离子液体电喷推力器的关键技术及展望

刘欣宇，康小明，贺伟国，徐明明，郭登帅，杭观荣，李 林

(1. 上海交通大学机械与动力工程学院，上海 200240；2. 上海空间推进研究所上海空间发动机工程技术研究中心，上海 201112)

0 引 言

微纳卫星具有体积小、成本低、研制周期短、易发射、可编队组网等优点[1]，受到了世界各国的普遍重视，被应用于空间环境感知、空间科学试验、新技术空间演示验证、通信与数据传输、对地或对空间目标成像观测等方面[2]，成为现代卫星研制的主要趋势之一。微纳卫星要实现大气阻力补偿、精确姿态控制、轨道机动、组网和编队飞行等任务目标，必须要配备体积小、质量轻、功率低的推进系统。传统的化学推进系统很难满足卫星系统的要求，因此各国将研究转向了电推进系统。

电推进是利用电能加热、离解和加速工质，使其形成高速射流而产生推力的技术[3]。和传统的化学推进相比，电推进比冲高，可大幅减少推进剂的携带量，从而提高卫星有效载荷比、延长在轨寿命和降低发射重量，在未来扮演重要角色[4-5]。其中，离子液体电喷推力器是一种具有比冲高、体积小、质量轻、功率低等优点的电推进技术。离子液体电喷推力器产生的微牛级推力可用于微纳卫星或航天器的无拖曳控制、姿态精确控制、组网和编队飞行等方面。例如，2016年1月，欧洲航天局的LISA Pathfinder飞船成功使用搭载的8个由Busek公司研制的离子液体电喷推力器进行了无拖曳飞行验证[6]，中山大学用于引力波探测的“天琴计划”也将其列为备选的推进系统方案[7]。因此，离子液体电喷推力器是一种极富前景的微牛级推进系统。

1 离子液体电喷推力器的工作原理

离子液体电喷推力器是一种静电式电推力器，根据静电喷射原理研制。静电喷射是在外加电场的作用下，带电粒子引出并在同一电场下加速发射的现象。当对导电液体表面施加一个向上的法向电场时，液体中相应极性的自由离子，会被电场吸引聚集到液体表面，液体表面因此荷电。平坦的液面出现轻微的起伏，凸起处的电场增强，集聚更多的电荷，凸起进一步被拉伸，但是由于液体表面张力的束缚，电场力与表面张力保持平衡，形成凸起的弯月面，也就是所谓的“泰勒锥”。实际中，当电场强度超过某一阈值时，泰勒锥尖端会由于液体性质以及其它条件的不同，会产生不同的现象。一些情况下弯月面尖端失稳，凸起不断被拉长，最终破裂形成射流，发射出一连串大小不同的带电液滴；一些情况下弯月面保持封闭，在其表面蒸发出离子，在电场下加速喷出；还有一些情况下既有液滴发射，又有离子发射。

离子液体电喷推力器以离子液体为推进剂，通常发射离子或离子与液滴的混合物。离子液体不同于传统有机溶剂，是完全由离子组成的液体，实质上为室温或接近室温下呈熔融态的盐[8]。离子液体的饱和蒸气压很低可忽略不计，具有良好的导电性和热稳定性[9]，可以作为离子源提供正负离子。常用作推进剂的离子液体有1-乙基-3-甲基咪唑四氟硼酸盐(1-ethyl-3-ethylimidazolium tetrafluoroborate，EMI-BF4)和1-乙基-3-甲基咪唑啉双(三氟甲基磺酰基)亚胺(1-ethyl-3-ethylimidazolium bis (trifluorome-thylsulfonyl)imide，EMI-Im)。

在结构上，离子液体电喷推力器由发射极、吸极、储箱和壳体等几部分组成，图1是其原理图。储箱中有离子液体推进剂，储箱上游为发射极，发射极对应的是吸极。发射极和吸极之间施加高压形成强电场，储箱中的离子液体在外部压力或毛细作用下沿着发射极内部的微小通道或发射极表面输运到发射极尖端，发射极尖端的离子液体在强电场的作用下，带电粒子发射并在同一电场下加速喷出，产生反作用推力。由于单个发射点产生的推力较小，实际中往往将发射极设计为阵列状，让多个发射点并行工作，从而获得较大的推力调节范围。

图1 离子液体电喷推力器原理图Fig.1 Schematic diagram of ionic liquid electrospray thrusters

2 离子液体电喷推力器的分类和特点

2.1 离子液体电喷推力器的分类

根据推进剂输运到发射极尖端的方式的不同，离子液体电喷推力器可以分为毛细管型、外部浸润型以及多孔介质型，如图2所示。

图2 毛细管型、外部浸润型和多孔介质型离子液体电喷推力器示意图Fig.2 Schematic diagrams of capillary, externally wetted and porous ionic liquid electrospray thrusters

毛细管型离子液体电喷推力器可通过压力系统将推进剂主动地输运到毛细管顶或通过自身的毛细作用被动地进行推进剂供给。主动供给式毛细管型电喷推力器需要配备专门的压力调节系统调节推进剂的流量，增加了推进系统的体积和重量。在工作时，较大的流量可以产生较大的推力，但流量过大时，会导致带电液滴发射，降低了推力器的比冲和发射效率。外部浸润型离子液体电喷推力器通过毛细作用由浸润好的外部几何轮廓将推进剂输运到发射极尖端。这种方式既不需要压力系统进行流量调节，又避免了输运道堵塞的风险，并且推进剂输运的流阻较大，有利于推力器发射纯离子，但外部浸润型离子液体电喷推力器对发射极加工和浸润工艺提出了更高的要求。多孔介质型离子液体电喷推力器使用多孔材料作为发射极，推进剂在多孔材料内部孔隙的毛细作用下被动供给到发射极尖端。这种方式也不需要推进剂供给压力系统，发射极浸润方法简单，是一种经济可行的方案。

2.2 离子液体电喷推力器的特点

离子液体电喷推力器与其他几种微牛量级电推力器典型参数[10-14]对比如表1所示。通过对比发现，离子液体电喷推力器具有以下特点：

1)推进剂可通过毛细作用被动式供给，不需要泵、管路、阀门和压力系统等辅助部件，结构紧凑，特别适合应用于微纳卫星。

2)应用静电喷射原理，不用为推进剂离解增加电磁线圈、射频源等辅助部件，减轻了系统质量。

3)功推比高，整体推进效率较高，适用于有功率限制的航天器。

4)比冲较高，可为航天器提供较大的速度增量。

5)与场发射电推力器相比，引出电压低，不需要加热。

6)离子液体中同时含有正负离子，推力器可通过以一定频率交替发射正负离子的方式中和，不需要配置专门的中和器。

表1 几种微牛量级电推力器典型参数对比Table 1 Comparison of typical parameters of several micronewton grade electric thrusters

3 离子液体电喷推力器的研究现状

3.1 国外研究现状

离子液体电喷推力器的研究始于21世纪初，经过十余年的研究，获得了蓬勃的发展。目前，国外从事离子液体电喷推力器研究的主要有美国的耶鲁大学、麻省理工学院、Busek公司、瑞士的洛桑联邦理工学院和英国的玛丽女王大学等。

美国耶鲁大学于2003年最早将离子液体作为推进剂进行试验，发现使用离子液体EMI-BF4作为推进剂时，液滴的发射可以完全被抑制[15]。后面研制出毛细管数为7，19，37和91的电喷推力器[16-17]，成功让毛细管型电喷推力器发射纯离子。其中，毛细管数为37的离子液体电喷推力器比冲达到1870 s，推力可达31.1 μN。

美国麻省理工学院的Lozano等[18]在2004年首次进行了外部浸润的单针式离子液体电喷试验。为了提高推力调节范围，他们尝试让多个钨针并行工作，设计了由31根钨针并列的离子液体电喷推力器[19]，不过这种方案存在着发射极和吸极对中性差、推力器难以小型化的问题。为解决这些问题，2006年，Velásquez-García等[20]在一块面积为0.64 cm2的硅片加工了1024个发射尖，设计了一种平面阵列型离子液体电喷推力器，并通过对发射极表面进行黑硅化处理，提高了离子液体在硅表面的浸润性。2007年，Legge等[21]首次采用多孔材料加工发射极，设计了“锯齿形”离子液体电喷推力器。为了进一步将推力器小型化，2011年，Li等[22]在一块面积为1 cm2多孔镍片上加工出480个发射针尖，设计了一种平面阵列式多孔介质型离子液体电喷推力器。在此基础上，2013年Coffman等[23]将发射极材料替换为超细多孔硅酸盐玻璃，经过壳体与贮箱的优化，形成目前美国麻省理工学院最为成熟的离子液体电喷推力器模块，如图3所示。它的工作电压为1 kV，功率0.15 W，发射电流150 μA，推力约为12.5 μN，比冲760 s[24]，目前已进行300 h长寿命测试[25]。

图3 美国麻省理工学院研制的离子液体电喷推力器Fig.3 Ionic liquid electrospray thrusters developed by MIT

Busek是美国一家从事空间推进研究的公司。该公司于1998年开始从事第一代电喷推进系统的研发。经过十余年的研究，于2008年将两组共计8个离子液体电喷推力器交付LISA Pathfinder ST7任务用于抵消微牛级的扰动力[26]，成功通过各种测试后，2009年夏集成到LISA Pathfinder飞船上，如图4所示，最终在2016年1月成功投入运行[6]。目前，Busek公司开发出BET-1 mN、BET-100等小型化、高性能的电喷推进系统用于微纳卫星的飞行任务。

图4 LISA Pathfinder飞船上搭载的由美国Busek公司研制的离子液体电喷推力器Fig.4 Ionic liquid electrospray thrusters on the LISA Pathfinder developed by Busek Company

瑞士洛桑联邦理工学院联合伦敦大学玛丽皇后学院在2013年参加了欧洲“微推力”计划，利用MEMS技术制造出毛细管型发射极[27]，并首次将吸极与加速极集成到一起[28]，提高了推力器的工作性能。后来，又于2015年研制出条状阵列式多孔介质型离子液体电喷推力器[29]。

总之，国外离子电喷推力器已经完成了研制工作，一些已经产品化用于航天器的搭载。

3.2 国内研究现状

国内早期曾对同样基于静电喷射原理的胶体推力器进行了研究。近年来，随着离子液体电喷推力器的兴起，许多高校和科研院所投入到研究的行列中。上海交通大学与上海空间推进研究所就多孔介质型电喷推力器进行了研究，研制了试验样机(见图5)，点火成功并进行了飞行时间法比冲测试[30-31]；北京理工大学研制了毛细管型离子液体电喷推力器[32]；南京航空航天大学对毛细管型离子液体电喷推力器进行了建模和分析[33]；西北工业大学搭建了离子液体电喷试验平台，点火成功并对不同尺寸液滴在不同电场强度下液滴及束流形态进行了观察研究[34]；北京机械设备研究所研制了平面阵列式离子液体电喷推力器，进行了点火和推力调节[35]。

图5 上海交通大学与上海空间推进研究所联合研制的离子液体电喷推力器及其点火状态Fig.5 Ionic liquid electrospray thruster developed by Shanghai Jiao Tong University and Shanghai Institute of Space Propulsion and its operating states

总的来说，目前国内的研究主要集中在离子液体电喷推力器的研制上，对离子液体电喷推进的理论研究还不充分，比冲和推力等性能测试刚刚起步，有的甚至尚未开展，后续应加大力度进行攻关。

4 离子液体电喷推力器的关键技术

离子液体电喷推力器的研制首先从机理入手进行推力器整体设计，设计完毕后完成发射极制造、吸极加工、推进剂贮存与供给等工作，然后经装配得到离子液体电喷推力器样机，样机与功率处理单元一起共同构成离子液体电喷推进系统，之后对推力器的性能进行测试，测试结果可反馈到推力器设计中，经过反复优化迭代，得到性能优良的离子液体电喷推力器产品，其过程如图6所示。在推力器研制过程中，涉及以下几种关键技术需要进行攻关。

图6 离子液体电喷推力器研制流程图Fig.6 Flow chart of the development process of ionic liquid electrospray thrusters

4.1 微尺度下带电粒子的产生与加速技术

离子液体电喷推力器带电粒子的产生与加速是一个涉及电场和流场的复杂物理过程。这一过程中，极间电场对带电粒子的产生与加速至关重要。粒子蒸发遵循动能定理[36]，其单位面积上的发射电流为：

(1)

(2)

(3)

蒸发出的粒子在同一电场下加速发射，其大小由极间电压决定，方向由极间电场分布决定。然而极间电场的分布较为复杂，对于导电液体并忽略空间电荷效应，可表示为[37]：

E=f-1V

(4)

式中:E为极间电场强度，f为系统几何形貌函数，V为极间电压。这表明极间电场与极间电压和系统几何形貌有关。发射极尖端曲率半径、极间距离等参数都会影响系统几何形貌进而影响极间电场。这些参数如何选取成为离子液体电喷推力器设计时的难点与关键。推力器设计时应综合考虑各参数取值，通过数值计算或仿真的手段确定发射极尖端电场高于粒子发射的阈值电场。其次要尽量减少推力器壁面和吸极对粒子的阻挡，避免打火和短路现象发生。

粒子在大量发射的同时需要进行补给，弯月面发射的粒子将由液体内部的电荷流补充，该电荷流由传导部分和对流部分组成，即：

je=jcond+jconv

(5)

其中,jcond为传导电流，jconv为对流电流。传导电流jcond的大小为：

(6)

4.2 微细制造与精密装配技术

发射极是离子液体电喷推力器的关键部件，起到增强发射电场和为推进剂提供输运通道的作用，发射极头部尺寸仅为微米量级；此外，为了获得较大的推力调节范围，需要加工出发射极阵列。因此，离子液体电喷推力器发射极的微细制造技术是其研制的关键技术和难点之一。表2总结了国内外离子液体电喷推力器发射极所采用的材料与加工方法。通过分析发现，为解决发射极阵列中各个发射针尖之间形貌差异导致的各针尖发射特性不一致的问题[40]，发射极加工所选择的方法应从加工可重复性较难控制的电化学加工方法向机械加工、激光加工等加工可重复性更好的方法转变。

离子液体电喷推力器的装配主要体现在发射极尖端与吸极之间对中性以及极间距调节这两个方面。如果发射极尖端与吸极之间没有对准，会影响极间电场分布，粒子发射轨迹偏移，降低发射出的粒子通过吸极的比例，使推力和比冲下降。发射极与吸极之间的距离也会影响推力器的工作性能，极间距过大会增加发射的起始电压，过小则容易引起打火和短路。因此为了让推力器良好运行，不但要保证发射极尖端与吸极之间有良好的对中性，还要保证发射极与吸极之间达到设计的距离。但是，由于发射极的尺寸仅为微米级，且发射极和吸极间的距离通常仅数十到数百微米，因而发射极的装配调节仍是影响离子液体电喷推力器技术成熟度的难点。

表2 发射极材料及加工方法Table 2 Material and fabrication methods of ionic liquid electrospray emitters

4.3 推进剂贮存和供给技术

离子液体电喷推力器的推进剂存储在贮箱中，在加注推进剂的过程中难免会掺杂进一些空气。在真空环境下，推进剂中的气体形成气泡爆裂，容易引起贮箱内推进剂溅射和泄漏[41]。离子液体具有电导率高、黏度较低的性质，一旦发生泄漏可能造成吸极与发射极之间短路，推力器无法正常工作；如果泄漏的离子液体溅射到卫星的控制电路板上会损坏星体，产生不良后果。因此，需要研发可靠的贮存技术解决这一问题。

离子液体电喷推力器推进剂供给方式主要有主动式和被动式两种。主动式供给需要配备泵、阀和管路等部件，推进剂通过泵由贮箱压入到发射极尖端。毛细管式离子液体电喷推力器一般采用这种供给方式。考虑到星体或航天器在体积和质量方面的限制，泵、阀等部件需要进行小型化，具有较大的技术难度。而被动式供给靠毛细作用力将推进剂由贮箱输运到发射极尖端。外部浸润型和多孔介质型离子液体电喷推力器大多采用这种供给方式。目前被动式供给在一些关键参数(比如发射极孔径大小、发射极高度)的选择上缺乏系统的理论研究，需要进一步加以探索。

4.4 高升压比微功率电源处理单元

电源处理单元是将星体或航天器母线电压转换成电推力器工作电压的二次电源变换设备，是电推进系统的重要组成部分。考虑到离子液体电喷推力器工作特性，其电源处理单元应具备以下特点：

一是结构紧凑，质量轻。离子液体电喷推力器通常用于体积和质量都很小的航天器或微纳卫星上，因此其电源处理单元必须结构紧凑，质量轻，这样才能保证与航天器或星体有较好的相容性。

二是具备高升压比。离子液体电喷推力器的工作电压一般为上千伏，而推力器所在的星体或航天器的母线电压没有这么高。以立方星为例，立方星的母线电压一般为3.3 V可调或5 V可调，因此电源处理单元需要具有几百到上千的升压比。

三是能够以一定频率切换正负极性。研究表明，离子液体电喷推力器喷射某种极性的粒子一段时间后，推进剂中剩余的相反极性粒子会引起推进剂发生电化学反应，导致发射电流变小[42]。如果电源处理单元向推力器输入的高压以一定频率进行正负极性切换，正负粒子就可以交替发射，避免电化学反应的发生。电源处理单元极性周期性切换的另一好处是可以实现羽流的自中和，推力器不再需要中和器。

在国外，离子液体电喷推力器经过了十余年的发展，已经研制出相应的电源处理单元，而国内目前的研究集中在推力器本体的研制上，推力器工作测试中采用地面高压电源，在电源处理单元的研制上有所欠缺，亟需攻克这方面的关键技术。

4.5 推力器比冲和推力测试技术

比冲是指推进系统推力与每秒消耗推进剂重量的比值，它是电推力器一个重要的性能指标。离子液体电喷推力器比冲测试多采用飞行时间法(Time of flight，ToF)进行。它的原理是测量电推力器发射的粒子通过某一距离的时间，计算出粒子喷射速度，进而求出比冲。具体操作上，可在离子液体电喷推力器下游设置一个“静电门”，在门开关下游一定距离设置一块收集板。测量时，让电喷推力器处在持续稳定工作状态，通过分析“静电门”快速关闭后收集板上电流信号的变化得到通过这一距离的时间。但在实际中，由于离子通过时间只有微秒量级，需要能高速开关的“静电门”，此外还要避免噪声干扰，因此技术难度较大，国外经过几十年的技术积累，飞行时间法测量技术已经较为成熟，但国内处于起步阶段，仅有少数单位进行了飞行时间法测试[31]，仍需要进一步攻关。

推力是评估推力器性能的最重要的指标之一。离子液体电喷推力器的推力只有微牛量级，推力的信号较弱；此外，推力器工作时的高电压易导致静电干扰，因此推力测量难度大，需要设计专门的推力测量装置进行测量。在国外，美国麻省理工学院设计了一种磁悬浮推力测试架以创造无摩擦环境，提高测量精度[43]；瑞士洛桑联邦理工学院采用高精度天平称重法对离子液体电喷推力器的推力进行了测量[44]。而国内一些单位设计了微推力测量装置[45-47]，但针对离子液体电喷推力器的推力测试刚刚开始，需要与推力器的研制工作同步加快进行。

5 离子液体电喷推力器的发展趋势与构想

5.1 离子液体电喷推力器的发展趋势

目前，许多国家已经研制出了离子液体电喷推力器的试验样机，在不断攻克关键技术、提高工作稳定性的同时，离子液体电喷推力器正朝着小型化、模块化、推力密度提升的方向发展，值得引起我国研究人员的关注。

1)离子液体电喷推力器的小型化是其发展过程中永恒的课题。为了实现小型化，人们采用了多种技术手段。比如在推进剂的供给上，被动式推进剂供给方式由于省去了泵阀管路等部件，越来越多地应用到离子液体电喷推力器中；在推力器结构上，使用MEMS技术将推力器的几个部件结合到一起[36]。

2)离子液体电喷推力器模块化是指将推力器设计加工成规格统一的模块，搭载时根据飞行任务选取合适数量的推力器按照一定的方式排布。模块化的设计提高了推力器与飞行器或星体之间的兼容性，有利于适应不同的飞行任务，扩展了其应用范围。例如，美国麻省理工学院将其研制的多个推力器模块进行不同方式排布，形成单侧轴向推力模式和姿态调控模式[48]，如图7所示。

图7 美国麻省理工学院推力器工程化模块Fig.7 Engineering propulsion modules developed by MIT

3)离子液体电喷推力器推力密度的提升也是其今后发展的一个重要方向。离子液体电喷推力器理论上最大推力密度为107N/m2，而目前研制出的离子液体电喷推力器的推力密度为0.5 N/m2，推力密度难以达到最大值主要受离子液体导电性、发射极阵列相邻针尖之间的距离的影响。其中通过减小相邻针尖之间的距离有利于提高推力密度；此外还可以选用性能更优的离子液体，美国麻省理工学院目前在测试使用离子液体EMI-(HF)2.3F[49]作为推进剂，其电导率高达10 S/m，为EMI-BF4的7倍多，测试结果表明离子液体电喷推力器的推力密度获得了较大的提升。

5.2 离子液体电喷推力器的发展构想

离子液体电喷推力器作为一种微型电推力器，可为微纳卫星和航天器提供微牛级推力，实现姿态控制、轨道变换和编队飞行，不仅能解决目前大多数微纳卫星未能配备推进系统的问题，带动社会进步和国民经济发展，还能在引力波探测等科学前沿领域发挥重要作用，促进科技的进步。因此，要在现有的基础上大力发展离子液体电喷推进技术。

1)优先探索研发推进剂被动式供给型离子液体电喷推力器。推进剂被动式供给型离子液体电喷推力器结构简单紧凑，无需泵、阀和管路，降低了研发的技术门槛，后期也更有利于小型化与工程化，发展前景良好。

2)加大离子液体电喷推力器关键技术的基础理论研究力度。对涉及的离子液体场蒸发机理、推进剂供给机理和带电粒子加速机理等基础理论加快研究步伐，努力提高推力密度，缩小同国外先进技术水平的差距。

3)在原理样机正常工作的基础上，进一步提高推力器工作的可靠性和稳定性；优化推力器结构，将原理样机小型化、工程化、模块化。

4)加强离子液体电喷推进测试技术的研究，研制微推力测试平台、比冲测试平台等测试设备，对离子液体电喷推力器的性能开展测试。

5)从系统层面统筹电喷推进系统的研发，加强与推力器兼容的具有高升压比的微功率电源处理单元的研发，实现推进系统在星体或航天器的搭载。

6 结束语

离子液体电喷推力器基于静电喷射原理研制，结构紧凑、质量小、功率低、比冲高，是一种极富前景的微牛级推力器。经过十余年的发展，国外在离子液体电喷推力器上已经拥有较为成熟的技术和产品，目前正朝着小型化、模块化的方向发展。我国离子液体电喷推力器的研制上起步较晚，虽然近年来在样机研制方面取得了一些进展，但与国外相比还存在着一定差距，需要进一步进行技术攻坚迎头赶上。当前，我国航天事业蓬勃发展，电推进技术也获得了前所未有的发展机遇，相信在广大科研人员的不懈奋斗和刻苦攻关下，我国离子液体电喷推进技术一定会取得更大突破。