GEO卫星霍尔推力器羽流防护结构混合PIC模拟

刘辉,罗晓明,温正,王珏,于达仁

1.哈尔滨工业大学,哈尔滨150001 2.中国空间技术研究院通信卫星事业部,北京100094

GEO卫星霍尔推力器羽流防护结构混合PIC模拟

刘辉1,*,罗晓明1,温正2,王珏2,于达仁1

1.哈尔滨工业大学,哈尔滨150001 2.中国空间技术研究院通信卫星事业部,北京100094

霍尔推力器应用于GEO卫星时,羽流会对太阳能翼板表面高透光玻璃盖片产生一定的影响,导致太阳能电池整体输入功率降低。因此,有必要针对羽流的影响对翼板表面进行一定的防护。在对目前国内外羽流安全性评估及防护方面的工作进行一定调研的基础上,针对SPT100应用于典型的GEO轨道卫星时的情况,利用SPIS软件运用混合单元粒子(PIC)方法模拟了两种可能的太阳能翼板羽流防护方案,并分析比较了每种方案的优缺点及防护效果,为推力器在轨飞行时的羽流防护提供一定的借鉴。

霍尔推力器;SPIS;溅射腐蚀;羽流模拟;羽流防护

霍尔推力器因为具有高比冲、长寿命以及高控制精度等优点,在GEO轨道卫星的位置保持、姿态调整等任务中具有良好的应用前景。但推力器在轨飞行时,其尾部会产生等离子体羽流,会对航天器的一些敏感表面产生一定的影响。所以,要减小羽流等离子体对航天器表面的影响,或者需要对某些敏感设备进行保护时,就需要探究羽流防护装置在航天器上的布置以及防护效果等问题。太阳能翼板表面通常为高透光率的玻璃盖片,很容易受到返流离子的溅射,从而导致太阳能电池整体输入功率降低。所以在某些特殊情况下,需要对翼板靠近霍尔推力器羽流的部分进行一定的防护。

随着电推进系统应用的全面展开,羽流安全性评估及防护方面的研究也逐渐受到重视。早在1996年,Oh等就采用PIC(单元粒子)-DSMC(直接模拟蒙特卡洛法),通过假定准中性、电子无碰撞、忽略磁场的影响、电子温度为常数等条件,考虑离子与原子之间的弹性碰撞及电荷交换碰撞(CEX),实现了SPT100羽流区的模拟,并应用此模型证实了地面试验背压对羽流区CEX的影响[1-3],另外还建立了SPT100应用于卫星时的三维计算模型,评估了羽流对卫星表面的溅射情况。Mikellides等则系统地建立了霍尔推力器羽流与航天器系统的相互作用模型,包括溅射腐蚀、沉积污染、表面热效应以及力(矩)效应等[4]。针对安全性评估得到的一些结果,许多学者也开始关注羽流防护方面的问题。Pollard等在霍尔推力器PPPL-90的羽流区安放一个碳纤维复合材料挡板,并通过运用RPA及朗缪尔探针的测量探究了羽流区离子能量分布、电子密度、电子温度及等离子体电势等参数的分布[5]。随后, MIT的Cheng等针对上述试验结果,建立了PPPL-90三维混合PIC羽流模型及包含防护板的羽流模型,探究了羽流区及防护板周围的等离子体参数分布,并与试验测量结果进行了一系列对比。模拟结果表明,防护板背面为非准中性区域,并通过改变模拟背压发现非准中性程度会随着模拟背压的增大而减小[6]。

Fergason基于PIC-DSMC方法针对离子推力器羽流两侧CEX返流区的两种防护结构进行了模拟。通过统计模拟得到的离子数密度及离子通量评估了固定在羽流出口处以及与推力器分离两种防护结构的效果。研究结果表明,固定在羽流出口处的防护板基本对大角度处的返流离子无效果,并且因为挡板阻止了未电离原子的扩散从而导致更多的CEX离子产生。而分离式的防护则能够减小大约一个数量级的返流离子数密度及返流离子通量。另外,Fergason还试图通过在挡板上加偏压的方法来增强防护效果,但是在施加1 000 V偏压时效果不是很明显[7]。

目前国外在霍尔推力器羽流的防护方面的研究非常少,而国内还未开展相关工作。随着霍尔推力器以及其他电推力器应用的大范围展开,特别是全电推卫星的提出,羽流的防护将会成为推力器开发过程必不可少的工作。本文针对SPT100应用于典型的GEO轨道卫星结构时的情况,运用混合PIC方法模拟了两种可能的太阳能翼板羽流防护方案,并分析比较了每种方案的优缺点及防护效果,为推力器应用于GEO轨道卫星时的羽流防护提供一定的借鉴和参考。

1 计算模型

1.1 SPIS介绍

SPIS是欧洲航天局开发的用于模拟等离子体与航天器相互作用以及航天器表面充电的开源软件。在几何模型建立、网格划分以及粒子运动的处理等方面,SPIS都有其自身的特点及优势。如通过软件可以通过自带的几何编辑器建立具有复杂结合结构的航天器模型,并且可以采用非结构化的网格编辑器对其进行处理。另外其模拟结果可以输出不同的数据格式,供其他数据分析软件处理或者应用,这也为后续通过SPIS得到的结果评估羽流对航天器产生的力矩效应、热效应等其他影响提供了一条有效的途径。

软件采用PIC模拟方法来处理粒子的运动,用蒙特卡洛(MCC)方法处理粒子碰撞问题。同时,软件还可以通过一些参数的设置实现在全PIC和混合PIC两种对电子不同的处理方法中切换。两种方法对离子和原子的处理方法相同,但混合PIC假设电子在整个计算区域内符合玻尔兹曼分布,电势通过求解玻尔兹曼关系式得到。而全PIC将电子同离子一样均按粒子模型处理,电势通过求解泊松方程得到,计算量较大。另外,在电子温度的处理方法上也可以实现常电子温度以及绝热电子模型下的变电子温度两种处理方式。

国内外许多学者应用SPIS做了航天器与等离子体环境相互作用的相关工作。Gennady等应用SPIS对SMART-1上的霍尔推力器PPS-1350的羽流进行了模拟,并且结合卫星上的羽流参数测量装置所获得的数据分析了羽流与航天器的相互作用[8-9]。Jean-Francois等模拟了FEEP电推力器应用于卫星MICROSCOPE的情况,统计了离子密度和电子密度以及CEX碰撞频率等参数,并结合航天器表面电势等参数分析了FEEP羽流对卫星表面的影响[10]。国内方面,杨集、杨昉等也用SPIS做过航天器表面充电的模拟,通过将模拟结果进行分析并与实际观测进行比较,证明了SPIS模拟结果的合理性[11-12]。

1.2 计算模型的建立

(1)羽流模型

因为混合PIC计算模型比较简单且所需计算机容量和运算速度较低,并在大多数情况下模拟结果能够满足相应的需求,所以本次模拟采用混合PIC方法。整个计算区域内,德拜长度相比计算区域非常小,故视为准中性。另外,忽略磁场对离子的作用,假设电子不参与碰撞过程以及电子不受磁场的作用。所以计算过程只考虑离子和原子的运动过程。离子的密度在出口处均匀分布,且其出射角度沿半径方向线性变化。

为了保证计算结果的对称性,模拟中霍尔推力器阴极粒子源和阳极粒子源位于同一个环形通道出口处,如图1所示。对于不同型号的霍尔推力器,需定义不同大小的通道内径及外径,以及通道内壁处的出射角度为αleft,通道外壁面处的出射角度为αright。Xe+、Xe++在推力器出口处的初始速度v+、v++与推力大小、电离率、工质流量以及出射角度等参数有关,具体表达式如下[13]:

图1 霍尔推力器羽流模型Fig.1 Plume model of Hall thruster

Xe+、Xe++的质量流量m+i、m++i与电离率、二价离子百分比以及氙气的流量有关[13]:

Xe的质量流量˙mn与电离率以及二价离子百分比有关,Xe的初始速度vn与原子温度及流量有关[13]:

式中:kB为玻尔兹曼常数,kB=1.38×10-23J/K;Tn为中性原子温度。

(2)碰撞模型

CEX是羽流模拟中必须要考虑的一种碰撞反应,即速度较高的离子与速度较低的原子发生碰撞并交换电荷,产生速度较高的原子和速度较低的离子。尽管工质的电离率一般能达到90%,但在推力器出口附近,因为离子被电场加速导致原子的速度远小于离子的速度,所以在这个位置离子与原子有数量级相当的密度分布,极大地增大了电荷交换碰撞的频率。对于氙气作为工质的霍尔推力器,忽略二价以上的氙离子,则存在Xe+、Xe++与原子的电荷交换碰撞。

模拟过程中采用MCC方法处理粒子间的碰撞问题。碰撞截面[13]

式中:Δv为两个相互碰撞的粒子之间的相对速度;a、b为相关参数,对于Xe+与Xe的碰撞,a=1.71×10-18,b=1.18×10-19,对于Xe++与Xe的碰撞,a=1.03×10-18,b=7.7×10-20[13]。

(3)模型的验证

SPT100的输入参数如表1所示[14]。

表1 SPT100输入参数Table 1 SPT100 inputs

在上述模型及表1中输入参数条件下,单独对SPT100羽流进行模拟并与文献[15]中的试验测量结果进行对比,以验证SPIS模拟霍尔推力器羽流的可行性。

图2所示为仿真得到的电流密度与试验测量结果在R=0.5 m处的数据对比。上述结果表明,计算结果与实测数据在数值大小以及变化趋势方面基本一致,在靠近羽流中心区域及大角度的区域存在一定的误差。考虑到试验方面的测量受到探针位置对准、鞘层、探针表面的污染、磁场等因素的影响会存在一定的测量误差,并且由于仿真应用混合PIC模拟方法,对电子采用流体模型处理也会造成一定的结果误差。综上,仿真结果能够较为准确地预测羽流区参数的分布规律。

图2 SPT100电流密度模拟结果(R=0.5 m)Fig.2 Simulation results of SPT100 current density(R=0.5 m)

2 模拟结果及分析

霍尔推力器应用于典型GEO轨道卫星时的几何模型结构及二维网格划分结果如图3所示。卫星本体尺寸为2.36 m×2.10 m×3.10 m的六面体,翼板为7.50 m×2.36 m×0.10 m的六面体,推力器位于卫星表面中心处。两种防护板的厚度均为0.05 m,高度均为0.4 m。防护方案a,见图3(a),防护板位于靠近翼板的卫星本体边缘;方案b,见图3(b),防护板位于推力器与卫星本体边缘之间。模拟中适当选取计算区域的大小以保证充分得到所需区域的数据。模型采用非结构化网格,并对推力器出口及翼板等关键部分的网格进行局部加密。

图3 两种防护结构示意及二维网格划分Fig.3 Two types of shield structure and 2-D mesh partition

等离子体与航天器表面的相互作用模型考虑了溅射、沉积以及二次电子发射等效应[16-17]。计算区域中的航天器表面、翼板表面、防护板及推力器环形出口定义不同的材料类型及相应的材料属性,如表2所示。

表2 航天器材料设置Table 2 Spacecraft materials

羽流区最小网格为0.01 m,其他位置适当增大网格大小,最终总的网格数目分别为17 777及17 995,模拟时间步长为0.005 s。

图4 等离子体数密度分布(m-3)Fig.4 Plasma number density distribution(m-3)

模拟得到的两种情况下的等离子体密度分布如图4所示。首先,从两种结果均可以看出,羽流中粒子之间的碰撞等效应使羽流的影响范围扩大,其影响范围几乎覆盖了整个翼板表面。从两种防护结构的防护效果的角度讲,防护方案a相对于防护方案b来说能够明显减少到达翼板表面的羽流等离子体密度。后者因为防护板距离羽流中心区域较近,并且防护板的作用范围有限,因此其作用效果则相对较差一些。图5所示为模拟得到的2种推力器空间电势分布,其分布规律与等离子体数密度分布规律基本相同。

图5 空间电势分布(V)Fig.5 Potential distribution(V)

霍尔推力器放电通道内高能离子对BN陶瓷表面的侵蚀产生的溅射产物也是羽流污染的一个比较重要来源。溅射产物会随着羽流等离子体向外喷出并随之进行扩散,进而沉积在航天器及周围设备的表面。同样会对类似于太阳能翼板表面高透光率的玻璃盖片的敏感材料表面产生比较严重的影响。所以,通过羽流防护结构减小羽流的影响范围,也间接地减小了BN溅射产物对航天器的污染。

如图6所示为对防护结构下电荷交换碰撞产生的Xe+的分布情况的统计结果,Xe++的分布结果与之类似,在此不作统计。电荷交换碰撞是导致羽流等离子体影响范围扩大的主要原因,并且由于碰撞产生的离子的能量较低,更容易在羽流产生的反向电场下形成返流,所以是评估中需要重点考虑的因素。从上述结果中同样可以初步判断防护方案a的效果要优于防护方案b。同样,对于防护方案b来说,因为距离羽流中心区域较近,大量的返流离子绕过了防护板扩散到了翼板的表面。

图6 CEX产生的Xe+分布(m-3)Fig.6 Distribution of Xe+produced by CEX(m-3)

除了上述两种防护结构外,本文还对没有安装防护板结构的情况进行了模拟,并对这3种情况的模拟结果进行了对比分析。如图7、图8所示分别为对翼板表面沉积的由于电荷交换碰撞产生的Xe+及Xe++密度分布的统计结果。从图中可以看出,防护方案a使翼板表面的返流离子大量减少,而防护方案b的结果与未加防护结构的结果相差不大。另外从统计结果可以看出,当距离大于7 m时出现了比较不规律的结果。这也说明当实际中对某些航天器敏感设备进行防护时,需要考虑设备与推力器中心羽流区的距离等因素来设计防护板的位置及结构。

图7 不同情况沿翼板表面CEX产生的Xe+数密度分布Fig.7 Number density distribution of Xe+produced by CEX in different situations

图8 不同情况沿翼板表面CEX产生的Xe++数密度分布Fig.8 Number density distribution of Xe++produced by CEX in different situations

3 结束语

本文建立了SPT100应用于典型的GEO轨道卫星结构时的计算模型,并模拟了在卫星本体不同位置安装防护板时的羽流防护效果,对无防护板模型及两种不同防护位置情况下的翼板表面电荷交换碰撞返流离子进行了统计。通过对模拟结果的分析,主要得到以下几点结论:

1)对于霍尔推力器羽流来说,因为电荷交换碰撞的影响,在轨飞行条件下其羽流影响区域远大于羽流主流区的涉及范围。比如上述卫星几何结构及尺寸下,翼板表面的等离子体密度仍能够达到1012/m3;

2)将防护板置于卫星本体靠近翼板一侧边缘的方案能够明显减小电荷交换碰撞产生的返流离子在翼板表面的沉积。而当将防护板置于比较靠近羽流出口位置时,因为此时翼板距离防护板较远,超出了其能防护的范围,所以与无防护结构下的结果相差不大。

3)由上述两个结构的模拟结果可知,当实际对某些航天器敏感设备进行防护时,需要综合考虑敏感区域距离推力器中心羽流区的距离等因素来适当设计防护板的位置及结构。

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(编辑:高珍)

Hybrid-PlC simulation of Hall thruster plume shield on GEO satellites

LIU Hui1,*,LUO Xiaoming1,WEN Zheng2,WANG Jue2,YU Daren1
1.Harbin Institute of Technology,Harbin 150001,China
2.Institute of Telecommunication Satellite,China Academy of Space Technology,Beijing 100094,China

The plume of the Hall thruster has negative effects on cover glasses of the solar panel which have high light transmission.Therefore,it is necessary to design some protective structures for solar array.Firstly,some related works were reviewed.Then,two different protection schemes were simulated using hybrid-PIC for a GEO satellite equipped with a SPT100.Finally,the advantages and disadvantages of the two schemes were analyzed and some valuable suggestions were proposed.The output power of solar array will be decreased if they are polluted.

Hall thrusters;SPIS;sputtering;plume simulation;plume shield

V430

:A

10.3780/j.issn.1000-758X.2016.0012

2015-11-26;

:2015-12-31;录用日期:2016-01-18;< class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2016-02-24 13:39:15

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/11.1859.V.24.1339.010.html

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:刘辉(1981-),男,副教授,huiliu@hit.edu.cn,主要研究方向为空间电推进

刘辉,罗晓明,温正,等.GEO卫星霍尔推力器羽流防护结构混合PIC模拟[J].中国空间科学技术,2016,36(1):63-69.LIU H,LUO X M,WEN Z,et al.Hybrid-PIC simulation of Hall thruster plume shield on GEO satellites[J]. Chinese Space Science and Technology,2016,36(1):63-69(in Chinese).

http:∥zgkj.cast.cn