GEO衛星霍爾推力器羽流防護結構混合PIC模擬

劉輝,羅曉明,溫正,王玨,于達仁

1.哈爾濱工業大學,哈爾濱150001 2.中國空間技術研究院通信衛星事業部,北京100094

GEO衛星霍爾推力器羽流防護結構混合PIC模擬

劉輝1,*,羅曉明1,溫正2,王玨2,于達仁1

1.哈爾濱工業大學,哈爾濱150001 2.中國空間技術研究院通信衛星事業部,北京100094

霍爾推力器應用于GEO衛星時,羽流會對太陽能翼板表面高透光玻璃蓋片產生一定的影響,導致太陽能電池整體輸入功率降低。因此,有必要針對羽流的影響對翼板表面進行一定的防護。在對目前國內外羽流安全性評估及防護方面的工作進行一定調研的基礎上,針對SPT100應用于典型的GEO軌道衛星時的情況,利用SPIS軟件運用混合單元粒子(PIC)方法模擬了兩種可能的太陽能翼板羽流防護方案,并分析比較了每種方案的優缺點及防護效果,為推力器在軌飛行時的羽流防護提供一定的借鑒。

霍爾推力器;SPIS;濺射腐蝕;羽流模擬;羽流防護

霍爾推力器因為具有高比沖、長壽命以及高控制精度等優點,在GEO軌道衛星的位置保持、姿態調整等任務中具有良好的應用前景。但推力器在軌飛行時,其尾部會產生等離子體羽流,會對航天器的一些敏感表面產生一定的影響。所以,要減小羽流等離子體對航天器表面的影響,或者需要對某些敏感設備進行保護時,就需要探究羽流防護裝置在航天器上的布置以及防護效果等問題。太陽能翼板表面通常為高透光率的玻璃蓋片,很容易受到返流離子的濺射,從而導致太陽能電池整體輸入功率降低。所以在某些特殊情況下,需要對翼板靠近霍爾推力器羽流的部分進行一定的防護。

隨著電推進系統應用的全面展開,羽流安全性評估及防護方面的研究也逐漸受到重視。早在1996年,Oh等就采用PIC(單元粒子)-DSMC(直接模擬蒙特卡洛法),通過假定準中性、電子無碰撞、忽略磁場的影響、電子溫度為常數等條件,考慮離子與原子之間的彈性碰撞及電荷交換碰撞(CEX),實現了SPT100羽流區的模擬,并應用此模型證實了地面試驗背壓對羽流區CEX的影響[1-3],另外還建立了SPT100應用于衛星時的三維計算模型,評估了羽流對衛星表面的濺射情況。Mikellides等則系統地建立了霍爾推力器羽流與航天器系統的相互作用模型,包括濺射腐蝕、沉積污染、表面熱效應以及力(矩)效應等[4]。針對安全性評估得到的一些結果,許多學者也開始關注羽流防護方面的問題。Pollard等在霍爾推力器PPPL-90的羽流區安放一個碳纖維復合材料擋板,并通過運用RPA及朗繆爾探針的測量探究了羽流區離子能量分布、電子密度、電子溫度及等離子體電勢等參數的分布[5]。隨后, MIT的Cheng等針對上述試驗結果,建立了PPPL-90三維混合PIC羽流模型及包含防護板的羽流模型,探究了羽流區及防護板周圍的等離子體參數分布,并與試驗測量結果進行了一系列對比。模擬結果表明,防護板背面為非準中性區域,并通過改變模擬背壓發現非準中性程度會隨著模擬背壓的增大而減小[6]。

Fergason基于PIC-DSMC方法針對離子推力器羽流兩側CEX返流區的兩種防護結構進行了模擬。通過統計模擬得到的離子數密度及離子通量評估了固定在羽流出口處以及與推力器分離兩種防護結構的效果。研究結果表明,固定在羽流出口處的防護板基本對大角度處的返流離子無效果,并且因為擋板阻止了未電離原子的擴散從而導致更多的CEX離子產生。而分離式的防護則能夠減小大約一個數量級的返流離子數密度及返流離子通量。另外,Fergason還試圖通過在擋板上加偏壓的方法來增強防護效果,但是在施加1 000 V偏壓時效果不是很明顯[7]。

目前國外在霍爾推力器羽流的防護方面的研究非常少,而國內還未開展相關工作。隨著霍爾推力器以及其他電推力器應用的大范圍展開,特別是全電推衛星的提出,羽流的防護將會成為推力器開發過程必不可少的工作。本文針對SPT100應用于典型的GEO軌道衛星結構時的情況,運用混合PIC方法模擬了兩種可能的太陽能翼板羽流防護方案,并分析比較了每種方案的優缺點及防護效果,為推力器應用于GEO軌道衛星時的羽流防護提供一定的借鑒和參考。

1 計算模型

1.1 SPIS介紹

SPIS是歐洲航天局開發的用于模擬等離子體與航天器相互作用以及航天器表面充電的開源軟件。在幾何模型建立、網格劃分以及粒子運動的處理等方面,SPIS都有其自身的特點及優勢。如通過軟件可以通過自帶的幾何編輯器建立具有復雜結合結構的航天器模型,并且可以采用非結構化的網格編輯器對其進行處理。另外其模擬結果可以輸出不同的數據格式,供其他數據分析軟件處理或者應用,這也為后續通過SPIS得到的結果評估羽流對航天器產生的力矩效應、熱效應等其他影響提供了一條有效的途徑。

軟件采用PIC模擬方法來處理粒子的運動,用蒙特卡洛(MCC)方法處理粒子碰撞問題。同時,軟件還可以通過一些參數的設置實現在全PIC和混合PIC兩種對電子不同的處理方法中切換。兩種方法對離子和原子的處理方法相同,但混合PIC假設電子在整個計算區域內符合玻爾茲曼分布,電勢通過求解玻爾茲曼關系式得到。而全PIC將電子同離子一樣均按粒子模型處理,電勢通過求解泊松方程得到,計算量較大。另外,在電子溫度的處理方法上也可以實現常電子溫度以及絕熱電子模型下的變電子溫度兩種處理方式。

國內外許多學者應用SPIS做了航天器與等離子體環境相互作用的相關工作。Gennady等應用SPIS對SMART-1上的霍爾推力器PPS-1350的羽流進行了模擬,并且結合衛星上的羽流參數測量裝置所獲得的數據分析了羽流與航天器的相互作用[8-9]。Jean-Francois等模擬了FEEP電推力器應用于衛星MICROSCOPE的情況,統計了離子密度和電子密度以及CEX碰撞頻率等參數,并結合航天器表面電勢等參數分析了FEEP羽流對衛星表面的影響[10]。國內方面,楊集、楊昉等也用SPIS做過航天器表面充電的模擬,通過將模擬結果進行分析并與實際觀測進行比較,證明了SPIS模擬結果的合理性[11-12]。

1.2 計算模型的建立

(1)羽流模型

因為混合PIC計算模型比較簡單且所需計算機容量和運算速度較低,并在大多數情況下模擬結果能夠滿足相應的需求,所以本次模擬采用混合PIC方法。整個計算區域內,德拜長度相比計算區域非常小,故視為準中性。另外,忽略磁場對離子的作用,假設電子不參與碰撞過程以及電子不受磁場的作用。所以計算過程只考慮離子和原子的運動過程。離子的密度在出口處均勻分布,且其出射角度沿半徑方向線性變化。

為了保證計算結果的對稱性,模擬中霍爾推力器陰極粒子源和陽極粒子源位于同一個環形通道出口處,如圖1所示。對于不同型號的霍爾推力器,需定義不同大小的通道內徑及外徑,以及通道內壁處的出射角度為αleft,通道外壁面處的出射角度為αright。Xe+、Xe++在推力器出口處的初始速度v+、v++與推力大小、電離率、工質流量以及出射角度等參數有關,具體表達式如下[13]:

圖1 霍爾推力器羽流模型Fig.1 Plume model of Hall thruster

Xe+、Xe++的質量流量m+i、m++i與電離率、二價離子百分比以及氙氣的流量有關[13]:

Xe的質量流量˙mn與電離率以及二價離子百分比有關,Xe的初始速度vn與原子溫度及流量有關[13]:

式中:kB為玻爾茲曼常數,kB=1.38×10-23J/K;Tn為中性原子溫度。

(2)碰撞模型

CEX是羽流模擬中必須要考慮的一種碰撞反應,即速度較高的離子與速度較低的原子發生碰撞并交換電荷,產生速度較高的原子和速度較低的離子。盡管工質的電離率一般能達到90%,但在推力器出口附近,因為離子被電場加速導致原子的速度遠小于離子的速度,所以在這個位置離子與原子有數量級相當的密度分布,極大地增大了電荷交換碰撞的頻率。對于氙氣作為工質的霍爾推力器,忽略二價以上的氙離子,則存在Xe+、Xe++與原子的電荷交換碰撞。

模擬過程中采用MCC方法處理粒子間的碰撞問題。碰撞截面[13]

式中:Δv為兩個相互碰撞的粒子之間的相對速度;a、b為相關參數,對于Xe+與Xe的碰撞,a=1.71×10-18,b=1.18×10-19,對于Xe++與Xe的碰撞,a=1.03×10-18,b=7.7×10-20[13]。

(3)模型的驗證

SPT100的輸入參數如表1所示[14]。

表1 SPT100輸入參數Table 1 SPT100 inputs

在上述模型及表1中輸入參數條件下,單獨對SPT100羽流進行模擬并與文獻[15]中的試驗測量結果進行對比,以驗證SPIS模擬霍爾推力器羽流的可行性。

圖2所示為仿真得到的電流密度與試驗測量結果在R=0.5 m處的數據對比。上述結果表明,計算結果與實測數據在數值大小以及變化趨勢方面基本一致,在靠近羽流中心區域及大角度的區域存在一定的誤差。考慮到試驗方面的測量受到探針位置對準、鞘層、探針表面的污染、磁場等因素的影響會存在一定的測量誤差,并且由于仿真應用混合PIC模擬方法,對電子采用流體模型處理也會造成一定的結果誤差。綜上,仿真結果能夠較為準確地預測羽流區參數的分布規律。

圖2 SPT100電流密度模擬結果(R=0.5 m)Fig.2 Simulation results of SPT100 current density(R=0.5 m)

2 模擬結果及分析

霍爾推力器應用于典型GEO軌道衛星時的幾何模型結構及二維網格劃分結果如圖3所示。衛星本體尺寸為2.36 m×2.10 m×3.10 m的六面體,翼板為7.50 m×2.36 m×0.10 m的六面體,推力器位于衛星表面中心處。兩種防護板的厚度均為0.05 m,高度均為0.4 m。防護方案a,見圖3(a),防護板位于靠近翼板的衛星本體邊緣;方案b,見圖3(b),防護板位于推力器與衛星本體邊緣之間。模擬中適當選取計算區域的大小以保證充分得到所需區域的數據。模型采用非結構化網格,并對推力器出口及翼板等關鍵部分的網格進行局部加密。

圖3 兩種防護結構示意及二維網格劃分Fig.3 Two types of shield structure and 2-D mesh partition

等離子體與航天器表面的相互作用模型考慮了濺射、沉積以及二次電子發射等效應[16-17]。計算區域中的航天器表面、翼板表面、防護板及推力器環形出口定義不同的材料類型及相應的材料屬性,如表2所示。

表2 航天器材料設置Table 2 Spacecraft materials

羽流區最小網格為0.01 m,其他位置適當增大網格大小,最終總的網格數目分別為17 777及17 995,模擬時間步長為0.005 s。

圖4 等離子體數密度分布(m-3)Fig.4 Plasma number density distribution(m-3)

模擬得到的兩種情況下的等離子體密度分布如圖4所示。首先,從兩種結果均可以看出,羽流中粒子之間的碰撞等效應使羽流的影響范圍擴大,其影響范圍幾乎覆蓋了整個翼板表面。從兩種防護結構的防護效果的角度講,防護方案a相對于防護方案b來說能夠明顯減少到達翼板表面的羽流等離子體密度。后者因為防護板距離羽流中心區域較近,并且防護板的作用范圍有限,因此其作用效果則相對較差一些。圖5所示為模擬得到的2種推力器空間電勢分布,其分布規律與等離子體數密度分布規律基本相同。

圖5 空間電勢分布(V)Fig.5 Potential distribution(V)

霍爾推力器放電通道內高能離子對BN陶瓷表面的侵蝕產生的濺射產物也是羽流污染的一個比較重要來源。濺射產物會隨著羽流等離子體向外噴出并隨之進行擴散,進而沉積在航天器及周圍設備的表面。同樣會對類似于太陽能翼板表面高透光率的玻璃蓋片的敏感材料表面產生比較嚴重的影響。所以,通過羽流防護結構減小羽流的影響范圍,也間接地減小了BN濺射產物對航天器的污染。

如圖6所示為對防護結構下電荷交換碰撞產生的Xe+的分布情況的統計結果,Xe++的分布結果與之類似,在此不作統計。電荷交換碰撞是導致羽流等離子體影響范圍擴大的主要原因,并且由于碰撞產生的離子的能量較低,更容易在羽流產生的反向電場下形成返流,所以是評估中需要重點考慮的因素。從上述結果中同樣可以初步判斷防護方案a的效果要優于防護方案b。同樣,對于防護方案b來說,因為距離羽流中心區域較近,大量的返流離子繞過了防護板擴散到了翼板的表面。

圖6 CEX產生的Xe+分布(m-3)Fig.6 Distribution of Xe+produced by CEX(m-3)

除了上述兩種防護結構外,本文還對沒有安裝防護板結構的情況進行了模擬,并對這3種情況的模擬結果進行了對比分析。如圖7、圖8所示分別為對翼板表面沉積的由于電荷交換碰撞產生的Xe+及Xe++密度分布的統計結果。從圖中可以看出,防護方案a使翼板表面的返流離子大量減少,而防護方案b的結果與未加防護結構的結果相差不大。另外從統計結果可以看出,當距離大于7 m時出現了比較不規律的結果。這也說明當實際中對某些航天器敏感設備進行防護時,需要考慮設備與推力器中心羽流區的距離等因素來設計防護板的位置及結構。

圖7 不同情況沿翼板表面CEX產生的Xe+數密度分布Fig.7 Number density distribution of Xe+produced by CEX in different situations

圖8 不同情況沿翼板表面CEX產生的Xe++數密度分布Fig.8 Number density distribution of Xe++produced by CEX in different situations

3 結束語

本文建立了SPT100應用于典型的GEO軌道衛星結構時的計算模型,并模擬了在衛星本體不同位置安裝防護板時的羽流防護效果,對無防護板模型及兩種不同防護位置情況下的翼板表面電荷交換碰撞返流離子進行了統計。通過對模擬結果的分析,主要得到以下幾點結論:

1)對于霍爾推力器羽流來說,因為電荷交換碰撞的影響,在軌飛行條件下其羽流影響區域遠大于羽流主流區的涉及范圍。比如上述衛星幾何結構及尺寸下,翼板表面的等離子體密度仍能夠達到1012/m3;

2)將防護板置于衛星本體靠近翼板一側邊緣的方案能夠明顯減小電荷交換碰撞產生的返流離子在翼板表面的沉積。而當將防護板置于比較靠近羽流出口位置時,因為此時翼板距離防護板較遠,超出了其能防護的范圍,所以與無防護結構下的結果相差不大。

3)由上述兩個結構的模擬結果可知,當實際對某些航天器敏感設備進行防護時,需要綜合考慮敏感區域距離推力器中心羽流區的距離等因素來適當設計防護板的位置及結構。

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(編輯:高珍)

Hybrid-PlC simulation of Hall thruster plume shield on GEO satellites

LIU Hui1,*,LUO Xiaoming1,WEN Zheng2,WANG Jue2,YU Daren1
1.Harbin Institute of Technology,Harbin 150001,China
2.Institute of Telecommunication Satellite,China Academy of Space Technology,Beijing 100094,China

The plume of the Hall thruster has negative effects on cover glasses of the solar panel which have high light transmission.Therefore,it is necessary to design some protective structures for solar array.Firstly,some related works were reviewed.Then,two different protection schemes were simulated using hybrid-PIC for a GEO satellite equipped with a SPT100.Finally,the advantages and disadvantages of the two schemes were analyzed and some valuable suggestions were proposed.The output power of solar array will be decreased if they are polluted.

Hall thrusters;SPIS;sputtering;plume simulation;plume shield

V430

:A

10.3780/j.issn.1000-758X.2016.0012

2015-11-26;

:2015-12-31;錄用日期:2016-01-18;< class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間:2016-02-24 13:39:15

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/11.1859.V.24.1339.010.html

*

:劉輝(1981-),男,副教授,huiliu@hit.edu.cn,主要研究方向為空間電推進

劉輝,羅曉明,溫正,等.GEO衛星霍爾推力器羽流防護結構混合PIC模擬[J].中國空間科學技術,2016,36(1):63-69.LIU H,LUO X M,WEN Z,et al.Hybrid-PIC simulation of Hall thruster plume shield on GEO satellites[J]. Chinese Space Science and Technology,2016,36(1):63-69(in Chinese).

http:∥zgkj.cast.cn