经过近50年的发展,激光推进技术做为一种新概念航空宇航推进技术,在理论论证、实验演示和数值模拟等方面都取得了令人瞩目的进展。随着激光器技术的发展和激光推进技术研究的不断深入,激光推进技术在实际工程领域内的应用逐渐展现在世人面前。2003年,美国Photonic Associates(PA)的Phipps小组经过5年多的探索和试验,研制了一款用于美国空军TechSat21型试验卫星搭载的姿轨控激光烧蚀微推力器。激光推进技术首次应用于实践^[1]。

在激光推进技术的整个发展过程中,激光烧蚀微推力器技术一直是重要的探索方向。尤其在激光技术当前的技术状态下,激光器的功率水平、激光远距离传输等技术瓶颈使应用于空间推进的激光烧蚀微推力器推进技术成为当前历史阶段众多激光推进应用技术中最接近现实的应用方向。美国Phipps小组所研制的就是一款毫秒量级脉宽激光烧蚀含能聚合物材料微推力器(micro-Laser Plasma Thruster,LPT)。2009年,日本尝试在一款温室气体观测微小卫星上搭载激光烧蚀微推力器,尽管试验没有获得测试结果,但为激光烧蚀微推力器的应用做出了重要的探索^[2]。

激光烧蚀微推力器技术发展到今天,领域内专家和学者对该技术进行了多角度的探讨和研究,总结了如透射式和反射式、靶带式和磁盘式、连续式和脉冲式等多种模式的推力器工作机制^[3],而其中很多问题已经有了比较明确的结论^[4],结合能够用于空间平台激光器性能水平来看,当前最值得关注的是由高峰值功率纳秒脉宽激光烧蚀形成的较高比冲和较小推力模式,以及由较低峰值功率毫秒脉宽激光烧蚀形成的较低比冲和较大推力模式,这两种模式是与推力器推进性能最相关的工作模式分类方法,也是与具体应用的航天任务类型对应最明确的应用模式区分方式,因此,对于这两种工作模式的探讨和深入研究显得十分必要。

激光烧蚀推进技术属于激光推进技术中“烧蚀模式”的一种,是利用激光与物质相互作用机理进行工作的,以激光烧蚀为特征的。在激光烧蚀工质整个过程中,主要的物理过程有工质的受热升温、熔融气化、激光强度足够强时产生等离子体,以及高温气体或等离子体高速喷射产生推力等阶段。用于空间推进的激光烧蚀微推力器技术与其他激光烧蚀推进方式相比,最本质的区别在于:整个物理过程发生在微小尺度上,也即所谓的“微烧蚀”过程。这里所谓“微”是指:激光聚焦光斑尺寸小(10 μm量级)、工质厚度薄(10μm量级)、单脉冲烧蚀质量小(μg量级)、单脉冲冲量小(最小冲量元可以达到nN·s量级)。因此,应用于空间推进的激光烧蚀微推力器在推进性能方面最显著的特点是:单脉冲烧蚀产生微小喷射形成的冲量小,即冲量元小,最小冲量元(MIB)可以达到nN·s量级。具体来讲,空间推进用的激光烧蚀微推力器,需要利用体积和重量较小的激光器做为能量源,将激光整形聚焦于工质表面,通过激光与物质的相互作用,形成微小的烧蚀产物喷射,实现冲量耦合,产生推力。

典型的激光烧蚀微推力器包括三部分:工质供给功能模块、激光器功能模块和控制模块。集成了工质存储、供给开关、出口量反馈、激光聚焦调节机构、激光器及其控制器、通信与控制板卡、供电与信号接口等器件,如图1所示。激光器发出的激光经由透镜聚焦,以设定工作频率重复出光烧蚀工质。工质储存接收控制指令提供工质,激光与工质相互作用形成喷射产生推力。出口量反馈的功能是:当工质量足够时,送控制信号给控制板卡,由控制板卡转换信号发送供给开关关闭的命令; 当工质量不够时,供给开关处于打开状态,工质持续供给,循环往复形成工质的持续供给,与激光相互作用形成连续推力。

在激光烧蚀微推力器技术领域内,美国人走在了世界前列。其中,最为突出的贡献当数Phipps小组,其研究历时最久,成果也最具代表性,比较系统的验证了激光烧蚀微推力器技术的研究潜力及其应用的可行性。国际上与Phipps小组合作的还有瑞士的Lippert小组^[5]、美国的Sinko等人^[6],以及德国航空宇航中心(DLR)^[7]。特别地,根据最近举行的业内权威国际束能会议情况来看,德国航空宇航中心非常重视激光烧蚀微推力器技术的研究,成立了专门的激光烧蚀推进研究中心,激光烧蚀微推力器技术越来越受到国际同行的重视。

图1 激光烧蚀微推力器原理结构图
Fig.1 Principle structure diagram of laser ablation micro-thruster

激光烧蚀微推力器的想法最先由美国人Claude Phipps于20世纪末提出,并在美国Techsat-21计划支持下开展了激光烧蚀微推力器的研制工作。直至今日,Phipps小组的激光等离子体微推力器(micro-Laser Plasma Thruster,μLPT)的研究工作从未间断过,分别经历了预样机、桌面系统、原理样机、毫米脉宽激光等离子体微推力器(msμLPT)、纳秒脉宽激光等离子体微推力器(nsμLPT),以及最近一直探讨的新型激光动力发动机的概念。从推进性能的数据来看,如表1所示,Phipps小组提出的激光烧蚀微推力器性能有两种主要的工作模式:低比冲大推力模式和高比冲小推力模式。2006年以前所研究的主要是采用半导体单管激光器作为能量源,以毫秒脉宽瓦量级功率激光注入,获得的比冲通常较低,一般不高于200 s,冲量耦合系数较大,典型的在百微牛每瓦量级,最高可达2 000 μN/W以上,即所谓的低比冲大推力模式。2006年以后提出的是一种以纳秒脉宽峰值功率万瓦量级以上脉冲激光为能量源,获得的比冲较高,通常在1 000 s以上,冲量耦合系数较低,通常在十微牛每瓦量级,一般不超过100 μN/W,即所谓的高比冲小推力模式。这样两种工作模式的推力器性能,有较大差异,工程应用完全不同。对于典型的空间推进平台而言,最大电功耗以1 000 W计算,复合激光器的能量转换效率及能够获得的推力水平大推力模式可达1 N以上,小推力模式推力最大10 mN。冲量元范围通常为10^-6～10^-5 N·s(低比冲大推力模式)或10^-9～10^-8 N·s(高比冲小推力模式)。因此,激光烧蚀微推力器是一种能够至少提供μ N·s量级冲量元,高比冲模式下比冲可达1 000 s以上,大推力模式下平均推力最大可达1 N以上的电推力器。

表1 美国Phipps小组提出的两种不同模式的激光烧蚀微推力器性能[8]
Tab.1 Parameters of laser ablation micro-thrusters withtwodifferentmodes proposed by US Phipps group[8]

两种不同的工作模式可应用的空间任务不尽相同。对于低比冲大推力模式,推力可以达到数百毫牛至数牛,比冲可达200 s以上,适合于GEO卫星、探测器等的慢速轨道转移和机动; 高比冲小推力模式,比冲可以达到2 000 s以上,推力可进入毫牛量级,适合于GEO卫星、探测器等的轨道、姿态及位置保持等空间推进任务。通常情况下,比冲与推力成反比。对于给定的飞行任务,通过调节推力,可以改变比冲。在低比冲大推力模式下可以提高航天器飞行加速度,使其短时间飞行状态变化; 而高比冲小推力模式,可适用于推进剂消耗量有限的场合。可以通过比冲和推力的优化,来适应航天器飞行任务。

总结起来,激光烧蚀微推力器适用的空间推进任务有如下几个方面:

1)大推力模式下,推力调节范围大,能够以脉冲方式工作,推力控制精度高,能有效提高航天器的控制精度,增强航天器的机动能力,与重复频率调整相互配合,可以实现最优的轨道控制策略,使得完成相同的空间任务所需的推进剂量最少。

2)高比冲模式下,脉冲冲量元小,冲量控制精度较高,推力水平能稳定控制,可持续提供高精度脉冲冲量,以较低的电功耗,消耗较低的推进剂质量,完成轨道维持、位置保持、低轨道卫星大气阻力补偿和各种扰动补偿等航天任务。

3)提供亚微牛秒级精准脉冲冲量的应用场所。脉冲冲量可实现2个量级的大动态范围调整,重复频率可做最高到kHz量级的大幅度调整,能够为重力场测量卫星及微小卫星星座和编队飞行提供精确冲量控制。

另外,激光烧蚀微推力器还具有推进剂无毒、性能稳定、适应性强、结构简单、死重较低、功能丰富,以及成本低廉等显著特点。激光推力器预期能够胜任的空间任务列表如表6所示。

表6 激光烧蚀微推力器预期能够应用的航天任务
Tab.6 Space missions of expectantly applying laser ablation thruster

通过回顾和总结激光烧蚀微推力器研究历程,提出两种激光烧蚀微推力器工作模式,并对其性能进行估计和对比,并结合可能应用的航天任务分析可知:对于低比冲大推力模式,应尽可能提高激光器性能,实现更高集成度,更低的电功消耗,尽可能提高平均出光功率,向所估计的极限状态1 000 W电功率出牛量级推力努力; 对于高比冲小推力模式,应尽可能改善工质推进剂性能,进而改进推进性能,尽可能提高冲量耦合系数,向所估计的极限状态1 000 μN/W的冲量耦合系数努力,使其高比冲模式下推力水平能够进入毫牛量级。针对目前的实际水平,在微小卫星等低功耗小型化的应用场合中是非常可能实现应用的。此时,激光烧蚀微推力器需要提供至少200 s以上的比冲,最小冲量元需达0.1 μN·s以下,如果需要推力水平尽可能高的情况,则要能够提供的推力在百微牛量级。

具有高低比冲不同的两种工作模式的激光烧蚀微推力器,其特点综合了双模式推进技术、电推进技术和束能新概念推进技术多种技术优势,并且仅需要最高百瓦量级以下的空间平台电能,即能获得一个量级的比冲变化和跨三个量级的推力动态范围,既具有传统化学、冷气推力器的大推力特点,又具有电推进系统高比冲的特点,同时能够提供最小可低于0.1μN·s的高精度脉冲冲量,可以应用于大推力、短时间获得速度增量的航天器变轨相关任务,也可以用于高比冲、长时间以较小消耗进行航天器巡航飞行阶段的维持和保持任务,并且还能够提供微小的精准脉冲冲量,满足大型空间平台高精度、高稳定性的控制需求。