丁亮，鄭慧奇，彭毓川，任瓊英，趙華

北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094

電推進是一種將電能轉化為粒子動能的推力器。近年來，多種電推進基于自身的特點取得了較大的發(fā)展[1]。磁場在多種電推進器中作為約束電子和增加電離率的有效手段[2]。粒子束噴射方向的改變在航天器電推進應用領域具有重要的作用。推力方向的改變對于燃料的消耗、軌道維持等都十分關鍵[3]。研究表明，在霍爾推進器中，通過改變磁場位型能夠使得粒子束發(fā)生10°～15°的偏轉[4]。螺旋波電推進作為一種新的電推進技術受到越來越多的關注[5-10]，但是基于螺旋波電推進羽流電磁矢量控制的研究目前還未得到充分分析和實驗驗證?；陔姶趴刂频氖侄危脦щ娏Ｗ邮艽艌黾s束的特點，規(guī)避轉動機構，實現(xiàn)電推進器羽流的電磁矢量調(diào)節(jié)將有助于電推進在航天器上的靈活應用。

1 仿真設計

為了實現(xiàn)無活動部件的矢量推進，在電磁噴口設計上采取非同心輔助線圈產(chǎn)生偏轉磁場控制等離子體中粒子的噴射方向。電磁矢量噴嘴技術可以有效減少航天器姿態(tài)軌道控制推進器的數(shù)量，提高航天器推進系統(tǒng)的可靠性。

在仿真模型設計上，依次進行單個矢量調(diào)節(jié)線圈改變安置位置和多個矢量線圈分別控制兩方面。

1.1 單個電磁矢量線圈調(diào)制

單個矢量調(diào)制線圈仿真模型中，主要分為主線圈和矢量調(diào)制線圈。具體參數(shù)如表1所示。

主線圈與矢量線圈距離為30 mm，如圖1所示；矢量線圈在軸向30°錐角內(nèi)可調(diào)，可調(diào)角度α的范圍 -30°～30°。

表1 電磁線圈參數(shù)

圖 1 主線圈與矢量線圈相對位置關系Fig.1 Related position of main coil and vector coil

具體仿真過程中，在主線圈和矢量線圈同時供電時，改變矢量調(diào)制線圈相對于主線圈的位置如圖2所示，驗證磁場位形的改變。

圖 2 磁感應強度分布及磁力線分布Fig.2 Distribution of magnetic field

由單個電磁線圈改變相對于主線圈的位置角度，磁場位形將隨之發(fā)生改變，具體調(diào)制效果可由矢量線圈的相對電流強度控制。該仿真結果與Wes Cox的3D模型結果是一致的，如圖3所示。

圖 3 國外磁場位形調(diào)制結果Fig.3 Reshaping result of magnetic field from Wex Cox

1.2 三維電磁矢量線圈調(diào)制

利用非同心圓線圈，構建可偏轉磁場，等離子的離子受磁場控制，從而發(fā)生運動軌跡偏轉，實現(xiàn)推力的矢量調(diào)控。電磁線圈可以在實驗室條件下對磁化等離子體噴射方向進行測量。在軌實施矢量控制時，可通過指令方式改變3個非同心圓電磁線圈上的電流比例來完成所需調(diào)控方向。

具體仿真過程：矢量推進控制的主要部件由3個非同心圓磁場線圈組成,如圖4所示，其位置關系如表2所示，每個線圈的匝數(shù)為N，而通過的電流分別是I1，I2和I3。通過調(diào)整3個線圈上電流的比例可以控制導向磁場方向。在以z軸為對稱軸的柱坐標系中，電推進噴焰中心點與坐標原點連線方向就是噴焰的方向，反方向就是推力的方向。

圖4 共軸矢量電磁噴口模型Fig.4 Model of magnetic nozzle with coaxial electromagnetic coils

表2 電磁矢量線圈位置關系表

電推進噴焰方向可以在柱坐標系中采用坐標描述。θ是電推進噴焰的經(jīng)度坐標，φ是噴焰方向的緯度坐標。噴焰方向與導向磁場平行。磁場方向取決于非同心圓磁場線圈上的電流比例(I1，I2，I3)。因而電推進噴焰的方向調(diào)節(jié)通過控制線圈上的電流來實現(xiàn)。設定θ調(diào)節(jié)范圍為0～30°，調(diào)節(jié)精度為5°；φ的調(diào)節(jié)范圍為0～360°，調(diào)節(jié)精度為5°。

用不同的矢量線圈進行供電，可以得到約束場在不同方向上的調(diào)制結果，如圖5所示。

通過3個共軸電磁矢量線圈的協(xié)同供電，可以按照需求在不同方向進行調(diào)制，調(diào)制精度可由線圈電流控制。通過仿真，理論上驗證了電推進羽流電磁矢量控制具備驗證實施條件。

圖5 電磁矢量控制磁場仿真結果Fig.5 Simulation results of magnetic field with electromagnetic vector modulation

續(xù)圖5Fig.5 Continued

2 原理性試驗驗證

在螺旋波電推進研制的基礎上，開展了羽流偏轉的原理性試驗驗證。

2.1 原理性驗證

主約束磁場采用1 000匝電磁線圈，在25 A直流供電下提供中心磁感應強度0.18 T磁場。耦合天線采用右手螺旋天線，長度12 cm。放電室采用直徑4 cm石英玻璃管，長度40 cm。射頻功率通過同軸結構輸入，最大功率3 kW。

偏轉磁場中心磁感應強度0.05 T。在2 kW輸入功率螺旋波模式條件下，開啟偏轉磁場供電，羽流發(fā)生明顯偏轉。

從圖6和圖7可以看出，羽流在偏轉磁場開啟后明顯偏轉，偏轉角約60°。該試驗從原理上驗證了電磁矢量控制技術，為后續(xù)羽流偏轉全電磁控制技術的深入研究奠定了基礎。

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

圖7偏轉磁場開啟后羽流位形圖Fig.7 Shape of plasma flow with altering magnetic field introduced

2.2 等離子體密度分析

通過原理性驗證試驗，可以看出在電磁控制偏轉磁場調(diào)制下，羽流發(fā)生了明顯的偏轉。為了進一步驗證偏轉效果，對下游軸向中心10 cm，垂直-10 cm處等離子體密度進行了測量。通過對偏轉磁場線圈加載15 Hz周期性三角波電流，當?shù)入x子體密度隨之發(fā)生周期性調(diào)制，則說明電磁線圈產(chǎn)生的調(diào)制磁場對電推進羽流進行了偏轉控制。

等離子體密度的測量采用了Impendans公司的Automated Langmuir Probe System。對比偏轉磁場開啟前后的等離子體密度如圖8所示。

圖8 無調(diào)制磁場是電推進羽流等離子體密度圖Fig.8 Plasma density of helicon plasma thruster without altering magnetic field introduced

電流調(diào)制線圈未加電流時，通過探針測量的螺旋波電推進羽流的等離子體密度擾動見圖8，屬于正常等離子體密度變化，約為6×1013m-3。

對偏轉磁場線圈加載15 Hz的6 A周期性電流時，該點等離子體密度如圖9所示。

圖9 等離子體密度調(diào)制圖(6 A，15 Hz)Fig.9 Plasma density of helicon plasma thruster with altering magnetic field introduced(6 A，15 Hz)

圖9中兩條綠線間是一個電流調(diào)制周期，約為33 000個記錄點步長，約為0.066 s，調(diào)制頻率約為15 Hz，與電磁線圈的調(diào)制頻率基本相同。等離子體密度最低5×1013m-3，最高1.5×1014m-3。由于等離子體參數(shù)測量點位于羽流中心下方10 cm處，即不處于羽流中心位置，等離子體密度小于中心密度。附加15 Hz調(diào)制線圈后，羽流將發(fā)生上下偏轉的周期性震蕩。因此，等離子體參數(shù)測量點測得的數(shù)據(jù)也將發(fā)生從小到大再到小的周期性變化。等離子體密度的增加是由于羽流中心發(fā)生偏轉，因此也驗證了電磁線圈調(diào)控羽流方向的結果。調(diào)制效果明顯，說明電推進羽流主體發(fā)生了偏轉。

3 結束語

本文針對螺旋波電推進羽流方向的電磁矢量控制開展了理論分析和原理性試驗驗證。理論上分別分析了單個電磁矢量調(diào)制線圈和三維電磁矢量調(diào)制的仿真結果，說明磁場位型在該模型參數(shù)下能夠偏轉30°。試驗方面，根據(jù)實際電推進器特點，附加0.05 T偏轉磁場下，羽流主體偏轉60°，達到了驗證的效果。同時，分析了等離子體參數(shù)在15 Hz周期調(diào)制的磁場下，等離子體密度同樣出現(xiàn)周期性震蕩，充分說明了電推進等離子體羽流受偏轉磁場調(diào)制的影響，并對調(diào)制頻率存在有效響應。偏轉角度的精確調(diào)節(jié)能夠通過調(diào)制磁場實現(xiàn)。在具體集成與應用過程中，鑒于電磁矢量控制線圈緊貼推進器噴口，建議將電磁線圈的與噴口進行一體化設計，其中心與推進器中心共軸，同時磁場需保持連續(xù)，避免出現(xiàn)電磁線圈產(chǎn)生的磁場與推進器自身的磁場發(fā)生間斷等問題。在電磁屏蔽方面，應為電磁矢量控制線圈設計金屬外殼，并使之與推進器甚至整個航天器一體化，避免電磁控制線圈工作時產(chǎn)生擴散或泄露磁場影響推進器甚至航天器的正常工作。