PROSPECT OF LIQUID/SOLID PROPELLANT ELECTRIC PROPULSION TECHNOLOGY FOR SPACE TRANSPORT TASKS
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摘要: 随着月球基地、同步轨道大型空间平台等航天任务的提出, 高载荷比空间运输成为其中的一个重要需求, 高比冲长寿命的电推进技术成为空间推进的首选. 目前广泛应用的空间电推进主流技术是采用稀有气体氙为工质的离子推进和霍尔推进, 但随着电推进产品应用量的日益增加, 氙工质的资源稀有性导致其价格日益飞涨, 推进剂成本成为制约其在大总冲的空间运输中使用的不可逾越的难题; 另外气体储存需要高压储箱, 也导致大总冲任务的推进剂高压储存供给设备重量占比很大, 拉低了推进系统的有效比冲. 最适配空间运输任务的4种大功率电推进技术被首先介绍, 通过阐明其工作原理的方式来说明它们需要具备何种特性的工质. 之后回顾了各类电推进工质优化选择的历史过程, 结合这4类电推进的物理特点, 面向空间运输任务论述了采取新型液体或固体工质作为电推进工质的合理性和可行性, 以期大幅度降低电推进的工质储存代价和工质成本, 为远距离高载荷比空间运输提供空间动力新方案.Abstract: With the proposal of space missions such as lunar base and large space platform on Geostationary Orbit, of which space transportation with high load ratio has become an important demand, electric propulsion technology with high specific impulse and long life has become the first choice for space propulsion. At present, the widely used mainstream technologies of space electric propulsion are ion propulsion and Hall propulsion using rare gas xenon as the propellant. However, with the increasing application of electric propulsion products, the resource scarcity of xenon causes its price to soar day by day, and the cost of propellant has become an insurmountable problem that restricts its use in space transportation with a large total impulse; in addition, gas storage requires high-pressure storage tanks, which also results in a large proportion of the weight of propellant high-pressure storage and supply equipment for large total impulse missions, reducing the effective specific impulse of the propulsion system. Four high-power electric propulsion technologies that are most suitable for space transport missions are introduced first, and explains what characteristics the propellants they need should have by elaborating their working principles. Afterwards the historical process of optimizing the selection of various types of electric propellants are reviewed, and with the physical characteristics of the four types of electric propulsion combined, the rationality and feasibility of adopting new liquid or solid propellants as electric propulsion propellants for space transportation tasks are discussed, with the aim of significantly reducing the cost of the acquiring and storage of electric propellants, and providing new spatial power schemes for long-distance and high load ratio space transportation.
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Keywords:
- space transport /
- electric propulsion /
- new propellant /
- prospect
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引 言
空间运输是指利用航天器作运载工具在太空中进行人员和物资运输的统称. 在未来, 占据主体的将是长任务周期、大有效载荷的物资运输, 它不追求较高的时效性, 而是追求良好的经济效益.
涉及此类空间运输的任务主要有地月货运、地火货运、行星际探测、大型深空探测和大规模采样返回等. 目前我国与欧美都提出了自己的空间运输战略任务. 我国将开展月球探测, 建设国际科研站, 运输建材, 同时发射小行星探测器, 攻关火星样品运输[1]; 欧空局则在“2030+ ”战略任务中表示将为月球探索运输设施、物资, 并做好火星航行的准备[2]; 美国同样有自己的重返月球、登陆火星目标, 同时NASA讨论了多种推进成为大型货运主力推进的可能[3-4].
电推进技术是一种通过电能的引入, 来获取更高的工质喷气速度的技术. 电推进概念起源于20世纪初俄国齐奥尔科夫斯基的构想和美国人RobertGoddard的两个专利[5], 电推力器的工程应用则开始于20世纪50年代, 经过70年发展, 电推进新技术不断扩展, 从最初的电热式推力器到如今各类推力器百花齐放, 空间电推进取得长足进步[6-11]. 与之对应的, 电推进工质种类和数量也在不断增加[12]. 化学推进受化学能和壁面温度的限制, 喷气速度通常只能达到3 km/s数量级. 对于利用将电能转化为工质机械能的电推进而言, 经过加速后从推力器中喷出的工质速度比化学推进喷气速度高出一个数量级以上. 电推进具有比冲高、寿命长的优势, 采用电推进能够大幅提高有效载荷占比, 降低运输成本.
随着电推进技术成熟度的不断提高和相关应用的不断增加[13], 以及核能发电技术与太阳能发电技术的大力发展[14], 大功率电推进成为目前最适配空间运输任务的推进技术.
目前, 国外大功率电推进研究主要集中在离子推力器(IT)、霍尔推力器(HT)、磁等离子体(magnetoplasmadynamic, MPD)推力器、可变比冲磁等离子体火箭(variable specific impulse magneto-plasma rocket, VASIMR)这4种类型上, 开展相关研究的地区和国家主要为美国、俄罗斯和欧洲.
大功率离子推力器著名的型号有美国的NEXIS, 俄罗斯的IT-500, 意大利和英国联合研制的HiPER DS3G. NEXIS由美国喷气实验室(JPL)牵头研制, 样机功率27 kW, 加速电压6500 V, 推力0.5 N, 比冲8700 s, 效率达到78%[15]. IT-500由俄罗斯Keldysh研究中心研制, 已完成上百小时磨损试验[16]. HiPER DS3G由意大利Alta公司和英国南安普顿大学共同研制, 功率25 kW, 推力0.25 N, 比冲8400 s, 效率84%[17].
美国提出了普罗米修斯计划(2003年)等多个大型项目, 支持大功率霍尔电推进研究. NASA格林研究中心(GRC)研制了NASA-300M, NASA-400M, NASA-457M等多款几十kW量级推力器[18], 之后又研制了嵌套式霍尔推力器X3[19], 功率可达百千瓦量级. 俄罗斯大功率霍尔推力器除了著名的SPT-290(功率30 kW)外, 另一款是VHTITAL-160阳极层霍尔推力器, 功率25 ~ 36 kW, 推力527 ~ 618 mN, 比冲5375 ~ 7667 s, 效率40% ~ 70%[6].
美国与俄罗斯于20世纪50年代开始研究MPD, NASA研制的MPD推力器功率达到了4 MW, 推力50 N, 比冲6500 s, 效率35%. 俄罗斯的Li-MPD功率130 ~ 200 kW, 推力2.5 ~ 3.6 N, 比冲3050 ~ 5610 s[20]. 德国DT系列的DT-6采用氩工质, 在550 kW功率下推力27 N, 效率27%[21].
VASIMR概念由美国于20世纪70年代提出, 随后开展相关研究, 公开资料很少. 目前最著名的型号为美国的VX-200, 其空间样机于2009年问世, 被美国AIAA列为年度十大航天新兴项目之一, 200 kW满功率下, 性能参数大致为推力5.7 N, 比冲5000 s, 效率70%[22].
国内开展大功率电推进技术研究集中在相关的航天科研院所, 主要有上海空间推进研究所和兰州物理研究所均开展了50 kW霍尔推力器研制, 北京工程控制研究所开展了100 kW超导MPDT试验样机研制, 西安航天动力研究所开展了30 kW VASIMR的点火实验等. 国内大功率电推进技术研究起步晚于国外, 在功率等级、技术成熟度等方面还存在较大差距[23].
随着空间运输任务数量和规模的增加, 大功率电推进在这方面的应用将受到来自工质的限制. 离子、霍尔推力器的传统主流工质氙资源稀少、价格高昂, 储供难度大, MPD和VASIMR采用较多的氩、锂等工质也存在各自的问题. 为了摆脱这些难以逾越的难题的限制, 基于各种推进技术的物理原理, 为它们挑选合适新型工质的必要性日益提升.
本文基于空间运输任务的动力需求, 指出了大功率电推进技术面对此类任务的适配性, 探讨了大功率电推进中最有前景的4种技术, 并结合不同推进技术的功率特征、基本原理和现有工质局限性, 根据工质多元化发展逻辑, 提出了相应的固、液工质选择方案, 对未来这4种电推进技术在工质方面的发展做出了展望.
1. 空间运输任务的动力需求
1.1 大功率电推进对空间运输任务的适配性
基于空间运输的特征, 高有效载荷占比成为了重要的考虑因素. 化学推进优势在于推力大, 任务周期短, 而电推进则优势在于比冲高, 有效载荷占比高, 因此更适合此类任务. 两类推进技术典型代表的对比情况如图1和图2所示[24-26]. 在实现相同速度增量的前提下, 电推进消耗的燃料质量远低于化学推进, 并且随着运输距离的增加, 这项特征带给电推进的优势将被进一步放大. 例如, 就地月转移而言, 采用不同推进方式的货运飞船各项质量占比存在很大差异, 图3[27]表明电推进货运飞船在有效载荷占比上预计达到61%, 在5 t有效载荷的情况下, 采用霍尔电推进所需燃料预计为0.7 ~ 1.8 t, 而著名的化学推进“进步”号系列地球轨道空间站物资运输飞船只能实现37%的有效载荷占比[28], 且如果同样用于地月间的运输, 化学推进在同样情况下所需燃料将达到23 t, 有效载荷占比还会大幅度降低
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$$ 2P\eta = F{I_{sp}}g $$ (1) 从式(1)中可以看出, 采用电推进想要进一步提高推力F和比冲Isp, 就需要提高电推进的功率P (η为效率, g为重力加速度). 因此, 大功率电推进成为国际先进空间运输推进领域的重要战略发展方向.
1.2 适合的大功率电推进技术种类
在众多电推进技术中, 离子、霍尔、MPD和VASIMR脱颖而出[29-30], 它们的性能参数参考表1. 离子电推进结构复杂, 推力较小, 比冲较高; 霍尔电推进结构简单, 可靠性高, 推功比大, 相同功率下推力高于离子电推进, 而比冲略低. 二者技术成熟度高, 在中功率电推进领域取得广泛应用, 虽然受不同因素影响, 功率扩展空间有限, 但却是仅有的两种得到过应用并向大功率方向发展的电推进技术. MPD和VASIMR由于电磁式电推进的工作原理, 不受空间电荷饱和和离子磁化特征尺寸的限制, 可实验更大的功率与推力密度, 达到MW量级, 但是这两种推进技术成熟度较低, 尚未实现空间应用.
Thrust/N Specific impulse/s Power/kW Efficiency Example Life expectancy IT 0.75 7000 35 0.75 RussiaIT-500 ＞50000 h HT 5.4 2650 99 0.69 USA X3 ＞50000 h MPDT 3.2 3635 99.85 0.57 German SX3 ＞10000 h VASIMR 5.7 4700 200 0.72 USA VX-200 ＞50000 h 其他大功率电推进技术存在各类相关问题, 短时间内暂时无法投入应用. 如脉冲等离子体团场反构型(FRPT)推力器采用了脉冲工作, 对电源和开关性能要求高, 同时对其机制的认识尚不明晰, 样机实验性能与设计参数存在差距[32]; 脉冲诱导等离子体电磁推进(PIT)推力器效率随放电线圈尺寸增大而提升, 导致其尺寸和质量过大, 同时其性能一般, 技术成熟度低[33].
2. 4种电推进功率特征与工质分析
2.1 离子、霍尔推力器功率特征与工质需求
离子推进是电推进的一种, 常见结构如图4所示[34]. 它利用工质电离生成离子, 在栅极静电场的作用下加速喷出, 产生推力, 所以又被称为静电推进[35]. 离子推进的加速原理比较简单, 从理论上讲, 在加速过程中能量损失很少, 因此效率较高. 在1 kV的加速电压下, 就可以获得数ks的比冲. 离子推进是开发时间最早、地面和空间飞行试验都比较充分的一种电推进.
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离子推力器功率上的限制在于受空间电荷饱和效应的影响, 且栅极上柴尔德−朗缪尔鞘层的抽吸能力有限, 而真空击穿电压、中性气体透过率和栅极厚度等方面的限制使束流密度不可能无限提高[35], 最终使得束流离子密度存在上限. 如图5所示, 特殊形状的栅极与小孔使得离子束流在栅极间聚焦, 达到了很高的离子密度, 彼此间的库伦斥力较强, 如果再增大离子密度, 束流聚焦特征将遭到破坏[36]. 栅极面积也受航天器尺寸和材料强度约束, 大功率下栅极由于热应力等因素会产生翘曲变形、侵蚀加剧等问题[37-39]. 因此, 离子推力器的功率上限大约在几十千瓦左右.
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霍尔推力器的工作原理如图6[40]所示, 分别将两个半径不同的陶瓷套管固定在同一轴线上组成了具有环形结构的等离子放电通道. 磁线圈、磁极将在通道内产生正常工作状态下主要沿通道半径方向的磁场. 在径向磁场的条件下, 阳极和阴极之间的放电等离子体在通道内将产生自洽的轴向电场, 这样, 环形通道内将形成正交的电磁场. 发射于阴极的电子进入通道后, 在正交电磁场作用下做周向漂移, 即霍尔漂移. 推进剂从气体分配器注入推进器通道, 中性原子同做漂移运动的电子发生碰撞电离成为离子. 离子在霍尔推力器的电离区中产生, 在电场的作用下加速, 从通道喷出后产生推力[40].
霍尔推力器的比冲稍低于离子推力器, 但是等离子体束流呈准中性, 因而束流密度不受空间电荷饱和效应的限制, 获得1个数量级的提升, 功率密度可以达到更高的上限.
但是霍尔推力器的电离加速过程要受到霍尔等离子体条件(电子磁化而离子不磁化)的限制, 对通道的尺寸上限提出了约束. 实际通道中, 电子做霍尔漂移的前提条件是, 通道轴向尺寸L远大于电子的拉莫尔回旋半径re. 对于离子则希望其能够经电场加速喷出, 而不是同电子一样留在通道中做霍尔漂移. 这要求离子的拉莫尔回旋半径ri远大于通道轴向尺寸L[41]. re和ri由下式给出
$$ {r_{e,i}} = \frac{{{m_{e,i}}{v_{e,i}}}}{{qB}} $$ (2) 其中q为粒子电荷量, B为磁感应强度, m和v为粒子质量与运动速度, 以下角标e, i区分电子与离子. 霍尔推力器出口区磁感应强度约为200 G, 离子速度约为20000 m/s, 由式(2), 可以大致估算出霍尔推力器中氙离子的回旋半径为米量级. 如图7所示, 在霍尔推力器尺寸接近或超过这一量级时, 离子运动轨迹不再近似为直线, 加速过程受到破坏. 因此霍尔推力器的尺寸存在上限, 其功率做到百kW量级已趋近极限.
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图 7 HET通道尺寸过大时离子出射无法视为直线运动Figure 7. When the HET channel size is too large, ion emission cannot be considered as linear motion离子、霍尔推进的推力、工质利用率和总效率分别由下式给出
$$\qquad\qquad\quad T = \gamma \sqrt {\frac{{2M}}{e}} {I_b}\sqrt {{V_b}} $$ (3) $$\qquad\qquad\quad {\eta _m} = \frac{{{I_b}}}{e}\frac{M}{{{{\dot m}_p}}} $$ (4) $$\qquad\qquad\quad {\eta _T} = {\gamma ^2}{\eta _e}{\eta _m} $$ (5) 其中γ为推力修正系数, 与工质的多价电离和羽流的发散情况有关, M为工质的原子质量, e为电子电荷量, Ib和Vb为离子电流和加速电压, $ {\dot m_p} $为工质流量, $ {\eta _e} $为电效率. 从式中可以看出, 静电加速要求用大原子量的工质实现大推力, 同时大原子量的工质具有更高的效率. 推力与效率同时还与Ib呈正相关, 为了增大离子电流, 选择更容易电离(电离能更低)的工质更加合适.
由式(2), 电子质量已知, 则L的量级可以确定, 那么采用的工质的原子质量的量级也就可以确定了. 不难发现, 这同样要求工质具有较大的原子质量, 以满足前述条件, 拓展霍尔推力器尺寸上限. 原子量大带来的另一个好处是可以将离子在通道中的运动视作直线运动, 羽流发散角也会相应地减小.
因此, 离子、霍尔推力器以往主要采用了稀有气体氙作为推进工质, 便是利用了它第一电离能低和原子量大的主要特点. 但是氙在价格与储供方面存在较大问题, 不利于其在大总冲空间运输任务中的应用, 成为了相应推进技术规模化、商业化的重大限制因素. 受包括俄乌冲突、半导体领域需求和自身丰度等因素影响, 氙气的价格持续上涨, 且随着供需关系的变化还会继续上涨, 不能满足空间运输降低成本的需求. 氙作为气体工质, 图8[42]为其供给系统组成图. 氙储存密度较低, 需要使用高压气瓶实现超临界储存, 使用前则需经过复杂的多级减压设备, 这增加了整个航天器的质量、体积, 使得有效比冲下降, 同时技术难度较高.
2.2 MPD推力器功率特征与工质需求
MPD推力器原理如图9所示, 它源自电弧加热推力器, 当电弧电流大至一定程度后, 产生的磁场便可以用于加速带电粒子, 气动加速变为电磁加速, 成为自场型MPD(SF-MPDT), 后来又因为超大功率MPD研究的困难性发展为辅助励磁的MPD(AF-MPDT), 可在几十千瓦的较低功率下运行. MPD推力器不同区域的加速情况不同, 中心为气动加速, 等离子体速度平行于推力器中轴, 霍尔参数${\omega _e}{\tau _e} \ll 1$, 再外面一层等离子体同时受压力和洛伦兹力加速, 霍尔参数较低. 再往外为主要的电磁加速区域, 在沿电极的长度方向, 电流密度的径向分量几乎恒定, 霍尔参数在2~3之间, 阳极轮廓贴合磁力线形貌以使电流分布更均匀. 最外面的近阳极层厚度大致为电子在此处的拉莫尔半径, 电荷于此处从等离子体中转移到阳极表面[20,43-45].
MPD推力器特征如表2所示, 自场和附加场型两者在电磁加速原理上存在差异. 自感应磁场产生轴向作用力和径向作用力, 前者直接产生推力, 后者使离子径向发散变弱, 间接增加推力. 附加磁场作用下, 推力器中还将存在涡旋−磁喷管加速和霍尔加速. 对于AF-MPDT, 涡旋力最大, 霍尔力次之, 气动力再次之, 自场力反而是最小的, 主要原因是电弧电流比SF-MPDT低两个数量级左右[46].
表 2 两种MPDT参数特征Table 2. Parameters of two MPDTType Power/kW Current/kA Magnetic intensity/T Thrust/N Specific impulse/s SF-MPDT 1~104 10~100 0.1~1 10~100 103~104 AF-MPDT 10~100 0.1~103 0.1 0.1~1 103 由于MPD电磁式电推进的原理, 它不受空间电荷饱和、推力器尺寸和等离子体密度方面的限制, 电离加速充分, 推力、比冲高, 功率没有理论上限, 在百kW和MW量级的基础上, 仍有望做得更高.
对于MPDT, 基于上述原理, 其推力和效率存在如下关系[47]
$$\qquad\qquad\quad T = \dot mv \propto \frac{I}{e} \cdot IB $$ (6) $$\qquad\qquad\quad {\eta _T} = \frac{{{T^2}}}{{2\dot m{U_d}I}} $$ (7) MPDT一般工作在恒流模式, 即电流I一定. 则对于不同种类的推进剂, 在电流I和磁场B一定的条件下, 推力T是相同的. 然而, 产生相同电流I所需的质量流量$\dot m$和推进剂分子或原子质量M成正比, 因此, 轻质推进剂一般效率更高. 此外, 电离能越小, 阳极与阴极之间的放电电压Ud越小, 效率一般也越高.
因此, 高性能推进剂的选取原则是分子或原子质量小, 电离能小. 目前使用的推进剂大致分为4大类: 惰性气体, 碱金属, H2及含H分子, 含N, O类分子[48].
目前MPD推力器主要采用的工质有稀有气体氩气和碱金属锂. 氩的第一电离能为15.76 eV, 略高于氙和氪, 原子量40.0, 较小, 此外氩价格较低. 尽管具备这些优点, 但是氩作为气体工质, 在储供方面的固有缺陷依旧存在. 而锂虽然是固体工质, 第一电离能和原子量更低, 但是它沸点高达1317 °C, 储供存在较大的加热需求, 并且会对航天器造成污染. 因此, MPD的主流工质存在改进空间.
2.3 VASIMR功率特征与工质需求
VASIMR具有3个相连但不同的磁腔室, 进行不同的过程, 如图10所示[49]. 第1个腔室为电离室, 从中性气体来流中产生低温等离子体, 最常用的方式为通过螺旋波注入能量进行电离[50-53]. 第2个腔室为“射频加热器”, 将电离级提供的等离子体进行离子回旋共振加热达到非常高的温度[54-55]. 最后一个腔室为加速级——磁喷管, 热等离子体加速方式分为两种, 一是在不断膨胀的磁场中由于磁矩守恒, 在扩张形磁场中带电粒子的径向动量会转变为轴向动量, 二是电子扩散速度高于离子, 在磁喷管下游形成双极电场, 离子被双极电场加速, 最后离子和电子以相同速度喷出, 在两种作用下离子离开装置产生推力.
这样的设计带来了在不改变发动机设定功率的情况下, 改变出气速度和推力的能力. 当需要更大的推力时, 更多的功率就会分配给电离室, 射频加热器得到功率减小. 相对应地, 分配更多功率给射频加热器, 电离室得到的功率就会减小, 推力将会减小, 但是喷出的气体速度会更快, 对工质的利用也会更加高效[49].
总体而言, VASIMR比冲、效率都较高, 同样采用电磁加速的形式使得VASIMR与MPD一样, 没有理论上的功率上限, 同时它性能连续可调, 当进入广阔星际空间中引力场不断变化的地方时, 这种可调节性对于高功率火箭十分重要. 它是最具发展潜力的大功率电推进技术, 是未来面向火星探测的兆瓦级电推进技术方案之一[30].
VASIMR电离中性气体的方式有好几种, 需要的气压与产生的等离子体密度不同, 参见表3[56]. 效果最好的方式为螺旋波电离[57]. 在螺旋波等离子体源中, 射频电源将能量通过匹配器传递给射频激发天线产生螺旋波, 螺旋波在放电室中传播, 使得其中的粒子通过朗道阻尼获得能量. 电子的质量小, 所需加速时间短. 工质气体分子进入放电室后, 与获得能量的电子发生碰撞, 被激发为等离子体, 产生的等离子体被磁场约束, 而极化电场可以进一步加速等离子体[58]. 等离子体中的电子又可以继续通过朗道阻尼作用获得能量, 激发中性气体分子产生更多等离子体. 这个不断激发、不断电离的过程就是螺旋波等离子体源能够获得非常高的等离子体密度的原因[57].
Ionization method Pressure/torr Plasma density/m−3 DC 0.05~1 1015~1016 inductive coupling RF 10−4~10−1 1015~1018 ECR 10−5~10−2 1016~1018 helicon 10−4~10−1 1017~1020 仅靠螺旋波电离, 离子获得的能量很低, 推进效果并不明显, 因此有了第2段的射频加热器, 进行有质动力离子回旋共振(PA/ICR)加速. 有质动力是指等离子体局部区域形成高强电磁场时产生的电磁压力. 在这种加速方式中, 磁场强度具有梯度[59]. 离子的有质动力势可以表示为
$$ \varphi = \frac{{{q^2}}}{{4M}} \frac{{{E^2}}}{{{\omega ^2} - {\varOmega ^2}}} $$ (8) 式中, $ \omega $和$\varOmega$分别为外加电场的角频率和离子回旋角频率, E为外加射频电场强度. 离子受力即为该势能的负梯度, 加速过程分为以下3步: 离子通过离子回旋共振获得垂直方向上的动能; 离子受到有质动力作用于轴向被加速; 磁镜效应使离子垂直动能变为轴向动能[60-61]. 通过调节RF频率可以使波能量密度峰值与离子共振点位置一致, 为了满足离子回旋共振的约束条件, 磁感应强度应满足
$$ B = \frac{{M\varOmega }}{q} $$ (9) 结合表4列出的具体结果而言, 以氩离子为例, kHz级的回旋频率就需要1 T量级的磁感应强度, 因此VASIMR更适合原子(分子)质量小的工质. 这样的强磁场需要超导线圈提供, 设备结构庞大、沉重, 能耗高. 磁场的严格要求同时也限制了电离产物质量相差较大的一类工质的应用. 因此, 需要为VASIMR找寻合适的固液工质, 来满足离子回旋共振苛刻的要求, 同时做到低成本和高丰度. 目前VASIMR实验多采用氩工质, 同样不是工质上的最优解, 其他轻质单质和化合物具有发展潜力.
表 4 常用工质在不同频率下发生离子回旋共振需要的磁感应强度(单位: T)Table 4. Magnetic flux density required for ion cyclotron resonance of common propellants at different frequencies (unit: T)Frequency 13.56 MHz 3.6 MHz 0.5 MHz H + 0.889 0.236 0.033 Ne + 17.812 4.729 0.651 Ar + 35.262 9.362 1.303 Kr + 74.214 30.768 2.736 Xe + 115.894 19.702 4.267 2.4 小结
针对大总冲航天任务对体积重量、工质价格敏感的特性, 要在未来的空间运输任务中充分发挥电推进的优势, 就必须解决工质在工程方面的问题, 更多地基于工程应用视角选择合适的工质并迭代和改进电推进技术. 未来的工质要性能良好、储供代价低而且价格便宜、储量丰富.
离子、霍尔推进由于静电加速的工作原理和空间电荷饱和、通道特征尺约束条件等方面的限制, 需要大原子量工质, 适合承担几十kW到百kW中高功率电推进需求, 技术成熟度高. MPD, VASIMR由于工作原理的不同, 能够满足更高的功率需求. 两种技术分别基于更高效和更易实现方面的考量, 皆需求轻质工质, 面向未来且发展空间大, 虽然目前技术成熟度低但潜力十足. 对于基本原理不同、技术成熟度不同的大功率电推进技术, 固液工质无论是单质还是化合物, 都有用武之地. 因此, 在新型工质选择方面, 应当遵循各取所需与多元化发展的原则.
3. 电推进工质的多元化发展逻辑
3.1 4种推进技术工质发展史简述
通过现有电推进技术的特征分析发现, 推力器性能受基本物理原理方面的限制很难有显著突破, 因此离子、霍尔、MPD和VASIMR推力器的推进工质优化选择是达到空间运输任务成本要求的关键. 表5[62]例举了部分工质的相关特性.
Element Atomic weight First ionization energy/eV Boiling point/°C Heat of vaporization/(eV·atom−1) Ga(31) 70 6.0 2403 2.63 Kr(36) 85 14.0 gas — In(49) 115 5.78 2060 2.39 I(53) 127 10.45 184 0.65(sublimation) Xe(54) 131 12.13 gas — Cs(55) 133 3.89 685 0.70 Hg(80) 201 10.43 357 0.61 Bi(83) 209 7.28 1564 1.08 对于离子推力器, 如图11[63].所示, 早期采用了汞作为工质, 后来因为汞的毒性换为了氙, 最近则用到了碘作为工质. 这些元素共同的特点在于原子量大, 第一电离能低, 满足前述离子推力器对工质的需要. 霍尔推力器类似, 起初使用氙, 后来由于价格原因用到了氪, 近年来又进一步开展了对固体工质的研究, 如金属锌、镁、铋, 非金属碘, 尤其是碘工质霍尔, 是近年的一大研究热点[63-68], 图12和图13给出了一些具体的推力器与放电效果[69-70]. 而早期的MPD则使用了金属锂, 但它存在存储密度低、熔点高等问题[20], 之后MPD对工质的关注点则转向了惰性气体、含H分子和混合气体. 惰性气体易于储存, 容易产生离子, 且较大的相对原子质量有助于延长阴极寿命; 碱金属性能高, 但需要额外的加热装置增加推进系统重量, 并可能污染航天器; 含H分子比冲高, 但是又伴随着比较严重的阴极烧蚀现象, 制约推力器寿命; 混合气体能以牺牲比冲为代价, 提高推力器的效率. 具体推进剂的性质参见表6[71-72]. VASIMR工质选择的历史并不长, 该推力器理论上可以选用氢、氖、氩、氪、氙等惰性气体, 图14为著名的VX-200的点火情况[73]. 由于存储密度、成本、等离子体阻抗和磁场技术成熟度等因素限制, 氩成为当前主要研究的推进剂.
Index H2 He CH4 NH3 Ne N2 thrust excellent good excellent excellent good good electrode erosion poor good good good good good environmental impact excellent excellent excellent excellent good excellent liquid storage capacity poor poor excellent excellent poor good cost excellent poor excellent excellent poor excellent Index CO O2 Ar CO2 Xe H2O thrust good excellent good good poor excellent electrode erosion good excellent excellent good excellent good environmental impact excellent excellent poor excellent poor excellent liquid storage capacity good poor poor excellent poor excellent cost excellent excellent excellent excellent poor excellent 3.2 工质筛选标准
纵观电推进工质的发展史, 可以发现工质的选择应当从3个大方面去考量.
(1) 电推进工作原理, 涉及电推进的储供系统与推力器两个部分. 存储工质时希望实现低压常温高密度存贮, 这样一来在供给时不需复杂的多级减压, 还能够缩小储箱体积, 固体/液体工质在这方面胜过传统的稀有气体工质. 而推力器受物理原理的限制, 对于工质的电离能、电离截面和原子质量等有着各自不同的要求, 这一点无法改变, 在选择替代工质时只能选择物性相似的物质, 以保持原来的优良性能.
(2) 电推进的寿命要求, 关键在于选择的工质化学性质不活泼, 或者有特殊方式解决材料相容性的问题和羽流凝结、附着、腐蚀的问题.
(3) 电推进的经济、环境效应. 随着电推进的蓬勃发展和相关需求的日益增加, 工质的价格受到了自然丰度和储量、商业用途和供应链两个方面的影响, 其上涨之后对电推进的规模化产生了限制, 而未来的空间运输任务需要不存在这类限制的工质. 另一个需要考量的因素是环保, 部分工质带有毒性, 或者会产生污染物, 能否消除或者包容它们这方面的负面影响将决定其是否能够被采用.
筛选的工质可以分为单质与化合物两大类. 单质的具有电离加速上的优势, 相比化合物, 电离产物种类少, 寻找合适的工质时应当以元素原子半径和电离能随原子序数的周期性变化规律为主线遍历周期表. 化合物则具有组合种类多样的优势, 尽管电离产物复杂, 但是发展潜力较大, 寻找合适的工质时应当依据已有应用总结归纳适宜工质关键特性, 基于关键特性结合先进化合物合成技术探寻未来替代工质.
单质的物性变化规律即元素周期律, 宏观上是同一周期元素随着原子序数增加, 金属性减弱, 非金属性增强, 直到化学性质不活泼的稀有气体. 常温常压下大多数单质呈固态, 少部分呈气态, 仅汞和溴呈液态. 过渡元素则具有熔沸点高、硬度大的特点. 微观上则是同一周期, 随原子序数增加, 原子半径通常减小(稀有气体有特殊性, 不能直接参与比较), 而电离能逐渐增大, 而同族元素, 随原子序数增加, 原子半径通常增大, 而电离能逐渐减小. 深入而言, 同一周期内元素的第一电离能并非一直呈逐步增大的态势. 当外围电子在能量相等的轨道上形成全空(p0, d0, f0)、半满(p3, d5, f7)或全满(p6, d10, f14)结构时, 原子的能量较低, 元素的第一电离能较大. 例如, Be第一电离能高于B而低于C, N第一电离能高于O而低于F, 如图15所示.
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图 15 原子第一电离能随原子序数变化情况Figure 15. The first ionization energy of atom changes with atomic number化合物工质虽然电离会产生多种碎片, 损耗能量, 部分含F, Cl元素的工质会产生污染, 部分工质具备不同程度的毒性、腐蚀性、易爆特性, 但是排列组合多, 值得深入研究. 既有高分子量的化合物, 也有低分子量的化合物, 能够针对不同推力器加以选用. 有些化合物则具备低熔沸点, 低电离能的特点, 具有较大潜力. 不同化合物性质见表7[74].
Propellant (feature) Melting point/°C Boiling point/°C Ionization energy/eV Molecular weight/amu Density/(g·cm−3) N2H4
(toxic, explosive)2 113.5 — 32.05 1.01 NH3
(colorless, strong-pungent)−77.5 239.65 10.070 17.0305 0.000771 H2O
(colorless, odorless, non-toxic)0 99.975 12.6 18.01524 1 NO
(colorless, odorless, unstable)−163.6 122.15 9.2642 30.0061 0.00127 CO2
(colorless, odorless, non-toxic)−56.6 194.75 13.777 44.0095 0.0024093 NO2
(a reddish brown gas with a pungent odor)−11 295.08 9.586 46.0055 0.00205 MgF2
(toxic)1261 2533.15 13.6 62.3018 3.148 SF6
(colorless, odorless, non-toxic)−50.8 204.9 15.32 146.055 0.0080669 TiCl4
(acid corrosive products)−25 407.95 11.65 189.679 1.726 CF2Cl2
(colorless, odorless, low toxicity)−158 243.398 12.0 120.914 0.0067522 CBrF3
(microcorrosion)−167.78 215.3 11.40 148.91 0.006219 承接上述, 筛选标准可以分为物理原理、工程技术和商业化3方面. 以往在选择工质时侧重于第一点, 而对电推进的工程化、商业化需求考量是需要逐步加强的. 当电推进的技术成熟度还不够高, 相关进展还停留在科研层面时, 可以不计人力、物力和财力的投入, 选择性能最好的工质, 比如氙, 尽管氙成本高昂, 储供技术复杂、难度大. 前一阶段是基于已有的推力器与技术选择最好的工质的阶段, 而现在到了基于航天需求大规模增长的现状重新选择新工质的阶段. 工质的选定将影响未来数十年航天推进领域相关产业链的发展.
对于空间运输这种大总冲航天任务, 需要在兼顾性能的基础上, 进一步考虑工质储量大、价格低、常压高密度储存和低技术难度等需求, 不断完善新工质伴随的电推进相关技术, 提高性能, 使之更符合大功率、高比冲和高推功比的要求.
4. 液固工质电推进技术展望
4.1 离子、霍尔推进工质展望
目前研究表明, 对于离子和霍尔推力器, 碘是最优的替代工质, 它的物理性质如表8所示, 这样的性质决定了其放电效果与传统主流工质氙相近, 并且作为固体, 对储供系统要求低, 无需高压存储与多级减压, 存储密度大, 可以大幅提高总冲和密度比冲, 见图16[65]. 碘成本远低于氙, 碘推力器性能与氙几乎一样, 碘和氙的性能实验可以相互表征, 为研制带来方便.
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表 8 碘与氙对比情况Table 8. Comparison of iodine and xenonElement First ionization
energy/eVStorage
density/(g·cm−3)Melting
point/°CPrice/(￥·kg−1) I 10.5 4.9 113.7 610 Xe 12.1 1.6 −112.0 101800 Busek公司在2010年提出了碘工质电推进的相关专利, 并在霍尔推力器BHT-200上开展了相关实验. 实验得到的结果如图17~图19所示[68], 标称条件下, 碘BHT-200推力器推力在13~14 mN, 比冲约为1500 s, 阳极效率为48%[75]. 之后在其他大功率霍尔推力器上同样开展了碘工质实验, 同样取得了较好的结果, 证明了碘与氙相似的放电性能.
而对于碘储供的研究也在走向成熟, 各种储供系统被设计出来, 不同的储供方式得到了论证, 并实现了碘工质储供与离子推力器的一体化设计.
2020年法国ThrustMe公司首次就碘工质电推进系统进行空间实验, 并根据在轨数据于Nature发文[76]. 如图20所示, 整个推进系统是高度热耦合的, 并且采用集成化设计使得体积很小. 该公司在电推进系统增加了热量回收结构, 使推力器工作时产生的热量返回到储供系统进行加热, 从而大大减少了加热功率的需求, 整体效率得以提升.
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2023年4月, 挪威航天局的NorSat-TD卫星通过猎鹰 9 号火箭成功发射. 该卫星配备了ThrustMe公司的NPT30-I2碘工质电推进系统, 可用于卫星防碰撞、延寿和离轨等操作. NPT30-I2是前述在轨验证的实际应用, 是一个基于离子推力器技术的全集成推进系统. 它有1 U和1.5 U两种规格, 采用模块化设计, 包括离子推力器、PPU、贮箱、供应系统以及被动热管理和智能运行控制系统. 推力器功率在百瓦以下, 推力0.3~1.1 mN, 其1.5 U版本如图21所示[77].
工质碘目前主要的问题是材料相容性问题. 单质碘作为卤族元素, 具有氧化性, 使得很多材料都能与之反应, 造成结构破坏、功能失效等问题. 同时为了使碘升华, 提供的热量也会加剧反应的发生. 而温度最高的阴极部分, 碘的腐蚀问题最为严重. 目前碘对阴极发射体材料随时间的影响尚不明确, 碘空心阴极未能取得满意的性能. 奥地利维也纳大学研究了主要材料为石墨和不锈钢的碘空心阴极, 各种情况下阴极使用寿命都较短, 最长的也仅为72 h, 如图22所示, 各支阴极存在不同程度的腐蚀[78]. 对于不同的发射体材料, 均未取得良好结果. 对于LaB6和Y2O3, 无法成功点火, 只能在高流量和触持极电压下产生电弧, 且无法稳定, 为了抑制电弧, 触持电路中加入一个10 Ω的镇流器电阻, 但依旧无法稳定放电. 而对于W-2%La2O3, 总共实现了5次点火, 只在第一次放电时暂时稳定, 增大流量可以持续工作[79]. 这样的结果远达不到电推技术对阴极的要求.
解决碘的材料相容性问题主要有寻找耐腐蚀材料和优化结构两种途径. 不同材料对于碘的耐腐蚀性如表9所示[80], 传统金属材料都容易与碘蒸气发生反应, 因而不能用于推力器和阴极的关键结构制造. 目前最有前景、关注较多的耐碘腐蚀材料为哈氏合金, 它既能很好地抵御碘的腐蚀, 又是由常见金属元素组成的合金. 在结构优化方面, 针对碘阴极的限制, 碘射频离子推力器是较好的选择. 这种构型的离子推力器通过射频天线向电离室中注入能量, 电离中性原子. 不同于传统的电子轰击式离子推力器, 放电室中不存在阴极, 因此避免了碘腐蚀阴极的问题.
Type Alloy Basic composition Iodine vapor
25 °CIodine vapor
100 °CIodine vapor 300 °C, 0.53 atm
(corrosion ratemm/a)Iodine vapor 450 °C, 0.53 atm
(corrosion ratemm/a)Ni alloy pure Ni Ni yes yes 0.27 1.2 Ni-Cr-Fe alloy 600 Ni-Cr-Fe yes yes 0.107 0.54 Ni-Cr-Fe alloy 625 Ni-Cr-Mo yes yes 0.057 — hastelloy alloy B Ni-Mo yes yes — 0.464 hastelloy alloy C Ni-Cr-Mo yes yes 0.056 — noble metal pure Pt Pt yes yes 0 0.006 pure Au Au yes yes 0 0.024 refractory metal pureW W yes yes 0 0.008 pure Mo Mo yes yes 0.003 0.033 pure Ta Ta yes yes 0.005 0.88 Al pure Al Al no no no no Cu pure Cu Cu yes no no no rass Cu-Zn yes no no no Fe cast iron Fe yes no no no 321 AISI steel Fe-Cr-Ni yes yes 0.4(estimate*) 2.1 304 steel Fe-Cr-Ni yes yes 0.6(estimate*) 3.2 Note: Based on data at 450 °C, the corrosion rate at 300 °C is estimated. 固体工质除了碘以外, 霍尔推力器还采用金属工质作为氙的替代, 比如铋、锌、镁等. 参见表10[81]与图23[65], 金属铋在放电性能上同样能做到与氙相当, 甚至略胜一筹[81]. 锌、镁第一电离能更低, 不过原子量相对较小. 它们最大的优势在于储存密度和比冲密度, 以及作为常见金属, 价格便宜、供应充足. 锌和镁目前在放电实验上也取得了良好的结果, 具备开展深入研究的潜力[65].
Propellant Discharge voltage/V Discharge current/A Thrust-to-power ratio/
(mN·kW−1)Anode specific impulse/s Anode efficiency Xe 250 4.36 65.2 1485 0.48 Bi 250 1.4 85.2 1457 0.61 Xe 300 3.29 64.2 1696 0.53 Bi 300 1.97 78.5 1610 0.62 Xe 400 2.75 56.8 1948 0.54 Bi 400 2.20 69.0 1888 0.64 这些金属固体工质问题在于较高的熔沸点和较大的相变潜热, 升温和相变都需要吸收大量的热, 因此整体潜力低于碘工质. 对于这些固体工质, 常用外部加热提高其稳定性, 比如防止工质蒸气在管路中重新凝结为固体. 对于蒸发压高的金属工质, 利用推力器自身的产热比碘更为关键. 目前的储供也就分为加热式、半自热式和自热式3种, 加热式稳定性最好而效率最低, 后两者降低了稳定性, 提高了效率[82].
对于液体工质, 目前最有潜力的还是液氪, 虽然氪也是稀有气体, 但是其价格仅为氙的1/10左右. 同时氪的放电性能良好, 在轨应用可靠, 面对未来空间运输任务, 具备一定的前景[83]. 就氪的液化存储问题而言, 合理利用太空环境, 从中获取冷量不失为一种降低储存时制冷难度的方法. 同时氪在使用时, 本身的蒸发也会带走一定的热量. 因此, 液氪方案应得到大力重视.
4.2 MPD推进工质展望
由于MPD更适合使用小分子质量的工质, 而且包容化合物, 因此其工质具有低电离能、低离解能、低升华温度即可, 选择面广泛, 可以优先考虑液态、固态工质. 常见MPD工质的放电特性如图24所示, 更轻、更易电离的工质表现更好[71].
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新型工质选择上, 第1类具有潜力的工质是塑料. 在800 kW超大功率的自身场MPD中对多种塑料进行了性能测试, 将常规气体推进剂与高分子含能聚合物推进剂进行了对比, 得到了图25中的结果, 发现这类聚合物在相对更高电流(7000 ~ 11000 A)和更低电压(75 ~ 100 V)下工作, 能够获得更大的推力(10 ~ 30 N), 但效率(低于20%)较低[84]. 总体而言, 塑料工质电离能低, 离解能低, 升华温度低, 放电性能与主流工质相差不大, 同时及其廉价易获取, 储供简单, 是一种较好的MPD推力器替代工质. 各种塑料中, 聚四氟乙烯最优. 不过塑料工质一大问题在于碳元素的沉积, 这是含C分子的共性问题. 沉积在推力器或者航天器上的碳元素可能造成污染等方面的问题, 严重制约其应用的可行性.
第2类具有潜力的替代工质是水. 日本宫崎大学设计并开展了水工质MPD的相关研究, 图26和图27得到了不同质量流量下的放电参数[85]. 水工质最大的优点是廉价易得, 甚至能在特殊的太空环境中获得补充, 工质携带量有望进一步降低. 就储供系统而言, 水的储供简单, 存储密度大, 同时与其他系统的复用度高, 依靠其他重要航天器设备就可能解决对水的工质需求. 不过目前水MPD还需要进一步研究, 尽管放电特征参数与一般MPD接近, 但性能参数还有待验证. 同时含O分子工质有一共性问题, 那就是电离产物的氧化性, 可能会侵蚀、破坏相关结构.
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图 27 不同质量流量下水MPDT的放电参数Figure 27. Discharge parameters of MPDT under different mass flow rates而目前最有潜力的替代工质则是液氨和肼. 含H气体的质量要明显小于惰性气体和除Li以外的碱金属原子, 其解离产物的电离能与惰性气体相当, 可以认为含H推进剂有着良好的性能表现. 从图26反应的实际测试结果来看, NH3在性能上仅次于CH4和H2, 比一般含H分子还要好. 同时制氨技术成熟, 氨价格便宜, 获取容易, 储供难度低而存储密度高, 因此是最具前景的MPD工质. 而肼(N2H4)同属含N、含H分子, 储供上除具有与氨相似的特点外, 还有另一优势. 肼本就是火箭推进剂之一, 如果作为MPD的推进剂, 则可以复用一部分火箭燃料供应系统, 进而降低整个航天器的发射成本.
4.3 VASIMR推进工质展望
VASIMR虽然可以通过螺旋波外部注能, 实现对工质的充分电离, 因而降低了对工质电离能的要求, 但是由于离子回旋共振约束条件的存在, 如前述所言, 对磁场要求较高, 导致单质工质中只有那些特定的小原子量工质能满足条件. 其主流工质氩, 存在气体工质的固有储供问题, 因而难以满足空间运输任务需求. 因此, 应当深入探索VASIMR化合物工质的可能性.
化合物种类繁多, 不少由轻质离子、官能团组成, 这些成分都具有展现出良好放电性能的潜力. 但是由于离子回旋共振加热目前只能加热单一成分, 因此改进相关技术, 提高化合物工质的利用率, 消除其应用限制成为一个可以探索的方向.
这其中一个可能发展的方案是进行双频回旋共振加热设计. 化合物电离后不同组分质量不同, 在射频加热器这一部分如果能将多种电离组分都进行加热, 无疑能使VASIMR发挥出更好的性能. 可能的途径是采用双频电源, 磁场不变, 高频加热较轻的离子、官能团, 低频加热较重的离子、官能团, 使得各组分均可产生推力, 提高工质的利用率. 这种双频射频加热技术在等离子体技术中存在成功的先例, 借鉴应用到VASIMR具备理论上的合理性与可行性.
而另一种可能的思路则是选择具备好的价格属性和储存属性的含H化合物, 射频加速不针对电离后产生的H + , 而是只加速该化合物分解后较重的官能团, 保证最主要的质量组分可以得到加热, 也能实现较高的工质利用率. 第2和第3周期高电负性元素的氢化物存在研究的价值.
5. 结 论
本文基于太空运输任务的实际情况, 分析了面向空间运输任务的大功率电推进的技术特点及采用固液工质电推进的可行性. 对于未来的月球基地、火星探测等航天任务, 物资的运输将成为空间运输的主体. 不同于载人任务, 这类任务时间紧迫性低, 追求大有效载荷和良好的经济效益. 高比冲、长寿命的大功率电推进技术是这类任务最适配的动力方案. 在电推进技术成熟度不断提高和相关航天产业不断趋于规模化、商业化的大背景下, 大功率电推的关键破局点在于新型固液工质的选择.
最具前景的4种大功率电推进技术为离子推进、霍尔推进、MPD与VASIMR, 为它们寻找价格更低廉、储量更丰富、储供更简单的合适工质尤为重要. 技术原理上离子和霍尔电推进需要原子质量较大的工质, MPD和VASIMR则更适配原子、分子质量较小的工质. 基于技术原理进行合理推测, 离子、霍尔推进目前最可能采用固体碘、液化氪作为新工质, 而MPD则是液氨与肼为可能最佳的工质, 至于VASIMR, 则应当开展研究含H化合物工质, 并探索双频回旋共振射频加热技术.
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图 7 HET通道尺寸过大时离子出射无法视为直线运动
Figure 7. When the HET channel size is too large, ion emission cannot be considered as linear motion
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图 15 原子第一电离能随原子序数变化情况
Figure 15. The first ionization energy of atom changes with atomic number
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图 27 不同质量流量下水MPDT的放电参数
Figure 27. Discharge parameters of MPDT under different mass flow rates
Thrust/N Specific impulse/s Power/kW Efficiency Example Life expectancy IT 0.75 7000 35 0.75 RussiaIT-500 ＞50000 h HT 5.4 2650 99 0.69 USA X3 ＞50000 h MPDT 3.2 3635 99.85 0.57 German SX3 ＞10000 h VASIMR 5.7 4700 200 0.72 USA VX-200 ＞50000 h 
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表 2 两种MPDT参数特征
Table 2 Parameters of two MPDT
Type Power/kW Current/kA Magnetic intensity/T Thrust/N Specific impulse/s SF-MPDT 1~104 10~100 0.1~1 10~100 103~104 AF-MPDT 10~100 0.1~103 0.1 0.1~1 103
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Ionization method Pressure/torr Plasma density/m−3 DC 0.05~1 1015~1016 inductive coupling RF 10−4~10−1 1015~1018 ECR 10−5~10−2 1016~1018 helicon 10−4~10−1 1017~1020
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表 4 常用工质在不同频率下发生离子回旋共振需要的磁感应强度(单位: T)
Table 4 Magnetic flux density required for ion cyclotron resonance of common propellants at different frequencies (unit: T)
Frequency 13.56 MHz 3.6 MHz 0.5 MHz H + 0.889 0.236 0.033 Ne + 17.812 4.729 0.651 Ar + 35.262 9.362 1.303 Kr + 74.214 30.768 2.736 Xe + 115.894 19.702 4.267
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Element Atomic weight First ionization energy/eV Boiling point/°C Heat of vaporization/(eV·atom−1) Ga(31) 70 6.0 2403 2.63 Kr(36) 85 14.0 gas — In(49) 115 5.78 2060 2.39 I(53) 127 10.45 184 0.65(sublimation) Xe(54) 131 12.13 gas — Cs(55) 133 3.89 685 0.70 Hg(80) 201 10.43 357 0.61 Bi(83) 209 7.28 1564 1.08
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Index H2 He CH4 NH3 Ne N2 thrust excellent good excellent excellent good good electrode erosion poor good good good good good environmental impact excellent excellent excellent excellent good excellent liquid storage capacity poor poor excellent excellent poor good cost excellent poor excellent excellent poor excellent Index CO O2 Ar CO2 Xe H2O thrust good excellent good good poor excellent electrode erosion good excellent excellent good excellent good environmental impact excellent excellent poor excellent poor excellent liquid storage capacity good poor poor excellent poor excellent cost excellent excellent excellent excellent poor excellent
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Propellant (feature) Melting point/°C Boiling point/°C Ionization energy/eV Molecular weight/amu Density/(g·cm−3) N2H4
(toxic, explosive)2 113.5 — 32.05 1.01 NH3
(colorless, strong-pungent)−77.5 239.65 10.070 17.0305 0.000771 H2O
(colorless, odorless, non-toxic)0 99.975 12.6 18.01524 1 NO
(colorless, odorless, unstable)−163.6 122.15 9.2642 30.0061 0.00127 CO2
(colorless, odorless, non-toxic)−56.6 194.75 13.777 44.0095 0.0024093 NO2
(a reddish brown gas with a pungent odor)−11 295.08 9.586 46.0055 0.00205 MgF2
(toxic)1261 2533.15 13.6 62.3018 3.148 SF6
(colorless, odorless, non-toxic)−50.8 204.9 15.32 146.055 0.0080669 TiCl4
(acid corrosive products)−25 407.95 11.65 189.679 1.726 CF2Cl2
(colorless, odorless, low toxicity)−158 243.398 12.0 120.914 0.0067522 CBrF3
(microcorrosion)−167.78 215.3 11.40 148.91 0.006219
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表 8 碘与氙对比情况
Table 8 Comparison of iodine and xenon
Element First ionization
energy/eVStorage
density/(g·cm−3)Melting
point/°CPrice/(￥·kg−1) I 10.5 4.9 113.7 610 Xe 12.1 1.6 −112.0 101800
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Type Alloy Basic composition Iodine vapor
25 °CIodine vapor
100 °CIodine vapor 300 °C, 0.53 atm
(corrosion ratemm/a)Iodine vapor 450 °C, 0.53 atm
(corrosion ratemm/a)Ni alloy pure Ni Ni yes yes 0.27 1.2 Ni-Cr-Fe alloy 600 Ni-Cr-Fe yes yes 0.107 0.54 Ni-Cr-Fe alloy 625 Ni-Cr-Mo yes yes 0.057 — hastelloy alloy B Ni-Mo yes yes — 0.464 hastelloy alloy C Ni-Cr-Mo yes yes 0.056 — noble metal pure Pt Pt yes yes 0 0.006 pure Au Au yes yes 0 0.024 refractory metal pureW W yes yes 0 0.008 pure Mo Mo yes yes 0.003 0.033 pure Ta Ta yes yes 0.005 0.88 Al pure Al Al no no no no Cu pure Cu Cu yes no no no rass Cu-Zn yes no no no Fe cast iron Fe yes no no no 321 AISI steel Fe-Cr-Ni yes yes 0.4(estimate*) 2.1 304 steel Fe-Cr-Ni yes yes 0.6(estimate*) 3.2 Note: Based on data at 450 °C, the corrosion rate at 300 °C is estimated.
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Propellant Discharge voltage/V Discharge current/A Thrust-to-power ratio/
(mN·kW−1)Anode specific impulse/s Anode efficiency Xe 250 4.36 65.2 1485 0.48 Bi 250 1.4 85.2 1457 0.61 Xe 300 3.29 64.2 1696 0.53 Bi 300 1.97 78.5 1610 0.62 Xe 400 2.75 56.8 1948 0.54 Bi 400 2.20 69.0 1888 0.64
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