北航电推进大作业——吸气式电推进

引言 (2)

1.任务分析 (2)

.地球轨道大气环境 (2)

.火星轨道大气环境 (4)

2.吸气式电推进技术介绍 (4)

.工作原理 (4)

.技术指标 (5)

.系统方案 (5)

3.进气系统（Intake） (6)

.结构设计 (6)

—

方案一 (7)

方案二 (8)

.系统评估 (9)

平衡模型 (9)

性能评估（以地球轨道为例） (10)

4.推进系统 (12)

.方案设计 (12)

.性能评估 (12)

5.供电装置 (13)

6.实验研究 (13)

.实验系统 (14)

.实验方案 (15)

参考文献 (17)

吸气式电推进

引言

近地轨道所具有的独特资源和优势已使其成为各国关注和竞相发展的热点。近地轨道空间浮空器作为临近空间低速飞行器的一类，可实现对特定区域的长期、全天时高分辨率对地观测和高速移动通信，可为空天预警、环境监测和高速通信等应用需求提供崭新的技术手段。研究新型的推进系统对于推进近地轨道飞行器的发展具有重要意义。其中，电推进技术被各国研究人员认为是一种可能的长航时近地轨道飞行器推进方案。一方面，大部分的近地轨道飞行器均设计利用太阳能和储能电池来提供工作所需的部分或全部能量，这便为使用电推进技术提供了条件。另一方面，和传统螺旋桨推进相比，电推进技术能够增加近地轨道飞行器飞行持续时间、扩大工作高度范围以及增加有效载荷。

至今，电推进技术已被广泛研究用于多种空间推进任务并发展出了多种类型。但传统的空间电推进系统都需要携带推进剂，这不利于大气层内的长航时飞行任务，此外部分类型受制于工作原理无法在大气环境下正常工作，因此不能将传统空间电推进系统直接应用于近地轨道推进任务。相比之下，吸气式电推进技术很好地克服了这两个问题。本文将对吸气式电推进系统进行简要介绍。

1.任务分析

1.1.`

1.2.地球轨道大气环境

近地轨道（LEO）的范围包括从距离地面160km到2000km的空间区域，极近地轨道（VLEO）的范围包括从距离地面100km到160km的空间区域。根据欧空局（ESA）的数据，当高度低于250km时，吸气式电推进比传统的电推进更具有优势，而根据美国喷气推进实验室的研究，ABEP的最低飞行高度则被设定在120km 从而避免受到过多的热影响。

至于轨道平面，为了便于太阳能电池帆板连续工作，选择采用太阳同步轨道（SSO）。在该轨道平面内，太阳光的方向总是垂直于轨道平面，因此推力器的太

阳能电池帆板可以在绝大部分时间内以最大功率工作。不过，轨道轨道平面的选择也要结合任务需求而定。

地球的大气是由多种气体组成的，主要包括氧气和氮气。随着高度的不同，各种气体成分所占的比例也会发生变化，如图 1所示。

图 1 地球大气成分随高度变化

从图中可以看出，在近地轨道和极近地轨道，大气的主要成分是氧原子和氮气分子，此外氧气分子和氩原子的影响也不可以忽略，尤其是在低海拔轨道。

此外，每11年一次的太阳活动会对大气密度造成影响，如图 2所示，在设计时也要将这一因素考虑在内。

图 2 太阳活动对大气密度的影响

1.3.火星轨道大气环境

火星大气比地球大气要稀薄的多，其主要成分是二氧化碳，包括少量的氧气以及其他气体。因此ABEP主要推进剂为二氧化碳，所需要的电离能要高于氧气和氮气。和地球相同，火星的大气成分比例也是随着海拔高度而变化的，如所示。

图 3 火星大气成分随高度的变化

火星大地表压力只有地球的1%，低密度导致大气成分对海拔的变化十分敏感。和地球情况相比，ABEP在火星轨道的工作高度要相对低一些。最大高度位180km，而最低高度为80km，一方面是避免受到过多的热影响，另一方面则是为了防止摄入尘埃颗粒。

2.吸气式电推进技术介绍

2.1.工作原理

吸气式电推进系统（Atmosphere Breathing Electric Propulsion System，ABEP）至少应该包括两大系统，即进气系统（Intake）和电推进系统（Electric Propulsion Thruster）。其基本原理是利用进气系统捕捉残余大气中的气体分子，将其用于电推进系统的推进剂，电离、加热后喷出，从而产生一定大小的推力。原理如图4所示，理想情况下，该系统自身无需携带任何推进剂便可以产生推力。

其工作过程主要包括三部分，吸气过程、电离过程和加热过程。其中，电离过程和加热过程可选择的方式比较多样，ECR、空心阴极、介质阻挡放点、微波和射频等均可使用。

图 4 ABEP原理示意图

2.2.技术指标

}

ABEP的设计主要考虑以下几方面的问题：

（1）进气系统能够满足产生指定大小推力所需要的空气质量流量，并且其入口尺寸要与相应的航天器兼容；

（2）收集系统能够根据推力器的性能要求收集粒子流；

（3）选择合适的电推进推力器，从而满足所需要的推力大小；

（4）推力器能够适应由于高度、太阳活动等变化引起入口条件的变化；

（5）推进器在一个典型的地球观测任务的功率和质量约束下运行的能力。

根据这些问题，对吸气式点推力器提出以下几方面的技术指标，如表1所示：

表 1 ABEP技术指标

2.3.系统方案

整个系统主要包括进气系统、电推进系统和供电系统三部分，系统结构如图5所示。下文将对这三部分进行详细介绍。

图 5 系统结构图

3.进气系统（Intake）

3.1.结构设计

进气系统的主要功能是收集并输送大气粒子到电推进系统。由于近地轨道和极近地轨道大气的电离度过低，无法使用电磁装置来收集气体，因此必须采用机械装置。

！

进气系统的一个重要参数是收集效率：

ηη=ηηηη

ηη

其中，ηηηη表示最终通过进气系统的气体分子数，ηηη表示进入进气系统的气体分子总数。JAXA设计的进气系统收集效率高达40%，BUSEK公司设计的进气系统收集效率则为20%。

ηηη可以用下式计算：

ηηη=ηηηηηηηηη

气体质量计算公式为：

m=ηηη

其中，ηη表示气体的平均分子质量。

则推力F为：

F=ηηηηηηηηηη=ηηηηηηηηηηη

=(ηηηηηηηηηηηη)(ηηηηη)由此可见，最终的推力大小在设计上取决于进气速度、出口速度、收集效率、进气面积等因素。

为了使推力最大化，不仅要使进气系统有足够的收集效率，还要使摄入气流的面积足够的大。但是，摄入面积的大小也会对S/C受到的阻力造成影响，因此要综合考虑这两个因素。

3.1.1.方案一

方案一采用一段圆柱通道和简单圆锥作为入口，其后连接一个圆柱进气道，进气道可以直接与推进系统汇合或者可以通过一个供给系统进行增压后再接入推进系统。结构如图 6所示：

图 6 方案一结构设计

这种方式结构简单，便于加工，但是存在一定的缺陷。气体来流是不连续的，其流速基本等于轨道飞行器的速度（在地球轨道约为s，在火星轨道则约为s），因此当气流通过小管道时，离子之间几乎不会发生相互碰撞，气体分子与壁面的碰撞占据主导作用。在漫反射的情况下，大多数粒子在撞击壁面后会随机地分散到任意方向，其中绝大部分会沿着来流方向反射回去。即便是在镜面反射情况下，仍会有大部分粒子被反射回来流方向。由此一来，进气系统的收集效率会大大减小。为了改进这一不足，一方面可以将入口锥前的圆柱通道加长，从而减少气体分子的逸出，另一方面可以在入口处引入蜂窝结构，有效的利用来流和分散回流

的速度差异。

如图 7所示为ESA设计的进气结构，采用的便是方案一所述的设计。

图 7 ESA设计的进气结构

3.1.2.方案二

方案二采用的是旁路设计，可以与蜂窝结构相结合，结构如图 8所示：

图 8 方案二结构设计

气流从一个环形管道进入末端的锥面，中间是卫星的子系统。气流在锥面反射后，会在回流过程中经过多重反射，在这一过程中粒子会损失大部分动能，由此可以减少气流的逸出，大大提高收集效率。

日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）开发了一个ABEP系统，将进气装置和推进器耦合为同一个装置，如图 9所示。

图 9 JAXA设计的进气系统和电推进系统

大气粒子通过环形区域进行收集，当粒子到达入口后部时，撞击45°的锥形反射器，随后在卫星子系统背面进行反射后进入推进器的加速通道。经验证，该系统可以在压缩系数为100~200之间实现收集。推进器头部的压力达到了1Mpa。

图 10 Busek公司设计的进气结构

美国Busek公司也开发出了一种进气装置，这是一种带有末端锥的长开式管道，如图 10所示。入口直径为，入口通道为长达的圆柱管道，入口处设计为蜂窝状的吸管结构用于阻挡反射回流。由于管道较长，粒子间存在碰撞级联，因而管道后部会形成一个压缩区，增压量可以达到100以上。

综上所述，采用方案二，设计了如图 11所示的进气系统：

图 11 进气系统

3.2.系统评估

3.2.1.平衡模型

为了评估进气系统的性能，提出了一个简单的分析模型。入口部分后面是一个锥形区域，假设所有的粒子都已经发生了壁面碰撞，速度为零，只存在由壁温引起的热运动，因此，从该锥形区域流出的粒子均是由热扩散引起的。一部分流向出口，另一部分流向入口但仅有少数可以从入口逸出。在这一模型中，从出口流出的粒子量主要取决于结构设置。通过平衡这些粒子流，就可以估计出各部分的设计要求。

该模型示意图如图 12所示：

图 12 平衡模型示意图

该模型提出了以下几种假设条件：

①来流是自由分子流动；

②来流的成分单一；

③来流为理想气体；

④完全均匀分布；

⑤温度恒定，T=ηηηηη；

⑥腔内粒子速度均为零。

整个模型考虑了三种流动，分别是从入口流入的粒子流、从腔室流回入口的粒子流和流出出口的粒子流。

3.2.2.性能评估（以地球轨道为例）

尽管流入的气流速度很快、密度很低，但在运动过程中会与壁面发生充分的碰撞，损失大部分动能，从而速度大大降低，最终粒子仅在热扩散作用下发生运动。由于入口处设置为蜂窝结构，尽管有一部分回流可以达到入口，但通过率很低，仅有一小部分可以逸出。

（1）质量流量

查表可以求出200km处的空气密度为：

ρ=1.5×10?10ηη/η3

进气速度为：

?=7800m/s

ηηη=7.8ηηη

进气面积为：

ηηη=0.521η2

进气质量流量为：

ηηη=ηηηηηηη=6.0957×10?7ηηη

?=0.60957ηηη

?（2）阻力计算

阻力公式为：

ηη=0.5ηηηη2ηη

?=7800m/s，ηη为阻力其中，ηη为前端表面积，η=ηηη=7.8ηηη

系数，根据经验选取ηη=2.2。

最终计算出：

ηη=7.884ηη

)

（3）收集系数

收集系数计算模型如图 13所示：

图 13 收集系数计算模型收集效率为：

ηη=

ηηηηηηη1ηηηηηηηη

ηηηηηηηη2

+ηηηηηηη

其中，ηηηηηηη1=0.76，ηηηηηηη2=0.212，ηηηη=0.2。

计算得出：

ηη=0.412

满足设计要求

4.;

5.推进系统

5.1.方案设计

推进系统选用电感加热等离子体推力器（inductively heated plasma thruster，IPT）。IPT是基于电感耦合等离子体的电力推进系统。主要结构为圆柱形的放电室，以及射频线圈，如图 14所示：

图 14 IPT结构

其工作过程如下：射频线圈在放电室内产生一个轴向的时变磁场以及一个感应电场，感应电场通过电感耦合产生并加速电子，随后高能电子电离气体，发生脸是反应，形成等离子体。离子通过栅极加速，从推进系统中向后排出产生推力。

具体设计结构如图 15所示：

图 15 IPT推力器

5.2.性能评估

IPT推力器的结构简单，比其它构型的离子推力器更容易分析和预测性能，同时，装置内没有电极，不需要外加磁场，从而消除了由于侵蚀而引起的放电阴极寿命问题，采用更少的电源便能完成放电。这些因素使得IPT有很好的竞争力。

但是IPT也存在一定的缺点。

一方面，放电室表面会受到离子的轰击与材料沉积而对使用寿命造成不利影响，另一方面由于绝缘式放电室的机械强度较低，在制造、环境测试以及发射过程中容易产生力学性能问题。

此外，IPT的放电损耗通常要高于其他离子推力器，且效率更低。不过，由于IPT的离子生成存在体积效应和表面传导损失效应，因此随着推力器体积/表面积比的增加，推力器的效率也会随着增大。

6.供电装置

供电装置要同时为推进系统以及卫星的其他子系统同时提供电力，本系统采用太阳能电池阵列以及充电电池作为供电装置。在阳光照射情况下由太阳能电池阵列直接为各系统供电并且为充电电池充电；在没有阳光时，则由充电电池来为各系统供电。

如所示为ESA计算出的当BOL系数为%，使用寿命为7年时，不同功率下对应的太阳能电池面积

图 16 不同功率下对应的太阳能电池面积

根据选定的技术指标，寿命设定为5年，最大功率为，最终确定太阳能电池阵列的面积为12m2。

7.实验研究

7.1.实验系统

实验系统主要包括真空系统、实验样机、射频发生器、流量控制器、微小流量测量仪、微小推力测试台架。

实验原理示意图如图 17所示：

图 17 实验原理示意图

实验样机如图 18所示，电力由射频发生器提供，最大功率为20kW，频率为4MHz。射频发生器由直流电源和振荡器组成。直流电源直接在空气中散热冷却，射频线圈则采用水冷方式冷却。

图 18 实验样机

所用的真空系统包括真空舱、真空泵组和电气控制柜3部分组成，其中真空舱舱体呈圆柱状，卧式放置，内径为，长3m。真空泵组包括2台旋片式机械泵、1台罗茨泵和1台油扩散泵。该真空系统可以达到的舱内极限压强在10-5Pa量级。如图 19所示为真空舱。

微小流量测量系统用来测量进气系统的出口流量。

图 19 真空舱

所用的微小推力测试台利用位移传感器将推力作用下天平结构偏转造成的微小位移转换为电压信号输出，从而获得推力数据。实验时，需要先用砝码对微推力测试台进行标定，确定位移传感器输出的电压信号与推力数值之间的关系。

7.2.实验方案

（1）大气环境模拟

近地轨道的环境相当复杂，并且不同高度下的环境差异很大，实验室条件下难以创造出在各方面都近似实际情况的环境，因此本实验仅利用真空系统在室温下制造出不同气压的环境，进而根据理想气体状态方程近似转换为不同大气密度的环境进行分析。方法如下：

根据不同的轨道高度，查表获得大气密度，根据理想气体方程计算出对应的大气压力，即为实验时所需的真空舱压力。

（2）吸气过程模拟

真空舱中无法模拟进气系统在轨道上的真实情况，尤其是气流速度难以加速到s，因此吸气过程通过流量控制器来实现。方法如下：

根据不同的轨道高度，查表获得大气密度，通过上文提到的公式计算出对应的质量流量，将进气系统入口接入流量控制器，调整来流的质量流量，从而模拟进气系统的吸气过程。

（3）实验内容：

①模拟ABEP在不同轨道高度下的吸气过程，测量进气系统的出口流量，测量不同轨道高度推进系统所产生的推力；

②改变射频电压进行对比实验，探究在不同气压下推力随电压的变化规律；

③寿命测试，保持实验条件不变，令实验样机持续工作，直到推力显著下降，测试实验样机的使用寿命能否达到设计要求。

参考文献

[1] Romano F, Binder T, Herdrich G, et al. Intake Design for an Atmosphere-Breathing Electric Propulsion System[C]2016.

[2] Romano F, Massuti-Ballester B, Binder T, et al. System analysis and test-bed for an atmosphere-breathing electric propulsion system using an inductive plasma thruster[J]. Acta Astronautica, 2018, 147:114-126.

[3] Cara D D, Amo J G D, Santovincenzo A, et al. RAM Electric Propulsion for Low Earth Orbit Operation: an ESA study[C]2007.

[4] Romano F, Binder T, Herdrich G, et al. Air-Intake Design Investigation for an Air-Breathing Electric Propulsion System[C]2015.

[5] 陈盼, 武志文, 刘向阳,等. 一种用于临近空间飞行器的吸气式电推进技术[J]. 宇航学报, 2016, 37(2):203-208.