溅射靶对离子推力器的热辐射影响研究

耿海，孙明明，罗俊华，刘家涛

兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点试验室 兰州 730000

离子推力器基于其高比冲、长寿命及高效率等优点，在航天器在轨推进领域得到了广泛应用[1-2]。

离子推力器在轨飞行前，需在地面进行一系列测试及考核。由于其只能在真空环境下工作，因此必须建造地面真空环境设备以开展相关的测试和验证。电推进真空环境设备为封闭空间，且通过各类真空泵维持设备内真空度始终处于较高水平(一般要求真空度≤10-3Pa)。同时，由于推力器在工作时喷射出的高速、高温且呈电中性状态的氙气羽流，若直接轰击至设备壁面，会造成设备壁面出现离子刻蚀现象。因此，在电推进真空测试设备内须配置溅射靶以降低羽流中高能离子造成的壁面刻蚀影响，且溅射靶需设计为至少对推力器羽流具有一次光学屏蔽能力[3]。2019年中国空间技术研究院KM4真空环境设备内开展30 cm离子推力器联试试验，从结果来看，推力器在稳定运行一段时间后，溅射靶和栅极温度均快速升高，且栅极截获电流增大，与之对应的则是推力器的工作性能(基于电参数得到的推力、比冲等)发生了衰退。分析其原因认为，由于溅射靶在推力器羽流影响下温度快速升高，并通过热辐射引起栅极表面温度升高，近一步造成栅极间距变化，从而引起束流聚焦状态以及整体工作性能的变化。因此，研究溅射靶对推力器影响，对保证推力器地面测试试验的顺利开展以及分析在轨和地面条件下推力器性能不一致性均具有重要意义。

从目前国内外的研究情况来看，研究方向主要集中在设备内部的推力器羽流分布特性，对于设备内引入溅射靶后的羽流特性，及溅射靶对推力器的影响研究甚少。国外前期对设备内推力器羽流特性进行了典型研究。Goebel[4]指出，封闭真空设备内的中性气体主要由3部分组成，即推力器羽流、中和器逸出气体及设备壁面出气。其中推力器羽流是主要组成部分，并且羽流可以近似等效为从与栅面尺寸相当的圆形出口，并以与出口垂直的方向喷射。Soulas[5]对NEXT离子推力器在设备内的中性羽流分布进行了模拟，结果显示真空设备下游区域的背景气体压强主要由推力器喷射的中性羽流与设备壁面发生的碰撞而形成。Crofton[6]测量了真空设备内的T5离子推力器的喷射羽流，发现中和器羽流相比推力器羽流可忽略。Sengupta[7-8]测量了NSTAR离子推力器在地面测试设备内工作时的中性气体密度和等离子体参数，测量结果显示栅极出口附近具有较高的气体密度，而沿推力器中心线向设备底部(溅射靶)方向，气体密度呈现单调递减。Katz[9]模拟了NSTAR离子推力器在地面测试设备内部的气体密度分布，计算结果显示，离子推力器工作时其内部压强在1×10-2Pa量级或者更低，并且采用Knudesen流(即分子流)模型可以描述推力器放电室内的中性气体密度。除此之外，中性原子与设备壁面的碰撞过程呈余弦分布状态，碰撞将使得羽流气体温度与壁面温度达到一致。Walker[10]对50 kW霍尔推力器在真空系统内的羽流特性以及背景压强分布进行了模拟。结果显示，推力器出口(栅极面)处的压强较大，而随着羽流在真空设备内的扩散过程，在距离推力器出口下游约2 m左右的位置，推力器羽流压强逐渐降低至稍高于设备背景压强，在靠近设备壁面处，羽流压强基本与设备背景压强一致。Korkut[11]对真空设备内离子推力器中性羽流以及气体反流过程进行了三维模拟，模拟结果显示反流气体增强了推力器内部的放电效应，并且此时产生的CEX离子密度相比没有反流气体影响时要高出一个量级。除此之外模拟结果显示，推力器羽流中的中性原子速度基本上是固定常数。

综上，目前关于设备内溅射靶对羽流分布以及溅射靶对推力器的影响研究较少，且为更深入分析前述2019年KM4真空设备内的推力器性能衰退原因，本文计划采用有限元分析和试验验证的方法，首先对地面真空设备内的离子推力器羽流分布进行模拟，获得由于羽流对溅射靶的能量沉积效应所造成的溅射靶温度变化，在此基础上进一步分析溅射靶温度升高对离子推力器栅极温度以及热形变位移所造成的影响，最后开展试验验证，并进行误差分析。

1 推力器羽流模型

获得推力器在真空设备内的羽流特性，是计算溅射靶能量沉积的前提，因此首先需建立起推力器羽流模型。图1(a)为针对30 cm离子推力器性能测试及寿命考核而研制的专用地面测试设备，设备分为主舱和副舱，其中副舱尺寸为Φ2 m×2 m，主舱尺寸为Φ4.5 m×10 m，推力器被安装于副舱，推力器轴线与设备轴线方向一致且栅面近似与副舱截面平行。设备两侧等间距总共安装有6台低温泵，低温泵总抽速约为260 kL/s，可在推力器处于额定工作条件下提供1×10-4Pa的真空度水平。设备主舱底部安装有与主舱截面大小近似相等的采用TC-4钛合金材料制成的溅射靶，溅射靶为百叶窗型结构，具有18个等间距且均平行叶片，叶片倾角设计为45°以确保推力器羽流碰撞至溅射靶表面不会直接返回至推力器。其次，考虑到推力器羽流带有较高的热量和动能，因此溅射靶叶片背面焊接有液氮盘管以降低推力器羽流造成的影响。在测试期间，设备内部安装有多种传感器用于监控试验过程中的温度、真空度及束流大小的变化。图1(b)为根据电推进专用地面测试设备真实尺寸所建立的推力器羽流Fluent分析模型，由于该模型主要用于分析设备内部推力器羽流分布，因此在模型建立过程中对结构进行了相应简化，仅保留了关键的气体入口、出口和溅射靶，推力器则以简单的柱段-锥段结构代替，而对于溅射靶对离子推力器的影响，则必须新建完整的推力器结构开展相应分析。其次，在建立羽流模型中，对模型不同的区域选择了不同的网格尺寸，尤其是对于气体入口和出口、溅射靶等，通过增加节点数和控制单元尺寸，以最大程度保证计算精度。而对于羽流扩散区域则可以适当选择较大的网格尺寸，以降低计算迭代时长。其中，推力器出口面的最小单元尺寸为1.69×10-3m，是推力器口径(约0.34 m)的1/200，出口面的最小单元尺寸为2.21×10-3m，约是低温泵口径(0.45 m)的1/200。

图1 地面试验设备及有限元分析模型Fig.1 Ground test facility and FEM model of vacuum chamber

对于图1(b)的边界条件设置，首先需判断设备内推力器羽流的流体状态，因此需计算设备内Xe原子平均自由程和Knudson数：

(1)

式中：λ为Xe原子平均自由程；ra为Xe原子直径(3.6×10-10m)；k为波尔兹曼常数；d为设备直径；P为设备内部平均压强(取30 cm离子推力器实际工作中的最恶劣真空度5×10-3Pa，实际真空度要小于该值，按此计算的自由程λ为最小值)；T为设备内Xe气体温度(取为600 K，近似为放电室温度)。基于式(1)计算得到Knudson数大于10，设备内气体处于分子流状态，且由于Xe原子平均自由程较大，因此推力器羽流基本为定向运动。基于计算结果和国外结论[9]，流体模型采用不可压缩的Knudsen流，且分析过程同时考虑了能量交换过程。

其他边界条件设置包括，推力器栅极面被设置为压强入口(pressure inlet)，并且推力器羽流近似为从与栅面等大小的圆盘垂直喷射[4]。根据前期试验测量结果[12]，栅面压强设置为0.01 Pa并假设栅面各处压强均一致。低温泵入口面设置为速度出口(velocity outlet)，由于单台低温泵口径为0.45 m，对Xe气抽速为4 600 L/s，计算得到图1(b)所示模型的出口速度为28.7 m/s。设备壁面设置为出气边界(outflow boundary)以模拟设备材料气体释放过程(根据辜学茂等[13]的研究结论，设置为0.01 PaL/s)。同时，压强入口的温度设置为450℃(与栅极实测温度相等[14])，流体的动能和能量交换采用二阶迎风算法(second order upwind scheme)，默认迭代次数为200次，并且迭代次数可随着计算结果的收敛与否进行增加。

2 设备内羽流模拟结果

根据模型及边界条件设置，模拟得到设备内部推力器羽流特性如图2所示。需注意的是，图2(a)所示结果为仅考虑了溅射靶表面温度对羽流温度影响，未考虑羽流温度对溅射靶温度的作用，主要由于在建模过程中溅射靶仅以表面形式给出以模拟流-固耦合过程，未建立实体模型。溅射靶对推力器和空间的热辐射以及自身的温度传导效应需在下一小节中进行讨论。

从图2(a)所示结果来看，推力器羽流温度在真空舱轴线方向上呈现明显的一致性。这主要由于真空舱内气体密度较低，羽流呈定向分子流状态，羽流内部几乎不会发生粒子间的相互碰撞，即羽流在扩散过程中几乎没有能量损失，而是仅与设备壁面发生碰撞，因此呈现图2(a)所示结果。图2(b)结果显示，真空舱内大部分的气体压强在2×10-3～6×10-3Pa之间，但溅射靶后部的气体压强要明显高于真空舱中段区域的压强，这是由于溅射靶阻挡了大部分反流气体，导致溅射靶后部的气体密度远高于处于分子流状态的羽流扩散区域(即设备中段)，并且由于溅射靶的45°倾角结构，造成溅射靶后部靠设备底面区域的气体压强要高于顶部区域。图2给出的模拟结果一方面显示了分子流状态下的推力器羽流温度以及压强分布特性，另一方面分析结果将作为关键的参数设置以开展溅射靶和推力器的相互影响分析。

3 溅射靶与推力器模型

图1(b)所示模型仅针对推力器羽流特性分析，但对于溅射靶与推力器的相互影响分析，仅依靠图1(b)模型是远不足的，需进一步建立详细的推力器模型和溅射靶模型。为获得推力器羽流对溅射靶温度的影响，以及溅射靶温度升高后对推力器本体的影响，本文建立了详细的推力器和溅射靶模型，如图3所示。模型采用ANSYS建立，图3(a)为仅显示推力器和溅射靶后的分析模型，图3(b)为划分网格后的推力器模型。同时为了与真实条件保持一致，溅射靶叶片背面建立了液氮盘管模型，用于模拟实际工作中，液氮管对溅射靶的降温过程。

图3 推力器及溅射靶有限元分析模型Fig.3 FEM model of ion thruster and the sputtering target

对于推力器内部热边界条件的设置，本课题组前期已经针对30 cm离子推力器的热分析模型，模型材料属性等效，工作时的热边界设置以及热特性模拟开展过大量研究[14]，因此本文不再进行叙述，仅对溅射靶与推力器间的热辐射边界进行说明。当考虑溅射靶影响时，推力器自身内部辐射关系保持不变，主要增加了推力器减速栅对溅射靶的辐射关系，其中减速栅和溅射靶的热辐射系数分别为0.5和0.8(均为测量值)。同时，考虑到推力器侧面与真空测试设备壁面存在辐射换热，故设置推力器侧面对设备壁面的辐射关系，二者发射系数分别为0.7和0.2(测量值)，设备壁面设置为恒温-120℃(测量值)。当不考虑溅射靶影响时，分析模型中去除溅射靶结构，推力器减速栅直接与设备壁面发生热交换关系，设备壁面热辐射系数和温度边界同样取为0.2和-120℃，其余辐射关系均保留不变。

获得溅射靶温度升高对推力器工作平衡温度的影响，关键在于准确模拟溅射靶在受高温、高动能羽流粒子冲击时的温度变化情况。推力器羽流可分为近场区和远场区，如图4所示。其中近场区(约为2倍推力器半径)存在强烈的电离效应，以电荷交换碰撞、电离碰撞及离子复合碰撞为主，该区域具有高密度等离子体。而进入远场区，粒子间碰撞以离子复合为主，且95%以上Xe离子均被还原为Xe原子，该区域的推力器羽流基本不再具有带电粒子，可看做高速中性Xe气流轰击至低温溅射靶，因此主要研究远场区推力器羽流对溅射靶的能量沉积效应。

由于推力器羽流为定向分子流状态，因此远场区以中性Xe原子和低温溅射靶的碰撞为主。为计算高速Xe气羽流轰击至溅射靶所产生的能量沉积，首先假设设备内气体为单一气体(Xe气)，忽略其他如氧气或水汽成分(从本课题组前期采用四极质谱计对推力器工作时的设备内气体成分测量结果来看，氙气分压力比其他杂质气体分压力要高出两个量级)。而对于中性Xe原子与溅射靶的碰撞，首先考虑其吸附方式。其中化学吸附主要发生在固体-气体之间，且只有在具有化学活性的气体与固体表面才能发生(如氧气和金属表面)，原子基本只能吸附单层，且吸附粒子与固体间存在电子交换。而物理吸附是分子间普遍存在的Van Der Waals力，任何表面对任何气体均会发生物理吸附，固体表面可形成多层吸附，也可看做是凝结过程，并且当气体-固体间存在越高的温差时，物理吸附更为明显，而温度越高，物理吸附几率α越低。由此可见，由于中性Xe原子属于惰性气体，且Xe原子与溅射靶(-196℃)存在巨大温差，因此溅射靶对Xe原子以物理吸附为主。根据相关资料[15]，当温度从170 K变化至70 K时，钛材料对Xe原子的物理吸附几率在0.86～1之间变化，根据图2(a)得到的羽流温度模拟结果，本文将溅射靶对Xe原子的吸附几率设置为0.9。

图4 真空舱内中性羽流引出过程Fig.4 Extraction process of neutral plume in vacuum chamber

由于远场区的Xe原子具有能量主要为动能(Xe原子温度约为600 K，热能相比动能基本可忽略)，其速度可表述为v=Ispg，因此单个Xe原子具有的动能Wa为：

Wa=mav2/2=ma(Ispg)2/2

(2)

式中：Isp为推力器比冲；g和ma分别为重力加速度以及Xe原子质量。单位时间碰撞至溅射靶单位面积的Xe原子数量N为：

(3)

式中：pf和Tf分别为远场区靠近溅射靶区域的气体压强和温度；μ为氙原子相对质量，根据图2分析结果，将pf和Tf设置为6×10-3Pa及600 K，联立式(2)(3)得到Wa=1.34×10-16J，N=4.7×1015/(cm2·s)。由于推力器羽流与溅射靶的碰撞面积近似为圆形[3]，根据推力器束流角度关系(束流半角为15°)，可得到溅射面积S为：

S=π(Ltan15°)2

(4)

式中：L为推力器栅面至溅射靶的距离。由于推力器羽流分布满足高斯分布特性[16]，但随着离出口面的距离增加，高斯分布呈现平缓特征，因此基本可认为在L>1.5 m的羽流密度属于均匀分布。基于式(4)得到溅射靶的羽流碰撞面积为5 075 cm2，因此溅射靶的热边界条件为：

Q=αNWaS

(5)

式中：Q为羽流沉积能量，单位为W；吸附几率α为0.9。得到溅射靶热流边界(heat flow)为2 876 W，考虑施加区域面积后，可得到推力器羽流沉积在溅射靶上的热流密度(heat flux)条件，如图5(a)所示，同时考虑到溅射靶自身辐射以及其上安装有液氮盘管冷却系统，因此溅射靶设置对空间辐射以及温度边界(见图5(b))。

图5 溅射靶热通量及冷却管温度设置Fig.5 Heat flux of the sputtering target and temperature setting of cooled tube

4 溅射靶对栅极的影响

根据推力器羽流沉积在溅射靶上的热流密度以及其他边界条件，基于ANSYS模拟得到溅射靶热平衡后的温度分布如图6(a)所示。同时，考虑到溅射靶温度升高后会对栅极带来一定热辐射影响，在模型中设置了溅射靶表面对推力器栅面的空间热辐射关系。其中，溅射靶表面发射率取为0.8，栅极表面为0.5(Mo材料表面轻微氧化)，给出温度平衡后的加速栅温度如图6(b)所示。

图6 溅射靶与加速栅温度分布Fig.6 Temperature distribution of the sputtering target and the accelerator grid

从图6(a)所示结果来看，溅射靶在推力器羽流能量沉积的影响下，中心区域的温度明显高于其他区域，由于溅射靶叶片自身具有较高的辐射系数且叶片背部均焊接有液氮盘管，因此中心区域向周围的热传导过程受明显制约，高温区域几乎只限制在热流密度加载区域。图6(b)所示加速栅中心温度为352℃，相比前期在没有溅射靶影响下模拟得到的326℃的分析结果[14]，温度提高了26℃，同时，屏栅中心温度为440℃(限于篇幅未给出)，相比忽略溅射靶影响时模拟得到的407℃提高了33℃[14]。由此可见，溅射靶对栅极组件平衡温度具有一定影响，但对于栅极来说，关注点主要在于热态下的栅极间距变化，因此基于溅射靶影响下的栅极温度分析结果，对栅极间距变化进一步开展分析。

屏栅和加速栅的初始冷态间距为0.85～0.95 mm，图7给出了无溅射靶影响以及溅射靶影响下的推力器屏栅和加速栅中心的温差变化和栅极中心的相对位移，即栅极热态间距的缩小量。图7(a)所示结果表明，考虑溅射靶的影响后，屏栅和加速栅相比无溅射靶情况下的最高温度有所增大。从7(b)的结果来看，当考虑溅射靶的影响后，屏栅和加速栅的间距缩小量从原来的0.560 mm(忽略溅射靶影响)增加到0.585 mm，若以栅极最小初始间距0.85 mm来考虑，无溅射靶和有溅射靶影响下的栅极间距分别稳定在0.290 mm和0.265 mm。而前期试验表明[1]，屏栅和加速栅的安全间距为0.26 mm，因此在溅射靶的影响下，屏栅和加速栅间距已接近安全距离的临界值。

图7 屏栅和加速栅温度差及热态间距变化Fig.7 Temperature difference and hot gap variation between sc. grid and acc. grid

为了验证真空设备内推力器羽流特性以及溅射靶对推力器影响的模拟结果的准确性，本课题组开展了相关测试试验。其中，对于推力器羽流特性模拟结果的验证主要是测试羽流温度和设备内不同区域的真空度，以完成对图2的验证。羽流温度的测量采用10只铠装热电偶完成，热电偶按主舱尺寸等间距的贴装于设备内壁顶面，并且热电偶测试端被人为弯折后，以距离主舱顶面30 cm的距离且垂直于顶面的方式，测量推力器羽流温度以避免紧贴主舱壁面测量造成不准确，试验和模拟结果的比对如图8(a)所示。设备内不同区域真空度的模拟结果比对是通过设备上安装的电离真空规以完成。30 cm离子推力器地面测试设备上在其前端、中端以及靠近溅射靶位置上均安装有真空规以监控试验中的真空度变化，试验和模拟结果的比对如图8(b)所示。对于溅射靶对推力器温度影响的模拟结果验证，目前由于没有直接测量栅极表面温度的测试手段，仅对试验过程中的栅极安装环部位进行了温度测量，模拟时设置的相应边界条件(如壁面温度、发射率等)大部分均来自于测试值，以保证测试与模拟结果的可比性。试验结果显示屏栅和加速栅边缘处的热平衡温度分别为385℃和364℃[14]，与仿真结果得到的411℃和342℃(见图6(b))相比误差均为6%。

从图8的比对结果来看，仿真结果与试验结果比对误差较小，且仿真与试验结果的趋势相同，均显示出处于分子流状态下的推力器羽流在喷射和扩散过程中压强和温度几乎没有较大变化的特性，但在靠近溅射靶区域压强升高而温度快速降低的特点，说明百叶窗型溅射靶对羽流起到了“隔断”效应，导致主舱底部的气体压强明显高于前端和中段区域，并且反流气体大部分被限制在溅射靶后部，有利于降低反流气体对推力器造成的放电损耗升高等不利影响。图8(a)所示溅射靶后部羽流气体的温度计算值与试验值比对误差在50℃左右，这主要由于在仿真过程中，未考虑羽流温度对溅射靶的影响，而实际由于羽流粒子轰击至溅射靶造成的能量沉积效应，羽流温度要明显高于模拟值。

图8 羽流温度及压强的仿真与试验结果比对Fig.8 The comparison results of the plume temperature and pressure

5 结束语

本文采用有限元模拟方法分别对真空舱内推力器羽流特性和溅射靶对推力器栅极的影响进行了分析模拟，并进行了试验验证，得到以下结论：

1)离子推力器在真空设备内的羽流可采用定向分子流模型进行描述，羽流在真空舱内的扩散过程中几乎没有能量损失，羽流温度在碰撞至溅射靶之前基本不会发生变化。

2)对于30 cm离子推力器，其工作时真空舱内大部分区域的气体压强在2×10-3～6×10-3Pa，由于溅射靶阻挡了大部分反流气体，导致溅射靶后部的气体密度远高于处于分子流状态的羽流扩散区域。

3)30 cm离子推力器喷射羽流对溅射靶造成一定的能量沉积效应，导致溅射靶中心区域的温度明显高于其他区域，且高温区域几乎只限制在热流密度加载区域。在溅射靶影响下，推力器加速栅和屏栅中心温度分别为352℃和440℃，边缘温度分别为342℃和411℃。屏栅和加速栅的间距缩小量从原来的0.560 mm增加到0.585 mm，此时栅极间距已接近安全距离的临界值。

4)试验结果显示，屏栅和加速栅边缘处的热平衡温度分别为385℃和364℃，与仿真结果得到的411℃和342℃相比误差均为6%，且试验测量得到的设备内气体压强和推力器羽流温度与仿真结果比对误差较小，同时试验与仿真结果具有相同的趋势。溅射靶后部羽流气体的试验值高于计算值约50℃，主要由于在仿真过程中，忽略了羽流粒子的能量沉积效应。

从本文结论来看，推力器羽流对溅射靶的能量沉积效应，导致溅射靶温度快速升高是后续溅射靶设计过程中需考虑的问题。而从溅射靶对推力器本体的影响结果来看，造成了栅极温度的小幅度升高和栅极间距的恶化。在后续试验过程中，应尽量控制溅射靶温度，以消除由于溅射靶影响带来的栅极热态间距变化。