本发明涉及航天器上霍尔推力器工作所产生扭矩的抵消方法。属于航天器推进领域。
背景技术：
霍尔推进技术是目前国际上成熟应用的电推进技术，欧空局和俄罗斯的大部分地球同步轨道卫星均采用基于pps-1350或spt-100型号的霍尔推进系统执行南北位保任务。2017年欧洲通信卫星公司设计了独特的霍尔全电推进地球同步通信卫星，通过独特的三关节机械臂设计，大大提升了霍尔推进系统的效率，创造了4个月电推进最短入轨时间的记录。可见，随着霍尔推力器技术面向大功率、多模式、高比冲、长寿命的方向发展，霍尔推进系统的应用技术也急需探索更多的应用模式和方案，以提升推进系统的整体效率。
霍尔推力器作为霍尔电推进系统的核心单机，其工作原理为通过电离推进剂气体，产生高电离度的等离子体，随后在加速区通过正交的电磁场建立等离子体空间加速场，从而加速离子，形成速度高达16000-20000m/s的等离子体射流，进而获得轴向的反作用力。但同样由于其工作原理，离子在通过加速场时，会与周围的磁场作用受到垂直于离子运动方向的洛伦兹力，使得离子在磁场中产生
早期的霍尔推力器由于口径小，推力小，并且主要执行南北位置保持的任务需求，很少涉及到多台协同成组工作，而理论计算得到离子周向平均偏转角度在4°，所产生的扭矩很小，因此扭矩的影响并没有得到足够程度的重视，在应用中常认为所产生的扭矩可忽略。随着国际上霍尔推力器向着大口径、大功率、全电推进方向发展，单台霍尔推力器工作所产生的扭矩大幅增加，以5kw功率量级的spt-140型号霍尔推力器为例，其额定推力为350mn，按周向偏转角4°计算，得到轴向扭矩约为1.45×10-3n·m。按全电推进变轨时间6-8个月估计，则单台推力器在变轨阶段就会对航天器累计造成2.4～3.2×104kg·m2/s的角动量增加。同时全电推进通常采用多台推力器成组工作的推进模式，因此如果不在应用中对扭矩的方向进行抵消详细设计，则会对卫星的姿态控制造成严重影响。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种霍尔推力器扭矩抵消方法，使得成组工作的推力器所产生的扭矩相互抵消，进而降低扭矩对航天器姿态控制所产生的影响。
本发明的技术方案是：一种霍尔推力器扭矩抵消方法，步骤如下：
(1)对选用的霍尔推力器工作产生的扭矩大小进行评测并筛选，选用推力大小相近的霍尔推力器作为成组工作实现扭矩抵消的单机对象；
(2)确定正向励磁电流方向；
(3)根据航天器推力器布局方案和工作模式，按各推力器采用正向励磁电流产生相同扭矩方向的条件，确定各安装位置间推力器的扭矩叠加或抵消关系；
(4)对各台霍尔推力器进行极性设计；
(5)对不同极性的霍尔推力器进行励磁电流方向设计；
(6)对不同极性的推力器进行极性表识。
所述步骤(2)中确定正向励磁电流方向的具体过程为：定义推力器磁场由放电通道内壁面指向外壁面的方向为磁场正方向，将产生正向磁场的励磁电流方向定义为正励磁电流方向，反之则为负方向。通过理论分析或者实验测量的方式，确定各台霍尔推力器正向励磁电流的方向；
所述步骤(2)中确定推力器正向励磁电流的理论方法为：通过右手螺旋定则，得到产生正方向磁场时励磁电流的方向；
所述步骤(2)中确定推力器正向励磁电流的实验方法为：对推力器励磁线圈进行加电励磁，并用高斯计测量推力器磁场方向，当测量得到正向磁场情况下的励磁电流方向为正方向。
所述步骤(4)中对各台霍尔推力器进行极性设计的具体方法为：对所述步骤(3)中具有扭矩叠加关系的推力器中，一半数量设计为“正”极性，另一半设计为“负”极性；对步骤(3)中具有扭矩抵消关系的推力器中，全部设计为“正”极性。
所述步骤(5)中对不同极性的霍尔推力器进行励磁电流方向设计的具体方法为：对设计为“正”极性的霍尔推力器，在供电设计中保证其励磁电流方向为正方向；对设计为“负”极性的霍尔推力器，在供电设计中保证其励磁电流方向为负方向。
所述步骤(6)中对不同极性的推力器进行极性表识的具体方法为：对“正”极性的推力器在其铭牌上用“+”符号标记，对“负”极性的推力器在其铭牌上用“-”符号标记。
所述步骤(1)中推力大小相近指的是同一批推力器产品中，实验工作推力大小相差＜2％的单机对象。
本发明的有益效果：
(1)本发明提出了霍尔推力器励磁电流方向设计，通过反向励磁设计抵消两台同时工作的霍尔推力器所产生的扭矩，从而有效降低扭矩对航天器姿态控制的影响。
(2)本发明提出了成组霍尔推力器扭矩相互抵消设计方法，通过选用扭矩大小相等、方向相反的推力器同时工作，大幅降低了霍尔推进系统扭矩叠加对航天器姿态的干扰，降低航天器姿态控制所需要的推进剂质量，具有重大经济收益；
(3)本发明提出了霍尔推进系统应用中的极性设计，通过对推力器进行扭矩方向标记，对推力器进行了极性区分，降低了推进系统设计难度和姿态控制的复杂程度，节约航天器计算资源，提高航天器的可靠性。
附图说明
图1是带电离子通过霍尔推力器正交电磁场所产生偏转的示意图。
图2是霍尔推力器磁场方向与扭矩方向的示意图。
图3是四台霍尔推力器成组工作时扭矩方向抵消设计示意图。
图4是四台霍尔推力器成组工作时扭矩叠加分析示意图：(a)四台霍尔推力器同时工作扭矩叠加，(b)四台霍尔推力器同时工作扭矩抵消，(c)对角两台霍尔推力器同时工作扭矩抵消示意1，(d)对角两台霍尔推力器同时工作扭矩抵消示意2。
具体实施方式
离子在正交的电磁场中运动会受洛伦兹力导致运动方向发生偏转，如示意图1所示，其偏转角度和偏转方向分别与图1中的磁场强度大小和磁场方向有关。在霍尔推力器工作时，由于大量的离子在正交电磁场环境下运动，因此会向相同方向偏转喷出，对推力器产生一个轴向的扭矩。该扭矩的方向与磁场方向有关，可以通过设计励磁电流的正负方向进行扭矩方向的控制，如原理图2所示，正方向励磁电流产生正方向磁场，得到顺时针扭矩，反之负方向励磁电流工作的推力器产生逆时针扭矩。该扭矩长时间作用会对航天器的姿态控制产生影响，尤其多台霍尔推力器成组工作的情况下，如果扭矩相互叠加则会令问题更加严重。为解决该问题，本发明提出针对多台霍尔推力器组合应用模式下通过励磁电流的方向设计，进而实现同时工作的霍尔推力器扭矩相互抵消的方法。
下面结合附图和一组四台5kw推力器(spt-140型号)组合使用的全电推进应用方案，对本发明所提出的一种航天器上多台霍尔推力器的扭矩抵消应用方案做进一步的说明。
(1)首先对单台推力器工作所产生的推力大小进行评测，通过地面真空推力测量装置测量得到各台推力器单机工作所产生的推力大小，对多台推力器进行筛选，选用推力大小偏差<2％的推力器作为成组工作的单机对象。由于四台5kw推力器为同一型号，工作参数基本一致，因此通过筛选后可认为各台推力器的扭矩大小相等。
(2)通过理论判断或者采用高斯探头测量的方法，确定各台霍尔推力器励磁线圈中励磁电流的正方向。对于spt-140推力器，选取放电通道中产生磁场由内壁面指向外壁面的方向为正，使得放电通道能产生正向磁场的励磁线圈电流为正向电流，反之则为反向电流，据此来规定励磁线圈与电源的接口。
(3)获得多台霍尔推力器的布置和应用模式。以四台spt-140型霍尔推力器均布置在相同安装面执行变轨任务，工作模式为四台同时工作或对角两台成组工作为例，则得到该四台推力器的扭矩均为叠加关系。
(4)对四台推力器进行极性设计。根据分析四台推力器扭矩均为叠加关系，因此需要有其中两台设计为“正”极性，另两台设计为“负”极性；同时对于对角两台成组工作的模式，要设计其中一台为“正”极性，另一台设计为“负”极性，设计效果如图3所示。
(5)根据推力器极性设计进行励磁电流方向设计。对图3中，设计为“正”极性的推力器，需要保证电源对其供电产生的励磁电流为正方向；对设计为“负”极性的推力器，需要保证电源对其供电产生的励磁电流为负方向。
(6)对推力器进行极性标识。对“正”极性的推力器在其铭牌上用“+”符号标记，对“负”极性的推力器在其铭牌上用“-”符号标记，避免发生错误使用。
对设计方案的效果评估。根据(1)，可得各推力器的扭矩大小基本相等：m1＝m2＝m3＝m4(m1、m2、m3、m4分别表示四台推力器的扭矩大小)，如果不采用多台推力器扭矩抵消方案，则根据分析，四台推力器的扭矩相互叠加，如图4(a)所示，总扭矩m总＝m1+m2+m3+m4，根据计算在转轨阶段至少会对航天器产生约为105kg·m2/s的角动量增加。如采用能提供10n·m的推力器对该角动量进行平衡，则需要推力器累计工作至少3小时，不仅消耗推进剂质量，而且使得控制过程复杂，占用航天器计算资源。如果采用扭矩抵消方案，四台推力器同时工作模式下扭矩相互抵消，如图4(b)所示，总扭矩m总＝m1-m2+m3-m4≈0，不会对航天器的姿态控制产生影响；在对角双台推力器工作模式下，如图4(c)和(d)所示，两台推力器扭矩相互抵消，总扭矩m总＝m1-m4＝-m2+m3≈0，不会对航天器的姿态控制产生影响。因此，本发明应用方案具有重大实际应用意义和经济价值。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。