螺旋波电推进羽流电磁矢量控制的原理性验证

丁亮，郑慧奇，彭毓川，任琼英，赵华

北京卫星环境工程研究所，北京 100094

电推进是一种将电能转化为粒子动能的推力器。近年来，多种电推进基于自身的特点取得了较大的发展[1]。磁场在多种电推进器中作为约束电子和增加电离率的有效手段[2]。粒子束喷射方向的改变在航天器电推进应用领域具有重要的作用。推力方向的改变对于燃料的消耗、轨道维持等都十分关键[3]。研究表明，在霍尔推进器中，通过改变磁场位型能够使得粒子束发生10°～15°的偏转[4]。螺旋波电推进作为一种新的电推进技术受到越来越多的关注[5-10]，但是基于螺旋波电推进羽流电磁矢量控制的研究目前还未得到充分分析和实验验证。基于电磁控制的手段，利用带电粒子受磁场约束的特点，规避转动机构，实现电推进器羽流的电磁矢量调节将有助于电推进在航天器上的灵活应用。

1 仿真设计

为了实现无活动部件的矢量推进，在电磁喷口设计上采取非同心辅助线圈产生偏转磁场控制等离子体中粒子的喷射方向。电磁矢量喷嘴技术可以有效减少航天器姿态轨道控制推进器的数量，提高航天器推进系统的可靠性。

在仿真模型设计上，依次进行单个矢量调节线圈改变安置位置和多个矢量线圈分别控制两方面。

1.1 单个电磁矢量线圈调制

单个矢量调制线圈仿真模型中，主要分为主线圈和矢量调制线圈。具体参数如表1所示。

主线圈与矢量线圈距离为30 mm，如图1所示；矢量线圈在轴向30°锥角内可调，可调角度α的范围 -30°～30°。

表1 电磁线圈参数

图 1 主线圈与矢量线圈相对位置关系Fig.1 Related position of main coil and vector coil

具体仿真过程中，在主线圈和矢量线圈同时供电时，改变矢量调制线圈相对于主线圈的位置如图2所示，验证磁场位形的改变。

图 2 磁感应强度分布及磁力线分布Fig.2 Distribution of magnetic field

由单个电磁线圈改变相对于主线圈的位置角度，磁场位形将随之发生改变，具体调制效果可由矢量线圈的相对电流强度控制。该仿真结果与Wes Cox的3D模型结果是一致的，如图3所示。

图 3 国外磁场位形调制结果Fig.3 Reshaping result of magnetic field from Wex Cox

1.2 三维电磁矢量线圈调制

利用非同心圆线圈，构建可偏转磁场，等离子的离子受磁场控制，从而发生运动轨迹偏转，实现推力的矢量调控。电磁线圈可以在实验室条件下对磁化等离子体喷射方向进行测量。在轨实施矢量控制时，可通过指令方式改变3个非同心圆电磁线圈上的电流比例来完成所需调控方向。

具体仿真过程：矢量推进控制的主要部件由3个非同心圆磁场线圈组成,如图4所示，其位置关系如表2所示，每个线圈的匝数为N，而通过的电流分别是I1，I2和I3。通过调整3个线圈上电流的比例可以控制导向磁场方向。在以z轴为对称轴的柱坐标系中，电推进喷焰中心点与坐标原点连线方向就是喷焰的方向，反方向就是推力的方向。

图4 共轴矢量电磁喷口模型Fig.4 Model of magnetic nozzle with coaxial electromagnetic coils

表2 电磁矢量线圈位置关系表

电推进喷焰方向可以在柱坐标系中采用坐标描述。θ是电推进喷焰的经度坐标，φ是喷焰方向的纬度坐标。喷焰方向与导向磁场平行。磁场方向取决于非同心圆磁场线圈上的电流比例(I1，I2，I3)。因而电推进喷焰的方向调节通过控制线圈上的电流来实现。设定θ调节范围为0～30°，调节精度为5°；φ的调节范围为0～360°，调节精度为5°。

用不同的矢量线圈进行供电，可以得到约束场在不同方向上的调制结果，如图5所示。

通过3个共轴电磁矢量线圈的协同供电，可以按照需求在不同方向进行调制，调制精度可由线圈电流控制。通过仿真，理论上验证了电推进羽流电磁矢量控制具备验证实施条件。

图5 电磁矢量控制磁场仿真结果Fig.5 Simulation results of magnetic field with electromagnetic vector modulation

续图5Fig.5 Continued

2 原理性试验验证

在螺旋波电推进研制的基础上，开展了羽流偏转的原理性试验验证。

2.1 原理性验证

主约束磁场采用1 000匝电磁线圈，在25 A直流供电下提供中心磁感应强度0.18 T磁场。耦合天线采用右手螺旋天线，长度12 cm。放电室采用直径4 cm石英玻璃管，长度40 cm。射频功率通过同轴结构输入，最大功率3 kW。

偏转磁场中心磁感应强度0.05 T。在2 kW输入功率螺旋波模式条件下，开启偏转磁场供电，羽流发生明显偏转。

从图6和图7可以看出，羽流在偏转磁场开启后明显偏转，偏转角约60°。该试验从原理上验证了电磁矢量控制技术，为后续羽流偏转全电磁控制技术的深入研究奠定了基础。

图6 螺旋波模式下的羽流位形图Fig.6 Shape of plasma flow without altering magnetic field introduced

图7偏转磁场开启后羽流位形图Fig.7 Shape of plasma flow with altering magnetic field introduced

2.2 等离子体密度分析

通过原理性验证试验，可以看出在电磁控制偏转磁场调制下，羽流发生了明显的偏转。为了进一步验证偏转效果，对下游轴向中心10 cm，垂直-10 cm处等离子体密度进行了测量。通过对偏转磁场线圈加载15 Hz周期性三角波电流，当等离子体密度随之发生周期性调制，则说明电磁线圈产生的调制磁场对电推进羽流进行了偏转控制。

等离子体密度的测量采用了Impendans公司的Automated Langmuir Probe System。对比偏转磁场开启前后的等离子体密度如图8所示。

图8 无调制磁场是电推进羽流等离子体密度图Fig.8 Plasma density of helicon plasma thruster without altering magnetic field introduced

电流调制线圈未加电流时，通过探针测量的螺旋波电推进羽流的等离子体密度扰动见图8，属于正常等离子体密度变化，约为6×1013m-3。

对偏转磁场线圈加载15 Hz的6 A周期性电流时，该点等离子体密度如图9所示。

图9 等离子体密度调制图(6 A，15 Hz)Fig.9 Plasma density of helicon plasma thruster with altering magnetic field introduced(6 A，15 Hz)

图9中两条绿线间是一个电流调制周期，约为33 000个记录点步长，约为0.066 s，调制频率约为15 Hz，与电磁线圈的调制频率基本相同。等离子体密度最低5×1013m-3，最高1.5×1014m-3。由于等离子体参数测量点位于羽流中心下方10 cm处，即不处于羽流中心位置，等离子体密度小于中心密度。附加15 Hz调制线圈后，羽流将发生上下偏转的周期性震荡。因此，等离子体参数测量点测得的数据也将发生从小到大再到小的周期性变化。等离子体密度的增加是由于羽流中心发生偏转，因此也验证了电磁线圈调控羽流方向的结果。调制效果明显，说明电推进羽流主体发生了偏转。

3 结束语

本文针对螺旋波电推进羽流方向的电磁矢量控制开展了理论分析和原理性试验验证。理论上分别分析了单个电磁矢量调制线圈和三维电磁矢量调制的仿真结果，说明磁场位型在该模型参数下能够偏转30°。试验方面，根据实际电推进器特点，附加0.05 T偏转磁场下，羽流主体偏转60°，达到了验证的效果。同时，分析了等离子体参数在15 Hz周期调制的磁场下，等离子体密度同样出现周期性震荡，充分说明了电推进等离子体羽流受偏转磁场调制的影响，并对调制频率存在有效响应。偏转角度的精确调节能够通过调制磁场实现。在具体集成与应用过程中，鉴于电磁矢量控制线圈紧贴推进器喷口，建议将电磁线圈的与喷口进行一体化设计，其中心与推进器中心共轴，同时磁场需保持连续，避免出现电磁线圈产生的磁场与推进器自身的磁场发生间断等问题。在电磁屏蔽方面，应为电磁矢量控制线圈设计金属外壳，并使之与推进器甚至整个航天器一体化，避免电磁控制线圈工作时产生扩散或泄露磁场影响推进器甚至航天器的正常工作。