离子发动机羽流空间电位诊断

曹帅,汤海滨,张尊,章喆

北京航空航天大学宇航学院,北京100191

离子发动机羽流空间电位诊断

曹帅,汤海滨*,张尊,章喆

北京航空航天大学宇航学院,北京100191

离子发动机羽流空间电位分布不合理可能会造成一系列问题,以至于影响航天器的正常工作。试验使用发射探针对20 cm氙离子发动机束流区等离子体空间电位进行诊断,测点选取轴向距离发动机出口平面250～900mm,径向0～450mm,探针钨丝直径0.1mm,加热电流1.5～2.5 A。发射探针诊断建立在电子热发射基础上,因其I-V曲线拐点较朗缪尔探针更为明显,所以测量得到的空间电位分布更为准确。国外已经广泛使用发射探针测量等离子体空间电位,发射探针的试验数据处理方法仍存在较大分歧。从发射探针工作时的物理过程着手,分析热电子发射多少对空间电位诊断结果的影响,采用不同的探针I-V曲线处理方法并对各种方法利弊进行讨论,分析偏离真实空间电位的原因,比较得到较为合理的结果,对发射探针的结构改造和加热电流的选取提供依据,为发动机性能的改善和羽流仿真模型提供参考。

离子发动机;羽流诊断;空间电位;发射探针;热电子发射

离子发动机羽流可能会影响太阳能翼板与航天器的正常工作,是影响航天器可靠性和寿命的关键因素,所以对离子发动机的羽流进行诊断意义重大。

离子推力器的羽流中等离子体元素,加上其他的中性粒子围绕在航天器周围,组成了污染环境,这将导致下列影响[1]:

1)电位敏感表面产生电流;

2)太阳能电池翼、热控表面、光学窗等分系统的性能下降;

3)等离子体对传输信号电磁波的干扰,影响星上传感器的正常工作;

4)航天器的绝对和相对充电情况;

5)静电、电磁干扰;

6)表面现象,例如航天器的辉光放电;

7)对航天器辐射性能的改变;

8)对航天器表面电、热性能的改变。

图1是推力器与航天器相互作用示意。两者之间的相互作用,大部分会降低航天器的运行性能、污染航天器表面、降低航天器运行寿命。为了能够理解和预测电推力器可能会对航天器造成的影响,对电推力器羽流等离子体参数(如:电子温度、空间电位等)的空间分布、传输机制的测量和解释显得尤为重要。

离子发动机羽流的组成主要包括:束流离子、电子、中性原子、交换电荷离子和非推进剂粒子[2]。试验使用集成探针测试系统(包括Langmuir探针(静电探针)、发射探针、法拉第探针等)对20 cm氙离子发动机羽流进行诊断,以得到羽流等离子体的空间电位、电子和离子的温度、密度和速度等特性参数。

图1 电推力器羽流与航天器的相互作用示意Fig.1 Diagram of interaction between electric thruster’s plume and spacecraft

离子发动机等离子体羽流在宏观上是呈电中性的,但是在微观尺度上却有电磁性,即不同空间处等离子体的电位不同,研究空间电位对理解和研究羽流等离子体数密度和电子温度分布等具有重要参考价值[3]。本文从发射探针工作时的物理过程着手,结合试验结果与等离子体探针测量的理论,采用不同的探针I-V曲线处理方法,探究热电子发射对空间电位诊断结果的影响,分析偏离真实空间电位的原因,以比较得到较为合理的结果,对发射探针的设计改进和加热电流的选取提供参考,为仿真结果和发动机结构改造提供依据。

1 诊断方法

1.1 诊断原理

Langmuir探针测量等离子体空间电位的原理是:把探针放入等离子体中,从它测得的I-V特性曲线中电子饱和电流的拐点来确定等离子体电位,如图2所示[4]。通常采集型Langmuir探针的I-V曲线中,采集到的离子电流幅值很小,导致空间电位的“拐点”不明显,甚至看不到,所以会导致等离子体空间电位的结果不准确。Langmuir在提出探针理论之初就提出了两种类型的探针,即采集探针和发射探针。其中,采集探针应用比较广泛,而发射探针用的较少,故对发射探针的特性了解甚少,但发射探针在测量磁场中的等离子体电位及存在电子束和离子束的等离子体电位方面,明显优于采集探针[5]。

图2 Langmuir静电探针典型I-V特性曲线Fig.2 TypicalI-Vcharacteristic curve of Langmuir probe

结合发射探针的理想伏安特性曲线(即I-V曲线),如图3所示[6-7]。曲线1为发射探针没有发射电子时的I-V曲线,类似于一般的Langmuir采集探针的I-V曲线。此时,发射探针只收集周围等离子体中的电子和离子而不发射电子。曲线3是纯发射电流,发射探针的电位低于等离子体的空间电位时,对应CD段,探针周围电子较多,使探针所发射出来的电子全部被势垒排斥回探针表面,此时探针的发射电流几乎为零;AB段相应于发射探针的电位低于等离子体的空间电位,探针周围离子较多,从探针发射出来的电子被势垒加速全部进入到主等离子体区;BC段是过渡阶段,发射探针电位稍高于主等离子体区空间电位,此时探针周围的电子较少,只有那些能量较高足以克服势垒的电子才能逃离探针鞘层进入等离子体中,因此BC段发射电流随着探针电位的升高而指数衰减。从图3中可以看到,由于发射探针能够发射电子,在I-V曲线离子饱和区和过渡区增大了收集到的离子电流,使曲线的过渡区跨过的区域更大,拐点也更加明显,从而使空间电位的确定更加精确[8-9]。

图3 理想发射探针特性曲线[6-7]Fig.3 Ideal characteristic curve of emissive probe[6-7]

发射探针端部一般使用钍钨等特殊材料,在有较大加热电流的情况下会向外发射电子。图4中位于中部的曲线是发射探针加热电流较小情况下的I-V曲线,可以看出离子电流部分已经出现了大幅增加;而最下面的曲线是发射探针在较大加热电流情况下的I-V曲线,此时,曲线中的离子电流部分已经出现了急剧增加,此条曲线的拐点是最明显的。可以看出,随着发射探针加热电流的逐渐增加,发射电子愈加剧烈,曲线过渡区的拐点逐步明显,这就是发射探针确定空间电位的优势所在[10]。

图4 不同加热电流时的发射探针I-V特性曲线Fig.4I-Vcharacteristic curves of emissive probe with different heating currents

总的来说,发射探针工作原理基本类似Langmuir单探针原理。它不仅可以收集电子和离子,还可以发射电子。虽然Langmuir采集探针可以测量出等离子体的多个重要的参数,但是在非理想条件下(比如电子、离子不满足麦克斯韦分布),Langmuir采集探针测量出的等离子体电位的精度有很大的降低。粒子束、磁场的存在、显著的等离子体振荡和探针表面污染等都会导致Langmuir采集探针测量出的等离子体电位存在偏差[11]。所以,这里将采用发射探针的方法来测得等离子体的空间电位,得到羽流等离子体的空间电位分布。

1.2 测试设备

(1)真空设备

试验真空舱主体结构材料为不锈钢,圆柱形卧式结构,总长12.8 m,最大外径5.5 m,可为离子推力器提供一个模拟太空状态的环境。真空舱尺寸远大于离子推力器的尺寸,避免影响离子推力器束流形状和羽流中的等离子体分布,同时方便在舱内安置推力器、管路和各种类型的测量仪器,如位移机构、集成探针及工装、推力测量装置等。

真空泵组由干泵、罗茨泵、分子泵和低温泵组成,真空系统真空泵组的开机顺序及具体参数见表1。当低温泵将真空度抽至10-4Pa量级时,可开始进行试验。

表1 真空泵组参数Table 1 Vacuum pump group’s parameters

(2)离子推力器

本次试验使用20 cm考夫曼型离子推力器,推力器为双栅极系统,栅极表面向外凸出,推进剂为氙气。20 cm氙离子推力器的关键工作参数见表2。

表2 试验离子推力器的关键参数Table 2 Experimental ion thruster’s critical parameters

(3)发射探针测试系统

探针设计时应考虑的主要问题:1)探针及其支撑尺寸尽量小,以减少对周围等离子体的扰动;2)所选发射探针材料应当具有较低的逸出功,良好的发射电子能力,能够使发射的电子电流远大于采集到的离子电流;3)发射体材料还应当具有耐高温能力,不与等离子体发生化学反应;4)加热电流的选取应考虑探针发射体材料种类与直径,较小直径时过大的加热电流可能会导致电子发射过于剧烈,探针容易烧断。

探针材料要求具有耐高温、较低的逸出功即良好的发射电子能力[12]。钨材料中加入0.4%～4.2%氧化钍(Th O2)形成的钨钍合金,降低了钨表面的逸出功,具有很高的热电子发射能力,还可以提高纯钨的载流能力[13]。试验使用直径为0.1 mm,含1%的钍钨丝作为发射探针材料,它具有较高的电子发射能力。钍钨丝弯折成半径2 mm的半圆型,穿过一个内径2 mm外径4 mm的双孔陶瓷管,然后与直径为0.5 mm的铜导线相连。在发射丝和铜导线相连的地方塞进钨丝填充物,以保证两者的充分连接。铜导线尾部与屏蔽同轴电缆线焊接在一起,屏蔽同轴电缆线作为信号传输线并包覆以多层绝缘隔热防护材料。双孔陶瓷管制作材料为绝缘、耐高温氧化铝(Al2O3)陶瓷,钍钨丝与双孔陶瓷管之间的缝隙采用高温胶密封,防止羽流等离子体喷入陶瓷管内。探针结构体积小,传输信号的信噪比高,耐热性高,稳定性好,适用于快速、准确测量多种等离子体环境下的空间电位分布。探针具体结构如图5所示。

图5 发射探针详细结构Fig.5 Detailed structure of emissive probe

考虑到试验使用集成探针测试系统对离子发动机羽流等离子体进行诊断,除了发射探针以外,还有RPA(阻滞能量分析仪)、Langmuir平面探针、三探针和法拉第探针等,需要统一工装进行测量,所以需要对图5中发射探针工装部分进行改造。

发射探针诊断系统包括探针本体、加热电路、偏压电路、数采电路等,图6是扫描测量的探针诊断电路系统示意。为了能够增强发射探针发射电子能力,设计加热电路给发射探针提供加热电流,使探针达到不同的热状态。为了实现动态扫描测量,设计偏置电压电路,可给探针提供±100 V的锯齿波偏置扫描电压,同时将偏置扫描电压接入数据采集仪中。在数据采集电路中串入一个标准电阻,并且通过测量其两端的电压值得到探针电流,接入数据采集仪中,探针电压直接由数据采集仪采集得到。

图6 发射探针测试系统组成及测试方法简图Fig.6 Components and testing method of test system for emissive probe

1.3 实际测试

实际测试时的真空系统及离子推力器系统工作状态如表3所示。

在距离离子推力器栅极出口轴向位置0.25～0.9 m,径向位置0～0.45 m的范围内使用发射探针测量离子推力器的空间电位分布,测点布置的数量规律为近场测点密,远场测点疏。

试验时,依次增加发射探针的加热电流,观察不同加热电流条件下探针I-V曲线的异同,选择探针I-V曲线离子饱和电流明显增加,过渡区与电子饱和区拐点较为明显时的加热电流为探针正常工作时的工作电流,按照预先设定的测点布置图表进行发射探针的数据扫描采集。

表3 试验仪器设备状态Table 3 Working condition of experimental instruments

2 测量结果分析

2.1 从发射探针I-V特性曲线得到空间电位

通过查阅国内外发射探针诊断与数据处理的相关文献,总结得到发射探针测量等离子体空间电位的几种典型数据处理方法,这些方法的目的大多是为了准确得到探针I-V特性曲线的拐点。根据轴向位置500 mm、径向位置0处测点数据的处理,分析典型的几种方法。

(1)导数法

发射探针I-V特性曲线一阶导数的最大值点对应的电压值、二阶导数为零点对应的电压值可认为是等离子体空间电位,分别如图7、图8所示。

从图7、图8中处理得到的空间电位值分别为14.539 5 V、13.436 2 V。这两种寻求拐点的方法从数学角度考虑寻求I-V曲线的拐点,在曲线形状较为理想的情况下可得到较为准确的结果,且理论上一阶导数最大值与二阶导数为零的点对应相同的空间电位值。但在实际测试过程中,探针测量得到的信号要受到诸多干扰(如工频干扰等),使得I-V曲线实际上带有很多微小的波动,这样一阶、二阶导数曲线的波动非常大,需要进行平滑以寻求拐点,这样就丢失了曲线的部分精度,造成一定的误差,这也是两种方法得到的空间电位值不同的原因。

图7I-V曲线一阶导数最大值点得到的空间电位Fig.7 Spatial potential by seeking the maximum value ofI-Vcurve’s first derivative

图8I-V曲线二阶导数为零的点得到空间电位Fig.8 Spatial potential by seeking the point while theI-Vcurve’s second derivative equals to zero

(2)交点法

探针不同加热电流得到的I-V曲线开始相交的交点对应的电压值,可认为是空间电位值,交点位于电子饱和区与过渡区的分界,可认为是拐点,如图9所示。

图9 不同加热电流时的I-V曲线及得到的空间电位Fig.9 Space potential andI-Vcurves with different heating currents

图9得到的空间电位值为20.032 9 V,值相对较大。当探针电位高于等离子体电位时,施加不同加热电流的发射探针均收集电子,发射的电子被势垒反射回探针表面,探针很快饱和,所以不同加热电流对探针I-V特性曲线的电子饱和区影响很小,从图9中也可以看出探针不同加热电流的I-V曲线电子饱和区几乎重合。而当探针电位低于等离子体电位时,且发射探针加热电流较大时,探针钨丝温度较高,发射的电子较多,这样将会降低探针表面周围的电位,吸引更多的羽流中的离子,增大离子电流,所以从图9中可以看出I-V曲线过渡区和离子饱和区较加热电流较小时明显降低,这样得到的拐点也就更加明显[14]。认为不同加热电流时的I-V曲线分离的点即为探针开始收集离子电流时曲线显著变化的点,即过渡区与电子饱和区的拐点,对应空间电位。

(3)线性拟合法

拐点两侧电子饱和区与过渡区小范围分别线性拟合得到的两条直线外推的交点对应的电压值,近似为等离子体空间电位,见图10。

图10得到的空间电位值为18.199 5 V。这是一种近似寻找探针I-V曲线拐点的方法,发射探针电子饱和区曲线较为平滑,而实际上发射探针I-V曲线过渡区在靠近拐点处为近似线性关系,这样通过过渡区和电子饱和区的两条拟合直线外推得到的交点与实际拐点的横坐标十分接近,所以对应的空间电位值也相差不大[15]。

图10I-V曲线线性拟合外推得到空间电位Fig.10 Space potential by theI-Vcurve’s linear fitting and extrapolation

(4)悬浮电位推断法

这种方法实际上是Langmuir探针近似得到等离子体空间电位的一种方法,这里提出是为了与发射探针的测量结果进行对比。这种方法需要先求得电子温度,图11是电子温度的读取方法,求电子温度需要对Langmuir单探针ln(I)-V对数曲线的过渡区部分进行线性拟合,拟合结果的直线斜率的倒数即为该测点处的电子温度Te。

图11 Langmuir探针得到电子温度Fig.11 Electron temperature by Langmuir probe

通过测量得到悬浮电位Vf,悬浮电位Vf即I-V特性曲线中电流为零的点对应的电压值,如图12所示[16]。

图12 Langmuir探针得到的浮动电势Fig.12 Floating potential by Langmuir probe

然后通过关系公式

式中:Vf为悬浮电位;Vp为空间电位;Te为电子温度;k为玻尔兹曼常数;e为基本电荷常数;M为离子团质量;m为电子质量。也可简化为式中:ζ为修正系数,对于氙等离子体,ζ=5.77[17]。图12得到的悬浮电位值为4.6583 V,图11得到的电子温度值为2.7072eV,那么根据式(2),空间电位值

Vp=4.658 V+5.77×2.707 2 V=20.278 8 V

然而这种方法不是确定等离子体空间电位的最好方法,它只是提供了与其他方法相比较为粗略的估计值。

(5)外推法

探针加热电流与对应不同加热电流I-V曲线得到的空间电位值进行线性拟合并外推得到零加热电流(无热电子发射)时对应的电压值,认为是较准确的空间电位值,见图13。

图13 不同加热电流测得的空间电位值线性拟合并外推Fig.13 Linear fitting and extrapolation for space potential values with different heating currents

图13得到的空间电位值为17.949 V。实际测量时,由于等离子体中存在一定的背景噪声,为此,把发射探针加热到较高的温度,增大发射的电子电流,可使探针I-V曲线较为平滑,同时拐点更加明确[18]。但这也同时增强了探针的空间电荷效应,将会使得空间电位的测量结果偏小,图中实际测量结果也证明了这一点。探针加热电流越大,电子发射越剧烈,测得空间电位越小,通过线性拟合不同加热电流时得到的空间电位值,然后外推至零加热电流(无热电子发射)时对应的空间电位,即可基本消除空间电荷效应,得到较为准确的结果。

2.2 离子发动机羽流轴向和径向空间电位分布

从图14离子发动机羽流轴向空间电位的测量结果可以看出,轴向距离栅极出口平面越远,空间电位越低。栅极出口处离子数密度很大,距离越远,空心阴极的电子与束流离子中和的越充分,所以空间电位越来越低,试验结果也很好地说明了这一点。考虑到从距离栅极出口250 mm到900 mm空间电位降低了约4 V,如果测量轴向距离足够大,电子中和效果将会更好,空间电位将会趋于零。

图14 离子发动机羽流轴向空间电位分布Fig.14 Axial plasma potential distribution of ion thruster’s plume

从图15离子发动机羽流径向空间电位的测量结果可以看出,等离子体空间电位随径向距离的增大整体呈现降低的趋势。离子发动机束流中靠近轴线处的离子数密度最大,随着径向距离的增大,离子数密度越来越低,加上空心阴极电子的中和,空间电位也越来越低,试验结果较为合理。空间电位随径向距离增大下降较快,说明空心阴极电子中和效果较好。

图15 轴向距离500 mm处羽流径向空间电位分布Fig.15 Radial plasma potential distribution of ion thruster’s plume while axial distance is 500 mm

2.3 发射探针热电子发射对诊断结果的影响

发射探针实际测试时会向周围主等离子体区发射电子,这样发射探针表面形成的鞘层结构较普通Langmuir探针表面的鞘层结构发生了很大变化,这样发射探针对于周围等离子体区电子、离子收集的物理过程以及鞘层收集面积也与Langmuir探针存在较大的差别。

发射探针表面存在大量发射电子,不能被有效地输运走,因此表面附近会形成电位低于实际阴极的虚阴极结构,虚阴极的大小和深度随着热发射强度的增强而变大和变深[19]。如图16所示。因此,探针鞘层由热发射电子、主等离子体区电子和离子3种成分共同决定。

图16 发射探针的虚阴极结构Fig.16 Virtual cathode structure of emissive probe

当使用发射探针诊断离子发动机羽流等离子体空间电位时,通过形成虚阴极鞘层结构改变探针I-V曲线,空间电荷(热电子发射鞘层)效应会使得诊断所得的电位小于实际等离子体空间电位,减小值近似为电子温度大小[20-22]。偏差值与发射探针的热电子发射强度有关,发射强度越大,产生的空间电荷就越多,空间电荷效应也就越明显,偏差也就越大。通过降低探针的发射强度外推诊断电位可以减弱空间电荷效应,也就是通过不同加热电流值得到的空间电位值线性拟合并外推至零发射电流的方法,可获得较为准确的结果。

3 结束语

本研究设计了一种发射探针测试系统,包括探针本体、工装及测试电路等,对20 cm氙离子推力器的羽流等离子体空间电位进行了有效的诊断,得到了羽流部分区域的空间电位分布,为仿真结果提供对比,为发动机结构优化提供依据。

通过对发射探针试验数据的处理,得到如下结论:

1)不同的发射探针试验数据处理方法实际上都是为了寻求探针I-V曲线电子饱和区与过渡区的拐点,包括从数学上以及热电子发射、离子和电子的收集等物理本质上讨论拐点的求解方法。

2)研究认为探针热电子发射会使测得的电位值低于实际的等离子体空间电位,差值约为一个电子温度大小,对于本次诊断试验,约为2～3 V。探针加热电流越大,热电子发射越剧烈,测得的空间电位值越小,如表4所示。但加热电流较低时,又难以凸显I-V曲线的拐点,发挥不了发射探针相对于朗缪尔探针测量空间电位的优势,所以这也是发射探针实际使用时应该考虑的问题。

表4 发射探针不同加热电流时测得的羽流空间电位Table 4 Plume’s plasma potential values of emissive probe with different heating currents

3)研究认为最准确的数据处理方法为:通过探针不同加热电流测得的空间电位值线性拟合并外推到零发射电流时的电压值作为实际测得的空间电位,其值约为17.949 V。即通过降低探针发射强度外推可以减弱空间电荷效应的影响,从而得到更为准确的诊断结果。

4)试验测得的羽流空间电位值在13～18 V左右,空间电位随轴向和径向距离的增大而减小,这与空心阴极发射电子中和离子束流的实际情况相符合。

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(编辑:高珍)

Space potential diagnostic study of ion thruster's plume

CAO Shuai,TANG Haibin*,ZHANG Zun,ZHANG Zhe
School of Astronautics,Beihang University,Beijing 100191,China

The plume plasma potential distribution of ion thruster could deeply affect the normal work of the whole spacecraft and cause some extremely serious problems.In our experiments an emissive probe was used to measure the beam plasma potential of a 20 cm-ion thruster using Xe as propellants.Experiments were performed at axial distances from 250 mm to 900 mm downstream of the thruster's exit plane and radial locations ranging from 0 to 450 mm. The emissive probe based on thermionic electron emission was made of 0.1 mm-diameter tungsten filament with its heat current from 1.5 A to 2.5 A.The knee point of the emissive probe'sI-Vcurve is clearer than that of the Langmuir probe,so the space potential distribution of ourmeasurement results is more accurate.Emissive probe has been broadly used to diagnose plasma potential abroad,but lots of literatures indicate that there are still some divergences in the probe's data processing methods.The probe's working physical process of the probe was studied,and the effects of the emissive thermionic electron quantity on plasma potential diagnosis results were analyzed.Different processing methods of the probe'sI-Vcurve were adopted and the advantages and disadvantages of each method were discussed.The reasons why measurement results deviate from the true plasma potential distribution were analyzed,which not only provide references for the structural reform of Emissive probe and the selection of heating current,but also give some suggestions for the plume simulation model and the improvement of thruster performance.

ion thruster;plume diagnostic;space potential;emissive probe;thermionic emission

V43

:A

10.3780/j.issn.1000-758X.2016.0017

2015-11-12;

:2016-01-08;录用日期:2016-01-18;< class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2016-02-24 13:43:23

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/11.1859.V.20160224.1343.016.html

国家自然科学基金(51276006);北航2015基本科研业务费

曹帅(1991-),男,硕士研究生,caoshuai@buaa.edu.cn

*通讯作者:汤海滨(1970-),男,教授,thb@buaa.edu.cn,主要研究方向为空间等离子体电推进

曹帅,汤海滨,张尊,等.离子发动机羽流空间电位诊断[J].中国空间科学技术,2016,36(1):103-112.

CAO S,TANG H B,ZHANG Z,et al.Space potential diagnostic study of ion thruster′s plume[J].Chinese Space Science and Technology,2016,36(1):103-112(in Chinese).

http:∥zgkj.cast.cn