柯于俊;陈学康;孙新锋;田立成
【摘 要】相比Kaufmann离子推力器,ECR(Electron Cyclotron Resonance)离子推力器具有无电极腐蚀、无污染、放电气压低、等离子体密度高、能量转换效率高、中和器和放电室能快速起弧等优点.ECR离子推力器因独特的技术优势而使其在微小功率电推进领域受到国内外的广泛研究.国外(主要是日本)小功率ECR离子推力器口径从1~10 cm都取得了小行星探测采样返回的突出成果,国内没有针对应用需求的产品开发研制计划,偏重基础研究,性能也有很大差距,无论是技术还是产品距离微小卫星应用需求还存在很大差距.建议研究的主要方向是磁场位形、变孔栅和碳-碳复合材料栅极.%Comparing with Kaufmann ion thrusters,ECR(Electron Cyclotron Resonance)ion thrusters have neither electrode erosion nor pollution,as well as low discharge pressure,high plasma density,and high energy transfer efficiency. ECR ion thruster has drawn much attention in low power electric propulsion. Foreign countries(mainly Japan)have great progress in low power ECR ion thrusters in diameter from 1 cm to 10 cm,and got amazing achievement,such as getting samples back from a ast eroid. However,chinese ECR ion thrusters are still some lab models,whose performance and engi-neering mature level are lower than foreign ones. It is advised that more research focus on magnetic field topology,grids with variable-holes in carbon-carbon composite material.
【期刊名称】《真空与低温》
【年(卷),期】2017(023)004
【总页数】6页(P187-192)
【关键词】小功率;ECR离子推力器;空间推进
【作 者】柯于俊;陈学康;孙新锋;田立成
【作者单位】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;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;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;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
【正文语种】中 文
【中图分类】V439+.1
相比传统的Kaufmann离子推力器，ECR离子推力器放电室采用微波电子回旋共振的方式产生等离子体，优点是无内电极放电、无污染、长寿命、等离子体密度高（1017～1019m-3）、能量转换效率高、微波吸收率高（≥95%）、中和器和放电室能快速起弧、电源系统简单等，虽然ECR离子推力器也有缺点，比如微波电源效率不如直流电源，ECR需要高出Kaufman离子推力器数十倍的静磁场，但是总体上ECR离子推力器研究具有广阔的应用前景[1-2]。 国内当前的主流电推进产品类型为离子和霍尔电推进，产品研制和技术研究主要集中在500～5 000 W功率范围内。但随着国内微小卫星领域对小功率电推进产品的应用需求，微小功率电推进技术研究和产品研制势在必行。在微小功率电推进发展方面，国内尚未针对应用需求的产品研制计划，多偏重于基础研究，同时缺少国际新技术发展方向的跟踪研究。因此，无论是技术积累还是产品开发都与我国微小卫星应用需求存在很大差距。因此亟需开展电子回旋共振ECR离子推力器的技术研究[3-4]。总结了小功率ECR推力器的研究
现状，对小功率ECR离子推力器的发展提出了建议。
紫外光固化树脂1.1 口径1 cm ECR离子推力器
日本北海道技术研究所开发研制了放电室直径为1 cm的ECR离子推力器模型样机（PM）和鉴定样机（QT）。评估性能为功率26.6 W、比冲1 250 s、推力0.36 mN、推力器电效率10%。微波离子电推进系统组成如图1所示[5]。
1.2 口径2 cm ECR离子推力器
为适应日益发展的小卫星需求，日本宇宙科学研究所（ISAS）研制成功一种代号为μ1的微小功率ECR离子推力器，这种小推力的推进系统适用于小卫星的精确定位和姿态控制，可用于空间望远镜或干涉仪系统的卫星编队飞行和微重力阻力实验等任务[6]，结构和实物如图2、图3所示。
μ1的放电室是口径为20 mm的圆柱形，两块环形永磁铁置于放电室底部，磁场最强处磁场强度为0.3 T，磁场最弱处磁场强度为0.05 T，磁场形成一个“磁透镜”的结构可有效减小电子损失。μ1在1 W微波输入功率下，微波工作频率为4.2 GHz时，离子产生成本为250 W/A，
氙气质量流率为0.15 mL/min（14.7μg/s），引出束流4.0 mA。μ1可以在两种不同状态下工作：一种称为单极模式（unipolarmode）；另一种称为双极模式（bipolarmode），如图4所示。
（1）单极工作模式。双栅极系统置于μ1放电室下游末端，栅极是由金属钼通过化学腐蚀的办法制成，在直径16 mm区域内形成了211个孔，这种栅极结构是专为微小离子推力器设计的，栅极系统参数如表1所列，屏栅和加速栅电压分别为1 500 V和-350 V。μ1离子推力器的电子发射器即中和器是通过将推力器的放电室安装一个带6个孔径为1.8 mm的孔板而制成的，安装孔板来代替单极的离子栅极，孔板由金属钼制造，厚度为0.8 mm，孔开向天线位置的上面等同于安置于方位角方向，该孔板在这里相当于“电子发射孔”。在单极工作模式的中和器上施加相对于离子推力器系统的负电压为0～100 V，该偏置负电压称为“接触电压”，如图5（a）所示。
试验结果显示，在低推力水平上，总的功率与比冲的关系几乎是常数不变，降至低质量流量5.1μg/s是可取的。在高推力水平，如287μN下，总的功率从17.0～20.5 W变化时，比冲变化范围为1 000～1 500 s，推力器电效率变化范围为8.27%～10.29%。
（2）双极工作模式。双极工作模式μ1离子推力器有特殊的栅极系统用来引出离子和发射电子。栅极系统是双栅系统，由屏栅和加速栅组成，有两种不同孔径的尺寸。基于前期的试验结果，孔径对电子发射限制极小，发射电子的孔径比引出离子的孔径大得多。发射电子的为6个大孔，引出离子的为169个小孔，这种栅极结构被称为“变孔栅”，图5（b）给出了双极工作模式μ1离子推力器工作情况。
屏栅和加速栅上的电压设置1 500 V和-500 V，双极等离子体源工作在离子推力器模式，加速电压降低至-500 V是为了防止较大的加速孔径导致的电子返流。当工作在中和器模式时，等离子体源上施加上负偏压，与单极μ1离子推力器中和模式是一样的。
试验结果显示，在低推力水平，双极工作模式下性能较低，在高推力水平，双极工作模式比在单极工作模式下功率随着比冲的增加更明显，如在287μN推力下，总的功率范围为14.0～23.3 W，比冲变化范围为380～1 000 s，推力器电效率变化范围为3.82%～6.04%，如图6所示。
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在文献[7]中μ1得到大幅度改进，性能计算值比冲达5 500 s，推力250μN，推力器电效率32%。主要的改进包括栅极厚度加厚、屏栅极孔径变小、加速栅极孔径变大、栅极总体孔苹果灯
数减小、孔径整体变大。
1.3 口径3 cm ECR离子推力器
如何制作音箱日本九州大学研制的微小功率ECR离子推力器，如图7所示。功率30 W，内部直径21 mm，离子推力器尺寸为50 mm×50 mm×30 mm[8]，屏栅和加速栅施加电压分别为1 500 V和-300 V[8]。
在给定的功率下推进剂利用率随着氙气质量流量的增加而降低，这是因为随着质量流量的增加比能量减小。在质量流量为0.02 mg/s、微波功率为8 W条件下，ECR离子推力器的推力性能，即推进剂利用率、离子产生成本、推力、比冲和推力器电效率分别为67%、660 W/A、0.73 mN、3 060 s和41%，如图8所示。
1.4 口径5 cm ECR离子推力器
日本Nishinippon Institute of Technology的Takao等[13]在2 cm和10 cm口径ECR推力器的基础又研制了口径5 cm的ECR离子推力器，如图9所示。相对于2 cm、3 cm口径的推力器，由于尺寸增大磁场减弱，5 cm口径的ECR离子推力器电效率不如2 cm、3 cm口径的哇哈论坛
推力器。为了调节磁场，磁钢被设计成可以被电机推动沿轴向前后移动。采用了碳-碳复合材料栅极和钼栅极两种，前者性能更优，微波频率有别于2 cm和10 cm口径推力器的4.2 GHz，采用的是5.1 GHz。经过试验，在20 W的微波输入功率1.5 mL/min氙气、碳-碳复合材料栅极这些条件下，该推力器的最大束流为24 mA，放电损耗837 V，推进剂利用率为22%[9]。
1.5 口径10 cm ECR离子推力器
在ECR离子推力器的研究和实践领域，日本走在了世界的前列。日本从1965年开始研制此种推力器，基本上到1980年就完成了空间飞行前的一切准备工作。90年代，日本宇宙科学研究所（ISAS）为了满足用于小行星采样任务的MUSES-C航天器需要，研制了μ10（0.39 kW、9.1 mN、2 910 s、33%）ECR离子推力器和微波离子发动机系统（IES），如图10所示，该系统包括4台ECR离子推力器（推力器输入功率0.31～1.16 kW、推力5.2～23.6 mN、比冲2 687～3 011 s）。其工程样机于1999年进行了18 000 h的寿命试验，2000年进行了初样产品的寿命试验，2003年5月发射。在飞往小行星长达4年的旅程中，探测器使用ECR微波离子推进系统调整飞行轨道，图11为μ10在太空飞行图。探测器携带了3台推力
器和1台备份推力器，提供23.6 mN推力和1.2 kW功率。μ10电推进系统包含推力器、微波放大器、电源和贮供系统。技术特点是采用了圆形波导加喇叭形腔体结构，ECR层大致呈凸向出口的弧形，栅极采用了三栅碳-碳复合材料栅极[10-14]。
>采果器
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