任亮，张天平，吴先明，李啸天

（兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室，兰州730000）

真空电弧推力器技术发展现状及趋势

任亮，张天平，吴先明，李啸天

（兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室，兰州730000）

随着微纳卫星平台技术的迅猛发展，应用真空电弧推力器作为其姿态控制和轨道转移的动力来源得到了研究人员的重视。相比于传统的冷气推进和离子电推进，真空电弧推力器具有小型化、低功耗、低电压、高效率、高比冲、宽范围可调、低成本、长寿命和高可靠性等技术优势。在调研国外真空电弧推力器技术发展的基础上，介绍了真空电弧推力器的系统组成、基础理论、工作原理和关键技术，简要分析了真空电弧推力器的技术特点、研究进展和发展趋势，为未来真空电弧推力器的技术研究和研制提供了参考。

真空电弧；微推力器；微纳卫星；阴极斑点

0　引言

微纳卫星平台技术的发展在近年来呈现出井喷的趋势，由于其具有低成本、短周期、低风险、灵活发射、分布式和可重组等实用性优点，科研机构和一些高校能够独立开发这样的卫星编队[1]。以立方体卫星为代表，自从1999年提出CDS（CubeSat Design Specification）立方体卫星设计规范[2]，仅仅经过了十几年时间，立方体卫星已经从创新概念、系统设计、技术实现、飞行验证发展到具体的空间应用。在轨卫星需要推进系统完成阻尼补偿、轨道升降、位置保持、姿态控制、编队飞行、发射误差修正等任务，并且随着卫星使命增强和工作寿命延长变得更加必要，而小型化高性能的空间推进系统是微纳卫星平台降低重量、提高性能的主要技术支撑[3]。

过去的卫星平台主要应用冷气和化学推进系统，对燃料贮箱和低漏率阀门管路的要求使得其重量和体积过大，而按照比例缩小的常规电推进系统往往受到卫星功率的制约。由于受限于体积、重量和功率等条件和因素，传统推进系统无法满足微纳卫星平台的使用需求。但随着具有微推力、高效率、高比冲、长寿命、推力可调等特点的电推进技术发展，小功率电推进已经成为最有技术竞争力的微纳卫星推进系统选择[4]，其中采用可消耗阴极作为推进剂的真空电弧推力器提供了一种新颖的可行解决方案。在系统调研国外真空电弧推力器技术发展的基础上，介绍了真空电弧推力器的技术特点、研究进展和发展趋势，分析了其在空间应用中存在的技术优势和仍需完善的问题，为我国真空电弧推力器的技术研究和系统研制工作提供了参考。

1　真空电弧现象

真空电弧是一种发生在金属电极之间的无气体参与放电现象，在放电时阴极材料作为等离子源被电离烧蚀，产生的金属蒸气电弧形成阴极表面位置随机变化的发光电弧斑点，高度电离的等离子体在真空中以每秒几十千米的高速定向膨胀，可以产生微牛级的推力。

对真空电弧现象的研究最早源于耶鲁大学在1877年真空试验中的偶然发现[5]，在尝试用并联了电感线圈的电极除去真空玻璃管中的残余汞蒸气时，发现在断开开关的瞬间阴极附近会产生发光放电的飞溅电弧，并留下沉积的金属薄膜。1884年，Thomas Edison也发现了这种真空中的电极间电弧放电现象，并于1888年申请了第一个真空电弧镀膜专利。直到1930年，Tanberg[6]在真空试验中又发现了这种运动的高能带电粒子放电现象，将对真空电弧现象的研究重新带回人们的视野中，Holland等[7]在1956年引证了Thomas Edison的专利，正式开启了人们对真空电弧现象研究的热情。

随着现代真空电弧研究应用技术的发展，真空电弧现象逐渐被应用于多个技术领域，包括真空电弧镀膜、真空电弧开关、工业等离子源、真空电弧钛吸附泵、真空电弧再熔等，直到最近20年人们才注意到其作为真空电弧推力器的发展潜力[8]。Schein等[9-10]对真空电弧推力器技术研究应用的发展做出了极大贡献，于2002年提出用电感储能（IES）的脉冲发生网络（PFN）驱动真空电弧推力器点火工作，显著的减小了系统质量、尺寸和功率消耗，推动了近年来真空电弧推力器在微纳卫星上的研究和应用。并且根据阴极材料、几何构型和脉冲放电控制参数的不同选择，可以实现对推力和比冲在较宽范围内的调节。

2　真空电弧推力器技术特点

2.1真空电弧推力器结构类型和工作原理

真空电弧推力器系统由推力器头、电源处理单元（PPU）和可选择的电磁线圈组成，推力器头由阴极、阳极和绝缘器三部分组成，根据电极的结构布局可以分为三种类型：

（1）堆层结构型（BLT）：阴极、绝缘器和阳极逐层堆叠放置，又称为“三明治式”结构；

（2）环型（Ring）：环状的阴极、绝缘器和阳极沿轴向依次首尾相连排列；

（3）同轴型（Co-axial）：圆柱状的阴极、绝缘器和阳极同轴地沿径向排列，又可以分为阴极在内和阴极在外两种结构方案。

真空电弧推力器的工作原理如图1所示，电路采用了电感储能（IES）反激拓扑结构[11]产生脉冲电压激发等离子体初始电弧放电，电源处理单元（PPU）由通过半导体开关充电的电感器组成，通过脉冲信号发生器控制半导体开关通断的工作频率和脉冲宽度。

图1　推力器系统的工作原理图

2.2真空电弧推力器技术特点分析

相比于其他电推进系统，真空电弧推力器具有明显的技术优势：

（1）微功率化：最小平均功率可到0.1 W，最小元冲量在μNs量级；

（2）小型化：采用固体推进剂的同轴结构设计、阴极斑点放电区域10～100 μm，电感储能脉冲放电，最小重量300 g、最小体积200 cm3；

（3）低电压：10～30 V母线电源供电，脉冲触发电压100～300 V、工作时电弧放电电压20～30 V；

（4）高效率：推进剂电离率95%以上，PPU效率达到92%，磁增强作用下总效率可提升到30%；

（5）高比冲：比冲可达到1 000～3 000 s，微纳卫星使命仅需要几十克的推进剂；

（6）宽范围可调：输入功率范围1～100 W，脉冲宽度μs～ms级可调，工作频率范围1～50 Hz；

（7）低成本：使用常规材料和器件、加工制造组装工艺难度小，满足微纳卫星低成本和短周期需求；

（8）长寿命和高可靠性：导电薄膜腐蚀和沉积修复的优化技术能够解决难题，阴极补给、斑点移动及其组合技术能够显著延长寿命，已经验证的寿命达到5×106次。

而对于真空电弧推力器未来的发展和应用，有五个方面的关键技术有待深入研究：

（1）真空电弧模型：近几十年的研究工作更多的致力于建立瞬态的、非稳态的真空电弧模型，但是其工作的复杂性使得目前仍未能获得真空电弧的完整描述理论，很多方面的内容仍然存在争议；

（2）无触发低压点火可靠性：阴极和阳极之间的绝缘器表面镀有导电薄膜，其有限阻抗为百欧量级，点火放电时数百伏电压先击穿薄膜间隙或缺陷，产生导电蒸气诱发电极间电弧放电，在电流热效应作用下阴极材料蒸发电离，一部分加速喷出形成反作用推力；另一部分沉积形成新的导电薄膜，如此循环以持续维持低压放电启动。由于再沉积速率的差异可能造成欠沉积或过沉积，欠沉积造成阻抗过大电弧无法击穿，而过沉积造成阻抗过小漏电流太大，早期真空电弧推力器的设计主要以后者失效为主；

（3）推进剂可补给设计：由于阴极材料本身作为推进剂，随着阴极表面材料的烧蚀，会逐渐增大阴极和阳极之间放电路径，导致放电电压不足以击穿形成真空电弧等离子体。所以需要设计阴极补给机构维持推进剂补给，目前多采用压缩弹簧蓄力提供补给的推动力，或者通过特殊的结构设计[12]提供其他有效的解决思路；

（4）推进剂均匀烧蚀：由于阴极斑点的产生和运动存在随机性，在推力器头部加装电磁线圈可产生沿轴向的磁场，离子电流与电磁场相互作用产生的J⇀×B⇀周向力导致阴极斑点的周向运动，促进阴极材料的均匀烧蚀从而延长推力器的工作寿命。另外，对放电电流与脉冲宽度的优化调节可以有效的控制阴极烧蚀率；

（5）羽流污染：阴极材料电离产生的金属等离子体形成羽流有可能会沉积到航天器表面造成污染，采用附加轴向磁场的方法可以对羽流中的等离子体产生约束集中作用，使羽流发散角控制在一定范围内，在降低羽流污染风险的同时减小了离子损耗进而提高了推力器性能。

综上所述，真空电弧推力器以自身微小化的技术特点，在性能指标、研制要求、成本周期等条件可以满足微纳卫星平台的应用需求，结合深入的理论建模研究支持和可靠性优化等方面的技术改进，可以最大程度的体现其技术优势和应用价值。

3　真空电弧推力器技术研究现状

目前已经有美国、德国、日本、南非、以色列等多个国家开展了相关技术研究工作，个别项目已经成功实现了卫星搭载的空间飞行验证，同时大量研究人员正在进行理论机理、测试诊断、改进优化和系统集成方面的研究。包括美国的JPL和NASA、欧洲的ESA、日本的JAXA、南非的SANSA等国家级航天部门已经制订了未来的研究项目和发展计划。

我国对微纳卫星技术的研究应用正处于起步阶段，一些科研院所、高校和企业对此表现出浓厚的兴趣，适配的真空电弧推力器仍是目前微纳卫星技术发展急需解决的关键技术。而我国对于真空电弧推力器技术的研究尚处于调研立项阶段，急需尽快开展相关研究填补技术领域的空白。

3.1理论机理研究

3.1.1性能预测模型

Polk等[13]建立了多种阴极材料适用的半经验（semi-empirical）性能预测模型。通过预设的离子电流与电弧放电电流比及试验测得的离子速度、平均离子电荷态和阴极烧蚀率等参数，给出了阴极材料特性、推力器几何结构和脉冲控制参数对推力器工作性能指标的影响[14]。并证明了真空电弧推力器的等离子体产生能力仅与阴极斑点的工作特性有关，而不受推力器的尺寸大小影响，从而对其作为微纳卫星微推力系统的可行性提供了理论依据。

3.1.2阴极斑点模型

对于真空电弧现象的研究已经开展了近1个世纪，但是由于其高度复杂性至今仍未能给出完整的描述解释。早期的常规模型对真空电弧的行为作了大量简化，比如假设其为稳态过程的圆形固定阴极斑点。然而，实际的阴极斑点是一个动态的、开放的和不规则的系统，参数在不断快速的变化以维持电弧的工作条件，局部更是表现为复杂的剧烈爆炸现象。

常规模型通常将阴极斑点划分为四个区域：阴极斑点表面、鞘层区、预鞘层/电离区和等离子流区，每个区域都可以由明确的能量过程或粒子的常规/相互作用行为进行描述，如图2所示。当初始等离子体形成后，焦耳加热和离子轰击在阴极表面微凸或缺陷处形成高温的阴极斑点，阴极材料以原子形式被蒸气化造成微小凹坑。在1个真空电弧阴极斑点的维持时间内，凹坑的扩大会减少焦耳加热效应，进而导致其温度降低到可维持蒸发和电子发射的温度之下，最终单个电弧斑点熄灭。而在其相邻的区域，熔化的金属流会形成新的微凸引发新的电弧斑点。

图2　阴极斑点工作区域图

真空电弧的阴阳极之间电场强度可达到109V/ m，强电场会引起阴极的场致电子发射，同时阴极表面的高温会引起热电子发射，两者效应合称为热电场（T-F）发射，对于电弧的形成和维持是至关重要的。阴极斑点区域存在着阴极电势降，大量的电子流具备足够的动能使电离区内的金属原子发生电离，由于电弧放电时间的差异造成新产生的离子携带不同的电荷量。绝大部分的离子和电子作为准中性等离子流被加速产生推力，小部分离子被吸引返流回阴极表面，由于电荷的运动在其表面形成正鞘层，进一步吸引电子的返流。鞘层中的强电场会在返流离子轰击阴极表面时引起加热效应，熔化的金属液滴或大粒子团也会从阴极斑点中发射出来，相比于离子的发射速度（104m/s）大粒子团传播速度（102m/s）较小。

关于离子加速的机理[15]存在三种有争议的兼具可能性的结论：（1）电势峰（PH）加速理论：当离开阴极表面的中性原子被电离后，产生的离子和电子存在迁移率的差异，电势的双极分布形成局部电场，离子受到静电力作用而加速；（2）气动（GD）加速理论：由于阴极和等离子体的受热存在差异，高压力梯度的作用使离子加速，同时电子—离子间的摩擦碰撞也可以将动量传递给离子；（3）洛伦兹力或电磁（EM）加速理论：阴极斑点内的电磁压力会引起泵收缩效应，在高电流密度下可以产生极大的气动压力使离子加速。其中，外加电磁场的加速作用很小，对整体而言仍是气动加速为主导，等离子体束流内部瞬时产生的压力可以达到107Pa，从而气动膨胀加速达到104m/s，对高速离子而言电子的摩擦加速贡献最大。

Dobson等[16]在Polk的基础上，建立了简化的阴极斑点模型，可以预测离子电流、离子速度和阴极烧蚀率，从而推导出真空电弧推力器的工作性能参数。简化的阴极斑点模型建立在常规模型一维表面区域非难熔金属的稳态过程基础上，使用能量流平衡的方法确定阴极斑点的表面温度和尺寸大小，且模型可以在单个和多个阴极斑点上适用。虽然目前只能在现有试验数据提供的电弧放电电流Id=80～300 A和脉冲宽度≥250 μs限定工作范围内使用，但是未来希望在更多试验上广泛适用。

3.1.3其他研究模型

Statom[17]提出了一种基于经验预测的能量平衡模型，由能量守恒定律并且不考虑能量损失，以推进剂材料为研究对象，其产生的离子动能都是从电能转化而来。利用试验数据对上述性能指标的计算进行修正，离子平均电荷态、离子电流和离子速度可以通过实测得到，避免了使用能量守恒定律计算离子速度时带来的假设性误差。

Keidar等[18]建立了真空电弧等离子流理论模型，用于研究外加磁场对束流的影响和作用。

Rysanek等[19]的研究工作建立了1个试验基础上的大粒子团发射模型，为了降低粒子团在小角度范围发射对航天器表面造成的污染，通过试验研究确定真空电弧中大粒子团的带电量、质量和速度之间的关系。

3.2工程应用进展

阿兰米达应用科学公司（AASC）长期开展真空电弧推力器技术研究，2003年开始联合美国伊利诺斯大学研制2U大气观测纳卫星ION（Illinois Ob⁃serving NanoSatellite）的真空电弧推力器。卫星于2006年7月26日发射，但由于电推进系统未能工作发射失败[19-21]。

美国喷气推进实验室（JPL）自20世纪90年代开始研制微飞行器使用的激光通信成像系统，为了建立和保持飞行器与地面站的通信连接，轨道姿态机动采用了冷气推进系统，而精确位置指向采用了脉冲式的电推进系统。2004年时在NASA的JPL推力测试平台对真空电弧推力器完成了调节原理测试，选用的阴极推进剂材料为铬，平均元冲量小于1 μNs而脉冲频率达到200 Hz，通过对脉冲元冲量宽度和频率的调节可以实现宽范围的推力控制，满足系统质量和精确指向的要求[22]。

美国乔治华盛顿大学（GWU）从2007年开始微阴极弧电推进（μCAT）的基础和应用研究，阿美斯研究中心（ARC）从2010年开始电话卫星（PhoneSat）的研制工作。从2013年开始GWU和ARC联合开展3U PhoneSat应用μCAT验证项目。设计的任务包括大气阻尼补偿、空间站释放展开、轨道圆化、倾角修正等。卫星试验验证的是三通道系统，升级的推力器和PPU针对PhoneSat平台进行了三推力器系统地面联试和真空试验[23]。

2013年德国Federal Armed Forces大学开展了真空电弧推力器的研制工作，4台真空电弧推力器用作德国维尔茨堡大学（IMUW）研制的UWE-4皮卫星的推进系统，于2014年发射的UWE-4主要用于论证卫星编队飞行的性能。UWE-4基于模块化的CubeSat设计，其结构框架由4根导轨组成用于保证卫星的机械刚度，4台推力器与结构框架进行了集成式的模块化设计[11]。

2013年日本九州技术研究所（KIT）启动了3U Horyu-4卫星项目，该卫星使用真空电弧推力器系统进行定向。卫星高压太阳电池阵在轨产生300 V母线电压直接驱动推力器点火，利用存储于电容器中的电荷放电产生电弧[24-25]。

美国乔治华盛顿大学（GWU）和美国海军研究院工程部（USNA）联合研制了用于在轨验证的微阴极电弧推力器（μCAT）系统，搭载1.5U BRICSat-P卫星平台于2015年5月20日发射，推进系统由4通道微推力器子系统组成，每个通道可独立工作用于姿态控制、变轨及离轨试验[26]。

4　结论与展望

目前，国外对真空电弧推力器技术的研究工作正在向提高技术成熟度的方向开展，并逐步从基础理论机理研究向空间搭载飞行验证推进，部分较成熟的工程样机已经成功实现了轨道转移和姿态控制测试，结果验证了微纳卫星平台搭载真空电弧推力器工作的可行性。

未来真空电弧推力器技术的研究重点将逐渐细化，主要包括六个方面：

（1）微观工作过程建模仿真：建立起瞬态的、非稳态的真空电弧阴极斑点模型[16]；

（2）推力器结构及性能优化：磁增强技术[27-29]、电极结构改进[11-12，30-31]和双工作模式[32]；

（3）长寿命及高可靠性研究：推进剂材料可补给设计、阴极斑点运动均匀烧蚀[33]；

（4）低电压无触发点火技术：初始等离子体产生机理、电极间导电薄膜动态消耗[34]；

（5）系统小型化模块化集成：推力器系统设计改进、PPU和卫星平台集成设计[21]；

（6）推力矢量控制[35]及测试与诊断技术[12]等。

真空电弧推力器具有广阔的发展和应用前景，借鉴国外的相关研究经验，对于未来我国真空电弧推力器技术的发展，需要从理论机理、测试诊断、改进优化和系统集成各方面全面开展研究，在奠定坚实理论和技术的基础上，实现各关键核心技术的突破，为整个推进系统的研发以及微纳卫星平台的应用推广提供技术支持和前进方向。

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THE REVIEW OF VACUUM ARC THRUSTER

REN Liang，ZHANG Tian-ping，WU Xian-ming，LI Xiao-tian
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Insitute of Physics，Lanzhou 730000，China）

With the development of micro/nano-satellite platform in recent years，the application of Vacuum Arc Thruster（VAT）as the main thrust source for attitude control and orbital maneuver gains attention of researchers.Compared with traditional cold-gas engine and ion thruster propulsion，VAT has many advantages，such as，miniaturization，low power consumption，low voltage，high efficiency，high specific impulse，wide range regulable，low cost，long lifetime and high reliability.This paper reviewed on the abroad technical development of VAT and presented VAT’s system composition，basic theory，physical process and key technologies.The VAT’s technical characteristics，research progresses and development tendency were also analyzed，which would serve the technical research and system development of VAT in the future.

vacuum arc；micro thruster；micro/nano-satellite；cathode spot

V43

A

1006-7086（2016）05-0265-06

10.3969/j.issn.1006-7086.2016.05.004

2016-03-21

CAST基金项目（YJJ0701），LIP自主研发项目（YSC0716）

任亮（1990-），男，甘肃白银人，硕士研究生，主要从事空间电推进技术研究。E-mail：renliang_42195@sina.com。