LVAT-1微推进系统及其在皮/纳卫星上的典型应用

田 恺，任 亮，吴先明，郭德洲，陈新伟

（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）

0 引言

皮/纳卫星（Pico/Nano Satellite）是指质量分别在0.1～1 kg/1～10 kg的卫星，通常采用立方星（Cube-Sat）结构。按照立方星设计规范（CubeSat Design Specification）[1]，1U立方星的标准尺寸为100 mm×100 mm×100 mm，最大质量1.33 kg，在此基础上，皮/纳卫星可以拓展至2U～6U立方结构。皮/纳卫星以其体积小、质量轻、功耗低以及研制成本低等特点广泛应用于LEO通信、导航、遥感、科学试验及深空探测等领域[2-3]，由于受质量和空间体积的限制，传统的化学推进和电推进系统都无法应用于皮/纳卫星。近年，基于固体金属脉冲烧蚀等离子体作为推进剂的真空弧推力器（Vacuum Arc Thruster，VAT），因其超小体积、功耗和相对高的比冲成为皮/纳卫星推进系统的首选[4]，可以为皮/纳卫星的轨道机动和无拖曳飞行提供精准控制。

1 LVAT-1微电推进系统

1.1 VAT构型及工作原理

VAT是在真空条件下利用金属电极间电击穿产生的烧蚀等离子体作为推进剂的微电推力器，基本结构包括阴极、阳极、绝缘体和反馈机构。阴极为推进剂，绝缘体表面镀有半导电金属薄膜，在物理上将两电极电隔离，反馈机构一般采用弹簧，安装在阴极尾部，当阴极头部由于烧蚀而不断被消耗时，弹簧可以将阴极向前推进，以保证连续放电。根据电极和绝缘体空间排列方式，VAT可分为同轴型、平板型和环型三种[5]。

同轴型VAT的阴极、绝缘体和阳极沿径向由里及外同轴排列，如图1（a）所示。阴极可以是实心结构，也可以是空心结构，绝缘体和阳极为空心筒结构，允许有反馈机构。同轴型VAT的特点是推力矢量方向性好，对卫星污染小，缺点是阴极横截面小，规模化制造与零件改动比较困难。

平板型VAT的阴极、绝缘体和阳极为直角薄片，采用堆层结构，一般情况下夹层中心为阴极，由里及外为绝缘体和阳极，如图1（b）所示。平板型VAT的特点是易于加工、电极横截面可以做得更大，还可以与卫星结构直接整合，允许有反馈机构，缺点是推力矢量精度差，对航天器污染比较大。

环型VAT的阴极、绝缘体和阳极均为半径相同的环形结构，沿轴向首尾相接呈筒状，如图1（c）所示。环型VAT对航天器污染最小，缺点是无反馈机构，推进剂质量有限，安装困难。

图1 VAT基本结构图Fig.1 Basic structure of VAT

VAT电源处理单元（Power Processing Unit，PPU）通常采用电感储能（Inductive Energy Storage，IES）驱动VAT脉冲放电，由电源、电感器、半导体开关（IGBT）和外触发脉冲（Trigger Pulse，TP）组成，如图 2所示。外触发脉冲的作用是通过控制IGBT的通、断来控制电感器的充放电频率，当外触发脉冲以高电平作用在半导体开关上时电源对电感器充电；当外触发脉冲为低电平时，半导体开关截止，电感器随即产生Ldi/dt的脉冲电压作用在VAT阳极和阴极之间，使绝缘体表面导电薄膜击穿，诱发真空弧放电。需要说明的是，正常情况下阳极和阴极之间的绝缘介质击穿电压在10 kV以上，同时还需专门的触发引弧（Trigger Arc Initiation）装置，而VAT绝缘体表面镀了一层10～100 Ω的导电薄膜，如果没有电流流过，导电膜使两电极处于短路状态，以保证阳极和阴极之间的触发电压直接施加在导电膜上。由于薄膜间隙非常小，100～200 V电压就能在阴极和导电层之间产生很高电场，击穿导电薄膜。电弧引燃后，等离子体在阳极和阴极之间迅速扩散，形成低阻放电通道，电极间的电压在30 V左右即可维持真空弧放电。由于VAT绝缘体表面的导电薄膜能有效降低引弧电压而无需专门的触发装置，因此VAT这种结构称为无触发引弧或无触发点火结构[6]。

图2 VAT PPU工作原理Fig.2 Operation principle of VAT PPU

1.2 LVAT-1研制进展

兰州空间技术物理研究所自2016年开始研制同轴型VAT[7]，目前形成了两个系列产品：LVAT-1和LVAT-2。LVAT-1采用同轴型结构，阴极选用钛、钼等金属材料，绝缘体为Al2O3陶瓷，阳极为无氧铜，反馈机构为不锈钢弹簧，主要针对皮/纳卫星无拖曳飞行控制。LVAT-2为磁增强型推力器（Magnetically Enhanced Vacuum Arc Thruster，MVAT），是在LVAT-1基础上增加同轴磁场，以准直羽流离子，提高推进效率，为皮/纳卫星变轨、离轨及轨道保持提供精准推力。目前，LVAT-1产品状态已固化，具备工程应用能力；LVAT-2已完成原理样机研制和地面性能验证，正在研制PPU磁路控制单元。图3为LVAT-1和LVAT-2实物图。

图3 LVAT-1和LVAT-2实物图Fig.3 LVAT-1 and LVAT-2 physical drawings

1.3 性能验证试验

2018年2月完成了LVAT-1放电特性和性能验证试验。图4为LVAT-1性能验证试验系统，其中，PPU采用电感储能，电感平均储能0.25 J，初始放电电流30 A，外触发脉冲在1～10 Hz可调；TS-6A为兰州空间技术物理研究所真空试验系统；示波器CH1用皮尔森电流线圈监测放电电流，CH2用高压差分探头监测放电电压，CH3用皮尔森电流线圈监测法拉第杯收集的离子电流；偏置电源为法拉第杯提供-20 V偏压；温度计用于监测LVAT-1羽流出口壳温；万用表用于监测LVAT-1阴极与阳极之间的特征电阻。

图4 LVAT-1试验系统图Fig.4 Testing system for LVAT-1

（1）放电特征波形分析

LVAT-1典型放电波形如图5所示。从LVAT-1典型放电波形可以看出，LVAT-1的真空弧持续160μs左右，整个放电过程分为3个阶段：

初始放电阶段：曲线AB段，放电时间0～30μs，细分为引弧和弧等离子体扩散两个时间段。引弧时间非常短，图5显示的引弧时间不到1μs，在这一时间段内，弧电流从28 A降至23 A，弧电压从220 V降至100 V，等离子体加速机制为电位峰值理论（Potential Hump Theory，PHT）[8]，即阴极斑产生的大量初始等离子体被阴极表面附近的等离子体电位与边界之间的电位降加速，然后被阳极收集，形成初始弧等离子体电流。在1～30μs内，弧电流从23 A降低到10 A，弧电压从100 V振荡衰减到35 V，这一阶段弧等离子体在阳极和阴极之间迅速扩散，形成低阻放电通道，弧电压随之降低。

稳态放电阶段：曲线BC段，放电时间30～110μs。弧电流在从10 A降低到5 A，弧电压维持在35 V左右。弧等离子体主要在这一阶段产生，弧电压和弧电流相对稳定，弧等离子体加速机理为气动理论（Gas Dynamic Theory，GDT）[9]，即等离子体被巨大的压力梯度加速，电子通过与离子的频繁碰撞将动量传递给离子，使离子进一步电离，形成相对稳定的放电。

息弧阶段：曲线CD段，放电时间110～160μs。这一阶段，电感器储存的能量已消耗殆尽，VAT阴极斑产生的等离子体缓慢衰减，弧电流在50μs内从5 A衰减到0，标志放电结束。由于电感器的反激作用，放电电压从35 V振荡上升至276 V后才衰减至24 V的供电电压。

图5 LVAT-1典型放电波形图Fig.5 Typical discharge waveform of LVAT-1

（2）性能参数评估

通过性能验证试验获取LVAT-1寿命期间单次放电脉冲的初始放电电流、放电电压以及电阻变化特征曲线，电阻是非放电期间的静态电阻，结果如图6～8所示。

图6 试验期间始放电电流变化曲线Fig.6 Initial discharge current variation during testing

图7 试验期间引弧电压变化曲线Fig.7 Ignition Voltage variation during testing

图8 试验期间电阻变化曲线Fig.8 Resistance variation during testing

从图6～8可以看出，在120万次的放电次数内，LVAT-1的初始放电电流由初期的32 A逐渐衰减到末期的23 A左右，引弧电压由初期的200 V逐渐增加到末期的1 700 V，表明VAT特征电阻不断增大，电阻的测试结果表明在100万次放电次数内，VAT特征电阻稳定在10 kΩ以下，100万次以后其特征电阻迅速增大，在120万次时达到1 MΩ，说明放电在阴极表面的烧蚀量已经很小，阴极蒸气无法在绝缘体表面沉积，绝缘体表面导电涂层的蒸发量大于沉积量，导致绝缘体电阻增大，反馈到PPU，为了维持放电，IGBT两端的触发电压必须增大，当触发电压超过IGBT的耐压能力时，IGBT烧毁，寿命结束。

LVAT-1推力标定在解放军装备学院微推力测量系统上完成综合性能试验，LVAT-1性能评估结果如表1所列。

表1 LVAT-1性能评估结果Table1 Results of performance evaluation for LVAT-1

2 LVAT-1在皮/纳卫星上的典型应用

2.1 轨道抬升及编队飞行

LVAT-1微推力能够为皮/纳卫星轨道机动提供合理的速度增量。皮/纳卫星轨道机动通常采用Hohmann转移[10]实现轨道抬升和倾角改变，如图9所示，轨道抬升需两次点火，第一次点火是在初始圆轨道A点，卫星被推至一个椭圆转移轨道。第二次点火是在到达预定轨道B点，重新圆化卫星轨道。

Hohmann转移所需的速度增量为[11]：

式中：ra为卫星初始轨道半径；rb为预定轨道半径；μE为地球标准重力常数，值为3.986×1014m3/s2。

卫星到达预定轨道后，重新圆化轨道只需改变轨道倾角，其所需的速度增量为：

式中：vB为卫星初始圆轨道速度为倾角变化。

图9 Hohmann转移轨道图Fig.9 Hohmann transfer orbit

假定质量为1.33 kg的1U立方星的初始轨道高度为600 km，地球半径6 350 km，欲使其轨道抬升1 km，轨道倾角改变0.02°，根据式（1）和式（2），轨道转移和圆化轨道所需的速度增量分别为0.55 m/s和2.64 m/s。

LVAT的阴极烧蚀质量可以通过经典的火箭方程计算：

式中：g为重力加速度常数，为9.81 m/s2；mp、mf分别为消耗的推进剂质量和卫星终态质量。采用1 000 s比冲的LVAT-1，根据式（3）计算满足Hohmann轨道转移和圆化轨道速度增量的阴极烧蚀质量为75 mg和358 mg。如果LVAT-1的比冲提高至1 500 s，阴极烧蚀质量可以降至50 mg和239 mg。LVAT-1的阴极储量可以到达20 g，因此，利用LVAT-1驱动皮/纳卫星轨道机动还是很有优势。

簇控制模式的LVAT-1可以使皮/纳卫星完成复杂编队飞行，如采用1个PPU控制4个VAT即可实现皮/纳卫星的平动和转动，如图10所示，1#、2#VAT安装在卫星ABCD平面BD对角位置，3#、4#VAT安装在卫星A′B′C′D′平面A′C′对角位置。若1#、2#VAT同时点火，卫星沿+Z（对地）方向平动；3#、4#VAT同时点火，卫星沿-Z（背地）方向平动。1#、3#VAT同时点火，卫星绕+X（飞行方向）轴转动，2#、4#VAT同时点火，卫星绕-X轴转动；1#、4#VAT同时点火，卫星绕+Y轴转动；2#、3#VAT同时点火，卫星绕-Y轴转动。

图10 编队飞行中的LVAT-1控制模式Fig.10 Control mode of LVAT-1 in formation flying

2.2 无拖曳飞行大气阻尼补偿

LVAT-1提供的微推力可以抵消地球非球形引力、残余大气阻力、日月引力、太阳光压等各种摄动力及力矩，使皮/纳卫星仅在地球重力作用下无拖曳飞行。LEO卫星的最大扰动为大气阻尼，其标准计算公式为[12]：

式中：CD为卫星大气阻尼系数，由卫星表面材料、形状、大气成份等因素决定，对立方星而言，卫星迎风面及太阳帆板为平板结构，且其法向矢量与v⇀之间夹角为0，CD取2.1；Sref为卫星参考截面积；ρ为卫星轨道大气密度；v为卫星相对于大气的速度，对于圆形轨道：

式中：r为卫星轨道半径；ω为地球自转加速度，大小为7.292×10-5r/s。

假定地球半径6 350 km，一个3U/4 kg纳卫星在400 km轨道高度的大气密度为ρ=2.803×10-12kg/m3[13]，太阳帆板面积0.03 m2，根据式（4）和式（5），FD为4.6μN，v=7.19×103m/s。FD对轨道周期T积分可以给出抵消大气阻尼所需的总冲：

其中，T由开普勒第三定律决定根据式（6），I=25.2 mN·s，LVAT-1元冲量为1μN·s，以10 Hz点火，43 min完成任务，若VAT元冲量提高到1.5μN·s，点火电频率50 Hz，5.6 min可以完成任务。因此，LVAT-1特别适合于LEO皮/纳卫星无拖曳飞行的精确控制。

3 结论及建议

LVAT-1采用固体金属作为推进剂，无需中和器及储供气系统，是一种超轻量、低功耗、紧凑无污染的绿色微电推进系统，为皮/纳卫星提供各种推力解决方案，具有广阔的应用前景。要实现LVAT-1空间大量应用，需解决以下问题：

（1）PPU小型化。PPU只是单纯的对VAT进行充放电控制，体积和功耗可以做得很小，若需改变VAT放电频率，或对其在轨工作参数如脉冲放电电压和电流进行监测，则PPU需增加采样电路及单片机采集和处理数据，整机质量、体积和功耗会增加，这对皮/纳卫星来说是必须解决的问题。

（2）元冲量与寿命之间的矛盾。若需要精准控制，VAT元冲量要小，即PPU单次放电的储能变小，结果是阴极表面烧蚀的金属蒸气变少，绝缘体表面金属沉积量减少，VAT电阻增大，寿命减小。

建议在LAVT-1产品化过程中，将元冲量分辨力确定在1±0.2μN·s范围内，优化阴极与绝缘体设计，选择合适的阴极材料和绝缘体镀膜工艺，实现最优的匹配阻抗。PPU需优化充电时间、电感大小与储能的关系，控制脉冲放电初始电流，尽可能延长脉冲持续时间，满足各项性能指标。