千瓦級離子電推進子系統初樣研制

王 亮，耿 海，田粉霞，馮瑋瑋，王祥龍，王國昱

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州 730000）

0 引言

為了減輕衛星發射質量、提高衛星承載能力、延長衛星工作壽命，必須采用先進的電推進系統進行衛星全壽命周期內的南北位保和傾角調整，必要時實現衛星的軌道機動[1-4]。蘭州空間技術物理研究所研制的千瓦級離子電推進系統，以成熟度較高的LIPS-200離子推力器為核心，成為高軌任務首選。該電推進系統已在我國DFH-3B平臺、DFH-4E平臺進行了驗證和工程應用[5-7]，性能及穩定性滿足要求。

本文首先介紹LIPS-200離子電推進子系統的組成構架設計。本著系統最優的原則，將電單機設計為一體化的電源處理與控制單元（PPCU），集成子系統內部所有供電、控制、切換以及遙測遙控功能，簡化接口復雜性及線纜數量。該單機是目前本所最大的PPCU產品。其次，介紹系統初樣設計，包括通常的功能性能設計，以及雙發點火、推力閉環、降功率、故障檢測隔離恢復（FDIR）等特有功能設計。再對子系統產品的可靠性進行驗證，包括力熱環境適應性，并針對電推進應用對衛星引入的額外兼容性風險，通過專項試驗重點驗證EMC和羽流的影響。最后，通過系統聯試驗證系統性能、匹配性以及自主控制能力，包括系統自主工作、單步工作、故障檢測和處理等。

1 子系統組成構架設計

1.1 系統任務需求

離子電推進子系統的主要任務和功能為：

（1）位置保持。衛星在軌期間，2臺離子推力器同時工作，完成衛星的8年南北位置保持任務，一軌一次，一次不大于2 h，總時長不大于5 840 h。

（2）傾角調整。在升交點或降交點調整衛星傾角，2臺離子推力器同時工作，總時長不大于2 100 h。

工作期間，由星上綜合電子系統提供100 V母線，由姿軌控計算機AOCC控制PPCU通斷電。PPCU接受系統開關機指令后，自主按照程序流程完成對FCM閥門、熱節流器溫度閉環及推力器各路供電的控制、故障判斷和處理等，實現子系統的推力輸出。

1.2 硬件組成及功能

離子電推進系統由2臺LIPS-200離子推力器（LIPS-200A、LIPS-200B）、1臺電源處理與控制單元（PPCU）、2臺流量調節模塊（FCM）和1套管路線纜總裝件構成，系統組成如圖1所示。

（1）離子推力器功能。在貯供單元和電源處理單元供氣、供電配合下，將進入推力器的推進工質（氙氣）電離，并利用電場加速產生推力。

（2）PPCU功能。實現了控制單機、供電單機和切換單機集成化、最優小型化設計，融合三類單機功能于一體，包括將100 V母線轉換為離子推力器所需的9路供電、系統控制與通信、供電切換等功能。

（3）FCM功能。FCM是貯供子系統的一部分，可以控制離子推力器所需三路供氣的流量。

PPCU將DICM、PPM、TSU、FCC集成為一體，簡化接口實現系統優化設計。特別通過FDIR設計，在系統層面，明確了不同故障模式的處理策略，形成了初步設計規范。對于常規閾值故障，由軟件承擔故障處理，比如陽極電壓超限等；對于必須快速響應的故障，則由PPCU硬件承擔，如中和器熄弧保護（≤6 ms）等；還有一類故障需要硬件和軟件共同介入，比如打火保護等。

圖1 離子電推進系統組成框圖Fig.1 The block diagram of ion electric propulsion system

1.3 軟件組成

PPCU內部的DICM作為離子推力器系統的控制中心，配置有1個軟件配置項（80C32 CPU），2個現場可編程門陣列（FPGA）配置項，分別為驅動FPGA和采集FPGA，負責完成離子電推進系統開關機指令的接收，對2臺離子推力器供電、供氣的綜合控制，狀態監測，在軌自主完成電推進系統點火工作、關機、故障判斷和應急處理。由主控軟件實時判斷系統的點火進展情況并進行故障處理，比如閾值上下限和放電室熄弧關機；無須實時判斷的故障處理由FDIR軟件完成，比如燒蝕和大電流點火等。離子電推進系統軟件組成如圖2所示。

圖2 離子電推進系統軟件組成框圖Fig.2 The software block diagram of ion electric propulsion system

2 子系統初樣設計

2.1 子系統主要性能參數

子系統主要性能參數如表1所列。

表1 離子電推進子系統主要性能參數Tab.1 The major characteristic parameters of ion electric propulsion system

2.2 系統工作模式

子系統工作模式由待機模式、氣路預處理模式、陰極和中和器預處理模式、放電室預處理模式、柵極預處理模式、單步運行模式和自主運行模式組成。當PPCU主控軟件接收到電推進控制器從1553B總線發送的工作模式切換指令時，依據指令內容，對系統工作模式進行切換，工作模式轉換圖如圖3所示。

圖3 子系統工作模式轉換圖Fig.3 The diagram of subsystem works mode transition

待機模式是離子電推進子系統工作的起點，該模式下系統響應切換類指令及設置類指令，進行模式切換及系統設置，上傳遙測數據至上位機。目前，離子電推進系統最小遙控指令集已形成規范，包括設置類指令25條，注數類指令22條，形成了蘭州空間技術物理研究所離子電推進系統控制軟件設計范本。

為了滿足離子電推進子系統點火過程的加電順序及時間要求，PPCU的各路供電及驅動模塊須滿足一定的時序關系。圖4是在正常加電情況下PPCU加電時序圖。

圖4 PPCU加電時序圖Fig.4 The operation sequence diagrams of PPCU

2.3 FDIR設計

長時間自主運行是電推進系統工作特點，因而，FDIR設計成為電推進系統設計的重點和難點。基于對系統的深入理解及應用經驗。將故障處理功能分解到硬件、主控軟件、FDIR軟件三個層面，實現了故障冗余與恢復最優分配。監測相應的參數來完成故障檢測，產生相應的FDIR報警，并由指令序列恢復相應的故障，從而達到對星上故障自主、實時處理的目的。離子電推進子系統FDIR功能如表2所列。

2.4 離子推力器設計

離子推力器產品設計完全繼承AP-6D型號產品，僅對安裝接口做適應性更改。該產品已經過14 649 h/7 171次開關機地面試驗[8]，滿足累計工作8 000 h，開關機次數大于4 000次的需求。

離子推力器主要由陰極、放電室、柵極組件、氣路電絕緣器、中和器、工質氣路、外殼組成，其外形如圖5所示。離子推力器的關鍵部組件的設計方案如下：

（1）放電室

放電室為柱形磁鐵環尖磁場，直、錐雙陽極帶中間屏極。該放電室中原初電子的主要電離區域集中在陽極筒表面邊沿，并通過徑向磁場來約束出口區域的徑向電位分布，加強正離子向出口徑向邊緣的擴散，以此改善束流均勻性，提高柵極壽命；強化邊沿區域的電離效率，減少雙荷離子及其濺射影響；降低對磁鐵的溫度性能和抗衰減性能的要求[9-10]。

表2 FDIR功能列表Tab.2 The feature list of FDIR

圖5 推力器外形圖Fig.5 The appearance of ion thruster

（2）陰極和中和器

中和器采用技術成熟的六硼化鑭發射體作為空心陰極。與其他發射體材料相比，六硼化鑭的主要優點是發射電流密度高、抗離子轟擊能力強、抗中毒能力強，在推力器儲存、運輸及與航天器聯合測試暴露大氣時不會中毒，可以長期在空氣中存放[11]。

（3）柵極組件

柵極組件用于支撐環凸面鉬柵極和雙柵離子光學系統，質量和可靠性滿足指標要求[12]。

（4）氣路電絕緣器

氣路電絕緣器依靠多層金屬網分電壓抑制氣體放電。該絕緣器利用電勢疊加的原理，將高電壓進行分割實現絕緣，即在兩極間插入一系列的電極，使各電極間的電壓之和等于所加高壓，并且各極間電壓都低于氣體擊穿所需要的最低電壓。從而將高壓絕緣問題轉化為低壓絕緣問題[13]。

推力器額定性能（100%）參數及降功率性能（80%、60%）參數如表3所列。

2.5 電源處理與控制單元設計

為滿足可靠性備份和重量參數最優等需求，子系統只配置1臺電源處理與控制單元（PPCU），同時為2臺推力器供電。PPCU采用一體化設計，集供電、控制、通訊功能于一體。PPCU的總體電路主要包括五部分：母線開關控制、數字接口與控制、供電模塊、流量控制和對外接口模塊，總輸出功率約為2 000 W，考慮備份冗余功能和系統可靠性，配置方案如圖6所示。正常工作時，PPM-A與PPM-C分別為推力器1、2供電，如果PPM-A或PPM-C中任意1臺出現故障，則以PPM-B為相應推力器供電。DICM、FCU均采用冷態主備份方案。

表3 離子推力器主要性能參數及額定值Tab.3 Main performance parameters and rated value of ion thruster

（1）母線開關控制

母線開關包括母線安全開關和控制開關電路，可以控制PPCU加斷電。由于輸入總功率需求達2 370 W，輸入電流達24 A，對消浪涌電路和濾波電路要求較高，必須利用金屬氧化物場效應管（MOSFET）的緩慢導通來抑制母線的輸入電流浪涌，MOSFET同時作為PPCU的母線接通與關斷的控制開關。

（2）供電模塊

供電模塊由3個功能特性完全相同的電源處理模塊（PPM）組成，以避免出現故障單點。單個PPM包括功能完備的屏柵、加速柵電源和多路穩流源及點火電源，滿足1臺推力器的供電需求。每臺推力器所需電源為9路，供電連接關系如圖7所示。屏柵電源模塊采用諧振電路全橋變換器技術，實現了高效率、輕量化的目標。DC/AC多路穩流可通過功率碼連續調節，束流閉環通過調節陽極電流實現。

（3）數字接口與控制

數字接口與控制配置2個功能特性完全相同的DICM模塊實現冷備份功能，并通過2條1553B總線與電推進控制器進行通信。如果DICM-A模塊失效，通過OC開關控制指令，用備份DICM-B模塊控制PPCU內部各功率模塊、切換繼電器（TSU）和流量調節模塊（FCU）。采用3D疊層封裝MRAM存儲器實現數據的存儲及讀取功能。

圖6 PPCU組成框圖Fig.6 The block diagram of PPCU

圖7 PPM各路電源與推力器供電連接關系Fig.7 The connection relationship of PPM circuits

（4）流量控制

流量控制主要負責為推力器流量模塊供電、提供閥門驅動信號、對熱節流器溫度進行閉環控制，并采集各種遙測信號。

（5）對外接口模塊

對外接口模塊主要完成每個PPM輸出線的對接、PPM的切換以及最終向推力器的輸出，共使用16只高壓繼電器完成備份PPM-B的供電切換功能，模塊的高壓部分必須進行灌封處理。

采用隔框式設計對PPCU進行電磁干擾屏蔽，產品外形圖及主要性能參數如圖8所示和表4所列。

圖8 PPCU外形圖Fig.8 The PPCU’s outside drawing

表4 PPCU主要性能參數Tab.4 Main performance parameters of PPCU

2.6 流量調節模塊

流量調節模塊由2個自鎖閥、3個熱節流器、1個測量及控制信號電連接器和管路等組成，各零部件與管路全部采用管焊連接。自鎖閥為流量調節模塊入口，輸出推力器所需的流量，其作用為開啟與關閉整個流量調節模塊；熱節流器用于控制推進劑的流量，通過對熱節流器線圈通電，使熱節流器的溫度達到工作溫度，實現氙氣流量的控制。流量調節模塊原理組成框圖如圖9所示。性能參數如表5所列。

圖9 FCM結構及原理圖Fig.9 The structure and schematic diagram fo FCM

表5 FCM主要性能參數Tab.5 Main performance parameters of FCM

3 可靠性驗證

3.1 力學環境試驗

為了驗證力學環境適應性，對離子推力器、PPCU、FCM三臺單機分別進行了鑒定級抗力學試驗考核，包括正弦振動、隨機振動、沖擊、加速度試驗。試驗結果表明，試驗后各單機結構均無異常，推力器特征阻值測試正常，試驗前后子系統點火電氣參數一致。

3.2 熱環境試驗

離子電推進子系統各單機熱環境試驗匯總情況如表6所列，熱環境適應性滿足設計要求。

表6 各單機熱環境試驗項目匯總Tab.6 The summary sheet of single machine thermal environment tests

3.3 EMC專項試驗

開展了推力器和PPCU的聯合EMC試驗，包括電場輻射發射（RE102）測試、瞬態電場輻射發射測試以及電源線尖峰信號傳導發射（CE107）測試。結果表明，離子電推進系統電磁兼容性良好，大多數頻段滿足整星EMC要求，未發現嚴重超標頻段，超標頻段在1 GHz以下，不影響整星通信載荷在L頻段、C頻段、Ku頻段以及Ka頻段的正常工作。圖10給出部分EMC測試曲線，（a）為輻射發射RE102測試（0.01～30 MHz）；（b）為輻射發射RE102測試（200～1 000 MHz）；（c）為瞬態頻域測試（20～200 MHz）。圖中的縱坐標進行了歸一化處理。

圖10 PPCU+推力器EMC測試曲線Fig.10 The EMC test curve of PPCU and thruster

3.4 羽流專項試驗

采用單Faraday探針測量離子推力器羽流場束電流密度分布，通過三維移動機構在近場（0～1 m）區域移動得到一系列束流密度分布曲線，如圖11所示。圖12為Faraday探針分別在4組X坐標下沿Y軸移動得到的束電流密度分布曲線；圖13為Faraday探針分別在5組X坐標下沿Z軸移動得到的束電流密度分布曲線。利用不同X坐標下的束流密度曲線可以計算得到該X坐標下的發散角，通過相同X坐標下束流峰值的[Y，Z]坐標可以計算得到推力偏角。

圖11 推力器羽流測量坐標Fig.11 Thruster plume measurement coordinates

圖12 不同X坐標沿Y軸束流密度分布Fig.12 Beam density distribution along Y axis in different X coordinates

圖13 不同X坐標沿Z軸束流密度分布Fig.13 Beam density distribution along Z axis in different X coordinates

測試計算表明，LIPS-200離子推力器發散角（90%束流）全角為28.98°～29.1°，推力偏角為0.86°～0.96°，發散角和偏角在近場區域內對X距離變化不敏感，均滿足要求。

4 子系統聯試

系統聯試遵循先易后難，先局部后整體的原則分三個階段進行，第一階段桌面聯試，測試軟硬件匹配性，重點在節點定義、軟件功能、硬件響應等；第二階段真實推力器短期點火，僅將推力器置于真空環境下，重點測試性能參數的實現性；第三階段可靠性測試，將全系統置于真空環境下，重點測試拉偏性能，以及長時間性能波動。試驗流程如圖14所示。

圖14 子系統聯試流程圖Fig.14 The flow chart of subsystem united test

4.1 聯試狀態

子系統各單機連接關系如圖15所示。試驗在TS-7設備中進行，主要進行千瓦級推力器的長壽命考核試驗及系統可靠性驗證試驗，圖16為吊裝在TS-7設備內準備進行雙發點火的兩臺推力器，設備主要性能如表7所列。

圖15 子系統聯試連接狀態Fig.15 The connection status of subsystem united test

圖16 吊裝在TS-7設備內準備進行雙發點火的兩臺推力器Fig.16 Two thrusters are hoisted into the TS-7 facility for a couple ignition

表7 TS-7主要性能參數Tab.7 Main performance parameters of the TS-7 vacuum equipment

4.2 主要聯試結果

對兩臺推力器分別選擇不同的PPM供電，完成100%、80%、60%功率模式聯試性能測試。圖17顯示不同功率模式下的屏柵電壓與屏柵電流曲線，該參數直接反映推力大小。從圖17可以看出，100%功率模式下工作5 h無束流閃爍，80%模式下工作2 h中發生1次束流閃爍，60%模式下工作2 h中發生1次束流閃爍，子系統性能滿足要求，工作穩定。

圖17 不同模式下不同時間的屏柵電壓和屏柵電流值Fig.17 Screen-grid voltage and current in different power mode at different time

5 結論

通過千瓦級離子電推進子系統初樣設計及驗證，完成了系統構型最優化分解，實現了所有功能和性能指標，重點實現了雙發點火、推力閉環控制、降功率工作等特色功能，提升了系統易用性。在FDIR設計方面，系統梳理了8項典型故障處理功能，并按工程實際分為3類，提高了電推進系統完成任務的能力及規范性。

通過該子系統研制，在系統構架優化，軟硬件設計規范，系統驗證流程等方面積累了經驗。后續，還須加強對離子推力器系統的易用性、自主運行管理技術、空間長期工作性能衰退以及與航天器的相容性的研究和積累，進一步提升系統產品可靠性、易用性及成熟度。