陳蓉,申麟,唐慶博,肖肖,童科偉

(中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心,北京100086)

1 前言

離子束推移離軌技術(shù)是一種新型的空間碎片清除方式,利用遠(yuǎn)距離發(fā)射的高能離子束與空間碎片產(chǎn)生作用力,降低碎片速度,從而降低其軌道,達(dá)到移除目的。由于離子束推移是非接觸的離軌方法,因此在清除過程不會與碎片發(fā)生直接接觸,不需要交會過程和復(fù)雜的控制系統(tǒng)。并且遠(yuǎn)離離子束中心線的大發(fā)散角的等離子體非常稀少 (動量可忽略不計),所以也不會對空間環(huán)境造成污染。這種方式適合于不同軌道、不同尺寸大小的空間碎片[1]。

俄羅斯航天國家集團(tuán)正在研究一項名為 “掃除者”的太空清除器項目,計劃使用發(fā)動機(jī)噴射的離子束將廢棄航天器從軌道 “吹”除。

這一項目已被列入2016～2025年聯(lián)邦航天規(guī)劃,預(yù)計從2018年開始設(shè)計,2025年投入試運行?！皰叱摺焙教炱髦剡_(dá)4噸,可以在一個周期內(nèi) (最長6個月)清除約10件廢棄航天器。每臺 “掃除者”的使用期限預(yù)計達(dá)到10年,也就是說在工作不少于20個周期內(nèi)可從軌道上清除近200個空間碎片。歐空局 (ESA)、日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu) (JAXA)也都提出過類似的概念。

圖1 歐空局離子束推移清除碎片概念Fig.1 The conception of ESA's ion beam deorbit technology

2 技術(shù)可行性分析

2.1 離子束管控飛行器

這種離子束管控飛行器 (Ion Beam Shepherd,簡稱IBS)的相互對立面安裝了一對離子發(fā)動機(jī)。當(dāng)飛行器接近空間碎片時,以相同功率啟動這些離子發(fā)動機(jī)。這樣飛行器可以依然保持原位置。離子發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的離子束作用于空間碎片,制動目標(biāo)并改變其軌道參數(shù),使其逐漸降低速度,最終從軌道上脫離。

歐空局新概念團(tuán)隊提出了對離子束推移離軌的相關(guān)理論分析[2],離子束推移離軌示意如圖2所示。

噴射出的離子束可看作是兩個物體 (IBS飛行器與空間碎片)的物理連接,類似于一個彈簧結(jié)構(gòu)?？蓪蓚€物體看作是一個系統(tǒng),為了保持系統(tǒng)的穩(wěn)定性,則要求:

FM是動力系統(tǒng)產(chǎn)生的推力,FB、FD分別為通過彈簧作用在飛行器和目標(biāo)上的附加推力,mIBS、mD分別為離子束衛(wèi)星和碎片的質(zhì)量。

假設(shè)動量轉(zhuǎn)化效率ηB=FD/FB,公式 (1)變換得到,

損失的動量是由于部分離子束沒有作用到碎片上造成的。為了使轉(zhuǎn)化效率ηB≈1,需要使飛行器與碎片之間的距離足夠小,并且要求離子束是小發(fā)散的 (即φ是足夠小的)[2]。

為了達(dá)到較好的離軌效果,空間碎片所受到的推力要求盡量沿碎片切線方向且作用在質(zhì)心位置附近。

2.2 離軌時間調(diào)研

離軌時間取決于空間碎片的質(zhì)量和發(fā)動機(jī)功率。圖3顯示了從1000km轉(zhuǎn)移至500km軌道高度 (圓軌道),離軌時間與空間碎片質(zhì)量和所受到的推力FD之間的關(guān)系。一個百公斤級的離子束管控衛(wèi)星,通過推力約為100mN的發(fā)動機(jī)可使一個2噸的LEO空間碎片在3～4個月內(nèi)實現(xiàn)離軌。

圖2 電推進(jìn)飛行器向碎片噴射等離子束示意圖Fig.2 Schematic of IBS satellite deorbiting a space debris

圖3 離軌時間Δ t與碎片質(zhì)量和所受推力FD之間的關(guān)系圖[2]Fig.3 Deorbiting time for different values of the space debris mass and the(tangential)force FDexerted on the debris,for a low-thrust transfer from 1000km to 500km altitude circular orbit.

對俄羅斯 “掃除者”太空清潔器的評估表明,5千瓦的發(fā)動機(jī)可使空間碎片脫離軌道的時間不超過15天 (具體視質(zhì)量和尺寸有所區(qū)別)。

2.3 離子發(fā)動機(jī)工作時間

關(guān)于發(fā)動機(jī)需要 “吹”幾次,下面以俄羅斯“掃除者”飛行器為例,根據(jù)要求 “5千瓦的發(fā)動機(jī)使空間碎片脫離軌道的時間不超過15天”,開展分析:

假定空間碎片在500km軌道運行,面質(zhì)比為0.02m2/kg。按照太陽活動均年計算,從500km軌道15天離軌再入燒毀,約需要施加74m/s速度增量進(jìn)行減速降低軌道。

根據(jù)離子發(fā)動機(jī)調(diào)研情況計算,假定碎片重量為1kg,按照沖量定理,發(fā)動機(jī)需要開機(jī)274s來施加74m/s速度增量來降低碎片的速度。如果采用發(fā)動機(jī)一次噴射實現(xiàn)碎片離軌,發(fā)動機(jī)需要的開機(jī)時間為274s;假定碎片重量為100kg,相應(yīng)的發(fā)動機(jī)需要開機(jī)27400s來改變碎片目標(biāo)的速度。

上述計算如果發(fā)動機(jī)按照脈沖方式工作,需要持續(xù)施加推力改變軌道,一方面發(fā)動機(jī)的工作時間將大幅增加;另一方面,空間碎片實現(xiàn)離軌所受到的推力要求盡量是沿碎片切線方向且作用在空間碎片質(zhì)心位置附近的,因此離子束管控飛行器要跟隨碎片的位置和姿態(tài)持續(xù)不斷地施加變軌機(jī)動。

在碎片質(zhì)量和發(fā)動機(jī)開機(jī)時間一定的情況下,通過增加發(fā)動機(jī)推力也可以降低離軌時間,這就要求提高離子推進(jìn)飛行器的功率和能源供給。

3 關(guān)鍵技術(shù)分析

3.1 產(chǎn)生和釋放大量且穩(wěn)定的離子束

離子束推移離軌這個新設(shè)想需要使用離子噴射發(fā)動機(jī),其原理是在電磁場中加速離子。穩(wěn)態(tài)等離子體推力器 (Stationary Plasma Thruster,SPT)是電磁式推力器的一種,它利用電子在電磁場中運動時形成的霍爾效應(yīng)使得推進(jìn)工質(zhì) (一般是Xe)原子電離并使生成的離子在靜電場中加速,從噴管高速噴出后產(chǎn)生推力。SPT具有比沖高 (1000s～3000s)、效率高 (50% ～70%)、工作壽命長 (＞10kh)、放電電壓低等優(yōu)點,被認(rèn)為是一種極具應(yīng)用前景的電推進(jìn)技術(shù)。

如圖4所示,穩(wěn)態(tài)等離子體推力器 (SPT)系統(tǒng)由陰極系統(tǒng)、加速通道、磁極、磁線圈、陽極/氣體分配器、電源系統(tǒng)、推進(jìn)劑輸送管路及支撐結(jié)構(gòu)等組成。

圖4 SPT結(jié)構(gòu)簡圖Fig.4 SPT structure

如圖5所示,陰極發(fā)射的部分電子進(jìn)入放電室,在正交的徑向磁場與軸向電場的共同作用下向陽極漂移,在漂移過程中與從陽極/氣體分配器出來的中性推進(jìn)劑原子 (一般為Xe)碰撞,使得Xe原子電離,由于存在強(qiáng)的徑向磁場,電子被限定在放電通道內(nèi)沿周向作漂移運動。而離子質(zhì)量大,其運動軌跡基本不受磁場影響,在軸向電場的作用下其沿軸向高速噴出,從而產(chǎn)生推力。與此同時,陰極發(fā)射出的另一部分電子與軸向噴出的離子中和,保持了推力器羽流的宏觀電中性。

圖5 SPT的系統(tǒng)組成示意圖Fig.5 Schematic showing the components of SPT system

離子束SPT工作是以陰極工作為前提的,陰極負(fù)責(zé)SPT的點火、工作過程中放電通道內(nèi)部電子的補充及羽流區(qū)中和。高效、可靠工作的陰極是SPT穩(wěn)定放電的基礎(chǔ)。陰極的工作壽命和循環(huán)次數(shù)也是SPT壽命和點火次數(shù)的一大制約因素。目前SPT中使用得較多的是金屬陶瓷陰極中的鋇鎢陰極、六硼化鑭陰極和氧化物陰極等。三種陰極中,美國使用的主要是鋇鎢陰極,目前它們的鋇鎢空心陰極技術(shù)已趨成熟,工作壽命一般均超過一萬小時。如NASA研制的空間站等離子體接觸器用鋇鎢空心陰極,發(fā)射電流12A時壽命達(dá)到27kh,循環(huán)次數(shù)超過32000次。歐洲 (如德國)也有使用氧化物陰極的。俄羅斯使用的多是六硼化鑭陰極,其性能在SPT的長期實驗和應(yīng)用過程中久經(jīng)考驗。目前已開發(fā)了一系列大小和功率不同的六硼化鑭空心陰極,可滿足SPT-20～SPT-290等各種功率SPT的需要。

空心陰極的長壽命技術(shù)國外已獲得突破,目前的難點是陰極壽命的快速試驗與預(yù)估。影響陰極壽命的因素眾多,情況復(fù)雜,尤其是發(fā)射體的制備工藝與環(huán)境因素對陰極的性能和壽命影響巨大。而這些因素的影響大多是非直觀的,往往到陰極壽命末期才體現(xiàn)出來。目前的做法是開展長期壽命試驗,但數(shù)千至上萬小時的持續(xù)試驗往往需要耗費大量的資源。采取新的快速可靠壽命試驗與預(yù)估方法迫在眉睫。

3.2 離子發(fā)動機(jī)羽流與目標(biāo)飛行器的交互作用效應(yīng)

由于是一種侵入式結(jié)構(gòu),離子發(fā)動機(jī)的應(yīng)用存在一個羽流與目標(biāo)航天器的交互作用效應(yīng)的問題。如果離子束發(fā)散角較大,且大部分為等離子體,與目標(biāo)飛行器發(fā)生作用時將產(chǎn)生多種不利影響,包括力矩干擾、濺射與沉積污染、表面電位及電磁通訊影響等。羽流效應(yīng)研究是一項復(fù)雜的工程,涉及多個課題和領(lǐng)域,包括羽流場形成分布規(guī)律研究、羽流場與航天器的相互作用研究及前述作用對航天器產(chǎn)生的影響效應(yīng)研究,三方面缺一不可。在離子發(fā)動機(jī)羽流的幾個主要影響效應(yīng)中,力矩干擾占主導(dǎo)支配地位,因此對IBS飛行器的姿態(tài)控制提出了一定的要求。關(guān)于其研究,除了進(jìn)行各種地面和空間試驗外,在理論研究方面國際上也開展了大量工作。

歐空局以一個球形空間碎片為例對碎片表面所受力和力矩開展了建模分析。圖6為球體碎片所受到的離子束軸向力、徑向力和轉(zhuǎn)矩的示意圖。

圖6 球體碎片所受到的離子束軸向力、徑向力和轉(zhuǎn)矩示意圖Fig.6 Schematic showing the axial force Fz,radial force Fr and torque N transmitted to a spherical debris by the IBS beam

動量轉(zhuǎn)化效率取決于空間碎片的尺寸、其處于羽流中的位置及其姿態(tài)。對于中等尺寸的空間碎片來說,IBS距離目標(biāo)10～15m范圍可得到較好的轉(zhuǎn)化效率[2]。

圖7為通過建模及有限元分析得到的作用在宇宙神Koscos上面級的離子力。其中,上面級的半徑為2.4m,高度為6.5m,距離IBS約為15m,離子束的馬赫數(shù)為20,發(fā)散角為10°。

圖7 Kosmos上面級所受離子力分析Fig.7 Momentum delivered by the ion beam upon a Kosmos upper stage

3.3 空間碎片非合作目標(biāo)位姿測量技術(shù)

空間碎片所受到的推力要求盡量是沿碎片切線方向且作用在空間碎片質(zhì)心位置附近的,這樣,IBS飛行器在噴射離子束之前,需要對空間碎片非合作目標(biāo)的位姿參數(shù)進(jìn)行測量和辨識?？刹捎枚嗄苛Ⅲw視覺測量的方案,通過視覺測量及三維計算等方法獲取非合作目標(biāo)的位置和姿態(tài)參數(shù),并經(jīng)過多幀圖像數(shù)據(jù)的分析估計得到非合作目標(biāo)的自旋軸方向和旋轉(zhuǎn)速度,為之后的離子束噴射提供輸入信息。

4 結(jié)論

綜合以上分析,采用離子發(fā)動機(jī)噴射使空間碎片離軌技術(shù)的優(yōu)點是作為一種非接觸式離軌方式,適合于遠(yuǎn)距離操作,不需要交會過程和復(fù)雜的控制系統(tǒng),適合于不同軌道不同尺寸的空間碎片。如果在近地軌道,可將其墜入大氣層燒毀。如果在地球同步軌道,可將其抬升送入墳?zāi)管壍馈Ρ燃す獾韧ㄟ^材料熔融實現(xiàn)離軌的技術(shù),使用同樣的能源成本,離子束推移離軌方式的動量傳遞效要高得多[3]。

這種技術(shù)的缺點是噴射出的離子束自由分散,可控性較差;效率較低,離軌時間較長,實現(xiàn)起來代價較高。采用這項技術(shù)的性價比不高,不具備明顯的技術(shù)優(yōu)勢。