极低地球轨道（VLEO，120–300公里）上的卫星对于太空任务具有独特的优势，包括由于低轨道高度而降低的发射成本[1]、无碎片的安全运行环境[2]以及提高的高分辨率地球观测能力[3]。例如，在高分辨率地球观测任务中，200公里的VLEO卫星的空间分辨率可以比400–800公里轨道上的卫星提高2–4倍[4]。
然而，VLEO轨道上的卫星面临由于过度空气动力阻力而导致的轨道维护挑战。例如，在180公里的高度，如果没有补偿空气动力阻力，轨道每天会衰减10公里[5]。大气呼吸式电推进器（ABET）是一种关键的推进系统，它通过捕获大气颗粒作为推进剂来补偿空气动力阻力。自从日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）在2003年首次提出ABET概念[6]以来，欧洲航天局（ESA）进一步开发了这种系统，提出了包括网格系统、收集器和长管的ABET系统配置[7]。2017年，SITAEL和ESA在200公里轨道环境的模拟条件下首次点燃了ABET系统[8]。此后，ABET系统的研究主要集中在其进气系统上，目前这些系统被分为被动型和主动型两种。核心区别在于是否安装了加压泵。主动型可以调节推进剂储罐内的压力，但其加压机制比被动型更复杂[9,10]。
除了进气系统之外，作为ABET系统推进单元的电推进器的性能指标是否能够补偿VLEO中的阻力也引起了研究人员的广泛关注。Andreussi等人采用霍尔推进器作为推进单元进行了ABET的地面测试[8]。他们使用HT5k霍尔推进器作为气体流生成器来模拟大气颗粒的进入流。在加入少量氙气后，随后用氮气/氧气气体维持放电。在推进剂流速为3.05毫克/秒的情况下，实现了约6毫牛顿的推力，验证了ABET系统的可行性。胡等人开发了一种多尖端霍尔推进器，采用了磁镜约束设计来提高低压力下的电离程度[11]。当阳极氮气流速在0.29毫克/秒到1.96毫克/秒之间变化时，阳极功率从0.06瓦变化到1300瓦，推进器展示了宽范围的性能调节能力。然而，VLEO环境中高浓度的原子氧对空心阴极有显著的不利影响，这是霍尔推进器作为ABET系统候选者的一个关键限制。相比之下，离子推进器的一个优点是不需要空心阴极。电子回旋共振（ECR）、射频（RF）和螺旋线推进器是ABET系统的重要候选者[12]。例如，Romano等人研究了感应耦合等离子体（ICP）推进器作为ABET推进单元的性能[13]，并设计了一种基于RF螺旋线的感应等离子体推进器作为ABET的候选者[14]。郑等人开发了一种ICP等离子体源作为3U-CubeSat ABET系统的推进单元。他们的模拟表明，当等离子体功率转换效率大于或等于75%时，3U系统可以在210公里以上的高度补偿阻力[15]。与基于ICP的推进器相比，ECR推进器的特点是在极低压力（约0.01帕）下也能工作[16]，这使它们成为被动进气ABET系统推进系统的关键候选者。Tagawa等人使用激光引爆方法生成氮气，模拟了140–200公里高度的轨道环境[17]。ECR推进器在使用氮气推进剂时实现了0.13毫牛顿的推力，放电功率为30–60瓦。杨等人也研究了使用氮气推进剂的ECR推进器的性能，以探索其作为ABET系统候选者的可行性[18]。
目前，由于缺乏基于地面的VLEO大气模拟设施，建模和模拟仍然是研究使用大气颗粒作为推进剂的ABET系统的电离程度和持续性能调节能力的主要方法。Ferrato等人建立了一个0D混合模型，用于模拟由大气颗粒（N?、N、O?、O）及其相应离子组成的霍尔推进器放电[19]。该模型被验证可以覆盖30–120毫牛顿的推力范围、1.2–5.2千瓦的放电功率以及8%–18%的阳极效率。将模型结果与HT5k霍尔推进器的实验数据进行比较，推力的平均误差为3.7%，放电功率的误差为7.6%。Fabbriche等人基于空气放电反应集开发了一个全局模型，专注于研究不同功率水平和轨道高度下的RF基ABET系统的性能[20]。他们发现，当使用大气颗粒作为推进剂时，计算出的推力和比冲大约是使用氙气和碘气推进剂时所得到的50%。在低功率条件下，电离程度仅为8%。然而，当功率增加到700瓦时，可以实现合理的电离程度，正离子占所有颗粒的76%。基于此，他们得出结论，需要足够的输入功率来克服大气阻力。此外，Zhou等人还发现，在高功率条件下，N?和O放电的最大推力效率接近氙气（Xe：300瓦，O：1500瓦，N?：300瓦）通过粒子-细胞（PIC）模拟得到的结果[21]。
建模和模拟表明，离子密度是影响ABET系统性能的关键参数，然而，在使用大气颗粒作为推进剂的ABET系统中，监测活性氧和多组分离子密度的实验方法仍存在空白。传统的基于探针的技术无法区分等离子体中的中性颗粒和各种离子颗粒，它们只能测量总离子密度[22,23]。基于激光的方法可以测量活性原子密度和离子密度；然而，由于ABET放电室的封闭特性，这种方法可能具有挑战性[24],[25],[26]。相比之下，光学发射光谱（OES）由于其非侵入性和简单的设置，在航空发动机、超燃冲压发动机和卫星电推进器的诊断研究中得到了广泛应用[27],[28],[29],[30]。在电推进领域，OES已被用于诊断传统惰性气体霍尔推进器、微波离子推进器和金属阴极脉冲推进器中的电子温度、电子密度和离子密度[31],[32],[33],[34],[35]。对于ABET系统，只有吴的团队利用OES研究了RF基ABET系统放电室内的电子温度、旋转温度和振动温度。然而，他们的工作没有涉及活性氧和多组分离子密度的诊断[36]。
因此，为了通过实验监测ABET系统中活性氧和多组分离子数密度（与大气颗粒推进剂的侵蚀状态和电离程度相关），我们建立了一个大气颗粒碰撞-辐射模型。基于该模型，研究了N?、N、O?、O及其相应离子的反应动力学，以及它们的离子发射态和原子发射态。我们提出了一种自辐射测量方法来确定活性氧和多组分离子的数密度，并通过离子和中性粒子的扩散机制来支持这一方法。为了确定上述原子和离子密度所需的电子温度和电子密度，我们提出了N?（337纳米）/N??（391.4纳米）和O（777纳米）/O（844纳米）的线比来确定电子温度和电子密度。此外，我们开发了一个离子束电流模型，以上述获得的等离子体参数作为输入变量来评估推进器的离子束电流。本文的结构如下：第2节描述了本工作中使用的模型和方法。第3节介绍了验证实验，第4节研究了使用N?和O?推进剂运行的ECR推进器中的电子温度和密度、活性氧和多组分离子密度以及离子束电流。第5节讨论了在真实大气颗粒下运行时我们方法的可能性验证。第6节得出了结论。
