電推進系統(tǒng)空間試驗技術(shù)研究

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

電推進技術(shù)是利用電能加熱、離解和加速工質(zhì)，使其形成高速射流而產(chǎn)生推力的技術(shù)。電推進系統(tǒng)一般由推進劑存儲和供給子系統(tǒng)、電推力器、數(shù)字控制與接口子系統(tǒng)、供配電子系統(tǒng)等組成。因其推力低、比沖高、質(zhì)量輕、壽命長和可靠性高等特點，在航天器上使用，能減少推進劑的攜帶量而增加有效載荷，或在不增加推進劑條件下可延長航天器工作壽命。

電推進技術(shù)研究最早可追溯到1906年。20世紀50年代，美國和蘇聯(lián)大規(guī)模開展了電推進技術(shù)研究。20世紀70年代以來，電推進技術(shù)陸續(xù)進入空間試驗和應用。20世紀90年代，電推進技術(shù)成為空間推進系統(tǒng)應用的熱點［1］。然而，電推進系統(tǒng)的性能研究主要集中在地面試驗，空間試驗研究又主要集中在姿態(tài)控制、位置保持和軌道機動方面。而電推進系統(tǒng)的相容性、空間推力等空間試驗制約了電推進系統(tǒng)的空間應用，這方面的研究少見相關(guān)的文獻報道。全面調(diào)研國內(nèi)外電推進系統(tǒng)空間試驗現(xiàn)狀，并結(jié)合我國電推進技術(shù)首次在軌試驗情況，研究電推進系統(tǒng)的對衛(wèi)星的污染、電磁兼容、空間推力標定等性能，以促進我國電推進技術(shù)成熟度的提升。

2 國內(nèi)外空間試驗情況

不同電推進主要區(qū)別在于推力器的構(gòu)造和工作原理不同。按工質(zhì)加熱的方式可分為電熱式、靜電式和電磁式三種類型。電熱式推進器可分為電阻加熱、電弧加熱等幾種；靜電式推進器又稱為“離子推進器”；電磁式推進器又稱為“等離子體推進器”或“霍爾推進器”?；魻柾七M器應用最早，20世紀80年代后期電弧加熱推進器應用較多，近年來離子推進器和霍爾推進器發(fā)展迅速，得到廣泛應用。

2.1 離子推進系統(tǒng)

離子推進系統(tǒng)利用電場力加速推進劑。目前，在所有電推進系統(tǒng)中其比沖最高、系統(tǒng)相對復雜、技術(shù)難度大。1964年，美國進行了世界上第一次離子電推進系統(tǒng)的空間飛行試驗［2］。1965年、1970年，先后發(fā)射空間火箭試驗-Ⅰ衛(wèi)星（SERT-Ⅰ）、空間火箭試驗衛(wèi)星-Ⅱ（SERT-Ⅱ）開展離子電推進系統(tǒng)空間飛行試驗，其中SERT-Ⅱ搭載了2臺以汞為工質(zhì)的離子推力器（直徑18cm），推力為10～22mN，在軌道上試驗了14 000h，其中離子束噴射時間累計為6623h［3］。通過該衛(wèi)星試驗，美國獲得了有關(guān)離子推力器長時間連續(xù)工作、再次啟動、性能重復性及工質(zhì)長期空間貯存等一系列試驗結(jié)果；通過衛(wèi)星速度的變化，測量了推力器的推力；進行了離子束的中和、等離子體電位測量和電磁兼容性等試驗。1994年8月，日本在工程試驗衛(wèi)星-6（ETS-6）上主要試驗4臺氙離子推力器（直徑12cm）的南北位置保持性能，因衛(wèi)星未進入地球靜止軌道，主要試驗任務未能完成［3］。

20世紀90年代末，美國在深空一號（DS-1）深空探測任務中首次完成了“NASA 太陽電推進技術(shù)應用準備”（NSTAR）計劃支持的離子電推進驗證。2002年7月，NASA 馬歇爾航天中心公布了新的離子推力器研究計劃。NASA 先進氙氣推進（NEXT）計劃研制的40cm 離子推力器表現(xiàn)出了更高的性能：功率范圍1.17～10.5kW，10.5kW 時推力364mN，效率67%，1.17kW 時推力49mN，效率51%，工作壽命內(nèi)消耗300kg推進劑［4］。2007年9月27日，3臺NEXT計劃的推進器搭載黎明號（Dawn）探測器發(fā)射。截至2011年7月，3 臺累計工作時間為22 958h，完成了該推力器的推力空間試驗。

2003年5月9日，日本隼鳥號（Hayabusa）小行星探測器搭載了4臺離子發(fā)動機成功發(fā)射。在星上大量推進和控制部件發(fā)生故障的情況下，3臺氙離子發(fā)動機正常工作。隼鳥號探測器空間完成了以離子發(fā)動機作為探測器主推力器的工程試驗任務。2006年12月18日，工程試驗衛(wèi)星-8（ETS-8）成功發(fā)射。2007年1月22日—29日，星上用作南北軌道位置控制的25mN氙離子發(fā)動機進行了空間試驗。

歐洲航天局2009年3月17日成功發(fā)射“重力場與穩(wěn)態(tài)洋流探測器”（GOCE）。GOCE 配備2 臺齊耐提克（QinetiQ）公司研制的T5 離子推力器進行無拖曳控制試驗。

中國20世紀70年代中期開始研制離子電推進技術(shù)，1981年12月7日，用彈道式火箭進行了首次空間飛行試驗，姿態(tài)控制和東西位置保持等飛行試驗內(nèi)容獲得成功。1986年完成了直徑8cm 的汞離子推力器的工程樣機，推力5mN，比沖2650s，功耗158 W。1992年又研制成直徑9cm 的氙離子推力器的性能樣機，推力10mN，比沖2980s，功耗332W。在國防預研項目支持下，1999年啟動針對國內(nèi)大型通信衛(wèi)星平臺南北位置保持應用的LIPS-200氙離子電推進原理樣機研制。在自主研發(fā)項目等支持下，開展了LIPS-200氙離子電推進系統(tǒng)的工程化研究。2012年10月14日，氙離子電推進器搭載某衛(wèi)星開展空間飛行試驗。目前，完成了空間電磁兼容性、空間推力標定等試驗。

2.2 霍爾推進系統(tǒng)

霍爾推進系統(tǒng)利用電磁力加速推進劑。由于結(jié)構(gòu)簡單，推力大，可雙模式工作，是地球靜止軌道衛(wèi)星應用的主流。但大功率推力器的研究受壁面材料和放電電壓的限制，有一定的困難，然而次鏡、磁聚焦技術(shù)的應用有可能突破這一技術(shù)屏障，且氪工質(zhì)推力器的研究將使電推進系統(tǒng)的應用成本大幅降低。

霍爾電推力器研究始于20世紀60年代，蘇聯(lián)于1962年用宇宙-14 衛(wèi)星進行了世界上首次脈沖等離子體推進空間飛行試驗，主要驗證空間運行產(chǎn)生的推力與地面的是否一致，以及電磁干擾。1971年發(fā)射氣象衛(wèi)星上首次開展SPT-60軌道維持空間試 驗［2，5-6］。1981年8月，日本在工程試驗衛(wèi)星-4（ETS-4）上試驗了脈沖等離子體推力器。后續(xù)還開展了最小沖量（57μN·s）對應比沖（14 700N·s／kg）、不同推進劑等試驗。1982年蘇聯(lián)火炬試驗設計局（Fakel）成功研制了第一個霍爾推力器的正樣產(chǎn)品SPT-70，進行東西位置保持空間試驗。1994年，由勞拉空間系統(tǒng)公司（SS／L）和俄羅斯火炬設計局聯(lián)合成立的國際空間技術(shù)公司（ISTI）成功研制了新一代霍爾推力器產(chǎn)品SPT-100，開展南北位置保持和東西位置保持空間試驗，1996年完成了SPT-100電推進系統(tǒng)鑒定試驗，其中最長的壽命試驗在81.7mN推力和1537s比沖下達到6141h和6944次開關(guān)機［7］。

美國先進極高頻-1（AEHF-1）衛(wèi)星電推力器推力只有0.22N，所需燃料比普通火箭少得多，可以連續(xù)工作數(shù)千小時。2010年8月15日，AEHF-1發(fā)射后進入轉(zhuǎn)移軌道，遠地點火發(fā)動機幾次點火失敗后，改用霍爾電推力器把衛(wèi)星送入地球靜止軌道，每天點火10～12h，間接試驗了霍爾電推力器的可靠性。

歐洲航天局（ESA）和俄羅斯科爾德什研究中心（KeRC）為阿斯特里姆（Astrium）公司研制1.5～2.5kW 霍爾推力器ROS-2000，開展了壽命鑒定試驗。

中國對霍爾電推進技術(shù)的研究起步相對較晚。20世紀90年代，哈爾濱工業(yè)大學開展了霍爾電推力放電機理、帶電粒子與放電室壁面相互作用、放電室材料選擇等方面的研究。在國家高科技和國防預研計劃的支持下，上?？臻g推進研究所開始霍爾電推進技術(shù)的研究與開發(fā)，目前已研制出20 mN、40mN和80mN 霍爾推力器。2012年10月14日，霍爾電推進器搭載衛(wèi)星開展空間飛行試驗。目前，完成了空間電磁兼容性、空間推力標定等試驗。

2.3 空間試驗發(fā)展趨勢

空間試驗極大促進了電推進技術(shù)的發(fā)展，為電推進裝備航天器奠定了最重要的技術(shù)基礎。如美國NASA 的“空間電火箭試驗”（SERT）系列衛(wèi)星、日本工程試驗衛(wèi)星-6（ETS-6）等。通過純粹的空間試驗帶動具有應用特色的試驗，如美國NASA 的深空一號、歐洲重力場與穩(wěn)態(tài)洋流探測器（GOCE）、日本隼鳥號等探測器。

衛(wèi)星壽命的不斷增加和深空探測使命牽引電推進長壽命需求。電推進技術(shù)向大推力、長壽命方向進一步發(fā)展，今后10年內(nèi)離子發(fā)動機的功率將提高到10kW 級，并進入在軌應用，同時50kW 級的發(fā)動機將完成演示驗證，并與空間核電源結(jié)合，開展大型航天器的軌道維持和載人火星探測。

電推進系統(tǒng)基本完成工程應用研究后，其空間試驗的重點是空間長壽命可靠性試驗和應用領(lǐng)域擴展，如從南北位置保持擴展到姿控和動量輪卸載，再進一步擴展到地球靜止軌道衛(wèi)星的軌道提升，電推進逐漸從輔助推進轉(zhuǎn)入衛(wèi)星主推進領(lǐng)域。

從國內(nèi)外電推進系統(tǒng)空間試驗的調(diào)研情況來看，電推進系統(tǒng)的相容性、空間推力標定、剩余推進劑等是電推進系統(tǒng)空間應用關(guān)注的重要內(nèi)容，下面分別從這幾個方面加以論述。

3 相容性試驗

電推進系統(tǒng)與衛(wèi)星的相容性是決定電推進系統(tǒng)空間應用能否成功的關(guān)鍵性因素。相容性主要包含兩方面：①推力器的排出物是否會污染衛(wèi)星；②推力器與衛(wèi)星間的電磁兼容性。

3.1 衛(wèi)星周圍污染

電推進點火直接產(chǎn)生的局部環(huán)境包括等離子體、電磁場、中性粒子、熱等環(huán)境。衛(wèi)星軌道空間及產(chǎn)生的局部環(huán)境中，將產(chǎn)生濺射（束流粒子濺射、彈性散射離子和交換電荷離子濺射）、污染（推力器濺射流出物沉積污染、衛(wèi)星表面濺射物沉積污染和太陽陣濺射物沉積污染）、動力擾動（束流離子碰撞太陽電池陣擾動、推力器矢量變化擾動）、帶電（衛(wèi)星帶電和放電、不等量帶電引起的放電）、電磁干擾（電磁場干擾、推力器等離子體與空間環(huán)境等離子體相互作用）等［8-9］。推力器噴射出的離子束具有相當高的能量級（1keV）。如果直接濺射到衛(wèi)星上，會損傷衛(wèi)星表面。長期使用情況下，還應該考慮離子束周圍可能存在的微弱的離子束電流。推力器排出的物質(zhì)，除離子束外，還有電荷交換離子及這種離子撞擊加速柵極飛濺出的微粒。這些離子及微粒附著在衛(wèi)星的熱控材料和太陽電池表面，使熱控材料和太陽電池的性能變差。

某衛(wèi)星開展電推進系統(tǒng)空間試驗過程中，配置了朗繆爾探針（Langmuir Probe，LP）、阻滯勢能分析儀（Retarding Potential Analyzer，RPA）、石英晶振微天平（Quartz Crystal Microbalance，QCM）等設備，用來檢測電推進羽流返流在衛(wèi)星表面的等離子體參數(shù)和沉積污染量。電推進對周圍環(huán)境的污染情況的QCM 空間特性測試數(shù)據(jù)曲線如圖1所示，離子電推進器安裝在-X軸，霍爾電推進器安裝在＋X軸。根據(jù)Sauerbrey方程可知，石英振子的頻率變化與晶體表面的質(zhì)量變化成正比，對照QCM 性能標定曲線，可以得到納克級的污染物檢測質(zhì)量。從圖1可以看出，衛(wèi)星運行初期，電推進系統(tǒng)周圍污染物沉積增加較快。初步分析這種現(xiàn)象，污染物不僅僅是電推進排出的物質(zhì)，還有衛(wèi)星體內(nèi)材料放出的氣體、可疑揮發(fā)物等。確定電推進的污染程度，需要長期統(tǒng)計LP、RPA、QCM 的空間試驗結(jié)果。

圖1 QCM 空間特性測試數(shù)據(jù)曲線Fig.1 Testing curve of QCM space character

3.2 電磁兼容性

推力器與衛(wèi)星之間的電磁兼容性是電推進特有的關(guān)注點。電推進的電磁場環(huán)境對航天器的主要影響包括電磁兼容和電磁干擾測量兩個方面。電推進工作產(chǎn)生的強交變場會對測量電場或磁場的儀器和航天器其它子系統(tǒng)（主要是通信系統(tǒng)和電源系統(tǒng)）產(chǎn)生影響。不僅推力器本身產(chǎn)生電磁場，電推進等離子環(huán)境與自然環(huán)境和航天器電源相互作用也產(chǎn)生電磁場。

通過監(jiān)測某衛(wèi)星星上的電推進工作過程，判讀了衛(wèi)星平臺各分系統(tǒng)的遙測參數(shù)，證明衛(wèi)星平臺電源、測控及姿控各分系統(tǒng)工作狀態(tài)正常、穩(wěn)定。同時，離子電推進工作時噴出的等離子束流和羽流也未對衛(wèi)星通信帶來影響。

4 空間推力標定

由于受到地面環(huán)境的限制，難以在地面建立與空間環(huán)境一致的溫度和壓力條件；而且也受到地面測量手段的限制，很難實現(xiàn)電推進器的精確標定。因此，為了確保電推進器在軌工作的有效性，需要對其推力進行在軌標定。

4.1 參數(shù)標定法

離子推進系統(tǒng)的推力通過電場加速離子產(chǎn)生，有

式中：T為推力；Ⅰp為屏柵電流，通過遙測獲??；Up為屏柵電壓，通過遙測獲?。籱o為工作氣體原子質(zhì)量；e為電荷常數(shù)，1.6×10-19C；α為束發(fā)散修正系數(shù)，通過地面測試數(shù)據(jù)可得到；β為雙荷離子修正系數(shù)，通過地面測試數(shù)據(jù)可得到。

式中：θ為平均束流發(fā)散角，可以通過測量束流90%含量的最大束發(fā)角獲取。

式中：Ⅰ＋為單荷離子，Ⅰ＋＋為雙荷離子。

對于氙離子推進系統(tǒng)式（1）可寫為

即獲取離子推進系統(tǒng)的屏柵電流、電壓就可以進行推力標定。

通過讀取星上某時段氙離子電推進空間試驗數(shù)據(jù)，再根據(jù)式（4），得到該段時間氙離子電推進的推力。

而對于霍爾電推進系統(tǒng)，因其推力與流量有關(guān)，所以在地面對推進系統(tǒng)進行精確標定，以便在軌對推進系統(tǒng)推力（T）做標定。

由于在進行霍爾電推進系統(tǒng)空間試驗時，推進系統(tǒng)的流量數(shù)據(jù)不能直接獲取，只能獲取推進系統(tǒng)陽極電流。這時，需要建立推進系統(tǒng)流量與陽極電流（ⅠA）之間的關(guān)系。進行空間試驗推力標定時，連續(xù)點火幾次，通過點火時間內(nèi)霍爾陽極電流積分，然后除以總時間，得到推進系統(tǒng)平均陽極電流。再根據(jù)陽極電流與流量、流量與推力之間的關(guān)系曲線，類比得到霍爾電推進系統(tǒng)的空間推力大小。

通過讀取星上某時段霍爾電推進空間試驗數(shù)據(jù)，計算得到平均陽極電流，由平均陽極電流和陽極電流與流量、流量與推力之間的關(guān)系曲線，得到該段時間霍爾電推進的推力。

4.2 軌道標定法

軌道標定法根據(jù)軌道變化參數(shù)，計算得到衛(wèi)星速度增量；根據(jù)衛(wèi)星速度增量及電推進工作時間，計算得到推進系統(tǒng)推力。

式中：Δa為衛(wèi)星軌道高度變化量，Δv為衛(wèi)星速度增量，r為衛(wèi)星軌道半徑，μ為常數(shù)（3.986×1014m3／s2）

式中：T為推力，Δt為電推進系統(tǒng)工作時間，m為衛(wèi)星質(zhì)量，ΔV為衛(wèi)星速度增量。

將式（5）代入式（6）得

記η＝，從式（7）可以看出，對于軌道標定法，在已知衛(wèi)星軌道半徑r的情況下，η越精確，推力標定越準確。衛(wèi)星軌道半徑獲取有多種方式，如GPS、雷達等，不同的方式獲取的軌道精度有差異；同時η的計算方法也會影響計算精度。

根據(jù)式（7），獲取某段時間某星的軌道位置參數(shù)，計算得到該段時間氙離子／霍爾電推進系統(tǒng)的推力。

4.3 飛輪標定法

Shufan和Steyn等學者探討了采用在軌飛輪標定電推進器的方法，在此基礎上，有學者提出了基于MME／KF（Minimum Model Error／Kalman Filter）的電推進器推力在軌標定算法［10］。該算法對推力標定過程為：首先使用飛輪產(chǎn)生一個已知的周期性力矩作用于衛(wèi)星上，同時姿態(tài)控制器發(fā)送指令給電推進器來保持衛(wèi)星的穩(wěn)定；然后將陀螺儀數(shù)據(jù)代入MME 算法中估計出衛(wèi)星的角加速度，并利用KF算法實現(xiàn)電推進器在軌標定，如圖2所示。

圖2 電推進飛輪標定法流程Fig.2 On-orbit electric thruster calibration process

電推進空間推力標定之前，衛(wèi)星的飛行姿態(tài)為三軸穩(wěn)定對地定向模式。首先使飛輪產(chǎn)生一個周期性力矩Nw（tk）作用于衛(wèi)星上，同時，姿態(tài)控制器發(fā)送指令給推進器，產(chǎn)生力矩NT（tk）來補償這個已經(jīng)力矩Nw（tk）和未知的外部環(huán)境干擾力矩Nd（tk），實現(xiàn)衛(wèi)星穩(wěn)定。此時，衛(wèi)星姿態(tài)動力學方程為

式中：ω＝［ωxωyωz］T和分別為衛(wèi)星體坐標系相對地心慣性坐標系的角速度和角加速度；J為衛(wèi)星的轉(zhuǎn)動慣量矩陣；H為飛輪角動量。

推進器產(chǎn)生的力矩NT（tk）可表示為

式中：L和D為3×1矩陣，表示衛(wèi)星體坐標系內(nèi)推進器的安裝位置和方向；T（tk）為tk時刻推進器的推力大??；Tc（tk）為tk時刻姿態(tài)控制器發(fā)送給推進器的推力大小；AT（tk）為tk時刻推進器的參數(shù)矩陣。推力器空間標定的目標就是要得到AT（tk）的均值估計。

利用tk時刻已知的周期性力矩Nw（tk）和衛(wèi)星狀態(tài)的測量數(shù)據(jù)，可以獲得作用于衛(wèi)星上的標定力矩：

如果衛(wèi)星保持穩(wěn)定，這個力矩被電推進系統(tǒng)所產(chǎn)生的力矩平衡，則電推進空間標定問題的測量方程可以表示為

式中：v為外部環(huán)境干擾力矩和測量噪聲的影響。

求解式（8）～式（10），需要運用MME算法得到衛(wèi)星角加速度估計值；同時，基于KF算法得到推進器的參數(shù)矩陣；結(jié)合控制力矩可得到推進器的推力。

從上述推導過程可知，運用飛輪標定法時，涉及衛(wèi)星姿態(tài)控制、飛輪作用力矩、衛(wèi)星角加速度等，空間試驗應用時，需要考慮飛輪作用力矩的精度與推力的精度是否一致，只有飛輪作用力矩的精度大于推力精度時，空間推力標定才有效。

5 剩余推進劑分析

星上推進劑的主要測量方法有小偏差方程法、氣體注入激勵法、氣體方程法（壓力-體積-溫度，PVT）等，也可以通過比沖軌道標定法來分析消耗的推進劑［11］。小偏差方程法、氣體注入激勵法等主要用于恒壓式推進系統(tǒng)剩余推進劑分析計算。而對于落壓式推進系統(tǒng)剩余推進劑分析計算采用記賬法和PVT 法。

記賬法是根據(jù)星上電推進系統(tǒng)記錄的工作次數(shù)和工作時間，并結(jié)合推力器的比沖和推力等，計算出電推力器的推進劑消耗量，不斷累積得到一定時間內(nèi)的總消耗量，從而得到星上剩余推進劑，推進劑消耗量的計算：

式中，T為電推力器的標定推力，Ⅰsp為電推力器比沖，gn為地面重力加速度，Δt為點火時間。

而＝T／（Ⅰspgn）為推進劑總流量，所以

使用記賬法分析時，需要使用推進系統(tǒng)的地面試驗數(shù)據(jù)并要求星上推力器性能穩(wěn)定。通過前面的分析可知，本文中的記賬法綜合了比沖軌道標定法的結(jié)論，考慮了因空間環(huán)境變化帶來推力器性能的變化情況，提高了以前方法的分析精度。

6 結(jié)束語

電推進系統(tǒng)涉及等離子體物理、電磁場、結(jié)構(gòu)強度、傳熱、流體力學、電子線路、計算機、電源技術(shù)等專業(yè)領(lǐng)域，需要相關(guān)領(lǐng)域的專家分工協(xié)作才能更好地完成空間試驗。美國、俄羅斯、日本等國家的電推進空間試驗過程中都經(jīng)歷過分工協(xié)作完成空間試驗的經(jīng)歷。

電推進系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復雜、應用領(lǐng)域廣，其空間試驗的內(nèi)容包括推進劑剩余量分析、與整星的相容性、空間推力與地面推力關(guān)系、南北位置保持等方面，涉及面多。從20世紀60年代以來，世界各國一直在開展電推進系統(tǒng)空間試驗，這也體現(xiàn)了電推進技術(shù)空間試驗的長期性。

同一種標定方法中，由于衛(wèi)星軌道參數(shù)獲取的方式（GPS，雷達）不同，推力標定結(jié)果有差別。電推進系統(tǒng)空間推力三種標定方法中，哪一種方法最合適，各方法進行推力標定時如何修正等問題，有待進一步研究，通過詳細分析各種標定方法的誤差來源，可提高推力標定結(jié)果的可信度。

我國星上首次開展電推進空間試驗，目前電推進相容性試驗、推力標定試驗、剩余推進劑分析等工作已經(jīng)有了初步成果。電推進工作壽命、工作可靠性、電推進空間試驗異常狀態(tài)檢測與故障診斷等技術(shù)有待進一步研究。

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