复杂气体工质螺旋波等离子体推进器性能及放电特性研究

At present, the helicon source with some advantages of electrodeless erosion and high plasma density has been attracted widely and become a new focus in the research field of plasma propulsion. A novel ieda that using complex propellants from manned space station waste disposal for helicon plasma thruster is put forward in the project, the method of particle in cell(PIC) simulation and experimental research will be developped. This project aims to research the important physical problems such as plasma transport progress, energy deposition and ion acceleration mechanism of the helicon plasma thruster using complex propellants. The physical model of helicon discharge process will be built, the plasma generation, transport and the acceleration mechanism will be researched, further more the performance and discharge characteristics of the thruster will be analyzed. Through the different discharge chamber structure, antenna shape, radio frequency power parameters, magnetic field intensity and configuration, as well as the different propellants mixing ratio, the probe and optical emission spectroscopy diagnosis methods will be used to study the influences on the plasma characteristics. At the same time, the ion current density, the plume divergence angle and the ion energy distribution function will be measured by using the Faraday probe and Retarding Potential Analyzer (RPA), the performance of the thruster such as thrust and specific impulse will be obtained by using the low-thrust stand. The research work could provide the theoretical basis and technical support for the structure design and parameters optimization of the manned space station propulsion using complex propellants.

近年来，螺旋波等离子体推进受到广泛关注并成为空间推进领域新的研究热点。推进器工质是制约其在轨使用的关键因素之一。本项目以载人空间站上废弃物处理后的复杂气体工质作为推进器工质来源，采用数值模拟与实验研究相结合的方法对复杂气体工质螺旋波等离子体推进器的性能及放电特性开展深入研究。首先建立该推进器的物理模型，研究放电产生、等离子体输运、离子加速机制，揭示复杂气体对推进器放电机理、工作规律和性能的影响，以此为理论指导设计和研制推进器原理样机。然后采用探针、发射光谱、法拉第探针和阻滞能量分析仪等实验方法，研究不同工质混合比例、放电室结构和天线形状、射频功率和磁场参数等条件下，等离子体密度、电子温度、离子电流密度、离子能量分布及离子速度等性能及放电特性的变化规律，并与模拟结果对比分析，验证推进器物理模型，优化样机设计，为面向载人空间站应用的复杂气体工质推进器技术奠定理论基础和技术储备。

针对载人空间站废气物主要气体成分，将复杂气体工质作为螺旋波等离子体推进器的推进工质。在数值模拟研究中，对于氢气、二氧化碳、甲烷三种不同工质气体，电子数密度均随射频功率的增大而增大，但氢气放电过程中电子温度随射频功率的增大而减小，二氧化碳放电过程中电子温度随功率的增大而增大，甲烷放电过程中射频功率对电子温度的影响不大，碰撞功率损耗整体随射频功率的增大而增大。在二氧化碳放电过程中，气压较低时其变化对电子数密度影响不大，气压较高时，电子数密度较大，在0.01T至0.05T范围内，磁感应强度的变化对电子数密度的影响不大，随着磁感应强度的增大，电子数密度减小，电子温度减小，碰撞功率也随之减小。在螺旋波等离子体推进器原理研究的基础上，研制出一套螺旋波等离子体推进器实验样机，以氩气、氮气、二氧化碳为工质，完成了螺旋波等离子体推进器点火及放电特性的实验，分别以氩气、氮气、二氧化碳为工质均可实现可靠点火，在200W入射功率下，电子数密度可达到或接近10^15m-3量级，分析认为提高到1000W左右入射功率下，电子数密度可达到或接近10^17m-3量级。以氩气为例，在功率为300W时，比冲可以达到300s以上，推力为50mN以上。对于放电腔室内径5cm，长30cm，输入射频功率为13.56MHz，放电腔上下游线圈磁场电流为110A时，可以观察到明显的螺旋波放电现象。在实验过程中采用高压探头对放电过程中放电天线的电压变化进行记录，在输入功率180W左右时，放电模式发生第一次跳变，在输入功率为230W左右时放电模式发生第二次跳变。本项目研究工作为面向载人空间站应用的复杂气体工质推进器技术提供了必要的科学依据，奠定了理论基础和技术储备。