田 愷，任 亮，吳先明，郭德洲，陳新偉

（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州 730000）

0 引言

皮/納衛(wèi)星（Pico/Nano Satellite）是指質(zhì)量分別在0.1～1 kg/1～10 kg的衛(wèi)星，通常采用立方星（Cube-Sat）結(jié)構(gòu)。按照立方星設(shè)計(jì)規(guī)范（CubeSat Design Specification）[1]，1U立方星的標(biāo)準(zhǔn)尺寸為100 mm×100 mm×100 mm，最大質(zhì)量1.33 kg，在此基礎(chǔ)上，皮/納衛(wèi)星可以拓展至2U～6U立方結(jié)構(gòu)。皮/納衛(wèi)星以其體積小、質(zhì)量輕、功耗低以及研制成本低等特點(diǎn)廣泛應(yīng)用于LEO通信、導(dǎo)航、遙感、科學(xué)試驗(yàn)及深空探測等領(lǐng)域[2-3]，由于受質(zhì)量和空間體積的限制，傳統(tǒng)的化學(xué)推進(jìn)和電推進(jìn)系統(tǒng)都無法應(yīng)用于皮/納衛(wèi)星。近年，基于固體金屬脈沖燒蝕等離子體作為推進(jìn)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(wèi)星推進(jìn)系統(tǒng)的首選[4]，可以為皮/納衛(wèi)星的軌道機(jī)動和無拖曳飛行提供精準(zhǔn)控制。

1 LVAT-1微電推進(jìn)系統(tǒng)

1.1 VAT構(gòu)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(chǎn)生的燒蝕等離子體作為推進(jìn)劑的微電推力器，基本結(jié)構(gòu)包括陰極、陽極、絕緣體和反饋機(jī)構(gòu)。陰極為推進(jìn)劑，絕緣體表面鍍有半導(dǎo)電金屬薄膜，在物理上將兩電極電隔離，反饋機(jī)構(gòu)一般采用彈簧，安裝在陰極尾部，當(dāng)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(jìn)，以保證連續(xù)放電。根據(jù)電極和絕緣體空間排列方式，VAT可分為同軸型、平板型和環(huán)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(shí)心結(jié)構(gòu)，也可以是空心結(jié)構(gòu)，絕緣體和陽極為空心筒結(jié)構(gòu)，允許有反饋機(jī)構(gòu)。同軸型VAT的特點(diǎn)是推力矢量方向性好，對衛(wèi)星污染小，缺點(diǎn)是陰極橫截面小，規(guī)?；圃炫c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(jié)構(gòu)，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(diǎn)是易于加工、電極橫截面可以做得更大，還可以與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)直接整合，允許有反饋機(jī)構(gòu)，缺點(diǎn)是推力矢量精度差，對航天器污染比較大。

環(huán)型VAT的陰極、絕緣體和陽極均為半徑相同的環(huán)形結(jié)構(gòu)，沿軸向首尾相接呈筒狀，如圖1（c）所示。環(huán)型VAT對航天器污染最小，缺點(diǎn)是無反饋機(jī)構(gòu)，推進(jìn)劑質(zhì)量有限，安裝困難。

圖1 VAT基本結(jié)構(gòu)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(qū)動VAT脈沖放電，由電源、電感器、半導(dǎo)體開關(guān)（IGBT）和外觸發(fā)脈沖（Trigger Pulse，TP）組成，如圖 2所示。外觸發(fā)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(dāng)外觸發(fā)脈沖以高電平作用在半導(dǎo)體開關(guān)上時電源對電感器充電；當(dāng)外觸發(fā)脈沖為低電平時，半導(dǎo)體開關(guān)截止，電感器隨即產(chǎn)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(dǎo)電薄膜擊穿，誘發(fā)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(zhì)擊穿電壓在10 kV以上，同時還需專門的觸發(fā)引?。═rigger Arc Initiation）裝置，而VAT絕緣體表面鍍了一層10～100 Ω的導(dǎo)電薄膜，如果沒有電流流過，導(dǎo)電膜使兩電極處于短路狀態(tài)，以保證陽極和陰極之間的觸發(fā)電壓直接施加在導(dǎo)電膜上。由于薄膜間隙非常小，100～200 V電壓就能在陰極和導(dǎo)電層之間產(chǎn)生很高電場，擊穿導(dǎo)電薄膜。電弧引燃后，等離子體在陽極和陰極之間迅速擴(kuò)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(dǎo)電薄膜能有效降低引弧電壓而無需專門的觸發(fā)裝置，因此VAT這種結(jié)構(gòu)稱為無觸發(fā)引弧或無觸發(fā)點(diǎn)火結(jié)構(gòu)[6]。

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

1.2 LVAT-1研制進(jìn)展

蘭州空間技術(shù)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(chǎn)品：LVAT-1和LVAT-2。LVAT-1采用同軸型結(jié)構(gòu)，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(jī)構(gòu)為不銹鋼彈簧，主要針對皮/納衛(wèi)星無拖曳飛行控制。LVAT-2為磁增強(qiáng)型推力器（Magnetically Enhanced Vacuum Arc Thruster，MVAT），是在LVAT-1基礎(chǔ)上增加同軸磁場，以準(zhǔn)直羽流離子，提高推進(jìn)效率，為皮/納衛(wèi)星變軌、離軌及軌道保持提供精準(zhǔn)推力。目前，LVAT-1產(chǎn)品狀態(tài)已固化，具備工程應(yīng)用能力；LVAT-2已完成原理樣機(jī)研制和地面性能驗(yàn)證，正在研制PPU磁路控制單元。圖3為LVAT-1和LVAT-2實(shí)物圖。

圖3 LVAT-1和LVAT-2實(shí)物圖Fig.3 LVAT-1 and LVAT-2 physical drawings

1.3 性能驗(yàn)證試驗(yàn)

2018年2月完成了LVAT-1放電特性和性能驗(yàn)證試驗(yàn)。圖4為LVAT-1性能驗(yàn)證試驗(yàn)系統(tǒng)，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(fā)脈沖在1～10 Hz可調(diào)；TS-6A為蘭州空間技術(shù)物理研究所真空試驗(yàn)系統(tǒng)；示波器CH1用皮爾森電流線圈監(jiān)測放電電流，CH2用高壓差分探頭監(jiān)測放電電壓，CH3用皮爾森電流線圈監(jiān)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(jì)用于監(jiān)測LVAT-1羽流出口殼溫；萬用表用于監(jiān)測LVAT-1陰極與陽極之間的特征電阻。

圖4 LVAT-1試驗(yàn)系統(tǒng)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(xù)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(xì)分為引弧和弧等離子體擴(kuò)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(nèi)，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(jī)制為電位峰值理論（Potential Hump Theory，PHT）[8]，即陰極斑產(chǎn)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(nèi)，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(kuò)散，形成低阻放電通道，弧電壓隨之降低。

穩(wěn)態(tài)放電階段：曲線BC段，放電時間30～110μs?；‰娏髟趶?0 A降低到5 A，弧電壓維持在35 V左右?；〉入x子體主要在這一階段產(chǎn)生，弧電壓和弧電流相對穩(wěn)定，弧等離子體加速機(jī)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(jìn)一步電離，形成相對穩(wěn)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(chǎn)生的等離子體緩慢衰減，弧電流在50μs內(nèi)從5 A衰減到0，標(biāo)志放電結(jié)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(shù)評估

通過性能驗(yàn)證試驗(yàn)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(tài)電阻，結(jié)果如圖6～8所示。

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

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

圖8 試驗(yàn)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(shù)內(nèi)，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(jié)果表明在100萬次放電次數(shù)內(nèi)，VAT特征電阻穩(wěn)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(dá)到1 MΩ，說明放電在陰極表面的燒蝕量已經(jīng)很小，陰極蒸氣無法在絕緣體表面沉積，絕緣體表面導(dǎo)電涂層的蒸發(fā)量大于沉積量，導(dǎo)致絕緣體電阻增大，反饋到PPU，為了維持放電，IGBT兩端的觸發(fā)電壓必須增大，當(dāng)觸發(fā)電壓超過IGBT的耐壓能力時，IGBT燒毀，壽命結(jié)束。

LVAT-1推力標(biāo)定在解放軍裝備學(xué)院微推力測量系統(tǒng)上完成綜合性能試驗(yàn)，LVAT-1性能評估結(jié)果如表1所列。

表1 LVAT-1性能評估結(jié)果Table1 Results of performance evaluation for LVAT-1

2 LVAT-1在皮/納衛(wèi)星上的典型應(yīng)用

2.1 軌道抬升及編隊(duì)飛行

LVAT-1微推力能夠?yàn)槠?納衛(wèi)星軌道機(jī)動提供合理的速度增量。皮/納衛(wèi)星軌道機(jī)動通常采用Hohmann轉(zhuǎn)移[10]實(shí)現(xiàn)軌道抬升和傾角改變，如圖9所示，軌道抬升需兩次點(diǎn)火，第一次點(diǎn)火是在初始圓軌道A點(diǎn)，衛(wèi)星被推至一個橢圓轉(zhuǎn)移軌道。第二次點(diǎn)火是在到達(dá)預(yù)定軌道B點(diǎn)，重新圓化衛(wèi)星軌道。

Hohmann轉(zhuǎn)移所需的速度增量為[11]：

式中：ra為衛(wèi)星初始軌道半徑；rb為預(yù)定軌道半徑；μE為地球標(biāo)準(zhǔn)重力常數(shù)，值為3.986×1014m3/s2。

衛(wèi)星到達(dá)預(yù)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(wèi)星初始圓軌道速度為傾角變化。

圖9 Hohmann轉(zhuǎn)移軌道圖Fig.9 Hohmann transfer orbit

假定質(zhì)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(jù)式（1）和式（2），軌道轉(zhuǎn)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(zhì)量可以通過經(jīng)典的火箭方程計(jì)算：

式中：g為重力加速度常數(shù)，為9.81 m/s2；mp、mf分別為消耗的推進(jìn)劑質(zhì)量和衛(wèi)星終態(tài)質(zhì)量。采用1 000 s比沖的LVAT-1，根據(jù)式（3）計(jì)算滿足Hohmann軌道轉(zhuǎn)移和圓化軌道速度增量的陰極燒蝕質(zhì)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(zhì)量可以降至50 mg和239 mg。LVAT-1的陰極儲量可以到達(dá)20 g，因此，利用LVAT-1驅(qū)動皮/納衛(wèi)星軌道機(jī)動還是很有優(yōu)勢。

簇控制模式的LVAT-1可以使皮/納衛(wèi)星完成復(fù)雜編隊(duì)飛行，如采用1個PPU控制4個VAT即可實(shí)現(xiàn)皮/納衛(wèi)星的平動和轉(zhuǎn)動，如圖10所示，1#、2#VAT安裝在衛(wèi)星ABCD平面BD對角位置，3#、4#VAT安裝在衛(wèi)星A′B′C′D′平面A′C′對角位置。若1#、2#VAT同時點(diǎn)火，衛(wèi)星沿+Z（對地）方向平動；3#、4#VAT同時點(diǎn)火，衛(wèi)星沿-Z（背地）方向平動。1#、3#VAT同時點(diǎn)火，衛(wèi)星繞+X（飛行方向）軸轉(zhuǎn)動，2#、4#VAT同時點(diǎn)火，衛(wèi)星繞-X軸轉(zhuǎn)動；1#、4#VAT同時點(diǎn)火，衛(wèi)星繞+Y軸轉(zhuǎn)動；2#、3#VAT同時點(diǎn)火，衛(wèi)星繞-Y軸轉(zhuǎn)動。

圖10 編隊(duì)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(bǔ)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(wèi)星僅在地球重力作用下無拖曳飛行。LEO衛(wèi)星的最大擾動為大氣阻尼，其標(biāo)準(zhǔn)計(jì)算公式為[12]：

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

式中：r為衛(wèi)星軌道半徑；ω為地球自轉(zhuǎn)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(wèi)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(jù)式（4）和式（5），F(xiàn)D為4.6μN(yùn)，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(jù)式（6），I=25.2 mN·s，LVAT-1元沖量為1μN(yùn)·s，以10 Hz點(diǎn)火，43 min完成任務(wù)，若VAT元沖量提高到1.5μN(yùn)·s，點(diǎn)火電頻率50 Hz，5.6 min可以完成任務(wù)。因此，LVAT-1特別適合于LEO皮/納衛(wèi)星無拖曳飛行的精確控制。

3 結(jié)論及建議

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

（1）PPU小型化。PPU只是單純的對VAT進(jìn)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?qū)ζ湓谲壒ぷ鲄?shù)如脈沖放電電壓和電流進(jìn)行監(jiān)測，則PPU需增加采樣電路及單片機(jī)采集和處理數(shù)據(jù)，整機(jī)質(zhì)量、體積和功耗會增加，這對皮/納衛(wèi)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(zhǔn)控制，VAT元沖量要小，即PPU單次放電的儲能變小，結(jié)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(chǎn)品化過程中，將元沖量分辨力確定在1±0.2μN(yùn)·s范圍內(nèi)，優(yōu)化陰極與絕緣體設(shè)計(jì)，選擇合適的陰極材料和絕緣體鍍膜工藝，實(shí)現(xiàn)最優(yōu)的匹配阻抗。PPU需優(yōu)化充電時間、電感大小與儲能的關(guān)系，控制脈沖放電初始電流，盡可能延長脈沖持續(xù)時間，滿足各項(xiàng)性能指標(biāo)。