中高功率离子推力器的性能参数分析研究

张天平，陈娟娟，李兴坤

(兰州空间技术物理研究所，甘肃兰州730000)

1 引言

中高功率离子推力器定义为输入电功率范围在4～40 kW之间的离子类型推力器。随着中小功率电推进系统在GEO轨道位置保持和近地小行星探测等航天器上的成功应用［1，2］，地球卫星轨道转移、空间科学探测、载人空间探测等航天使命对更高功率电推进系统的需求被提上日程，世界各航天大国都在制定和实施高功率电推进计划，NASA针对空间科学、地球科学和载人空间探测的高功率电推进计划已经实施10多年［3］，欧洲已经发布了针对近地球物体、拉哥朗日点大型观测站、载人火星探测的高功率电推进发展指南［4］，俄罗斯政府已经同意开始研制兆瓦级空间核电推进项目［5］。由此可见，包括太阳能和核能的高功率电推进技术是未来航天使命中最重要的支撑性技术之一。

从目前电推进技术的进展看，离子电推进、霍尔电推进、磁等离子动力电推进(MPD)、变比冲磁等离子电推进(VASIMR)等都是高功率电推进的主要侯选。在调研国外中高功率电推进的基础上，本文主要介绍了中高功率离子推力器的技术发展现状和产品研制进展，对中高功率离子推力器的主要性能参数进行了分析研究，得到了离子推力器推力、比冲、效率等基本性能参数与功率之间的经验关系，应用这些关系分析预测了中高功率离子推力器的性能极限，并得出了基于现有技术的离子推力器难以满足未来高功率电推进使命需求的结论。

2 中高功率离子推力器的发展现状

2.1 概述

离子类型推力器包括直流放电(考夫曼)、射频放电、微波放电(电子回旋谐振)等三种类型，在国外统称为栅极离子推力器。直流放电(考夫曼)离子推力器又分为发散场和环尖场两个子类。

国外进行中高功率离子推力器研制的包括美国、英国、德国、日本等，其中美国以环尖场直流放电型为主，德国以射频放电型为主，英国以发散场直流放电型为主，日本在环尖场直流放电型和微波放电型都有产品，但微波放电型产品的功率较小，没有达到本文所定义的功率水平。

2.2 发散场直流放电型离子推力器

发散场直流放电离子推力器以英国QinetiQ公司研制的T系列为代表［6］，其独特性包括［7］:(1)用电流线圈(螺线管)产生发散磁场，使得对放电室等离子体条件能够通过磁场调节进行实时控制;(2)内凹曲面的三栅极系统，具有更好的热稳定性和聚焦性能;(3)三路流率单独控制，在较宽功率范围内推力器性能连续可调。目前中高功率推力器只有T6，计划用于2014年发射的贝布克伦布号(Bepicolombo)水星探测航天器［8］，产品额定的主要性能如表1所列［9，10］。该产品地面试验验证的上限推力和比冲分别达到230 mN、4 700 s。

表1 T6推力器产品性能

2.3 环尖场直流放电型离子推力器

环尖场直流放电离子推力器以美国波音公司电子通信分公司(L3公司)的XIPS系列和NASA格林研究中心(GRC)的深空探测系列推力器为代表，日本东芝公司的直流放电推力器系列也属于该类型。其主要特点是用永久磁铁而不是螺线管产生高强环尖磁场，不消耗电能，放电室电离效率比发散场高。XIPS系列中的中高功率推力器为XIPS-25，该产品应用于波音702卫星平台位置保持和轨道插入已有近10年的历史［11］。针对深空探测应用，喷气推进实验室(JPL)和L3公司联合进行了推力器性能扩展(增强)试验验证，XIPS－25的扩展性能指标如表2所列［12］。

表2 XIPS-25推力器产品扩展性能

GRC针对深空探测开发研制的中高功率离子推力器包括NEXT、NEXIS、HiPEP等。NEXT推力器为太阳能机器人探测使命研制，基线产品的主要性能如表3所列［13，14，15］，计划中的应用包括太阳神土星系统、新世界观测、彗星表面采样返回、新前沿等使命［15］。GRC对NEXT推力器进行了更高功率扩展性能试验，验证的扩展性能上限为功率13.6 kW、比冲4 670 s、推力466 mN、效率78%［16］。

表3 NEXT推力器产品性能

在普罗米修斯计划支持下，针对木星冰月探测(JIMO)航天器应用的核电推进系统［17］，由JPL和GRC分别研制NEXIS［18］和HiPEP［19］高功率高比冲离子推力器，NEXIS实验室模型的最高性能达到:功率27 kW、比冲8 700 s、推力517 mN、推进剂利用率95%、效率81%［20］，发展模型推力器采用碳栅极系统，进行了2 000 h试验，验证的主要性能如表4所列［21］。HiPEP推力器设计为独特的矩型放电室，采用石墨栅极系统，在实验室模型上验证的性能达到:功率10～40 kW，比冲5 970～9 600 s、推力240～670 mN、利用率95%、效率72%～80%［19］，在2 000 h试验中HiPEP的主要性能如表5所列［22］

表4 NEXIS推力器性能

表5 HiPEP推力器性能

日本东芝公司的直流放电型离子推力器中，针对轨道转移和星际探测应用研制的IES-35达到中高功率水平，在实验室模型5 000 h试验中的性能为功率3.3 kW，比冲3 518 s、推力150 mN、推进剂利用率90%［23］，验证的扩展性能如表6 所列［24］。

表6 IES-35推力器性能

2.4 射频放电型离子推力器

射频放电离子推力器以德国Astrium EADS公司研制的RIT系列为代表，独特性包括:用射频电流线圈产生等离子体，在较宽功率范围内推力器性能连续可调。目前中高功率推力器只有RIT-22，针对水星探测Bepicolombo使命，该推力器完成了5 000 h试验，产品的主要性能如表7所列［25，26］。

表7 RIT-22推力器产品性能

俄罗斯和德国正在联合研制核电推进系统的RIT-45离子推力器，计划用于月球和火星输运飞船。以保证50 000 h工作寿命为目标，研制的RIT-45实验室模型的性能如表8所列［5］，验证的最高功率和推力分别达到57 kW、1 300 mN。

表8 RIT-45推力器产品性能

2.5 微波放电型离子推力器

中小功率微波放电型离子推力器的产品研制以日本μ系列为代表［27］，例如在隼鸟航天器上成功应用的μ-10，但还没有研发中高功率产品的计划。目前只有NASA在普罗米修斯计划中与HiPEP离子推力器同步开展过15 kW微波放电推力器原理样机的研制，在2.45 GHz微波频率和42 sccm氙气流率下的放电室性能为［28］:放电电流随微波功率线性增加，95%推进剂利用率下最大放电电流达到2.9 A，放电功率1 750 W。

2.6 其他研制工作

上世纪90年代，JPL和GRC就开展过中高功率离子推力器研制，JPL在30 cm环尖场离子推力器上验证了功率5.1 kW、比冲3 310 s、推力201 mN、效率64.3%的工作性能［29］。GRC在30 cm发散场离子推力器上完成了功率10 kW、比冲4 220 s、推力330 mN、效率68%的567 h性能和寿命评价试验［30］。

本世纪初GRC针对星际探测使命和核电推进计划进行过76 cm氪离子推力器研制尝试［31，32］，目标功率10～30 kW、比冲10 000 s。该研制工作没有持续下去，也没有形成离子推力器产品。

2010年NASA支持开展了高功率大推力离子推力器研制工作，目标为推力器束直径50 cm、功率范围7～25 kW、效率70%以上、功率比推力达到50 mN/kW。

3 中高功率离子推力器的性能参数分析

3.1 基本性能参数分析

离子推力器的基本性能参数包括功率、推力、比冲、总效率，基于表1～8中数据(性能参数均取高限值)，可以得到中高功率推力器性能参数与功率之间的关系，下面分别讨论。

(1)推力与功率关系

推力与功率之间关系如图1，由试验数据和拟合曲线可见，推力与功率之间成线性关系，其拟合曲线方程为:

图1 推力与功率关系

中高功率离子推力器的推力和功率之间的线性关系可以从两个方面理解。一是基于能量转换效率的直接关系式(2)。可见在比冲和效率保持相对不变的情况下，推力和功率之间为线性关系。

二是离子推力器的推力与束电流和束电压之间的关系式(3)。对中高功率离子推力器，功率中的很大部分被用于束流离子的加速，而只有很少部分用于产生等离子体，这就意味着绝大部分功率用于直接产生推力，由此呈现出推力与功率之间的近似线性关系。

(2)总效率与功率关系

总效率与功率之间关系如图2所示，由试验数据和拟合曲线可见，尽管在5 kW附近试验数据比较离散，但整体上总效率与功率之间基本成线性关系，其拟合曲线方程为:

图2 总效率与功率关系

离子推力器的总效率决定于推进剂利用率和推力器电效率的乘积，具体表达式为:

推进剂实际利用率一般保持在90%左右，这是提高效率和降低双荷离子影响及离子生产成本的折中结果。电效率为束流功率与总功率之比，随着推力器功率增大，总功率中的更大比例份额被用于束流离子的加速，也就是电效率随功率增大而提高，所以总效率随功率增大而提高。5 kW附近试验数据比较离散，主要原因有两方面:一是不同离子推力器类型差异;二是推力器处于不同成熟度状态，一般来说，成熟度高的产品的推进剂利用效率选择都相对较低，以满足工程应用的长寿命需求。

(3)比冲与功率关系

图3为比冲与功率之间关系，由试验数据和拟合曲线可见，比冲与功率之间关系略为复杂，在20 kW以下，比冲随功率增大而增大，20 kW以后比冲基本趋于饱和。可以用二次多项式拟合试验数据，拟合方程为:

图3 比冲与功率关系

实际上，比冲与功率的这种关系不难理解。因为离子推力器的比冲在本质上决定于束流离子的喷射速度，也就是直接与束电压相关，如式(7):

离子推力器的最高束电压要受到栅极系统的击穿场强限制。当栅极结构设计和间距确定后，实际推力器的束电压取值决定于两方面的考虑:一是防止栅间发生场击穿的安全裕度，二是额定功率下推力与比冲优化折中，因为比冲越高，推力越小。因此，决定比冲的束电压不会随功率增大而单调增加，最大到栅极场击穿安全裕度容许值后，就不能再增大了。

3.2 栅极系统和放电室性能主要参数分析

离子推力器除了基本性能参数外，其他比较重要的性能参数分别对应于栅极系统和放电室，其中栅极系统的主要性能参数为流导和束流密度，放电室的主要性能参数为推进剂利用率和离子生产成本。下面分别讨论。

(1)流导与功率关系

流导表征了栅极系统在一定加速电压条件下的束流引出能力，其最大值(极限流导)决定于栅极系统的几何结构和被加速离子的性质，其物理意义是在考虑空间电荷效应下的离子极限引出能力。一般来说，栅极系统的设计为比冲和工作流导参数折中，因为栅极间距越小，流导越大，但栅间击穿电压减小(比冲减小)。栅极系统工作流导的计算式为:

工作流导与功率关系如图4所示，试验数据比较分散。图中分别给出了数学平均值曲线和指数衰减拟合曲线，平均值为 3.34×10－5A/V2/3，拟合曲线为:

图4 栅极系统工作流导与功率关系

(2)束流密度与功率关系

束流密度定义为束电流与栅极有效面积之比，计算式为:

束流密度与功率关系如图5所示，试验数据比较分散。要直接建立束流密度与功率关系还缺乏理论依据，因为决定束流密度更多地是考虑了栅极系统工作寿命。但作为一种分析估算，图中给出了数学平均值曲线，平均值为 4.08×10－3A/cm2。

图5 栅极系统束流密度与功率关系

(3)推进剂利用率与功率关系

推进剂利用率定义为进入放电室推进剂原子中被电离并且被栅极系统引出成为束流离子的比例，图6给出了推进剂利用率与功率之间的关系，试验数据非常离散。图中分别给出了数学平均值曲线和线性拟合曲线，平均值为86.1%，线性拟合曲线为:

图6 推进剂利用率与功率关系

(4)离子生产成本与功率关系

离子生产成本定义为产生一个被栅极系统引出的束流离子所需要的放电功率。图7所示给出了离子生产成本与功率之间的关系，试验数据非常离散。图中给出了数学平均值曲线和线性拟合曲线，平均值为192.1 A/W，线性拟合曲线为:

图7 离子产生成本与功率关系

3.3 中高功率推力器的性能参数上限分析

在一级近似下，离子推力器的放电过程、离子引出过程、束流中和过程可以相互独立设计，这一最突出特点也为分析和讨论中高功率推力器的性能参数上限提供了可能。

(1)性能上限约束条件

中高功率推力器性能上限的约束条件主要包括栅极直径、束(屏栅)电压、工作流导和束流密度、推进剂利用率和离子生产成本等。

栅极直径约束主要源于栅极的可制造性和结构稳定性要求，特别是发射振动环境和工作热循环条件下的栅极结构稳定性要求，以确保栅极的间距、对中性、曲面形状不变，使得栅极系统的设计性能、可靠性和工作寿命得以实现。按照目前的栅极材料选择、结构和性能设计及可制造性考虑，取栅极直径上限为60 cm是合理的。

束电压约束主要源于栅极间击穿场强及安全裕度考虑。极限束电压与栅极材料、间距、孔径等相关，考虑工程安全裕度并参考推力器试验数据后，目前栅极设计水平和工程可用前提下，取屏栅电压上限4 500 V比较适当。

实际工作流导决定于总加速电压和束流大小，与束流密度相关。束流密度的大小是栅极工作寿命和束流引出能力(工作流导)优化折中的结果，因为束流密度越大，工作流导越高，交换电荷离子对加速栅的溅射腐蚀越严重，工作寿命越短。从保证工程应用长寿命考虑，对工作流导和束流密度取平均值是合理的，即分别取图4 中的3.34×10－5A/V2/3和图5 中的4.08×10－3A/cm2。

理论和试验都表明，推进剂利用率和离子生产成本之间存在内在的关联性，如图8所示［1］。在90%以上再要提高推进剂利用率，必须以较大幅度的离子产生成本为代价，这不仅影响推力器总体效率，也会影响放电室工作寿命。放电室性能优化的主要目的就是在保持适当离子产生成本的情况下实现推进剂利用率的最大化。从图6和图7可见，虽然推进剂利用率和离子生产成本都有随功率增大而增加的趋势，但考虑到20 kW以上推力器的产品成熟度较低，工作寿命考虑和评价远不充分，所以对推进剂利用率和离子生产成本取平均值更为稳妥些，即分别取图6中的86.1%和图7中的192.1 W/A。

(2)性能上限预测

基于前面确定的中高功率离子推力器性能上限约束条件，对中高功率推力器性能参数上限分步进行预测分析:

第一步，由栅极(束流)直径上限和平均束流密度，利用式(10)计算束流上限，计算结果为11.5A;

第二步，由束流上限和平均工作流导，利用式(8)计算总加速电压上限，计算结果为4 900 V，也就是屏栅电压4500 V、加速电压－400 V;

图8 离子产生成本与推进剂利用率关系

第三步，由平均推进剂利用率和束流上限计算放电室推进剂流率，计算结果为185 sccm;

第四步，由平均离子产生成本和束流上限计算放电室放电功率，计算结果为2 210 W;

第五步，由束电压和束电流计算束功率，计算结果为51.75 kW;

第六步，取中和器流率为放电室流率的10%，计算总流率，计算结果为20.0 mg/s(203.5 sccm);

第七步，作为一级近似，忽略中和器、阴极、加速等电源功率，中高功率离子推力器的功率上限为束功率和放电功率之和，即54 kW;

第八步，用拟合方程(1)得到对应的上限推力为1 100 mN;

第九步，根据比冲的定义(推力与总流率之比)，计算得到上限比冲为5 610 s;

第十步，应用式(2)得到总效率为56%。

4 结论与展望

当前国外正在研制的中高功率离子推力器的功率已经达到35 kW，通过对这些中高功率离子推力器的性能参数分析，得到了离子推力器推力、比冲、总效率、工作流导、束流密度、推进剂利用率、离子生产成本等性能参数与功率之间的检验关系。基于这些关系，分析预测在目前技术水平下的中高功率离子推力器上限性能参数为功率54 kW、推力1 100 mN、比冲5 610 s、效率56%、束流直径60 cm。

符号说明

相对未来核电深空探测MW级功率电推进应用需求而言，基于目前技术的离子推力器，无论在功率还是比冲方面都存在明显的差距。一方面，用20台束流直径60 cm的离子推力器组阵达到1 MW，存在航天器工程设计和结构布局的困难;另一方面，不到6 000 s的比冲，使得对速度增量需求较大的使命，需要携带的推进剂量太大。显然，离子推力器要满足未来高功率应用需求，必须寻找新的技术途径，例如采用双级4栅极离子推力器技术［33，34］，由此可以克服双极系统或三极系统在比冲和电流密度之间需要折中的难题，同时实现高比冲和高功率。

［1］张天平.国外离子或霍尔电推进技术最新进展［J］.真空与低温，2006，12(4):187～193.

［2］GOEBEL D M and KATZ I.Fundamentals of Electric Propulsion:Ion and Hall Thrusters［M］.JPL SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY SERIES，2008.

［3］DUNNING J W，BENSON S and OLESON S.NASA’s Electric Propulsion Program［R］.IEPC2003-158，2003.

［4］CASAREGOLA C，CESARETTI G and ANDRENUCCI M.HiPER:a Roadmap for Future Space Exploration with innovative Electric Propulsion Technologies［R］.IEPC2009-066，2009.

［5］LOEB H W and FEILI D.Design of High-Power High-Specific Impulse RF-Ion Thruster［R］.IEPC2011-290，2011.

［6］SIMPSON H W，WALLACE N C，DOUGHTY S R，et al.From Earth to Mercury:QinetiQ’s Electric Propulsion Technology［R］.IAC2008-C4.4.01，2008.

［7］WALLACE N C.Evaluation of the performance of the T6 ion thruster［R］.AIAA1999-2442，1999.

［8］WALLACE N C.Testing of the QinetiQ T6 Thruster in Support of the ESA BepiColombo Mercury Mission［C］.Proceedings of the 4th International Spacecraft Propulsion Conference，Cagliari，Sardinia，Italy，June 2004.

［9］SNYDER J S，GOEBEL Dan M，HOFER R R，et al.Polk Performance Evaluation of the T6 Ion Engine［R］.AIAA 2010-7114，2010.

［10］CORBETT M H.In-Situ Measurements of Discharge Plasma CharacteristicsDuring Thrust Operation of the T6 Gridded Ion Thruster［R］.IEPC2009-151，2009.

［11］CHIEN K R，HART S L，TIGHE W G，et al.L-3 Communications ETI ElectricPropulsion Overview［R］.IEPC2005-315，2005.

［12］TIGHE W G，CHIEN K R and SOLIS E.Performance Evaluation of the XIPS-25 cm Thruster for Application to NASA Missions［R］.AIAA2006-4666，2006.

［13］HERMAN D A，SOULAS G C and PATTERSON M J.NEXT Long-Duration Test Plume and Wear Characteristics After 16，550 h of Operation and 337 kg of Xenon Processed［R］.AIAA2008 –4919，2008.

［14］HERMAN D A，SOULAS G C and PATTERSON M J.Performance Evaluation of the Prototype-Model NEXT Ion Thruster［R］.AIAA 2007-5212，2007.

［15］BENSON S W and PATTERSON M J.NASA’s Evolutionary Xenon Thruster(NEXT)Ion Propulsion Technology Development Status in 2009［R］.IEPC2009-150，2009.

［16］PATTERSON M J.NEXT Study of Thruster Extended-Performance II(NEXT STEP II)［R］.AIAA2008-4808，2008.

［17］OLESON S R.Electric Propulsion Technology Development for the Jupiter Icy Moons Orbiter Project［R］.AIAA 2004-5908，2004.

［18］RANDOLPH T M and POLK J E.An Overview of the Nuclear Electric Xenon Ion System(NEXIS)Activity［R］.AIAA2004-5909，2004.

［19］FOSTER J.The High Power Electric Propulsion(HiPEP)Ion Thruster［R］.AIAA 2004-3812，2004.

［20］GOEBEL D M，POLK J E and SENGUPTA A.Discharge Chamber Performance of the NEXIS Ion Thruster［R］.AIAA2004-3813，2004.

［21］POLK J E，GOEBEL D M，Snyder J S，et al.Performance and Wear Test Results for a 20 kW-Class Ion Engine with Carbon-Carbon Grids［R］.AIAA 2005-4393，2005.

［22］WILLIAMS G J.Results of the 2000 hr Wear Test of the HiPEP Ion Thruster with Pyrolytic Graphite Ion Optics［R］.AIAA 2006-4668，2006.

［23］YUKIO HAYAKAWA.5000-hour Endurance Test of a 35-cm Xenon Ion Thruster［R］.AIAA-2001-3492，2001.

［24］SHOJI K，YUKIO H，HIDEKI Y，et al.Research and Development Status of JAXA Next-Generation Ion Engine［R］.IEPC2005-05，2005.

［25］LEITER H J，KUKIES R K，BONELLI E，et al.RIT-22 Ion Propulsion System:5，000h Endurance Test Results and Life Prediction［R］.AIAA 2007-5198.

［26］Bundesmann C，Tartz M，Scholze F，et al.In-situ temperature，grid curvature，erosion，beam and plasma characterization of a gridded ion thruster RIT-22［R］.IEPC2009-160，2009.

［27］SATOSHI HOSODA，KAZUTAKA NISHIYAMA，YASUHIRO TOYODA，et al.Intermediate report of MU-20 microwave discharge ion thruster development［R］.IEPC2009-155，2009.

［28］FOSTER J E，KAMHAWI H，and HAAG T.High Power ECR Ion Thruster Discharge Characterization［R］.NASA/TM 2006-214035，2006.

［29］ASTON G，BROPHY J R，and GARNER C E.Operating characteristics of a 10 kW xenon ion propulsion module［R］.AIAA1987-1006，1987.

［30］RAWLIN V K.Internal erosion rates of 10 kW xenon ion thruster［R］.AIAA1988-2912，1988.

［31］RAWLIN V K.Status of Ion Engine Development for High Power，High Specific Impulse Missions［R］.IEPC2001-096，2001.

［32］PATTERSON M J，ROMAN R F and FOSTER J E.Ion Engine Development for Interstellar Precursor Missions［R］.AIAA 2000-3811，2000.

［33］ROGER WALKER AND CRISTINA BRAMANTI.Initial Experiments on a Dual-Stage 4-Grid Ion Thruster for Very High Specific Impulse and Power［R］.AIAA 2006-4669，2006.

［34］INTINI MARQUES R and GABRIEL S B.Dual Stage Four Grid(DS4G)Ion Engine for Very High Velocity Change Missions［R］.IEPC 2009-157，2009