Page 111 - 《真空与低温》2025年第4期
P. 111
526 真空与低温 第 31 卷 第 4 期
式电推进(ABEP),ABEP 最早提出于冷战时期的 寿命验证所必需的昂贵成本和较长周期 [164] ;如果
核能推进,20 世纪 90 年代后基于太阳能重新提出, 选择后者,则会增加电推进系统的复杂性,特别是
太阳能电推进的技术成熟和甚低轨运行航天器的 用小功率推力器成簇时。
需求,极大促进了吸气式电推进的发展 [410] ,这里主
屏栅 加速栅
要介绍吸气式离子推力器本身的发展,而对与之配
开孔面积
套的其他系统的进展情况可参阅 Andreussi 的综述 离子
文献 [410] 。 原子 放电
区域
低轨大气的主要成分为氮气和氧气,2011 年 电子
德国在 RIT-10 离子推力器上进行了纯氮和纯氧气 ΔV 栅极面积
体性能试验,结果表明:相对氙气而言,纯氮或纯氧 航天器飞行速度
达到同样推力需要更大流率和功率,氧气对碳栅极 (a)栅极直接加速大气离子
腐蚀明显高于氮气,怀疑为碳的氧化效应 [411] 。在 1U 1U 1U
第二次进行的 500 h 混合气体试验中,碳栅极换为
离化
钛栅极,结果表明推力器性能无退化,钛栅极的 离子约束区域 加速栅
腐蚀相对碳栅极显著降低,证明了氧化效应的存 输入
在 [412-413] 。氙气、氮气、氧气和原子氧混合(3∶1)的
性能对比为 [413] :功率 467、574、540 W,推力 14.71、 (b)先电离大气再用栅极加速离子
6.83、6.79 mN,比冲 3 100、3 636、4 328 s。
图 61 两种类型 ABEP 推力器示意图
俄罗斯在 2017 年左右进行了束流直径 15 cm
Fig. 61 Schematic of two types ABEP thruster
的射频离子推力器的氙、氮、氧性能对比试验,在
功率为 800 W、束电压为 1 000 V、放电电流为 0.1~
供气
0.4 A 条件下,除了氧气在低放电电流下无法稳定
工作外,0.4 A 放电电流下推力器的氙、氮、氧的比 射频 栅极组件
冲分别为 3 820 s、11 699 s、10 943 s,推力分别为
20.9 mN、6.84 mN、7.31 mN [414] 。 射频天线 中和器
从大气资源利用方式的角度,吸气式离子推力 环型永磁铁
器可分为两类,一类是用栅极直接加速大气中的离 扩张
子,另一类是先电离大气再用栅极加速离子,如 (a)推力器组成示意图
图 61 所示 [415] 。 磁钢
磁电源
深空探测在线资源利用的离子推力器推进剂,
最便利的选择就是探测目标地的环境大气成分,如 推进剂 离子
e −
火星的二氧化碳、木星和土星的氢气和氦气等,对 阳极
阴极
1 kW
这些气体最有效的电离方式是螺旋波放电 [416-417] 。 放电电源 射频电源
如图 62 所示的螺旋波放电离子推力器(LDIT) [418] , 触持电源
从原理上来说是具有发展前景的适合多元推进剂 加速电源 加热电源
屏栅电源
的离子推力器类型,目前 LDIT 的研究主要在方案 (b)推力器供气供电配置示意图
和理论方面 [416-419] ,还未见样机研制及试验。
图 62 螺旋波放电离子推力器工作原理图
5.7 离子推力器簇
Fig. 62 Working mechanism of the LDIT
对需要高功率离子电推进的工程任务而言,往
往面临着应用离子电推进的选择困惑:单台高功率 德国早在 1995 年就提出用成熟度较高的 RIT-
离子推力器还是多台中小离子推力器阵列(成簇)。 10 推力器组来满足初始质量快速增长的通信卫星
如果选择前者,不仅需要解决大尺寸栅极等技术难 位保应用需求的设想 [420] 。在目前已经实施的实际
题 [350] ,而且需要承受新研制高功率离子推力器及 工程应用中,各国都采用了由成熟度高的小功率离