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1、摘 要为适应未来深空探测和星际旅行的技术需要，电推进装置取代传统化学推力器已经成为航天推进领域发展的必然趋势。霍尔推力器具有高效率、高比冲以及高可靠性等优点，自从1970年成功研制以来，已经广泛用于各种实际飞行任务，成为世界各航天大国电推进装置研究中的热点，而当前我国在这方面的研究存在很大的空缺，为此哈尔滨工业大学等离子推进技术研究所从俄罗斯引进了ATON型霍尔推力器，并对其进行了深入的研究。推力器的磁场位形及磁感应强度是影响其性能的主要因素之一，通常实验室条件下采用的是单独励磁的模式，而在实际航天应用通常采用的是自励磁的模式，这样可以大大的减少推力的重量与其所携带的电源数量，因此也大大的提高
2、了其工作稳定性，本文主要是针对由单独励磁转换为自励磁时进行了初步的探索，首先对单独励磁转换为自励磁时内线圈的空间问题进行了软件仿真与实验研究，然后根据其结果我们找出了在ATON机型上能够转换为自励磁的区域，在该区域内针对某一工况点在单独励磁模式下与自励磁模式下的工作特性进行了对比分析，最后我们对自励磁霍尔推力器放电稳定性问题进行了探索性研究。关键词 漏磁；单独励磁；自励磁；低频振荡AbstractIn order to meet future deep-space exploration and interplanetary travel technology needs, electric
3、propulsion thrusters to replace the traditional chemical field of space propulsion has become the inevitable trend of development. Hall thruster with high efficiency, high specific impulse and high reliability, etc has been successfully developed since 1970, and widely used for various practical mis
4、sion to become the worlds space powers electric propulsion research in the hot, but the current in this area of our country is a big vacancy, Harbin Institute of Technology of Plasma propulsion technology generate from Russia introduced ATON thruster models, and its in-depth study. Magnetic field sh
5、ape and the magnetic induction of the thruster is one of the main factors affecting the performance , and was usually using the separate excitation mode under laboratory conditions. But in practice it is commonly using the self-excitation whitch can the cut the number of components they carry that c
6、an greatly improve the stability of their work. This paper is directed by a preliminary exploration when the separate excitation changed to self-excitation. First, according to the convert from the excitation of the coil space problem ,we used the software simulation and experimental research, and b
7、ased on the results we find the area whitch can be converted to self-excitation in the ATON models. In the region according to a particular operating point in the separate and self-excitation, we compared and analyzed the operating characteristics. And finally we made the explorative study about the
8、 discharge stability of the self-excitation.Key words field leakage flux, independent excitation, self-excitation, self-excitation目 录摘 要IAbstractII第1章 绪论11.1 课题的来源以及研究的目的和意义11.1.1 课题的来源11.1.2 研究的目的和意义11.2 霍尔推力器的励磁模式21.3国内外在该方向的研究现状及分析51.4本文主要研究内容7第2章 自励磁霍尔推力器设计82.1 引言82.2 实验系统与软件介绍82.2.1 实验系统的介绍82.2
9、.2 FEMM软件的介绍92.2.3 高斯计的使用与介绍112.3 自励磁霍尔推力器磁场等效122.3.1 内磁芯打薄132.3.2 打薄后的应力问题152.3.3 打薄后对磁场的影响172.3.4 磁芯变粗后的分析212.4 本章小结22第3章 自励磁霍尔推力器工作特性区域的研究233.1 霍尔推力器推力的测试方法233.2 自励磁霍尔推力器工作区域研究243.2.1 实验的方法与测量结果243.2.2 实验结果分析263.3 小结29第4章 自励磁霍尔推力器工作特性与稳定性分析304.1 引言304.2 自励磁霍尔推力器工作特性的研究304.2.1 实验设计304.2.2 实验结果314.
10、2.3 实验结果分析344.3 自励磁霍尔推力器的稳定性研究364.3.1 实验设计364.3.2 实验结果与分析374.4 小结40结 论41参考文献43致 谢44附 录45第1章 绪论1.1 课题的来源以及研究的目的和意义1.1.1 课题的来源本课题来源于国家自然科学基金项目自励模式霍尔推力器励磁放电闭环耦合效应研究NO.51007014。1.1.2 研究的目的和意义随着航天技术的发展和人类航天任务的不断增加，航天器要求推进系统质量更轻、体积更小和效率更高，因此比冲高、寿命长、结构紧凑、体积小和污染轻的电推进受到航天界的注意和青睐。美国、俄罗斯、欧空局和日本在电推进的研究和应用方面获得了巨
11、大成功，不同类型和不同特点的电推进在空间航天器上得到了广泛应用。在需求牵引和其它技术发展的支持下，各国都制订了庞大的电推进研究应用计划，一方面提高现有电推进系统的性能和可靠性；另一方面加紧新型电推进技术的研究，电推进在未来航天任务中的应用前景将更为广阔1。霍尔推力器(Hall Thruster)作为一种典型的电推进装置，以其效率高，工作寿命长，功率密度高，比冲适中等优点引起世界各航天大国的广泛关注并成为航天推进领域研究和投入的热点方向。霍尔推力器是利用电场和磁场共同作用将电能转换为工质动能的一种功能转换装置。由于其与传统化学推进相比，电推进系统的比冲比化学推进高出几倍，甚至十几倍，能减少携带推
12、进剂的质量，可以提高卫星有效载荷，增加卫星经济效益。从霍尔推力器的发展历史看，每一次标志性的进步，无不伴随着磁场设计技术瓶颈的突破，如上世纪50年代末提出的“正梯度”磁场位形（推力器效率由20%30%提高到近40%）、磁路系统设计中将宽磁极变为窄磁极以提高轴向磁场梯度（推力器效率从40%提高到50%左右）、通过位于推力器底部的附加线圈在阳极附近构造“零磁场”区（推力器效率从50%左右提高到55%）、将底部附加线圈移至内铁心上以进一步提高轴向磁场梯度（推力器效率从55%左右提高到65%）。目前，霍尔推进器的励磁方式主要是他励方式，但是其低频振荡大，而自励磁的方式却很好的抑制了这一点，因此随着航天
13、技术的发展，对霍尔推进器的要求势必越来越高，因此对自励磁方式的研究也必将纳入正轨。同时，与化学推进系统相比，电推进系统可携带更少的推进剂，相应地可大大提高有效载荷。但是电推进系统会增加电源模块，这对可靠性提出了更高的要求。对于电推进系统，推进剂重量会由系统寿命等要求确定，如果能够简化电源模块、减小电源模块重量，则可进一步提高有效载荷。同时由于电源的简化也会提高整个电推进系统可靠2。推力器放电通道内磁场既可以由高磁能积的永久磁铁产生，也可以由电磁铁在电磁线圈中通电流产生。对于电磁线圈结构的霍尔推力器可运行于他励模式和自励模式下。这三种励磁方式各有优缺点，适用于不同类型的推力器和场合。永久磁铁励磁
14、主要通常应用在在微小卫星平台上的小尺寸低功率推力器。而在他励模式下，每个励磁线圈都由单独的直流电源供电，这种模式最大的优点是推力器在放电运行过程中，通过调节每个励磁线圈电流，可以改变磁场大小及位形，从而可以更好的研究磁场对霍尔推力器放电的影响。自励模式下，即把所有线圈串联进主放电回路当中，工作时放电电流即线圈励磁电流，与他励模式相比，自励模式可以节省三个电源，而且初步的实验发现，自励模式的低频振荡的影响非常小，自励模式霍尔推力器将放电电流作为励磁电流引入励磁系统形成磁场，减少电能变换器的个数，简化供电系统设计，提高了卫星的有效载荷、电能转换效率和可靠性。1.2 霍尔推力器的励磁模式霍尔推力器是
15、利用电场和磁场共同作用将电能转换为工质动能的一种功能转换装置。其结构如Error! Reference source not found.所示，它一般具有中空共轴结构，通道内存在沿径向方向的磁场和沿轴向方向的电场。阴极发射电子，电子群在向阳极运动的过程中被磁场束缚并在通道内作拉莫尔回旋运动，在正交电磁场作用下形成沿圆周方向的定向闭环漂移运动，同时被磁场束缚的电子群与注入通道的中性推进剂原子(一般为具有较大原子质量的惰性气体，通常为氙气)之间发生碰撞，使中性原子电离产生离子和电子。这些电子一方面用来提供电流，维持放电，另一方面继续电离中性原子。由于离子质量远大于电子质量，具有较大的拉莫尔半径(通
16、常是米的数量级)，而推力器通道长度一般只有几厘米，因此离子几乎不受通道内磁场的影响，在轴向电场作用下高速喷出，产生反作用力为航天飞行器提供动力。作为一种典型的磁约束等离子体放电装置，磁场在其工作过程占有极其重要的基础物理地位。推力器放电通道内磁场既可以由高磁能积的永久磁铁产生，也可以由电磁铁在电磁线圈中通电流产生。对于电磁线圈结构的霍尔推力器可运行于他励模式和自励模式下。这三种励磁方式各有优缺点，适用于不同类型的推力器和场合。图1-1 霍尔推力器结构示意图(1) 永久磁铁励磁 由相似设计理论，推力器所需磁场与推力器尺寸成反比，这样对于小尺寸的推力器，电磁线圈励磁结构不能满足要求。强磁场需要大的
17、励磁电流，会使线圈熔断或者因为过热而使线圈绝缘损坏，导致电路发生短路故障。在微小卫星平台上，小尺寸低功率推力器通常使用永久磁铁励磁。尽管永久磁铁不能调节磁场，但它有其独有的优点，例如：无功率损耗，可提高推力器整体效率；减少推进系统的质量；降低温度；减少复杂度，在一定程度上可提高可靠性；减少推力器的成本；无需励磁电源。图1-2所示为采用永久磁铁励磁的霍尔推力器结构示意图。图中SmCo为钐钴永磁体，是霍尔推力器常用的永磁材料。图1-2 永久磁铁励磁的霍尔推力器结构示意图(2) 电磁线圈励磁 对于功率范围在200W至5KW的霍尔推力器，通常利用若干个电磁线圈去产生放电通道内所需的磁场，励磁线圈分别由
18、单独稳流直流源供电，通道内磁场为所有励磁线圈产生磁场的代数叠加，励磁线圈与导磁材料构成霍尔推力器的励磁系统，磁线圈励磁的推力器可工作于他励模式或自励模式。a、他励模式在实验室中，通常电磁线圈励磁结构的推力器运行在他励模式下，即每个励磁线圈由单独的直流电流源供电，这种模式最大的优点是推力器在放电运行过程中，通过调节每个励磁线圈电流，可以改变磁场大小及位形，从而可以更好的研究磁场对霍尔推力器放电的影响。b、自励模式在实际航天应用当中，电磁线圈结构的霍尔推力器需要运行在自励模式下，即把所有线圈串联进主放电回路当中，工作时放电电流即线圈励磁电流。推力器点火之前，放电通道空间不存在所需磁场。自励模式励磁
19、的优点在于可以省去他励模式中的对所有线圈励磁的直流电流源，可以简化电路提高推进系统可靠性，电源的减少能够增加卫星系统的有效载荷。缺点在于推力器放电工作时，磁场不可调节，在自励磁模式下运行时磁场应该最优化，使推力器工作在最优放电工作点下。电磁线圈励磁结构的缺点如下：(1)相比永久磁铁励磁，会产生更多的热量。在真空特殊环境中，热量累积会对推力系统和卫星上其它设备产生影响；(2)如果因为电流过大等原因而使线圈熔断，会导致推力器失效；(3)存在线圈导线绝缘问题，绝缘失败也会使推力器失效。因为永久磁铁与电磁线圈励磁各自优缺点，也有相关研究结合二种励磁方式以产生所需合适的磁场3。永久磁铁励磁模式下磁场由永
20、久磁铁产生，磁场为静态，放电电流与磁场之间不存在耦合效应。他励模式下，磁场由电磁线圈产生，尽管主放电回路与励磁线圈回路之间物理隔离，但放电与磁场振荡之间存在电磁感应空间耦合效应，此时磁场为准静态。自励模式霍尔推力器将宽谱振荡的放电电流引入励磁系统作为励磁电流产生磁场，由此形成了励磁和等离子体放电的闭环反馈系统。霍尔推力器不同励磁模式物理耦合过程示意图如图1-3所示，不同励磁模式特点对比如表1-1所示。表11 不同励磁模式特点对比电磁线圈励磁永久磁铁励磁他励模式自励模式推力器200W5KW 霍尔推力器微小霍尔推力器可控性影响因素相对较少、可控性较好励磁与放电交互影响，影响因素多，物理过程复杂磁场
21、不受放电影响，磁场不可控，磁场应设计为最优可靠性电能变换器数量多，可靠性差省去所有励磁电源，可靠性高无励磁线圈，省去所有励磁电源，可靠性高有效载荷供电系统、测控系统庞大，有效载荷低降低供电系统质量，有效载荷高降低供电系统质量，有效载荷高适用场合多数用于地面实验空间运行地面实验和空间运行图1-3 霍尔推力器不同励磁模式物理耦合过程示意图1.3国内外在该方向的研究现状及分析磁场对等离子体的影响无论在霍尔推力器研究还是其他磁约束等离子体装置研究领域一直以来都是极其重要的学术方向4,5。密西根大学研究了NASA-173M推力器出口处磁极形状、相对位置以及磁屏改变后对磁场位形的影响，并测量了不同磁路结构
22、下的羽流发散角，结果表明最优的磁路结构形成的羽流聚焦长度最短，磁屏在磁路中的主要作用在于改变通道中磁场的弯曲程度6。通过调节磁场该型号推力器及其改进型号可以在高放电电压下保持较好的性能参数7,8。普林斯顿大学的学者针对小功率霍尔推力器效率较低的问题，提出了一种新的磁回路构型以增大径向磁场分量，提高电离率9，有效的提高了他励模式霍尔推力器的效率；康奈尔大学利用自建的霍尔推力器数学模型预测了磁场对于推力器羽流区的影响，与实验结果吻合的较好10。国际一流的航空与航天工业集团法国的斯奈克玛与Fakel合作11，在阳极区域增加一个“零磁场区”，成功研制出性能优于第一代霍尔推力器的PPS1350，为了使P
23、PS1350可以在更高的放电电压下运行，研究人员在导磁底板与通道壁面之间的空间中增加了一个线圈用于产生更高的磁通研制出PPS1350的升级版本PPS1350MLM，实验结果显示在新磁场设计下推力器的推力有所提高，但是比冲和效率几乎没有变化12。图卢兹大学通过实验及数值仿真研究磁场形貌对推力器寿命及运行工况的影响，磁场强度的分布影响等离子体放电振荡的频率，而改变零磁点在通道中的位置，可以影响通道中电场分布，进而影响振荡强度13。日本的大阪大学在THT系列的推力器上做了磁场对放电电流影响的实验，取得了很好的研究成果，实验表明放电电流对磁场形状和磁场强度都很敏感14。从地面研究的角度上看，他励模式霍
24、尔推力器可控性好，提供了方便有效的研究磁场形貌、强度、分布对等离子体影响的实验条件；从航天应用的角度上，自励模式霍尔推力器可靠性高、有效载荷高逐步得到各航天应用单位的认可。美国的INMA RSAT 4F1卫星平台的推进系统使用SPT100作为主推进装置，工作于自励模式；霍尔推力器的发明人A.I.Morozov指出，在空间运行的霍尔推力器一般采用自励模式。尽管自励模式霍尔推力器相对他励模式具有明显的优势，但由于其内部耦合过程相对复杂针对自励模式霍尔推力器的理论研究远远落后于空间应用快速发展的要求，多年来等离子体中的各种耦合现象一直受到学者们的广泛关注和研究，在电推进研究领域国际上一些学者和机构也
25、开始从动态和耦合的角度研究霍尔推力器的磁场问题，方向直指自励模式霍尔推力器应用的基础理论研究。斯坦福大学的Cappelli研究了他励模式霍尔推力器周向霍尔电流引起的动态磁场的非接触测量方法，指出感应磁场的存在使推力器静态磁场的峰值分布向阳极移动并且影响通道内电子的反常输运。密西根大学的Galimore通过高速往复探针和数值模拟结合的方法研究了霍尔推力器放电对静态磁场的影响。这些研究为励磁模式霍尔推力器的理论研究工作的进一步开展提供的研究方法和思路，但研究仍然停留在他励模式下磁场动态问题范畴内。哈尔滨工业大学等离子推进技术实验室2007年在国际上报道了他励模式下励磁回路与放电回路由于电磁感应形成
26、耦合振荡的现象，探索了动态磁场与等离子体相互作用的研究思路。此后，狄更斯大学的Hans教授验证了这一结果，并随后开始研究励磁与放电的耦合问题。这些研究成果为今后探讨自励模式霍尔推力器中励磁与放电的相互影响开拓了思路，为自励模式霍尔推力器的理论研究奠定了基础。1.4本文主要研究内容本文主要的结构是对自励磁模式下的霍尔推力器尽心设计，主要包括从单独励磁的模式下转换到自励磁模式，需要安匝数的等效以及等效完成后，一般是内线圈的匝数会变得很多，由于内线圈受空间的限制，所以就涉及到怎样解决内线圈空间的问题，可操作性比较强的主要是将磁芯打薄，再打薄后磁芯变细，因此需要计算磁芯工作时的应力问题、热问题、漏磁问
27、题等一系列问题，而在本文的第三章主要介绍了自励磁模式下的霍尔推力器工作区域的研究，通过第二章的研究发现，在当前ATON发动机上有些工况是不能进行转换成自励磁模式的，因此，我们在此对ATON发动机找到了一个能转换为自励磁模式的区域，然后针对某个工况点在自励磁模式下与单独立此模式下进行了研究与对比，在最后一章里，我们主要是通过实验在自励磁模式下的放电回路中并入一些电子元件，如电阻、电容，观察对发动机振荡的影响，以此来进一步提高发动机的性能，使其工作更趋于稳定。第2章 自励磁霍尔推力器设计2.1 引言在实际航天应用中，霍尔推力器稳态工作时只需一个电源，但在启动时，需要另一个电源来预热阴极和为启动器充
28、电。此时阴级加热器向阴极提供稳定电流；启动器充电后，启动器在阴极和启动器电极之间产生一个高压脉冲，在电极间形成放电。放电后，主放电室被激化，产生等离子体，此时启动器和加热电源关毕。但在地面实验室研究阶段，ATON一共需要5个电源，阴极加热电源，放电电源和3个励磁电源(因为ATON有3个励磁线圈)。那么为了适应实际航天应用的需要，必然要求把3个励磁线圈与主放电回路串联起来工作，并只用一个电源供电。这样电源个数减少了，优势是明显的，不但可以提高由推进系统供电系统的可靠性，还可以提高卫星的有效载荷率。目前的ATON是无法串联工作的，不同的工况下，励磁电流与放电电流的匹配是能否实现自励磁需要研究的问题
29、，如何解决磁场强度和放电电流的关系是需要首先评估的。因此，必须采取措施，解决磁场强度强度不够的问题。可以说，如果能够实现发动机串联工作，是ATON由实验室研究阶段迈向实际航天应用的第一步尝试。目前，世界上关于此类涉及直接航天应用的详细技术问题鲜有披露，当前并没有查阅到ATON串联工作的相关文献，因此本文主要对ATON进行自励磁模式下转换进行了模拟与实验尝试。2.2 实验系统与软件介绍2.2.1 实验系统的介绍本文中的实验均采用ATON霍尔推力器，其结构图如图2-1所示除磁场测量试验外，全部实验均在真空罐中进行。圆柱形真空罐直径1.5m，长4m，配备有两个油扩散泵和三个机械泵，见图2-2。工作状
30、态下真空罐内压力为310-3Pa左右。推力器使用氙气做推进工质，阳极流量3mg/s，阴极流量0.4mg/s，推力器主放电电压300V。1-加速通道；2-阳极；3-缓冲区；4-气体分配器；5-励磁线圈图2-1 典型的ATON发动机结构图图2-2 实验用真空罐2.2.2 FEMM软件的介绍此次设计磁场分布的计算采用的软件是FEMM（Finite Element Mehtod Magnetics），版本4.0。FEMM是一款用于计算给定磁路系统下磁场位形的有限元分析软件，专门用于电磁方面的二维平面或轴对称模型的分析。其主要应用于静电分析；线性、非线性静磁分析；瞬态、谐波磁场分析。FEMM简单易学、求
31、解速度快、计算精度高，是一个面向PC的采用交互式环境的免费软件，使得较复杂的问题采用普通的计算机就可以求解。计算过程中，我们对推力器按1:1建模，略去不导磁部分。FEMM4.0的输入界面如图2-3所示，左侧和上方的工具栏用于定义材料属性、加载情况等，右侧的窗口显示用户定义的模型和求解结果，用户可采用输入坐标或直接采用鼠标的方式建模。图2-3 FEMM4.0输入界面 输出界面如图2-4所示，输出即可采用图线形式也可将数据导出形成TXT文档。 图2-4 FEMM4.0输出界面在完成仿真后还可以通过以下程序进行计算通道中心各处的磁场强度：handle=openfile(all.txt,w)i=-1j
32、=-1for x=0,8,0.05 do for y=60,90,0.05 do i=i+1 Are,Aim,B1re,B1im,B2re,B2im,Sig,E,H1re,H1im,H2re,H2im,Jere,Jeim,Jsre,Jsim,Mu1re,Mu1im, Mu2re,Mu2im,Pe,Ph=mo_getpointvalues(x,y) B1re1=B1re*10000 B2re1=B2re*10000B=sqrt(B1re12+B2re12)write(handle,i, ,j, ,B1re1, ,B2re1, ,n) end j=j+1endclosefile(handle)可以
33、通过修改x，y的坐标算出模型内各点的坐标。在以后的模拟时磁芯存在磁饱和的问题，所以应该将通常用的普通材料Q235换为高饱和磁感应强度的软磁材料1J22，在计算时将Q235,、1J22两种材料作对比，而FEMM软件材料库中所用材料名均为美国的钢铁牌号，因此要查到它们自相对应的牌号，Q235的磁安特性曲线（B-H曲线）已给定，所以只需查找1J22的牌号即可，经查找1J22所对应的牌号为50(俄罗斯)、Permendur(英国)、Supermendur(美国)、 HiperCo50(美国)。2.2.3 高斯计的使用与介绍ATON通道内的磁场测量能指导磁场设计，是磁场设计中必不可少的辅助手段。ATON
34、通道内的磁场位形归结为两个方面：(1)磁场强度沿通道轴向的分布；(2)磁力线形貌。针对磁场强度沿轴向的分布，可以采用高斯计来测量。本测量实验采用的是Lakeshore公司的421型高斯计，如2-5所示。421型高斯计有RS-232C串行接口，可通过计算机显示测量结果，并对测量结果进行处理，此外，还具有最大值保持、自动滤掉地磁场影响、超过量程自动报警等功能。图2-5 421型高斯计高斯计需要配合霍尔探头使用，421型高斯计附带的探头分为轴向探头(axial probe，型号MNA-1904-VH)和径向探头(transverse probe，型号MNT-4E04-VH)两种，分别见图2-6和图2
35、7，轴向探头用于测量轴向磁场强度，径向探头用于测量径向磁场强度。图26 轴向探头图27 径向探头 其使用步骤大致如下：(1) 将探头“调零”，消除地磁场的影响；(2) 固定探头，确定基准点；(3) 确定探头测量起点和终点；(4) 选择量程，进行测量；(5) 拆卸探头。2.3 自励磁霍尔推力器磁场等效在实验室条件下，霍尔推力器的励磁方式都是单独励磁，因为可以通过增加励磁线圈的电流来增强磁场强度，但是在航天领域中要进行自励磁的转换，即将三个线圈的串联到放电回路中去，这样就可以少携带三个电源，大大减少了霍尔推力器的本身的重量，而且研究发现在自励磁模式下，发动机的低频振荡相对于单独励磁模式被很好的抑制
36、了，但是，一般情况下线圈的电流被调的很大以此增加通道内磁场的强度，其内磁芯如图2-8所示，由于附加线圈所绕线圈匝数比较少，所以在转化为励磁磁模式时，所增加的线圈匝数在附加线圈可以绕下，但是内磁芯往往在单独励磁模式下电流就已经很大，所以通过安匝等效N1I1=N2I2公式，发现当初始电流I1很大时，由于足在转化为自励磁时，励磁电流就是回路中的放电电流，一般情况下励磁电流Im大于放电电流Id，所以当转换为自励磁模式时，线圈匝数必定增多，才能保证他们的安匝数相等。对于内磁芯来说，空间有限因此可以尝试通过打薄内磁芯来增加其内部空间。图2-8 ATON发动机的内磁芯2.3.1 内磁芯打薄给定一个发动机稳定
37、的工况为N1=105，N2=110，N3=40，I1=3.69，I2=8.67，I3=0，放电电流Id=3.5A（下标为1表示外线圈，下标为2表示内线圈，下标为3表示附加线圈），由安匝等效可以算出当转换为自励磁模式时，回路中放电电流即励磁电流Id=Im=3.5A，N1=110，N2=273，N3=0，内磁芯的外径为D=34mm，内径为d=14mm，内线圈的磁芯长度L=23，导线直径d1=1mm导线之间的裕度为10%，如图2-9所示可先设轴向可绕X匝线圈，所以有方程2-1。 (2-1) 可解之得： (2-2)DdL 图2-9 ATON发动机磁芯示意图由此可知轴向可并排绕21匝线圈，由此可设当磁芯
38、半径为r时，总共可绕N咋线圈，可得如下公式： (2-3)由上式可计算出当内磁芯所绕匝数为273圈时，磁芯的最终半径变为3.2mm，因此内磁芯需要打薄3.8mm，图2-10是打薄到半径为3.2mm时用FEMM软件的模拟情况。 图2-10 Q235半径为3.2mm时磁场分布由图2-10可以看出在使用Q235作磁芯材料时，磁芯内最大磁感应强度可达2.626T而Q235的最大磁感应强度为1.9T，所以当磁芯打薄到半径为3.2mm时已经出现严重的磁饱和现象，故此时Q235已不可取，因此必须换一种饱和磁感应强度更大的材料，航天领域中，一般用高饱和磁感应强度的软磁合金材料1J22，如图2-11是用FEMM软
39、件对1J22材料的磁场仿真模拟，磁场中的最大磁感应强度为2.332T，1J22材料的最大饱和磁感应强度为2.4T，因此还没有磁饱和，居里点也很高980，而发动机工作室最高点的温度在800左右，没有超过居里点，因此温度对材料磁性的影响可以忽略不计。图2-11 1J22半径为3.2时磁场分布2.3.2 打薄后的应力问题如图2-12所示，鉴于磁芯从半径为7mm打薄到3.2mm，在设计加工中考虑到aabcdABCD图2-12 1J22材料半斤为3mm的磁芯加工精度问题将其打薄到3mm，下面对其进行计算，图中，a=3，b=2，c=2，d=3，A=23，B=16，C=40，加速度a=14m/s2，最大直径
40、d=34mm，由于右端是通过螺纹固定在发动机上，所以，图中D点所受应力最大，所以校核时只需校核D点即可，(1) 求挡板的质量mt (2-4)(2) 求所绕线圈的质量按给定的那个工况N2=273匝计算，轴向并排可绕21匝，所以总共可绕13圈，以第7圈为中心，线圈总体积VN (2-5) 可求出： (2-6) (2-7)(3) 中心轴的质量m2 (2-8)可求得： (2-9)(4) 最大弯矩点D点处所受的力矩为 (2-10) (5) D点处最大弯曲正应力 (2-11)由上可得，在发动机工作过程中，内磁芯不会有断裂的危险。2.3.3 打薄后对磁场的影响（一） 对于打薄位置的分析要想绕更多的线圈，打薄是
41、一个不争的事实，但是其内径有三段，如图2-13所示，包括内线圈处内径、附加线圈处内径、剩余部分内径共三段，图2-14图2-15、图2-16分别表示只打薄内线附加线圈处内径内线圈处内径剩余部分内径图2-13 ATON发动机磁芯的示意图圈处内径、打薄内线圈处内径与附加线圈处内径、全部内径都打薄后对通道中心处的磁场仿真模拟情况：图2-14只打薄磁芯内线圈处的磁场分布图2-15打薄内线圈处内径与附加线圈处内径的磁场分布图2-16 全部内径都打薄的磁场分布由以上分析看出，若只打薄内线圈处内径，则“零磁场”消失，而通过图2-14与图2-15对比可以看出全部打薄时“零磁场”区域更大，更明显，因此磁芯采用全部
42、打薄的方式。（二） 关于漏磁的分析磁芯打薄后必然存在漏磁的影响，如图2-16所示为打薄不同厚度时的中心通道处的磁感应强度，通过图2-16可以看出，当磁芯半径打薄到3mm时，其通道中心的最大磁感应强度从450.4095G减少到178.8344G，而发动机通道中心的最大磁感应强度对发动机的工作效率有着很大的影响，当通道中心变为178.8344G时，不足以使发动机工作在一个高效率的状态下，于是我们进行了实验验证，但是，很遗憾，实验时，限流现象严重，发动机工作很不稳定，于是我们想到了主要原因是由于通道中心最大磁场强度达不到预想的强度，出于科学的严谨的一面，我们用高斯计对发动机的通道中心的磁场强度进行了
43、测量，图2-17和2-18，分别表示用1J22材料加工的磁芯半径分别为3mm和7mm时，线圈内分别通一下电流：I1=2.5A，I2=2.5A，I3=0AI1=3.5A，I2=35A，I3=0AI1=6A，I2=3.5A，I3=0A图2-17 发动机通道中心的磁感应强度图2-18中线圈的匝数为N1=105，N2=270，N3=137;图2-19线圈的匝数为N1=105，N2=172，N3=81;由图2-18与2-19对比可以看出，当磁芯的半径为3mm时，其通道内的最大磁感应强度都不超过200G，而磁芯半径为7mm时，推力器通道中心最大磁感应强度分别为340G，417G，490G，因此可以看出，当
44、磁芯打薄是漏磁现象明显，图2-19纵坐标表示磁芯半径为7mm时通道中心最大磁感应强度与打薄后通道中心最大磁感应强度之差，横坐标表示磁芯打薄的厚度，由曲线拟合出其公式为： （2-12）由图2-20可以看出磁芯如若打薄，漏磁现象会非常的明显，因此经以上研图2-18 高斯计所测得的通道中心磁感应强度图2-19高斯计所测得的通道中心磁感应强度究发现，在ATON霍尔推力器上要想实现自励磁模式的转换，并不是仅限于将磁芯打薄然后解决磁饱和问题就可以了，由于漏磁现象严重，导致了发动机通道中心处的最大磁感应强度严重不足，是发动机不能稳定工作在一个高效率的模式下，因此不能一昧的去打薄磁芯去解决内线圈的空间问题。图
45、2-20 磁芯打薄对漏磁的影响2.3.4 磁芯变粗后的分析前面一直在分析磁芯打薄的问题，但是通过分析可以看出，打薄后虽然可以多绕更多的线圈，但是多绕出的线圈不足以抵消漏磁，通道中心的最大磁感应强度下降仍然很严重，那么我们又有了一种新的思路，会不会在原有磁芯半径7mm的基础上增大磁芯直径，会不会使通道中心的磁感应强度增大呢？如图2-21可以看出磁芯半径为7mm时通道中心的最大磁感应强度依旧为最大，所图2-21 磁芯变厚对磁感应强度的影响以，让磁芯变粗减少漏磁的这种美好的想法就走不通了。但是，在此我们想到了，原来发动机型谱化的设计磁芯的内径也是有一定根据的，太细就会导致漏磁现象严重，而太粗就会使所
46、绕的线圈匝数变少导致通道中心的磁场强度变小，因此漏磁与所绕线圈匝数之间有一个优化点，而不是人们所认为的只是简单的与引进的磁芯进行同比例缩放就行了，由此可以推广到别的型号的发动机，在做型谱化的设计时就应该通过实验以及软件模拟等方法找出这个优化点，由此以前那个简单缩放的时代可以逐渐的迈向理论的时代，但是这个过程人们进一步的探索，但是我们坚信我们肯定会克服各种困难的。2.4 本章小结通过本章的分析可知，传统的观念中，ATON发动机机型要想转变为自励磁模式受空间限制，因此我们想到了将磁芯打薄，但是由于传统的Q235材料饱和磁感应强度很低只有1.9T，于是我们将材料换为饱和磁感应强度更高的软磁材料1J22（饱和磁感应强度2.4T），但是事情没有按照我们想象的去发展，将磁芯打薄到我们想要的厚度时，发现了一个很棘手的新问题漏磁问题，经过分析后，目前这个问题很难解决，所以在ATON发动机机型上有些工况是不能转换为自励磁模式的（转换后线圈匝数增多的工况），在第三章中我们将对这个区域进行进一步的划分。第3章 自励磁霍尔推力器工作特性区域的研究在第二章中我们就研究了从单独励磁到自励磁的转换，鉴于漏磁现象的影响，在ATON发动机机型上有些工况是不能转换为自励磁模式的，因此我们要找出这个可以转换的区域，以方便以后进一步更好
