陰極存在不同程度的腐蝕[78].對于不同的發射體材料,均未取得良好結果.對于LaB6和Y2O3,無法成功點火,只能在高流量和觸持極電壓下產生電弧,且無法穩定,為了抑制電弧,觸持電路中加入一個10 Ω 的鎮流器電阻,但依舊無法穩定放電.而對于W-2%La2O3,總共實現了5 次點火,只在第一次放電時暫時穩定,增大流量可以持續工作[79].這樣的結果遠達不到電推技術對陰極的要求.

解決碘的材料相容性問題主要有尋找耐腐蝕材料和優化結構兩種途徑.不同材料對于碘的耐腐蝕性如表9 所示[80],傳統金屬材料都容易與碘蒸氣發生反應,因而不能用于推力器和陰極的關鍵結構制造.目前最有前景、關注較多的耐碘腐蝕材料為哈氏合金,它既能很好地抵御碘的腐蝕,又是由常見金屬元素組成的合金.在結構優化方面,針對碘陰極的限制,碘射頻離子推力器是較好的選擇.這種構型的離子推力器通過射頻天線向電離室中注入能量,電離中性原子.不同于傳統的電子轟擊式離子推力器,放電室中不存在陰極,因此避免了碘腐蝕陰極的問題.

表9 常見金屬材料與碘反應強度[80]Table 9 Reaction strength of common metal materials with iodine[80]

固體工質除了碘以外,霍爾推力器還采用金屬工質作為氙的替代,比如鉍、鋅、鎂等.參見表10[81]與圖23[65],金屬鉍在放電性能上同樣能做到與氙相當,甚至略勝一籌[81].鋅、鎂第一電離能更低,不過原子量相對較小.它們最大的優勢在于儲存密度和比沖密度,以及作為常見金屬,價格便宜、供應充足.鋅和鎂目前在放電實驗上也取得了良好的結果,具備開展深入研究的潛力[65].

表10 氙與鉍放電性能對比[81]Table 10 Comparison of discharge performance between xenon and bismuth[81]

圖23 鉍霍爾推力器放電情況[65]Fig.23 Discharge situation of bismuth Hall thruster[65]

這些金屬固體工質問題在于較高的熔沸點和較大的相變潛熱,升溫和相變都需要吸收大量的熱,因此整體潛力低于碘工質.對于這些固體工質,常用外部加熱提高其穩定性,比如防止工質蒸氣在管路中重新凝結為固體.對于蒸發壓高的金屬工質,利用推力器自身的產熱比碘更為關鍵.目前的儲供也就分為加熱式、半自熱式和自熱式3 種,加熱式穩定性最好而效率最低,后兩者降低了穩定性,提高了效率[82].

對于液體工質,目前最有潛力的還是液氪,雖然氪也是稀有氣體,但是其價格僅為氙的1/10 左右.同時氪的放電性能良好,在軌應用可靠,面對未來空間運輸任務,具備一定的前景[83].就氪的液化存儲問題而言,合理利用太空環境,從中獲取冷量不失為一種降低儲存時制冷難度的方法.同時氪在使用時,本身的蒸發也會帶走一定的熱量.因此,液氪方案應得到大力重視.

4.2 MPD 推進工質展望

由于MPD 更適合使用小分子質量的工質,而且包容化合物,因此其工質具有低電離能、低離解能、低升華溫度即可,選擇面廣泛,可以優先考慮液態、固態工質.常見MPD 工質的放電特性如圖24所示,更輕、更易電離的工質表現更好[71].

圖24 MPD 常規工質(a)放電電壓與(b)效率 [71]Fig.24 (a) Discharge voltage and (b) efficiency of conventional propellants of MPD[71]

新型工質選擇上,第1 類具有潛力的工質是塑料.在800 kW 超大功率的自身場MPD 中對多種塑料進行了性能測試,將常規氣體推進劑與高分子含能聚合物推進劑進行了對比,得到了圖25 中的結果,發現這類聚合物在相對更高電流(7000～ 11000 A)和更低電壓(75～ 100 V)下工作,能夠獲得更大的推力(10～ 30 N),但效率(低于20%)較低[84].總體而言,塑料工質電離能低,離解能低,升華溫度低,放電性能與主流工質相差不大,同時及其廉價易獲取,儲供簡單,是一種較好的MPD 推力器替代工質.各種塑料中,聚四氟乙烯最優.不過塑料工質一大問題在于碳元素的沉積,這是含C 分子的共性問題.沉積在推力器或者航天器上的碳元素可能造成污染等方面的問題,嚴重制約其應用的可行性.

圖25 4 種塑料工質參數性能[84]Fig.25 Performances of four plastic propellants[84]

第2 類具有潛力的替代工質是水.日本宮崎大學設計并開展了水工質MPD 的相關研究,圖26 和圖27 得到了不同質量流量下的放電參數[85].水工質最大的優點是廉價易得,甚至能在特殊的太空環境中獲得補充,工質攜帶量有望進一步降低.就儲供系統而言,水的儲供簡單,存儲密度大,同時與其他系統的復用度高,依靠其他重要航天器設備就可能解決對水的工質需求.不過目前水MPD 還需要進一步研究,盡管放電特征參數與一般MPD 接近,但性能參數還有待驗證.同時含O 分子工質有一共性問題,那就是電離產物的氧化性,可能會侵蝕、破壞相關結構.

圖26 日本宮崎大學水工質MPDT 示意圖[85]Fig.26 Schematic diagram of water MPDT of Miyazaki University in Japan[85]

圖27 不同質量流量下水MPDT 的放電參數Fig.27 Discharge parameters of MPDT under different mass flow rates

而目前最有潛力的替代工質則是液氨和肼.含H 氣體的質量要明顯小于惰性氣體和除Li 以外的堿金屬原子,其解離產物的電離能與惰性氣體相當,可以認為含H 推進劑有著良好的性能表現.從圖26反應的實際測試結果來看,NH3在性能上僅次于CH4和H2,比一般含H 分子還要好.同時制氨技術成熟,氨價格便宜,獲取容易,儲供難度低而存儲密度高,因此是最具前景的MPD 工質.而肼(N2H4)同屬含N、含H 分子,儲供上除具有與氨相似的特點外,還有另一優勢.肼本就是火箭推進劑之一,如果作為MPD 的推進劑,則可以復用一部分火箭燃料供應系統,進而降低整個航天器的發射成本.

4.3 VASIMR 推進工質展望

VASIMR 雖然可以通過螺旋波外部注能,實現對工質的充分電離,因而降低了對工質電離能的要求,但是由于離子回旋共振約束條件的存在,如前述所言,對磁場要求較高,導致單質工質中只有那些特定的小原子量工質能滿足條件.其主流工質氬,存在氣體工質的固有儲供問題,因而難以滿足空間運輸任務需求.因此,應當深入探索VASIMR 化合物工質的可能性.

化合物種類繁多,不少由輕質離子、官能團組成,這些成分都具有展現出良好放電性能的潛力.但是由于離子回旋共振加熱目前只能加熱單一成分,因此改進相關技術,提高化合物工質的利用率,消除其應用限制成為一個可以探索的方向.

這其中一個可能發展的方案是進行雙頻回旋共振加熱設計.化合物電離后不同組分質量不同,在射頻加熱器這一部分如果能將多種電離組分都進行加熱,無疑能使VASIMR 發揮出更好的性能.可能的途徑是采用雙頻電源,磁場不變,高頻加熱較輕的離子、官能團,低頻加熱較重的離子、官能團,使得各組分均可產生推力,提高工質的利用率.這種雙頻射頻加熱技術在等離子體技術中存在成功的先例,借鑒應用到VASIMR 具備理論上的合理性與可行性.

而另一種可能的思路則是選擇具備好的價格屬性和儲存屬性的含H 化合物,射頻加速不針對電離后產生的H+,而是只加速該化合物分解后較重的官能團,保證最主要的質量組分可以得到加熱,也能實現較高的工質利用率.第2 和第3 周期高電負性元素的氫化物存在研究的價值.

5 結論

本文基于太空運輸任務的實際情況,分析了面向空間運輸任務的大功率電推進的技術特點及采用固液工質電推進的可行性.對于未來的月球基地、火星探測等航天任務,物資的運輸將成為空間運輸的主體.不同于載人任務,這類任務時間緊迫性低,追求大有效載荷和良好的經濟效益.高比沖、長壽命的大功率電推進技術是這類任務最適配的動力方案.在電推進技術成熟度不斷提高和相關航天產業不斷趨于規模化、商業化的大背景下,大功率電推的關鍵破局點在于新型固液工質的選擇.

最具前景的4 種大功率電推進技術為離子推進、霍爾推進、MPD 與VASIMR,為它們尋找價格更低廉、儲量更豐富、儲供更簡單的合適工質尤為重要.技術原理上離子和霍爾電推進需要原子質量較大的工質,MPD 和VASIMR 則更適配原子、分子質量較小的工質.基于技術原理進行合理推測,離子、霍爾推進目前最可能采用固體碘、液化氪作為新工質,而MPD 則是液氨與肼為可能最佳的工質,至于VASIMR,則應當開展研究含H 化合物工質,并探索雙頻回旋共振射頻加熱技術.