離子推力器羽流沉積對(duì)衛(wèi)星熱控影響研究

林驍雄，陶家生，溫 正

（中國(guó)空間技術(shù)研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京100094）

離子推力器羽流沉積對(duì)衛(wèi)星熱控影響研究

林驍雄，陶家生，溫 正

（中國(guó)空間技術(shù)研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京100094）

離子推力器的羽流是等離子體，等離子體的組成是帶電粒子，這與傳統(tǒng)的化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)的羽流成分有很大不同，帶電粒子有在衛(wèi)星表面吸附的傾向，會(huì)形成羽流沉積污染。這種羽流沉積會(huì)改變衛(wèi)星表面的吸收率和發(fā)射率，從而影響衛(wèi)星的熱控性能。為了預(yù)測(cè)離子推力器的羽流對(duì)衛(wèi)星的熱控性能的影響，建立了離子推力器羽流模型。所建模型采用了工程化離子推力器的在衛(wèi)星上的布局位置和離子推力器的工作參數(shù)，模擬了離子推力器的正離子與中和電子束在工程化中分置的實(shí)際情況，使模型更為符合實(shí)際。通過(guò)數(shù)值模擬得到了離子、電子、中性粒子的空間分布，電場(chǎng)分布，得到了鉬粒子在衛(wèi)星表面的分布及沉積厚度，比較了模型計(jì)算的離子分布與實(shí)驗(yàn)獲得的離子分布情況，說(shuō)明了模型分析的正確性，給出了衛(wèi)星表面熱性能的變化及局部區(qū)域溫升的最大包絡(luò)可達(dá)二十多度的結(jié)果。

離子推力器；羽流建模；衛(wèi)星熱控；羽流沉積

0 引言

電推力器在衛(wèi)星上作為主推力器在國(guó)外已經(jīng)在軌應(yīng)用[1-2]，國(guó)內(nèi)已有化學(xué)推力器與電推力器混合應(yīng)用的衛(wèi)星，全電推進(jìn)衛(wèi)星也已在研[3]?？傊娡屏ζ鲬?yīng)用于衛(wèi)星，對(duì)衛(wèi)星在軌工作環(huán)境的影響情況仍需研究，這是因?yàn)閭鹘y(tǒng)的化學(xué)推力器燃燒產(chǎn)物在理論上是電中性的氣體和水[4]，它們沒(méi)有在衛(wèi)星表面易于吸附的理論基礎(chǔ)，但電推力器的羽流產(chǎn)物是等離子體，是電離態(tài)的帶電粒子，理論上有在衛(wèi)星表面吸附的傾向。尤其工程實(shí)際的離子電推力器正離子束與電子束是分立設(shè)置，工作時(shí)通過(guò)分立的電子束與離子束的匯聚形成宏觀電中性的等離子體，匯聚的過(guò)程及結(jié)果有待研究[5-6]。離子推力器的離子束是在束流系統(tǒng)的引導(dǎo)下射出的，如果離子束流不能完全聚焦，離子束流將侵蝕離子推力器的鉬柵極組件而濺射出鉬粒子[7]，在羽流中攜帶有鉬的中性粒子，這些中性粒子一部分通過(guò)離子交換電荷碰撞生成鉬離子，一部分通過(guò)與電子直接碰撞離化形成鉬離子[8]。在各種粒子碰撞和推力器羽流局部電勢(shì)的作用下返流到衛(wèi)星表面形成污染而影響衛(wèi)星熱控性能[9]。羽流的等離子體不僅可以在衛(wèi)星表面吸附，它的離子在衛(wèi)星表面也可能激發(fā)出二次濺射，更為有害。文獻(xiàn) [8]中通過(guò)數(shù)值模擬得到了鉬原子的空間分布，文獻(xiàn) [13]中研究了均勻厚度鉬膜的光學(xué)特性，文獻(xiàn) [7]結(jié)合試驗(yàn)并根據(jù)經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷玫搅藮艠O材料的原子濺射率，但是沒(méi)有實(shí)現(xiàn)從鉬原子的出射到鉬原子的沉積直到對(duì)衛(wèi)星OSR（Optical Solar Reflector） 片熱控性能影響的完整分析。為了研究離子電推力器羽流中各種成分的相互作用和各種粒子的空間分布情況、電場(chǎng)分布情況，本文以某實(shí)踐衛(wèi)星的LIPS-200氙離子推力器應(yīng)用為研究對(duì)象，結(jié)合離子推力器在衛(wèi)星中的布局參數(shù)和工作參數(shù)建立了離子束與電子束分立設(shè)置的工程模型，研究包含電子束與離子束的匯聚并形成宏觀電中性的等離子體的過(guò)程，得到離子、電子、中性粒子的空間分布和電場(chǎng)分布，以及鉬粒子在衛(wèi)星表面的分布及沉積厚度，預(yù)示衛(wèi)星表面熱性能的變化，從而使模型的建立更加貼近工程實(shí)際，得到客觀的分析結(jié)果。

1 離子電推力器羽流場(chǎng)實(shí)驗(yàn)研究的難點(diǎn)

衛(wèi)星的熱性能在地面要通過(guò)熱真空實(shí)驗(yàn)加以確定，電推力器羽流中鉬原子沉積對(duì)衛(wèi)星熱控性能的影響也可以通過(guò)地面熱真空實(shí)驗(yàn)加以研究確定，但是這種地面熱真空實(shí)驗(yàn)很難測(cè)得準(zhǔn)確的結(jié)果。原因是，要想實(shí)驗(yàn)?zāi)M太空中的真空環(huán)境需要至少10-3Pa的真空度，熱真空實(shí)驗(yàn)要在密閉的真空罐內(nèi)進(jìn)行，空罐內(nèi)體積有限，一旦電推力器點(diǎn)火噴出羽流，真空罐內(nèi)的真空度難以維持，而電推羽流打到罐壁上產(chǎn)生的濺射對(duì)類(lèi)似OSR片這種光學(xué)表面性能的影響無(wú)法回避[10]，因此，通過(guò)地面實(shí)驗(yàn)準(zhǔn)確確定電推羽流對(duì)OSR片光學(xué)表面性能的定量影響難于實(shí)現(xiàn)。所以，本文擬采用數(shù)值建模模擬的方法，輔以實(shí)驗(yàn)結(jié)果在一定程度上考察模型的正確性，來(lái)研究電推羽流對(duì)衛(wèi)星熱控性能的影響。

2 衛(wèi)星表面的光學(xué)性質(zhì)

為了建立衛(wèi)星內(nèi)部?jī)x器的工作環(huán)境，需要對(duì)衛(wèi)星進(jìn)行熱控。一般衛(wèi)星熱控是以被動(dòng)熱控為主，主動(dòng)熱控為輔，即通過(guò)調(diào)控衛(wèi)星表面對(duì)陽(yáng)光的吸收率和其紅外發(fā)射率來(lái)建立起衛(wèi)星內(nèi)部溫度與衛(wèi)星在軌的空間低溫環(huán)境的平衡[11]，這就是被動(dòng)熱控的基本思想。主動(dòng)熱控是在被動(dòng)熱控的基礎(chǔ)上，提高或降低局部溫度。可見(jiàn)，衛(wèi)星表面的發(fā)射率和吸收率的改變，將是對(duì)衛(wèi)星熱控基礎(chǔ)的改變，其影響是長(zhǎng)期的和單向的，需要給予足夠重視。

現(xiàn)有衛(wèi)星的熱控表面主要有兩種，一是熱控多層材料，二是OSR片。OSR片（光學(xué)太陽(yáng)反射鏡）是一種以玻璃為透明薄膜表面層的第二表面鏡型熱控涂層，其薄膜表面層可用石英玻璃或鈰玻璃，金屬底層由玻璃背面真空蒸發(fā)-沉積得到，通常為銀或鋁。熱控多層主要是絕熱作用，OSR片是一種發(fā)射率和吸收率可設(shè)計(jì)的光學(xué)表面，是通過(guò)發(fā)射率和吸收率的設(shè)計(jì)來(lái)改變衛(wèi)星內(nèi)部熱的流出和外部熱的流入，來(lái)調(diào)節(jié)衛(wèi)星的內(nèi)部溫度。如果熱控涂層性能退化，衛(wèi)星入軌后溫度升高，用于衛(wèi)星溫度場(chǎng)數(shù)值計(jì)算的參數(shù)設(shè)計(jì)初值與參數(shù)的實(shí)際值之間就會(huì)存在一定程度的偏差，以致衛(wèi)星不能正常工作[9]。發(fā)射率和吸收率是在OSR片制造中即確定了的，衛(wèi)星熱控則通過(guò)改變OSR片的鋪設(shè)面積調(diào)節(jié)衛(wèi)星的內(nèi)部溫度?？梢?jiàn)，OSR片是衛(wèi)星內(nèi)部溫度調(diào)節(jié)的熱通道，而電推力器的安裝位置一般也恰好在OSR片附近，這也在一定程度上加重了電推力器羽流對(duì)衛(wèi)星熱控性能的影響。

隨束流飛出的鉬粒子，部分沉積在衛(wèi)星表面及太陽(yáng)翼表面，成為電推進(jìn)羽流沉積污染的主要因素。從對(duì)電推力器羽流的初步分析可知[12]，電推力器羽流的鉬粒子沉積厚度為幾納米到幾百納米，恰和光學(xué)膜系厚度的量值相當(dāng)，可能會(huì)改變光學(xué)膜系的性質(zhì)。因此，需要深入研究熱控涂層性能在電推力器羽流鉬原子沉積的影響下的退化規(guī)律。

3 電推力器羽流模型的建立

3.1 羽流建模的理論基礎(chǔ)

推進(jìn)劑在離子發(fā)動(dòng)機(jī)電離室中電離，在柵極的加速作用下高速?lài)姵觯⒂芍泻推靼l(fā)射電子中和，以保持整體電中性，因此離子發(fā)動(dòng)機(jī)羽流為等離子體射流[14-16]。部分未電離的推進(jìn)劑以自由分子流的形式從柵極流出，在束流區(qū)域與相對(duì)高速的束流離子會(huì)發(fā)生交換電荷碰撞，產(chǎn)生低速交換電荷離子。同時(shí)由于交換電荷離子會(huì)撞擊柵極造成柵極濺射腐蝕，產(chǎn)生非推進(jìn)劑粒子。

離子發(fā)動(dòng)機(jī)的羽流中，推進(jìn)劑電離形成的束流離子在柵極加速作用下噴出速度一般在20 000～40 000 m/s，是羽流的主要組成部分，其運(yùn)動(dòng)軌跡呈射流狀，受電磁場(chǎng)的影響很小。下游區(qū)域的束流擴(kuò)張主要由航天器的電勢(shì)與空間電磁場(chǎng)環(huán)境決定，實(shí)驗(yàn)測(cè)試的數(shù)據(jù)結(jié)果表明，大部分束流離子都集中在擴(kuò)張半角為15～20°的范圍內(nèi)[17]。為了保持總體準(zhǔn)電中性，束流離子會(huì)產(chǎn)生一個(gè)徑向的電場(chǎng)，防止電子離開(kāi)束流區(qū)。盡管這個(gè)電場(chǎng)對(duì)于高速束流離子的運(yùn)動(dòng)沒(méi)有影響，但是會(huì)對(duì)低速的交換電荷離子產(chǎn)生徑向加速作用并形成交換電荷離子回流效應(yīng)，從而對(duì)航天器和太陽(yáng)能電池帆板產(chǎn)生影響。

帶電粒子在電磁場(chǎng)中的受力根據(jù)洛倫茲方程得：

式中：F為電磁力；q為粒子電荷；v為速度；B為感應(yīng)磁場(chǎng)。

磁場(chǎng)較弱時(shí)，忽略磁場(chǎng)的影響，則受力方程簡(jiǎn)化為：

鉬的電離能 (Mo→Mo+)是7e V左右，羽流中的電子和離子的動(dòng)能可以用上述理論方程通過(guò)建模運(yùn)算得到，并建立起鉬的電離條件。

3.2 羽流模型的程序化實(shí)現(xiàn)

分析計(jì)算的時(shí)間框架分為如圖1所示的六個(gè)部分：

1） 導(dǎo)入控制文件：相關(guān)控制參數(shù)導(dǎo)入計(jì)算空間；

2） 導(dǎo)入網(wǎng)格文件：梳理“**.msh”文件的數(shù)據(jù)格式，把相關(guān)原始數(shù)據(jù)導(dǎo)入計(jì)算空間；

3）網(wǎng)格文件預(yù)處理，產(chǎn)生各級(jí)網(wǎng)格鏈接關(guān)系；

4）粒子初始化：基于粒子存儲(chǔ)的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)，初始化分析計(jì)算所用的各類(lèi)粒子鏈表；

5） 主循環(huán)：在前期各種控制參數(shù)和網(wǎng)格數(shù)據(jù)準(zhǔn)備好后，進(jìn)入主循環(huán)。在每個(gè)時(shí)間步中，更新粒子的位置，計(jì)算電勢(shì)和電場(chǎng)，計(jì)算粒子的碰撞，并處理邊界條件。

6） 結(jié)果輸出：根據(jù)控制參數(shù)要求的輸出種類(lèi)，逐個(gè)輸出結(jié)果文件。

圖1 數(shù)值模擬的時(shí)間框架Fig.1 Time frame of numerical simulation

分析計(jì)算的邏輯框架如圖2所示：

圖2 數(shù)值模擬的邏輯框架Fig.2 Logical frame of numerical simulation

3.3 羽流建模中的工程化參數(shù)

建立離子推力器在某實(shí)踐衛(wèi)星中的配置模型（圖3）。圖中顯示了推力器與OSR片的相對(duì)位置，推力器軸線(xiàn)指向衛(wèi)星質(zhì)心。推力器為雙柵極系統(tǒng)，柵極表面向外凸出。

圖3 電推力器在某衛(wèi)星中的空間位置Fig.3 Position of thruster in a satellite

按照離子推力器在某實(shí)踐衛(wèi)星的空間位置，建立了離子推力器衛(wèi)星的局部模型（圖4），在該模型的建立中主要位置關(guān)系參數(shù)是離子推力器與衛(wèi)星表面的位置、角度關(guān)系。

圖4 電推力器與OSR片的模型Fig.4 Model of electric thruster and OSR

在衛(wèi)星離子推力器的建模參數(shù)中除了空間位置關(guān)系外還有推力器的主要工作參數(shù)（如表1所示）。模擬區(qū)域的邊界采用等電勢(shì)的固定電勢(shì)邊界，為了弱化等電勢(shì)邊界對(duì)模型運(yùn)算結(jié)果的影響，模型中加大了計(jì)算的空間區(qū)域。

表1 離子推力器工作參數(shù)Tab.1 Working parameters of ion thruster

3.4 羽流模型的運(yùn)算結(jié)果

在上述模型和初始參數(shù)和邊界條件的情況下，鉬原子生成鉬離子有兩種方式，一種為電子碰撞電離，一種為和高速運(yùn)動(dòng)的氙離子發(fā)生電荷交換碰撞。由于電子的能量相對(duì)較高，而鉬原子流的粒子數(shù)密度相對(duì)較小，后者生成的鉬離子遠(yuǎn)小于前者。本文采用質(zhì)點(diǎn)網(wǎng)格法（PIC，Paritcle In Cell） 和直接蒙特卡洛方法（DSMC， Direct Simulation Monte Carlo） 自編軟件進(jìn)行計(jì)算，得到如下結(jié)果。

圖5是推力器近場(chǎng)局部電勢(shì)分布圖，圖中最高電勢(shì)位于推力器噴口前方為21.5 V，最低為-2 V。

圖5 推力器局部電勢(shì)分布圖(左圖為側(cè)視，右圖為俯視，下同)Fig.5 Partial potential distribution around thruster

圖6 電推力器羽流離子數(shù)密度分布圖Fig.6 Plume ion number density distribution around thruster

圖6為離子數(shù)密度的空間分布，最高為6.33×1015個(gè)/m3，集中在推力器噴口前方附近，最低為0。圖7為鉬離子數(shù)密度的空間分布，最高為1.09×1011個(gè)/m3生成的鉬離子在徑向電場(chǎng)的作用下向推力器背部擴(kuò)散，具有很大的返流傾向。由于采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，粒子流邊緣處數(shù)值變化差異較大，粒子數(shù)在統(tǒng)計(jì)過(guò)程中也會(huì)有一定漲落和隨機(jī)性，所以出現(xiàn)了鋸齒狀，下同。

圖7 鉬離子數(shù)密度空間分布Fig.7 Spatial distribution of Mo ions

圖8是鉬原子數(shù)密度的空間分布，最高為2.32×1012個(gè)/m3，集中在推力器噴口前方區(qū)域，最低為0。由于是中性粒子，僅受粒子碰撞擴(kuò)散的影響，趨于與推力器羽流的方向一致。結(jié)合目前的分析，到達(dá)衛(wèi)星的表面極少為鉬原子，更多的是鉬離子。

圖8 鉬原子數(shù)密度空間分布Fig.8 Spatial distribution of Mo atoms

圖9是OSR片附近鉬離子數(shù)密度分布，最高為4.19×108個(gè)/m3，集中在推力器附近的衛(wèi)星表面，最低為0。

圖9 OSR片附近鉬離子數(shù)密度分布Fig.9 Spatial distribution of Mo ions around OSR

4 數(shù)值分析結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較與分析

由于鉬粒子空間分布較準(zhǔn)確的實(shí)驗(yàn)結(jié)果不易得到，這里將電推力器羽流的離子分布模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較來(lái)檢驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼_與否。

圖10為離子數(shù)密度模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，可以看出兩者相當(dāng)一致。由于實(shí)驗(yàn)在先，沒(méi)有建模分析的預(yù)示，實(shí)驗(yàn)中布置測(cè)點(diǎn)較少，所以這里也引用文獻(xiàn) [17]的結(jié)果給出一個(gè)較為細(xì)致的比較。

圖10 離子數(shù)密度模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.10 Comparison between simulation results and experiment results of ion density

在圖11中可見(jiàn)離子濃度在不同徑向距離處的參數(shù)值都隨軸向距離的增加而減?。辉诳拷屏ζ髦行木€(xiàn)位置處，參數(shù)值的變化幅度較大，在遠(yuǎn)離推力器中心線(xiàn)位置處，參數(shù)值的變化幅度較小。在徑向140 mm曲線(xiàn)和徑向180 mm曲線(xiàn)上均出現(xiàn)了明顯偏離主束流特征的參數(shù)值，說(shuō)明這些位置的點(diǎn)已經(jīng)不在主束流區(qū)。模擬結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果的趨勢(shì)和參數(shù)值范圍基本一致，在此環(huán)節(jié)證明了建模分析的有效性。

圖11 離子濃度的軸向分布的模擬結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.11 Comparison between simulation and experiment results of axial distributions of ion density

5 衛(wèi)星表面熱性能改變預(yù)示

通過(guò)計(jì)算得到鉬離子在電推力器附近衛(wèi)星表面10 000 h的沉積厚度如圖12所示?？梢?jiàn)，由于推力器兩側(cè)與推力器出口軸線(xiàn)的夾角相對(duì)較小，在推力器兩側(cè)會(huì)有較大量的沉積，沉積率最大值量級(jí)為2.2×10-7埃/s，10 000 h沉積量最大值為7.912埃，而在推力器安裝位置的背面（即圖3中下部中心位置處）會(huì)有較少的沉積。

圖12 OSR表面鉬離子10 000 h沉積厚度分布（已取對(duì)數(shù)，埃）Fig.12 Deposition thickness of Mo ions on OSR surface in 10 000 h

參閱文獻(xiàn) [11]得到鉬膜玻璃數(shù)據(jù)，見(jiàn)表2。

表2 鉬膜玻璃的光學(xué)性質(zhì)Tab.2 Optical properties of molybdenum-film glass

結(jié)合上述分析，得到了基板的光學(xué)性質(zhì)和鉬膜的光學(xué)性質(zhì)，復(fù)合膜的光學(xué)性質(zhì)為復(fù)合模型每層膜的光學(xué)性質(zhì)的組合。經(jīng)過(guò)薄膜的光線(xiàn)會(huì)被薄膜反射和吸收，同樣也會(huì)發(fā)生在玻璃-薄膜界面再次發(fā)射、透射、吸收。結(jié)合典型的OSR參數(shù)（吸收率為0.12，發(fā)射率為0.78）計(jì)算鉬的復(fù)合膜特性，得到表3。

通過(guò)線(xiàn)性插值，得到OSR片復(fù)合膜吸收率分布如圖13所示?？梢钥吹剑岚錙SR片上部分區(qū)域的吸收率有所上升，在推力器附近上升最為明顯，這將引起衛(wèi)星散熱板平衡溫度的上升。

表3 鉬的復(fù)合膜特性Tab.3 Properties of molybdenum composite film

圖13 復(fù)合膜吸收率Fig.13 Absorptance of composite film

結(jié)合已經(jīng)得到的復(fù)合膜的光學(xué)性質(zhì)對(duì)衛(wèi)星的熱平衡進(jìn)行分析。OSR表面接收到的外熱流有太陽(yáng)輻射、地球紅外輻射、地球反射輻射以及艙體輻射4種熱流。忽略地球紅外輻射、地球反射輻射以及艙體輻射，認(rèn)為OSR表面接收到的外熱流只有太陽(yáng)輻射，OSR發(fā)出的熱流主要是對(duì)外的熱輻射。衛(wèi)星南北板散熱能力按照q=300 W/m2計(jì)算。根據(jù)能量守恒定律，可以列出衛(wèi)星艙板溫度計(jì)算表達(dá)式為

式中：傳入的外熱流量Q1=αS，其中α為膜的吸收率，太陽(yáng)常數(shù)S為1 353 W/m2；內(nèi)熱源Q2=q；向深冷空間輻射散熱量Q3=εσT4，其中ε為膜的發(fā)射率，斯忒藩-波爾茲曼常數(shù)σ為5.67×10-8W/（m2·K4），T為平衡溫度。

將各熱量的計(jì)算式代入上式，整理后得電池板能量守恒方程為

代入ε＝0.78，α＝0.12，得到衛(wèi)星OSR片初始平衡溫度為320 K。

由于真實(shí)衛(wèi)星還有輻射換熱等熱導(dǎo)途徑，所以實(shí)際結(jié)果會(huì)與這里的計(jì)算有差別，這里相當(dāng)于絕熱情況下的溫度，目的是揭示羽流對(duì)熱控的影響情況。

圖14為離子電推力器工作10 000 h后衛(wèi)星艙板上鉬粒子沉積之后的溫度升高情況，可以看到最高溫度變化包絡(luò)為25℃，絕大部分區(qū)域溫度升高不超過(guò)10℃。由于一般儀器設(shè)備的環(huán)境溫度設(shè)計(jì)余量為±11℃[11]，可見(jiàn)電推力器羽流將對(duì)衛(wèi)星壽命末期的整星熱控設(shè)計(jì)產(chǎn)生不利影響。因此，對(duì)溫度變化較為敏感的設(shè)備應(yīng)避免安裝在推力器周?chē)?，另外通過(guò)采用局部加強(qiáng)導(dǎo)熱等熱控措施可以緩解局部小區(qū)域的溫度升高。

圖14 OSR片溫度變化分布Fig.14 Distribution of OSR temperature variation

6 總結(jié)與討論

為了研究離子推力器在衛(wèi)星上的應(yīng)用可能，對(duì)衛(wèi)星在軌熱性能的影響進(jìn)行了建模分析。建模中盡可能采用了工程化參數(shù)，并且針對(duì)離子電推力器的離子流和中和電子流分置的實(shí)際情況進(jìn)行了二者的分立式建模。建模中模擬了正負(fù)粒子流匯流成羽流的過(guò)程，成功獲得了離子推力器羽流的工質(zhì)離子、電子、中性粒子、鉬離子的空間分布，電場(chǎng)分布，得到了鉬粒子在衛(wèi)星表面的分布及沉積厚度。比較了模型計(jì)算的離子分布與實(shí)驗(yàn)獲得的離子分布情況，說(shuō)明了模型分析的正確性，給出了衛(wèi)星表面熱性能的變化及局部區(qū)域溫升最大可達(dá)二十多度的結(jié)果。預(yù)示了離子推力器衛(wèi)星在壽命末期應(yīng)關(guān)注羽流產(chǎn)生的對(duì)熱控的不利影響。由于推力器兩側(cè)與推力器出口軸線(xiàn)的夾角相對(duì)較小，在推力器兩側(cè)會(huì)有較大量的沉積。此區(qū)域的熱平衡溫度會(huì)有較大升高，最大溫升包絡(luò)可能在二十?dāng)z氏度量級(jí)，一些對(duì)溫度變化較為敏感的設(shè)備應(yīng)避免安裝在推力器周?chē)?。通過(guò)采用局部加強(qiáng)導(dǎo)熱等熱控措施可以緩解局部小區(qū)域的溫度升高。

[1]DAVID J A,ERIC P,DANIEL V,et al.Products from NASA's in-space propulsion technology program applicable to low-cost planetary m issions[J].Acta astronautica,2014(93):516-523.

[2]胡照,王敏,袁俊剛.國(guó)外全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的發(fā)展及啟示[J].航天器環(huán)境工程,2015,32(5):566-570.

[3]周志成,高軍.全電推進(jìn)GEO衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)展研究[J].航天器工程,2015,24(2):1-6.

[4]方杰,田輝,蔡國(guó)飆.N20單組元微推進(jìn)系統(tǒng)及其噴管流場(chǎng)的初步研究[J].推進(jìn)技術(shù),2005,26(6):495-498.

[5]操慧珺,楚豫川,曹勇,等.離子推進(jìn)器中離子束中和及推進(jìn)過(guò)程的全粒子數(shù)值模擬[J].高電壓技術(shù),2014,40 (7):2119-2124.

[6]YUAN H,JOSEPH J W.Electron kinetic characteristics in plasma plumes:fully kinetic simulations[C]//Proceedings of 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting. Kissimmee,Florida:AIAA,2015:1-10.

[7]賈艷輝,李忠明,張?zhí)炱?等.柵極系統(tǒng)電子返流對(duì)離子推力器壽命影響[J].真空與低溫,2012,18(1):21-25.

[8]ROY R I S,HASTINGS D E,GATSONIS N A.Nume-rical study of spacecraft contamination and interactions by ion-thruster effluents[J].Journal of spacecraft and rockets,1996,33(4):535-542.

[9]馬偉,宣益民,韓玉閣,等.長(zhǎng)壽命衛(wèi)星熱控涂層性能退化及其對(duì)衛(wèi)星熱特征的影響[J].宇航學(xué)報(bào),2010,31(2): 568-572.

[10]張?zhí)炱?陳繼巍,李小平,等.地面壽命試驗(yàn)中離子推力器表面的濺射沉積量計(jì)算 [J].航天器環(huán)境工程,2011,28 (5):4 36-439.

[11]侯增祺,胡金剛.航天器熱控制技術(shù)-原理及其應(yīng)用[M].北京:中國(guó)科學(xué)技術(shù)出版社,2007(1):368-370.

[12]KEMP R F,LUEDKE E E,HALL D F,et al.Effects of electrostatic rocket material deposited on solar cells[C] //Proceedings of the 9th NASA Electric Propulsion Conference.Washington D C:NASA,1972:1-10.

[13]范平,邵建達(dá),易葵,等.納米Mo膜的光學(xué)特性及最小連續(xù)膜厚研究[J].中國(guó)激光,2005,32(7):977-981.

[14]孫安邦,毛根旺,陳茂林,等.離子推力器羽流特性的粒子模擬[J].強(qiáng)激光與粒子束,2010,22(2):401-405.

[15]李娟,楚豫川,曹勇.離子推力器羽流場(chǎng)模擬以及Mo～＋CEX沉積分析[J].推進(jìn)技術(shù),2012,33(1):131-137.

[16]任軍學(xué),顧左,郭寧,等.離子發(fā)動(dòng)機(jī)羽流特性的數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2013,28(6):1372-1379.

[17]張尊,湯海濱.氙氣離子推力器束流等離子體特征參數(shù)的Langmuir單探針診斷[J].高電壓技術(shù),2013,39(7): 1602-1608.

(編輯：王建喜)

Influence of plume deposit of ion thruster on thermal control properties of satellite

LIN Xiaoxiong,TAO Jiasheng,WEN Zheng
（Institute of Telecommunication Satellite,China Academy of Space Technology,Beijing 100094,China）

The ion electric thruster plume is plasma that consists of charged particles,which has a tendency to be adsorbed onto satellite surface.The deposition of the plume can change the absorptivity and emissivityof the satellite surface,which has a negative influence on thermal control property of the satellite.In order to predict this influence,a ion thruster plume model was built.The layout position and working parameters of an engineering ion thruster are adopted in the model to simulate the actual conditions of positive ion and electron beam,which makes the model more in accord with reality.The spatial distribution and electric field distribution of ions,electrons and neutral particles,and deposition distribution of molybdenum particles on satellite surface were obtained with numerical simulation.The ion distributions got by simulation calculation and experiment was compared,which validated the correctness of the model analysis.The thermal property of the satellite surface and the maximumenvelope oftemperature increase in local region ofthe satellite surface are given in this paper.

ion thruster;plume modeling;satellite thermal control;plume deposition

V434-34

A

1672-9374(2017)02-0009-09

2016-04-15；

2016-12-22

林驍雄（1990—），男，碩士研究生，研究領(lǐng)域?yàn)殡娡七M(jìn)總體技術(shù)