電推進系統空間試驗技術研究

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

電推進技術是利用電能加熱、離解和加速工質，使其形成高速射流而產生推力的技術。電推進系統一般由推進劑存儲和供給子系統、電推力器、數字控制與接口子系統、供配電子系統等組成。因其推力低、比沖高、質量輕、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。

電推進技術研究最早可追溯到1906年。20世紀50年代，美國和蘇聯大規模開展了電推進技術研究。20世紀70年代以來，電推進技術陸續進入空間試驗和應用。20世紀90年代，電推進技術成為空間推進系統應用的熱點［1］。然而，電推進系統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控制、位置保持和軌道機動方面。而電推進系統的相容性、空間推力等空間試驗制約了電推進系統的空間應用，這方面的研究少見相關的文獻報道。全面調研國內外電推進系統空間試驗現狀，并結合我國電推進技術首次在軌試驗情況，研究電推進系統的對衛星的污染、電磁兼容、空間推力標定等性能，以促進我國電推進技術成熟度的提升。

2 國內外空間試驗情況

不同電推進主要區別在于推力器的構造和工作原理不同。按工質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展迅速，得到廣泛應用。

2.1 離子推進系統

離子推進系統利用電場力加速推進劑。目前，在所有電推進系統中其比沖最高、系統相對復雜、技術難度大。1964年，美國進行了世界上第一次離子電推進系統的空間飛行試驗［2］。1965年、1970年，先后發射空間火箭試驗-Ⅰ衛星（SERT-Ⅰ）、空間火箭試驗衛星-Ⅱ（SERT-Ⅱ）開展離子電推進系統空間飛行試驗，其中SERT-Ⅱ搭載了2臺以汞為工質的離子推力器（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］。通過該衛星試驗，美國獲得了有關離子推力器長時間連續工作、再次啟動、性能重復性及工質長期空間貯存等一系列試驗結果；通過衛星速度的變化，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臺離子發動機成功發射。在星上大量推進和控制部件發生故障的情況下，3臺氙離子發動機正常工作。隼鳥號探測器空間完成了以離子發動機作為探測器主推力器的工程試驗任務。2006年12月18日，工程試驗衛星-8（ETS-8）成功發射。2007年1月22日—29日，星上用作南北軌道位置控制的25mN氙離子發動機進行了空間試驗。

歐洲航天局2009年3月17日成功發射“重力場與穩態洋流探測器”（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，1981年12月7日，用彈道式火箭進行了首次空間飛行試驗，姿態控制和東西位置保持等飛行試驗內容獲得成功。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年啟動針對國內大型通信衛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。在自主研發項目等支持下，開展了LIPS-200氙離子電推進系統的工程化研究。2012年10月14日，氙離子電推進器搭載某衛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

霍爾推進系統利用電磁力加速推進劑。由于結構簡單，推力大，可雙模式工作，是地球靜止軌道衛星應用的主流。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、磁聚焦技術的應用有可能突破這一技術屏障，且氪工質推力器的研究將使電推進系統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，蘇聯于1962年用宇宙-14 衛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生的推力與地面的是否一致，以及電磁干擾。1971年發射氣象衛星上首次開展SPT-60軌道維持空間試 驗［2，5-6］。1981年8月，日本在工程試驗衛星-4（ETS-4）上試驗了脈沖等離子體推力器。后續還開展了最小沖量（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品SPT-70，進行東西位置保持空間試驗。1994年，由勞拉空間系統公司（SS／L）和俄羅斯火炬設計局聯合成立的國際空間技術公司（ISTI）成功研制了新一代霍爾推力器產品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次開關機［7］。

美國先進極高頻-1（AEHF-1）衛星電推力器推力只有0.22N，所需燃料比普通火箭少得多，可以連續工作數千小時。2010年8月15日，AEHF-1發射后進入轉移軌道，遠地點火發動機幾次點火失敗后，改用霍爾電推力器把衛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的研究起步相對較晚。20世紀90年代，哈爾濱工業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，上海空間推進研究所開始霍爾電推進技術的研究與開發，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 空間試驗發展趨勢

空間試驗極大促進了電推進技術的發展，為電推進裝備航天器奠定了最重要的技術基礎。如美國NASA 的“空間電火箭試驗”（SERT）系列衛星、日本工程試驗衛星-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、歐洲重力場與穩態洋流探測器（GOCE）、日本隼鳥號等探測器。

衛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。電推進技術向大推力、長壽命方向進一步發展，今后10年內離子發動機的功率將提高到10kW 級，并進入在軌應用，同時50kW 級的發動機將完成演示驗證，并與空間核電源結合，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星的軌道提升，電推進逐漸從輔助推進轉入衛星主推進領域。

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

3 相容性試驗

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

3.1 衛星周圍污染

電推進點火直接產生的局部環境包括等離子體、電磁場、中性粒子、熱等環境。衛星軌道空間及產生的局部環境中，將產生濺射（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）。如果直接濺射到衛星上，會損傷衛星表面。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，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。

某衛星開展電推進系統空間試驗過程中，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星表面的等離子體參數和沉積污染量。電推進對周圍環境的污染情況的QCM 空間特性測試數據曲線如圖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Sauerbrey方程可知，石英振子的頻率變化與晶體表面的質量變化成正比，對照QCM 性能標定曲線，可以得到納克級的污染物檢測質量。從圖1可以看出，衛星運行初期，電推進系統周圍污染物沉積增加較快。初步分析這種現象，污染物不僅僅是電推進排出的物質，還有衛星體內材料放出的氣體、可疑揮發物等。確定電推進的污染程度，需要長期統計LP、RPA、QCM 的空間試驗結果。

圖1 QCM 空間特性測試數據曲線Fig.1 Testing curve of QCM space character

3.2 電磁兼容性

推力器與衛星之間的電磁兼容性是電推進特有的關注點。電推進的電磁場環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（主要是通信系統和電源系統）產生影響。不僅推力器本身產生電磁場，電推進等離子環境與自然環境和航天器電源相互作用也產生電磁場。

通過監測某衛星星上的電推進工作過程，判讀了衛星平臺各分系統的遙測參數，證明衛星平臺電源、測控及姿控各分系統工作狀態正常、穩定。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星通信帶來影響。

4 空間推力標定

由于受到地面環境的限制，難以在地面建立與空間環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 參數標定法

離子推進系統的推力通過電場加速離子產生，有

式中：T為推力；Ⅰp為屏柵電流，通過遙測獲??；Up為屏柵電壓，通過遙測獲取；mo為工作氣體原子質量；e為電荷常數，1.6×10-19C；α為束發散修正系數，通過地面測試數據可得到；β為雙荷離子修正系數，通過地面測試數據可得到。

式中：θ為平均束流發散角，可以通過測量束流90%含量的最大束發角獲取。

式中：Ⅰ＋為單荷離子，Ⅰ＋＋為雙荷離子。

對于氙離子推進系統式（1）可寫為

即獲取離子推進系統的屏柵電流、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據，再根據式（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，因其推力與流量有關，所以在地面對推進系統進行精確標定，以便在軌對推進系統推力（T）做標定。

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

通過讀取星上某時段霍爾電推進空間試驗數據，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

軌道標定法根據軌道變化參數，計算得到衛星速度增量；根據衛星速度增量及電推進工作時間，計算得到推進系統推力。

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

式中：T為推力，Δt為電推進系統工作時間，m為衛星質量，ΔV為衛星速度增量。

將式（5）代入式（6）得

記η＝，從式（7）可以看出，對于軌道標定法，在已知衛星軌道半徑r的情況下，η越精確，推力標定越準確。衛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。

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

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：首先使用飛輪產生一個已知的周期性力矩作用于衛星上，同時姿態控制器發送指令給電推進器來保持衛星的穩定；然后將陀螺儀數據代入MME 算法中估計出衛星的角加速度，并利用KF算法實現電推進器在軌標定，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，衛星的飛行姿態為三軸穩定對地定向模式。首先使飛輪產生一個周期性力矩Nw（tk）作用于衛星上，同時，姿態控制器發送指令給推進器，產生力矩NT（tk）來補償這個已經力矩Nw（tk）和未知的外部環境干擾力矩Nd（tk），實現衛星穩定。此時，衛星姿態動力學方程為

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

推進器產生的力矩NT（tk）可表示為

式中：L和D為3×1矩陣，表示衛星體坐標系內推進器的安裝位置和方向；T（tk）為tk時刻推進器的推力大?。籘c（tk）為tk時刻姿態控制器發送給推進器的推力大小；AT（tk）為tk時刻推進器的參數矩陣。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）和衛星狀態的測量數據，可以獲得作用于衛星上的標定力矩：

如果衛星保持穩定，這個力矩被電推進系統所產生的力矩平衡，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算法得到衛星角加速度估計值；同時，基于KF算法得到推進器的參數矩陣；結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，涉及衛星姿態控制、飛輪作用力矩、衛星角加速度等，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剩余推進劑分析計算。而對于落壓式推進系統剩余推進劑分析計算采用記賬法和PVT 法。

記賬法是根據星上電推進系統記錄的工作次數和工作時間，并結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，需要使用推進系統的地面試驗數據并要求星上推力器性能穩定。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論，考慮了因空間環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 結束語

電推進系統涉及等離子體物理、電磁場、結構強度、傳熱、流體力學、電子線路、計算機、電源技術等專業領域，需要相關領域的專家分工協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歷過分工協作完成空間試驗的經歷。

電推進系統結構復雜、應用領域廣，其空間試驗的內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空間試驗，這也體現了電推進技術空間試驗的長期性。

同一種標定方法中，由于衛星軌道參數獲取的方式（GPS，雷達）不同，推力標定結果有差別。電推進系統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檢測與故障診斷等技術有待進一步研究。

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