霍尔推力器点火可靠性

第1章绪论 霍尔效应推力器（Hall effect thruster， HET），又称霍尔推力器，其结构简单、推功比高，是国际上研究*多和应用*广的电推进装置。随着霍尔电推进技术的不断发展，未来，霍尔推力器将大量应用于各种空间推进任务，而高可靠性点火启动是霍尔电推进系统安全运行的核心，并且随着霍尔电推进逐渐从卫星平台的辅助推进系统变为主推进系统，一旦点火失效，将给整个卫星平台带来不可估量的经济损失。因此，本章主要介绍霍尔推力器的基本结构及其工作原理，并较为详细地描述霍尔推力器的点火启动过程及其在不同空间任务中的重要性。 1.1霍尔推力器的概念及工作原理 1.1.1历史起源 长期以来，居住在地球的人类对遥远的外太空充满了无尽的探索欲和征服欲，自1961年人类**次进入太空，到近年来人们频繁地向外太空发射卫星，尤其是发射成本相对较低的立方体卫星，更是加快了对太空的开发利用［1］。随着世界各国航天工业的不断发展，人类对于太空探索的兴趣变得越来越广泛，不仅包括卫星星座、空间引力波探测，而且包括探月工程、深空探测和星际旅行等项目，这些空间探索活动通常要求空间推进装置能够长时间在轨服役（10～15年，甚至几十年）或提供精细可调的推力，而传统的化学推进装置无法满足这些任务的需求，因此迫切地需要发展一种新型的、高效的空间推进装置。电推进（electric propulsion， EP）恰好能同时满足这些任务的需求，因此近年来得到了长足发展和广泛应用［24］。 电推进是利用电能加热、离解和加速工质形成高速射流而产生推力的技术。电推进的理论始于20世纪初，1906年，美国科学家戈达德提出了用电能加速带电粒子产生推力的思想［5］，这种推进装置具有高比冲、小推力、长寿命等特点，满足航天器对空间推进系统提出的高速飞行、长期可靠工作和克服较小阻力的要求，不仅可作为近地空间航天器的姿态控制、轨道修正、轨道转移、动力补偿等控制装置，还可作为空间探测和星际航行的主推进。电推进在未来航天领域蕴含着如此巨大的潜力，因此引起了许多国家的重视。经过多年的发展，目前已经形成了三大类（电热、电磁和静电）十余种电推进器，实现了从实验室到空间应用的过渡，开始走向产业化和商品化［6，7］。 早期，霍尔推力器也称为稳态等离子体推力器（stationary plasma thruster， SPT），是一种典型的电推进装置。早在20世纪60年代，苏联和美国就各自开展了对霍尔推力器的研制工作，但是当时霍尔推力器的效率相当低，到了60年代末，苏联通过进一步研究，将效率提高到接近 50%，并且霍尔推力器的主要设计结构及运行特征一直保持到现在，这些特征包括： 在适当的放电电压下表现出稳定的工作特性、应用外部阴极作为额外的电子源并且利用励磁线圈产生外加磁场等。而同一时期，美国对于霍尔推进技术的研究投入较少，主要精力集中在离子推力器研究上，在70年代初几乎停止了对霍尔推力器的研究工作。苏联的Morozov教授领导的研究团队一直坚持致力于霍尔推进技术研究，对计划用于星际任务的大功率推力器和用于地球轨道任务的低功率推力器开展了相应的理论和实验研究并取得了巨大的成功，并于1972年在水星号飞船上实现了霍尔推力器的首次飞行。1996年，俄罗斯的Bugrova教授等通过增设缓冲腔以匀化工质、采用附加励磁线圈加大磁场轴向梯度等，研制出了综合性能参数更高的新型霍尔推力器——ATON（也称第二代霍尔推力器），其典型性能参数为比冲2000s、效率67%、羽流发散角约为10°，均优于**代霍尔推力器，但是该款推力器并没有得到在轨应用。 1.1.2基本工作原理及现状 霍尔推力器的结构原理示意图如图11所示，分别将两个半径不同的陶瓷套管固定在同一轴线上组成了具有环形结构的等离子体放电通道。内、外磁线圈和磁极在放电通道内产生磁场，磁场位型由整体磁路结构和励磁电流共同决定，正常工作状态下，通道内的磁场方向主要沿通道半径方向。在径向磁场的条件下，阳极和阴极之间的放电等离子体将在通道内产生自洽的轴向电场，这样，环形通道内将形成正交的电磁场，电子在正交的电磁场作用下将形成E×B漂移，也称霍尔漂移，大量电子在环形通道内的漂移运动形成霍尔电流。推进剂通常采用惰性气体氙，从气体分配器注入推力器通道，推进剂原子与做霍尔漂移运动的电子发生碰撞电离成为离子，离子在通道内轴向电场的作用下从通道出口加速射出，产生了反冲推力，同时电子通过各种传导机制到达阳极，在通道内实现了稳定的等离子体放电过程，形成了持续稳定的推力。由于其具有高效率（大约60%）、长寿命(10～15年）和比冲适中（在103s量级）等优势，霍尔推力器已经成为目前国际上研究*多应用*广的电推进装置［8］。 图11霍尔推力器结构原理示意图［8］ 俄罗斯是*早开展霍尔推力器研究工作和进行空间应用的国家，并且研制的霍尔推力器功率范围很广（50～50000W），其典型产品SPT100是目前应用*多的推力器型号［9］。19世纪90年代，自霍尔电推进技术流入美国以来，得到了众多研究机构和公司的重视，目前为止，其典型产品有洛克希德 马丁空间系统公司的4.5kW霍尔推力器BPT4000［10］和Busek公司的200W霍尔推力BHT200［11］，并且均已得到空间在轨应用。欧洲，主要是法国开展了霍尔电推进技术的相关研究，法国斯奈克玛（SNECMA）公司以技术合作的方式从俄罗斯火炬机械制造设计局引进了霍尔电推进技术，并且对引进产品SPT100型推力器进行了磁场位型优化，成功研制出了性能参数更佳的产品PPS 1350，并于2003年在探月卫星“智慧一号”上实现了在轨应用［12］。亚洲针对霍尔电推进技术开展研究的国家主要是日本、韩国和中国，其中日本各研究机构主要开展中、低功率等级的霍尔电推进技术［13］，韩国在圆柱形霍尔推力器方面开展了大量的实验、模拟和诊断技术研究［14］。 国内开展霍尔电推进技术的研究机构包括上海空间推进研究所、兰州空间技术物理研究所、北京控制工程研究所、哈尔滨工业大学、北京航空航天大学等。其中，上海空间推进研究所是国内*早开展霍尔电推进技术的研究机构，其典型产品有HET40和HET70，同时该研究所还研制出了与霍尔推力器配套使用的钡钨发射体空心阴极［15］。兰州空间物理技术研究所的主要产品有LHT100和LHT140。从2002年开始，哈尔滨工业大学和俄罗斯国立技术大学以技术合作的方式开展了霍尔推力器研究，此后陆续在该领域展开了丰富的理论和实验研究工作［16］。2012年，哈尔滨工业大学与北京控制工程研究所深度合作，成功研制了HEP100MF磁聚焦霍尔推力器工程样机，并于2016年随长征五号首发星成功完成在轨验证［17］。 1.1.3霍尔电推进系统组成及技术特点 霍尔电推进系统组成示意图如图12所示。从图中可以看出，整个霍尔电推进系统不仅包括推力器单机，而且包括功率处理单元（power processing unit， PPU）及贮供子单元。 图12霍尔电推进系统组成示意图 霍尔推力器单机主要包括霍尔推力器和阴极两部分，一个完整的霍尔推力器应该包括阳极、阴极、气体分配器、通道套筒和磁路等。霍尔推力器的阳极主要提供电压，建立等离子体放电过程。在**代霍尔推力器中，阳极和气体分配器是一体的，推进剂从气体分配器注入并沿着推力器通道扩散，为了能够均匀化气体，气体分配器的出射孔应沿周向分布均匀，且出气横截面积要小。在目前的kW量级的霍尔推力器中，常见的气体分配器在周向上分布50～100个直径为0.1～0.5mm的出射孔，从而达到均匀气体的要求。霍尔推力器通道内的磁场由励磁线圈（或永磁铁）及磁路系统生成，磁路由导磁率较高的材料构成，磁场由缠绕在内、外线圈铁芯上的线圈产生，在磁路的引导下在通道内形成径向磁场。 对于霍尔推力器放电通道，不仅要求材料具有良好的绝缘性，更要考虑材料的各种热学性能。首先，霍尔推力器放电过程中，器壁承受的温度较高，例如，在SPT100推力器的运行过程中，内壁出口位置的温度*高，可以达到800K以上。其次，霍尔推力器在轨运行需要几千甚至数万次的冷启动，启动过程会对通道器壁造成很大的热冲击，导致材料产生热疲劳损伤。因此，一般要求绝缘壁面要有良好的导热性能，降低其所承受的热负荷，从而提高推力器的使用寿命。除此以外，通道器壁与放电等离子体直接接触，电子与任何表面碰撞都会产生二次电子，二次电子还会直接参与传导，对放电电流的大小及效率产生重要影响，因此要求材料具有合适的二次电子发射系数，从而确保较高的运行效率。此外，霍尔推力器通道具有环形几何结构且壁厚较小，这就要求材料具有很好的机械加工性能，因此通常采用氮化硼、氧化硅和氧化铝作为绝缘材料。大量的实验表明，氮化硼具有较高的抗溅射性能、适中的二次电子发射系数、优异的热学及电学性质，因此在霍尔推力器陶瓷通道中得到了广泛应用。 空心阴极作为电子源，其主要功能是引出电离中性原子所需的种子电子及随后用于中和所产生离子的电子，其发射材料一般采用六硼化镧（LaB6）或钨钡氧化物等低逸出功物质，在特定的温度下利用热效应发射电子。空心阴极采用螺旋钨丝和直流方式进行持续加热，保证发射体达到足够的温度。 功率处理单元主要为霍尔电推进系统的各种装置进行供电，通常采用模块化设计，以满足不同功率和不同推力器数量的系统配置需求。图13所示为美国A2100卫星平台BPT4000霍尔推力器配套使用的PPU［18］，主要包括电磁干扰（electromagnetic interference， EMI）滤波模块、阳极电源模块、热保持磁性(heatkeepmagnetic， HKM）电源模块、辅助电源模块、滤波模块、阀门驱动器、节流器和遥控/遥测输入/输出(input/output，I/O)端口等（部分未在图中标注）组成。其中，EMI滤波模块主要屏蔽母线上的差模和共模干扰，而滤波模块主要抑制霍尔推力器工作时等离子体振荡对PPU的噪声干扰。HKM电源模块集中了阴极加热电源、阴极点火电源和励磁电源的所有功能。 图13BPT4000 PPU结构示意图［18］ 贮供子单元主要用于储存和供给霍尔推力器工作所需的工质气体，*常用的工质气体为氙气（Xe），贮供系统的原理框图见图14，其由三部分组成：氙气贮存模块、压力调节模块和流量调节模块。贮供系统的贮供模块主要用于贮存氙气，一般包含储罐、高压压传和高压自锁阀，初始贮存压力一般根据任务需要设计为7～8MPa（20℃）。压力调节模块将高压氙气调节到0.2MPa左右并输送给流量控制模块，一般采用BangBang阀控制缓冲罐压力。流量调节模块中通过选用不同流阻的节流器，分别将额定流量的氙气输送给推力器和中和器。 **代氙气贮供系统多以BangBang电子减压器为核心构成压力调节模块，以采用金属多孔烧结材料的节流器为核心构成流量调节模块。**代氙气贮供系统已经比较成熟，在很多飞行器上取得了应用［19］，其中*具表性的是美国国家航空航天局（NationalAeronautics and SpaceAdministration， NASA）的深空1（Deep Space1， DS1）探测器。目前，国外应用电推进的卫星基本都采用上述贮供系统，如SMART1、黎明（Dawn）探测器、阿特米斯（Artemis）卫星、eStar3000卫星等。在总结**代产品所存在问题的基础上，研究人员以提高性能和优化系统为目的，研制了第二代氙气贮供系统，其特点是用比例电磁阀取代BangBang电子减压器构成压力调节模块，采用“迷宫”型节流器取代金属多孔烧结材料节流器构成流量调节模块。第二代氙气贮供系统已经开始在一些飞行器上得到陆续应用，如TechSat21卫星和先进极高频卫星。图15所示为*早用于技术演示的TechSat21卫星中200