，,*，，，

1.北京航空航天大学 宇航学院，北京 100191 2.北京航天试验技术研究所，北京 100074

阴阳极进气量对附加场磁等离子体推力器性能的影响

李泽峰1，汤海滨1,*，王宝军1，杨文将1，温鹏飞2

1.北京航空航天大学 宇航学院，北京 100191 2.北京航天试验技术研究所，北京 100074

针对附加场磁等离子体推力器(AF-MPDT)阴阳极供气量对推力器性能的影响进行了研究。采用试验方法测量了稳态AF-MPDT的束流参数以及放电电压、放电电流、附加磁感应强度等工况参数，测量计算了推力、效率等性能参数。通过改变阴阳极供气比例，分析研究了初始气体分布对推力器性能及物理机制的影响。研究结果显示，阴极供气比重增大时，推力器推力及效率相应增大，但增大到一定比例，推力器出现工作不稳定导致性能下降，说明阴阳极存在最佳的供气比例，表明供气比例对推力器性能具有重要影响。

附加磁场等离子推力器；电推进；阴阳极供气比例；推力器性能；物理机制

附加场磁等离子体推力器(AF-MPDT)是一种以电磁力为主要加速机制的电推进装置。相对于其他推力器，AF-MPDT具有大推力密度，可实现5×104～6×104m/s的比冲，效率高于50%[1]。同时，AF-MPDT高比冲、大推力的特点[2-3]使其具有潜力应用于未来星际间货物和人员输运等深空探测任务[4-6]。

AF-MPDT的试验和理论研究始于20世纪60年代，相关学者对其结构设计、工作机制等方面进行了相关研究，并得到了大量的数据和相应结论，然而关于稳态AF-MPDT供气研究的相关工作相对较少。相关的研究工作中，Dennis E.Lileikis等研究了周向非对称供气对MPDT性能的影响,其研究显示周向进气导致径向和周向的动量成分增加，推力等性能参数下降[7]。斯图加特大学的相关研究显示增大阳极供气，可提高推力器稳定性[8]。Lapointe等研究了进气量对MPDT的影响，结果显示供气量对MPDT的性能和稳定性具有重要影响[9]。另外，Kelly等对供气位置进行了相关研究[10]。国内方面，关有俊等针对进气方式对电弧离子体发生器的热效率进行了相关研究[11]。

由此可见，相关学者关于MPDT推进剂供给的研究包括进气方式、进气位置以及进气量，并得到相关研究结论。然而针对供气位置的供气比例问题并没有学者进行深入的研究，推进剂各供气位置的供气比例对于推进剂的初始分布具有决定性影响，因而会直接影响MPDT放电室内的电离、加速等物理机制，从而对推力器性能产生影响。在不改变推进剂供给量的前提下，分析研究推进剂各供气位置的供气比例对于推力器性能及物理机制的影响，对于推进剂的高效利用以及推力器性能提升具有重要研究意义。同时，对于未来应用MPDT的空间飞行器减小推进剂携带量、提高有效载荷具有重要研究价值。

1 推力器工作原理

AF-MPDT工作时，通过放电室内阴极和阳极之间的直流放电产生高温电弧，电离推进剂形成等离子体。等离子体在放电室内经过高温加热、电磁场作用、磁喷管约束等复杂过程喷出推力器形成推力。

由于AF-MPDT工作过程的复杂性以及强耦合性，导致其加速机制非常复杂。如图1所示，加速发动机工作时，产生推力的部分又可分为发动机内部的各种加速机制和发动机外部的磁喷管效应。前者主要包括4种等离子体加速机制[1]。

1)自身场加速：自身场加速产生轴向作用力和径向作用力。轴向作用力直接产生推力，径向部分导致中心电极处压力不平衡来间接增加推力。

2)旋流加速：附加磁场与电流作用产生力使等离子体产生周向涡旋，理论上可通过物理喷管(或磁喷管)扩张将大部分的涡旋动能转化为轴向能量。

图1 AF-MPDT工作原理[12]Fig.1 AF-MPDT working principle diagram

3)霍尔加速：在强附加磁场和小推进剂流率(大Hall参数)条件下，根据欧姆定律，感生出周向电流，并与附加磁场作用，产生径向力分量和轴向力分量。

4)气动加速：其机制与传统化学推进工作机制相似，主要是通过欧姆加热和等离子体在喷管中的热膨胀作用加速粒子喷出从而产生推力。

AF-MPDT的附加电磁线圈形成的具有收敛-扩张的磁场分布，类似于具有物理壁面的拉瓦尔喷管，因此被称作磁喷管。由于旋流加速效应，从放电室喷出的等离子体具有较大周向动能，其通过磁喷管将这一部分能量转化为对推力有贡献的轴向动能。

由于各种加速机制强烈耦合在一起，导致AF-MPDT的加速机理研究十分复杂，同时AF-MPDT的结构及推进剂供给等工况参数对各加速机制具有重要影响。因此，目前AF-MPDT内部各加速机制的研究仍有大量工作需要做。

2 试验装置

2.1真空系统

图2 真空系统示意[12]Fig.2 Vacuum system diagram

试验所用真空系统由真空仓、3级真空泵组、电气控制设备以及其他外围设备组成，如图2所示。其中，真空仓直径为1.8 m，长3.2 m。真空泵组第1级采用4台旋片机械泵，第2级采用2台罗茨泵，第3级采用2台高真空油扩散泵，抽速达到52 000 L/s，系统极限真空度可以达到5×10-4Pa。

2.2 AF-MPDT

试验使用的AF-MPDT结构示意如图3所示，阴极为单孔空心阴极，阳极为扩张型阳极，阴阳极之间通过绝缘体绝缘，保证放电只发生在放电室中。推进剂采用两路供气，即阴极和阳极供气，试验中使用氩气作为推进剂，通过改变阴阳极供气比例的不同，研究推力器性能的变化。

图3 试验用推力器结构示意Fig.3 Schematic diagram of experimental thruster

2.3 测量系统

图4 推力测量原理Fig.4 Thrust measurement schematic

试验中通过测量推力器不同工况下的放电电压、推力以及束流等参数数据，进行研究分析。推力测量采用间接测量的投靶法实现，原理如图4所示[13]。经AF-MPDT加速喷出的等离子体撞击安装在悬臂梁上的靶，使得悬臂梁产生变形造成靶的移动，通过测量靶的位移计算得到推力值。国内清华大学的唐飞等采用类似的间接标靶法进行微小推力测量[14]。国外乔治华盛顿大学的Ando等和斯图加特大学的Hannah等也使用投靶法分别对MPD和电弧推力器进行了推力测量人[15-16]。

束流参数测量通过探针系统完成，试验中的探针系统包括法拉第探针[17-18]和朗缪尔三探针[19-20]、探针安装架、偏置电源、诊断电路以及数据采集系统，探针测量系统示意如图5所示。通过调节位移机构采集不同测点的探针测量信号，通过相应的探针理论，经过数据处理，可以得到不同位置束流的离子电流密度、电子温度、电子数密度等参数。

图5 探针系统示意Fig.5 Probe system schematic

3 试验结果

推力测量试验在推力器稳定工作的工况下进行，设置推力器放电电流为150 A，推进剂总量为21 mg/s。试验测量了阴极和阳极供气比例分别为1∶4、1∶1以及4∶1时不同附加磁感应强度下的推力值，工况参数如表1所示。

表1 推力测量工况参数Table 1 Condition parameters of thrust measurement

不同工况下的推力测量结果如图6所示。

试验中保持推进剂总质量流率不变，推力器比冲:

推力器效率:

式中：Pjet为推进功率；P为推力器总功率。由上述数据计算得到的推力器效率如图7所示。

图6 初步推力测量结果Fig.6 Preliminary thrust measurement results

图7 计算得到的效率Fig.7 Calculated efficiency

由图7可以得到，当阴极供气比例较低时(图7中1∶4的曲线)，推力器效率随附加磁感应强度的增大，先增大后减小；当阴极供气比例较高时，推力器效率随磁感应强度增大而增大的磁场范围更广，即推力器效率的最大值向磁感应强度增大的方向移动。当磁感应强度一定时，随着阴极供气比例增大，推力器效率增大。

相同试验工况下，测得的推力器放电电压数据如图8所示。

图8 放电电压结果Fig.8 Discharge voltage results

由图8可以得到：当供气比例相同时，在一定范围内，推力器的放电电压随着附加磁感应强度的增大而增大；当附加磁场强度一定时，阴极供气比例增大，推力器放电电压随之增大。

上述试验结果显示，随着阴极供气比例增大，推力器的推力、比冲、效率等性能参数相应增大，放电电压也相应增大。且供气比例会改变其他工况参数对推力器性能参数的影响，如上述磁感应强度对效率的影响。

为得到推力器束流特性及研究供气比例产生影响的原因，试验中同时使用法拉第探针和朗缪尔三探针对束流进行了测量。探针试验测量了两种不同工况下的束流参数，分别为放电电流180 A、附加磁线圈电流为40 A以及放电电流150 A、线圈电流64 A，如表2所示。

表2 探针测量工况参数Table 2 Condition parameters of probe diagnosis

探针的测量位置为轴向距离推力器出口平面300 mm处，过测量不同径向位置，得到的试验数据如图9～图10所示。

由图可知，改变阴阳极供气比例，束流发散角基本不变，但径向每一测点，阴极供气比例增大时的离子电流密度相应增大。径向各测点的电子温度值也随着阴极供气比例的增大而增大。同时，阴阳极4∶1供气比例工况下探针测得的束流参数对称性更好，说明推力器工作更稳定。

图9 束流离子电流密度结果Fig.9 Plume ion current density results

图10 束流电子温度结果Fig.10 Plume electron temperature results

4 分析与讨论

由试验结果可以得到，阴极供气比例增大，推力器推力、比冲、效率几个性能参数都相应增大。通过放电电压和束流参数的分析，推力器性能参数增大的原因，主要归因于两点：1)放电电压增大，功率增大，电场注入等离子体内的能量增加；2)等离子体电离率增大，推力器内部的电磁加速效应增强。

带电粒子在正交的电磁场作用下会产生电场漂移作用，而推力器内部存在着复杂的碰撞机制。推力器内部的霍尔参数定义为带电粒子的角速度与碰撞频率之比，即：

式中：Ω为霍尔参数；ωb为带电粒子角速度；νc为带电粒子碰撞频率；q为粒子带电量；B为附加磁感应强度大小；n为带电粒子浓度。

当Ω≫1时，带电粒子在发生碰撞前能够完成多个完整的摆线回旋漂移运动，因此它们形成的电流组分方向主要偏向E×B方向；当Ω≪1时，带电粒子在发生碰撞前，几乎不能完成漂移运动，因此其形成的电流组分方向接近平行于电场方向；当Ω≈1时，带电粒子形成的平行于电场和垂直于电场的电流组分相当。

由上述霍尔参数理论描述知，当其他参数保持不变，增大附加磁感应强度时，霍尔参数变大，因而带电粒子向垂直于电场方向的运动增大，从而使得到达电极的行程增加，导致放电电压增大。当推力器内附加磁感应强度不变，由于阳极表面附近的磁感应强度大于阴极表面附近的磁感应强度(磁场仿真结果见图11)，减小阳极供气增大阴极供气，阳极附近的霍尔参数增大效果要大于阴极附近霍尔参数的减小效果，从而增大带电粒子的垂直电场运动成分，增大放电电压。阴极供气比例增大，放电电压增大，从而使得注入等离子体内部的能量增大。由束流区电子温度分布可看出，阴极供气比例较大时，电子温度较大，验证了其被注入的能量更高。

电离度定义为离子浓度与中性气体浓度之比，由法拉第探针测得的离子电流密度知，阴极供气比例增大时，总的离子电流增大，说明离子浓度增大，同时总的供气浓度不变，说明电离度增大。由朗缪尔三探针测得的束流电子数密度，同样可以反映这一点。这是因为，一方面带电粒子到达阳极的路径变长，使得有效碰撞电离增强；另一方面电压增大，使得推力器内部电场强度增大，有效电场电离增强。等离子体电离度增大，中性气体的电离越充分，电磁场作用在带电粒子上的电磁加速效应增强，因而推力器的性能参数增大。

图11 推力器内部磁场强度分布仿真结果Fig.11 Internal magnetic filed distribution simulation results of thrust

为验证上述理论，并进一步研究最佳供气比例问题，在磁线圈电流分别为40 A、64 A工况下继续增大阴极供气进行试验，进一步试验结果如图12所示。

图12 进一步试验结果Fig.12 Further experimental results

由进一步试验结果可以看到，放电电压和推力等性能参数变化趋势相同，说明上述理论正确。同时可以看到，在附加磁场线圈电流40 A的工况下，直到阳极供气减为0，推力仍然在增加；而在附加磁场线圈电流64 A的工况下，推力值在阳极供气减为0前出现下降，该工况下的推力器放电电压曲线如图13所示，可知，该工况下推力产生下降的原因是推力器出现工作不稳定。因此，增大阴极供气比例有利于提高推力器性能，但阳极供气过小，会导致推力器工作不稳定反而使性能下降，所以存在最佳的供气比例，且最佳供气比例与附加磁感应强度等工况参数有关。

图13 不稳定工况放电电压Fig.13 Discharge voltage diagram of unstable condition

5 结束语

通过试验手段，测量了AF-MPDT不同阴阳极供气比例下的性能参数、工况参数以及束流参数，分析研究了供气比例对推力器工作机制产生的影响，研究结果显示：

1)增大阴极供气比例，有利于提高推力器放电电压和电离度，从而提高推力器性能。

2)推力器正常工作下，增大阴极供气比例，束流参数对称性更好，推力器工作更稳定。

3)当阳极供气比例降低到一定程度，放电电压出现波动，推力器工作不稳定，因此存在最佳的供气比例。

4)AF-MPDT的阴阳极最佳供气比例与附加磁感应强度等工况参数有关。

5)放电电流一定，在一定范围内增大放电电压是提升MPDT性能的方向；同时，推进剂各供气位置的最佳供气比例有利于推进剂的高效利用，提高推力器性能。

6)AF-MPDT的阴阳极存在最佳的供气比例得到验证，并分析了其对于推力器霍尔效应等物理过程的影响，但阴阳极最佳供气比例的确定方法、影响因素，以及对于推力器工作机制的更深入影响需要进一步研究。

References)

[1] KODYS A,CHOUEIRI E.A critical review of the state-of-the-art in the performance of applied-field magnetoplasmadynamic thrusters[C].41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,Tucson,2005.

[2] LAPOINTE M,STRZEMPKOWSKI E,PENCIL E.High power MPD thruster performance measurements[C].40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,Fort Lauderdale,2004.

[3] TIKHONOV V B,SEMENIKHIN S A,BROPHY J R,et al.Performance of 130 kW MPDT with an external magnetic field and Li as propellant[C].25th International Electric Propulsion Conference,Cleveland,1997.

[4] HERDRICH G,BOXBERGER A,PETKOW D,et al.Advanced scaling model for simplified thrust and power scaling of an applied-field magnetoplasmadynamic thruster[C].46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,Nashville,2013.

[5] DOWNEY R T,GIULIANO P,GOODFELLOW K D,et al.Single-channel hollow cathodes in 5-20-eV argon discharge for spacecraft thruster applications[J].IEEE Transactions on Plasma Science,2011,39(4):1075-1081.

[6] ALBERTONI R,PAGANUCCI F,ANDRENUCCI M.A phenomenologicalperformance model for applied-field MPD thrusters[J].Acta Astronautica,2015,107:177-186.

[7] LILEIKIS D E,PETERKIN R E.Effects of azimuthal propellant injection asymmetry on MPD thruster performance using the Mach3 code[C].31st Joint Propulsion Conference and Exhibit,Joint Propulsion Conferences,San Diego,2013.

[8] KRUELLE G,ZEYFANG E.Preliminary conclusions of continuous applied field electromagnetic thruster research at DFVLR[C].11th Electric Propulsion Conference,New Orleans,2013.

[9] LAPOINTE M R.Numerical simulation of cylindrical,self-field MPD thrusters with multiple propellants,NASA-CR-194458[R].Seattle: 1994.

[10] KELLY A J,JAHN R G,MERFELD D J.MPD thruster performance-propellant distribution and species effects[J].Journal of Propulsion & Power,1986,2(4):317-322.

[11] 关有俊,鲍卫仁,吕永康,等.电弧等离子体发生器特性的研究[J].太原理工大学学报,2004,35(2):118-120.

GUAN Y J,BAO W R,LYU Y K,et al.Research of arc plasma reactor characteristics[J].Journal of Taiyuan University of Technology,2004,35(2):118-120(in Chinese).

[12] 杨渊.磁等离子体动力推力器性能分析和试验系统设计[D].北京:北京航空航天大学,2013.

YANG Y.Performance analysis and test system design of magnetoplasmadynamic thruster[D].Beijing: Beihang University,2013.

[13] 王宝军.用于MPDT的投靶法微小推力测量装置[C].中国电推进技术学术研讨会会议,上海,2014.

WANG B J.Target method for MPDT nominal thrust measurement[C].10th Chinese Electric Propulsion Conference,Shanghai,2014(in Chinese).

[14] 唐飞,叶雄英,周兆英.一种基于间接标靶法的微小推力测量技术[J].微纳电子技术,2003,40(z1):438-440.

TANG F,XIE X Y,ZHOU Z Y.A target indirect measurement method of microthrust[J].Micronanoelectronic Technology,2003,40(z1):438-440.

[15] ANDO A,TAKAHASHI K,IZAWA Y,et al.Enhance-ment of thrust performance of a MPD thruster with a magnetic nozzle[C].33rd International Electric Propulsion Conference，Washiqtion DC,2013.

[16] BOHRK H,AUWETERKURTZ M.TIHTUS thrust Measurement with a baffle plate[C].43th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,Cincinnati,2006.

[17] 陈琳英,江豪成,郑茂繁.离子推力器束流密度分布测量[J].真空与低温,2007,(3):155-158.

CHEN L Y,JIANG H C,ZHENG M F.Measurement of ion thrusters beam current distribution[J].Vacuum and Cryogenics,2007,(3):155-158.

[18] 徐治国,王金川,肖国青,等.法拉第筒阵列探测器在电子束束流均匀度测量中的应用[J].核电子学与探测技术,2005,25(4):439-441..

XU Z G,WANG J C,XIAO G Q,et al.Application of Faraday cup array detector in measurement of electron-beam distribution homogeneity[J].Nuclear Electronics & Detection Technology,2005,25(4):439-441.

[19] TILLEY D L,KELLY A J,JAHN R G.The application of the triple probe method to MPD thruster plumes[J].Comprehensive Physiology,1990,3(3):1231-1281.

[20] TILLEY D L,CHOUEIRI E Y,KELLY A J,et al.Microinstabilities in a 10-kilowatt self-field magnetoplasmadynamic thruster[J].Journal of Propulsion and Power,2012,12(2):11.

(编辑：高珍)

Studyontheinfluenceofcathodeandanodepropellantmassflowratesonapplied-fieldmagnetoplasmadynamicthrusterperformance

LI Zefeng1，TANG Haibin1,*，WANG Baojun1，YANG Wenjiang1，WEN Pengfei2

1.SchoolofAstronautics,BeihangUniversity，Beijing100191,China2.BeijingAerospaceExperimentalTechnologyResearchInstitute，Beijing100074，China

The effects of cathode and anode propellant mass flow rates on applied-field magnetoplasmadynamic thruster(AF-MPDT)performance were studied.The plume parameters and thruster working parameters including discharge voltage,discharge current and applied magnetic field were measured,and performance parameters including thrust,specific impulse and efficiency were calculated.By changing the proportion of anode and cathode gas supply,the influence of initial gas distribution on the performance and physical mechanism of the thruster was analyzed.The results show that both thrust and efficiency increase with the proportion of cathode gas supply,but when it increases to a certain percentage the thruster performance declines due to instability,which indicates the existence of the best proportion of anode and cathode gas supply and its significant influence on thruster performance.

applied-field magnetoplasmadynamic thruster；electric propulsion；proportion of anode and cathode gas supply；thruster performance；physical mechanism

http://zgkj.cast.cn

10.16708/j.cnki.1000-758X.2017.0078

V439+.2

A

2017-05-04；

2017-07-11；录用日期2017-09-12；< class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2017-09-24 16：01：01

http://kns.cnki.net/kcms/detail/11.1859.V.20170924.1601.004.html

国防基础科研计划(JCKY2017)

李泽峰(1991-)，男，硕士研究生，Mr.LZF@buaa.edu.cn，研究方向为空间等离子体电推进

*通讯作者：汤海滨(1970-)，男，教授，thb@buaa.edu.cn，研究方向为空间等离子体电推进

李泽峰,汤海滨,王宝军,等.阴阳极进气量对附加场磁等离子体推力器性能的影响[J].中国空间科学技术,2017,37(5)：9-16.LIZF,TANGHB,WANGBJ,etal.Studyontheinfluenceofcathodeandanodepropellantmassflowratesonapplied-fieldmagnetoplasmadynamicthrusterperformance[J].ChineseSpaceScienceandTechnology,2017,37(5)：9-16 (inChinese).