基于T5离子推力器无拖曳飞行技术

黄永杰，杨福全，贾艳辉

（兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室，甘肃 兰州 730000）

基于T5离子推力器无拖曳飞行技术

黄永杰，杨福全，贾艳辉

（兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室，甘肃 兰州 730000）

GOCE是世界上首次应用无拖曳飞行技术的科学测量卫星，用于测量地球重力场和稳态海洋环流。大气阻尼补偿系统是实现无拖曳飞行的重要技术支撑，其核心单元是T5离子推力器。基于T5离子推力器无拖曳飞行，论述了从入轨测试到执行任务的技术特点、运行及性能。并对T5离子推力器在大气阻尼补偿系统中的应用做了总结，提出了离子推力器发展应用的建议。

GOCE；大气阻尼补偿；T5离子推力器

0 引言

航天器的无拖曳飞行需要高精度地控制推力输出，对推力控制系统提出了很高的要求。航天器的阻尼补偿是利用推力控制系统消除全部的非重力扰动力，从而使卫星实现无拖曳飞行，即沿纯粹重力轨道做自由落体运动[1]。一般情况下卫星在轨运行受到众多扰动因素影响，对于低轨道卫星受到的主要扰动为大气阻尼，其他因素包括地球磁场效应、太阳辐照产生的光压或力矩以及季节变化和昼夜交替等。

电推进系统（IPA）是卫星实现无拖曳飞行的主要手段，为无拖曳飞行卫星提供了低扰动的环境。通过合理设计实现了除重力之外，对其他作用力的高度解耦。离子推力器具有高比冲、长寿命等特点，并能够节约推进剂。离子推力器推力的精确可调节特点，是最适宜于在卫星阻尼补偿中应用。阻尼补偿要求IPA具有快速响应、宽范围高分辨率推力调节和低推力噪声的特点，因此传统的化学发动机无法满足要求。

GOCE[2-9]卫星是欧空局（ESA）于2009年3月发射的地球重力场科学测量卫星[10-12]。能够测量地球重力场和稳态海洋环流，并提供高精度和高分辨率的地球重力场和大地水准面模型。由于GOCE卫星的飞行轨道为近似圆形的太阳同步轨道，高度约为250 km，这导致卫星受到的大气阻尼在一个绕轨飞行内有很大的变化范围。

1 T5离子电推进无拖曳的应用

英国的T5离子推力器应用于GOCE卫星的非保守力补偿，该推力器的主要性能特征包括：（1）高比冲3 000 s；（2）推力调节范围大0.6～20.6 mN；（3）稳态工作条件下推力矢量稳定度高±0.02°；（4）推力噪声小。

GOCE卫星总共搭载了两套IPA作为主备份，分别为主系统A和备份系统B。在整个任务运行过程中，除了在试车阶段启动B系统，其余工作时间只启动A系统。总系统包括2台T5离子推力器（ITA）、2套控制系统（IPCU）、2套氙气比例供给系统（PXFA）和1个氙气罐（XST）。以下分别从系统组成、入轨测试以及工作运行等方面对该推力器进行总结。

1.1 系统组成

英国对离子电推进的研究开始于1967年，主要是Kaufman型离子推力器，研发离子推力器主要以通信卫星的南北位保和飞行IPA为应用目标[13-14]。英国QinetiQ公司针对重力测量卫星大气阻尼补偿的应用需求，从上世纪90年代末开始，在QinetiQ T5mkV推力器基础上发展了推力可连续精细调节的离子推力器。其推力调节范围可以稳定实现0.6～20.6 mN之间，最佳工作点处的比冲3 500 s。研制初期，推力器的栅极系统为钼材质的三栅极结构，后来针对GOCE卫星应用，研制了C/C材料加速栅的双栅结构，如图1所示。T5离子推力器设计为发散场，磁场源为6个螺线管电磁铁。栅极口径为10 cm，离子光学系统由屏栅和加速栅组成。考虑到任务对推力器性能和寿命的要求，对栅极进行了优化设计：加速栅采用抗溅射的石墨材料；屏栅为冲压和热处理的钼材料；空心阴极为3 mm钡钨阴极，推力器性能参数如表1所列。

图1 T5离子推力器三栅和双栅设计

IPCU模块集成了电源处理单元和控制单元，主要功能是向ITA和PXFA提供各种要求的电源、实现与卫星通讯和数据接口、执行推力调节控制等。为了保证实现推力的快速调节IPA设计的工作频率为100 Hz，主要技术指标如表2所列。

PXFA模块[15-16]由荷兰的Bradford研制。在此模块中同样采用主备份设计，两单元气路之间的切换由电磁阀完成。两单元都采用比例流率控制方式为ITA准确地提供三路推进剂流率。推进剂比例流率调节组件由压力控制和流率控制两部分组成。主流率的调节是由一个流量调节阀和热测量原理的流量传感器组合的子系统来完成的，并且采用了闭环控制调节。实现了在0.01～0.63 mg/s范围内的流率调节。流率需求指令采集频率为10 Hz，执行器的控制指令为100 Hz。PXFA主要技术参数如表3所列。

1.2 在轨飞行

GCOE卫星的首次入轨高度为283 km，在大气阻尼的作用下，降到273 km。入轨后进行了ITA点火测试和重力梯度仪校准，然后进行了无拖曳飞行[17]。通过首次无拖曳飞行测试数据描述了IPA入轨测试和在轨运行。

表1 T5离子推力器性能参数[14]

表2 IPCU主要技术指标[14]

表3 PXFA主要技术参数[14]

1.2 .1 入轨测试

推力器点火测试开始于2009年4月，首先对主推力器A的推力进行了调节，分别为1 mN、3 mN和8.3 mN三个典型推力。备份推力器B输出推力为20 mN。测试过程中采用开环控制。测试表明主备份推力器均工作正常，工作参数的遥测数据与地面测试一致。

GOCE卫星的首次无拖曳飞行在2009年5月5日启动，并在随后的5月～6月间在无拖曳状态下进行了重力梯度仪校准。IPA工作状况如图2所示，从图中较平直线段可以看出，由于IPA系统工作把轨道维持在恒定高度。无拖曳飞行过程中的推力输出最小为0.6 mN，最大为2.5 mN。由于太阳活动低于预计水平，因此卫星受到较小阻尼。

在无拖曳飞行测试过程中，主要分析了IPA工作参数的遥感数据，包括励磁电流、阳极、主阴极、中和器、栅极和推力器的性能参数，并与ITA和IPA在地面上的测试数据做了对较[19]。ITA地面测试电源由地面支持设备（GSE）提供而不是IPCU模块。

图2 GOCE卫星前期轨道高度[18]

经过测试，励磁电流数据与地面测试数据基本吻合，尤其是在1 mN附近散布了很多数据点，显示出系统噪声的影响。由于IPA在地面测试了3个推力点，因此绘制的励磁电流为直线。另外在轨测试各推力点上保持时间较短，系统未达到热平衡，而1 mN和8 mN推力点保持时间稍长，更比较接近地面测试数据。1～2 mN之间的高电流是因为预设在控制系统里的增益，但未设置在地面测试系统里。主阴极的触持极和中和器的触持极电压遥测数据与地面测试基本一致，也显示出低推力段的噪声以及各推力测试点保持时间较短的特点。需要指出的是中和器的触持电压的遥测数据低于地面测试，这可解释为在空间环境下中和器产生的电子与羽流耦合而引起等离子体阻抗降低。这种效应有增加趋势并与推力成函数关系。阳极电压在轨数据显示与地面测试基本一致，但总体看来低于地面测试数据。加速栅电流遥测数据也与地面测试数据一致，其中在4.8 mN与8.3 mN推力上停留了较长时间。栅间距因温度上升而变化，进而引起栅电流变化。而在地面测试中，数据测量是在热平衡之后，因此曲线比较平滑。推力与加速栅电流近似为线性关系。主推力器A的功耗与地面测试非常吻合。但是两台推力器的在轨功耗都小于设计指标。

从以上的在轨遥测数据看（励磁电流、触持极电压、阳极电压、加速栅电流以及功耗）都比较接近地面测试结果，系统一致性较好。由于在推力测试点上保持时间较短，系统未达到热平衡，实际工作性能更好。

1.2 .2 正式运行

重力场测量高度为254.9 km，同时IPA系统启动用于维持此测量高度。分别从放电参数、栅极参数、束流故障以及ITA性能等方面进行分析。

放电参数：随着系统的持续运行，推力器性能会下降（下降的因素包括栅极腐蚀和温度变化），而闭环控制系统会自动地增加励磁电流以保持性能稳定。栅极腐蚀会降低放电室中性体密度进而降低电离效率。而温度变化主要是溅射堆积引起的，在地面测试时尤为明显，但在轨道环境下此效应较小。

如图3所示，给出2 mN推力与励磁电流关系。从图中可以看出此阶段励磁电流变化不大，说明引起推力器性能下降的因素比较微小。

通过分析5个时间段上选取的2次绕轨记录的励磁电流数据与推力关系，发现除了在1.5 mN推力上电流较大外，在轨数据与地面测试吻合。这个较大的电流是由于在IPCU里设置的增益f2，不同推力增益也不同。需要指出的是在2 mN推力散布众多的数据点，是推力器在低推力时噪声和快速励磁电流调制引起（100 Hz）。

图3 2 m N推力与励磁电流关系

触持极电压预计在最初工作时应该逐渐下降。从总体表现看，中和器的触持电压要优于地面测试。通过分析五个时间段上选取的2次绕轨记录的中和器的触持电压数据，发现中和器的触持电压随推力增大而明显下降，这点与在轨测试的结果一致。相比于励磁电流，阳极电压在1.5～2.5 mN段没有突出变化。从长期看阳极性能没有衰退的迹象。

栅极参数：2 mN推力所对应的加速栅电流比较恒定，但其变化范围有扩大的趋势，而且发现其在关机重启后有微小变化，这个现象也与地面测试一致。由于高真空环境，遥测数据低于地面测试值。也没有迹象表明系统性能在退化或者由栅极腐蚀引起的栅极高电流。由于系统一直在小推力范围工作（2～3 mN），累积冲量仅为1.1×105Ns，占设计值的很少一部分，所以GOCE任务得以延长。

束流引出故障：一般由多方面因素引起，系统设计是一旦探测到束流引出故障，控制系统能立即重新启动。而且从遥感信号里能够区分放电室等离子体消失和栅极上多余物引起的故障类型。设计要求是系统能在2 s之内恢复推力输出。如果未恢复，系统自动记录并标记在IPCU遥感信号里，并把所有参数都记录在数据管理系统里。

1.3 IPA总体性能

通过分析可知功耗需求与推力输出成线性关系，遥测数据显示实际功耗比地面测试稍低（最多100 W）。通常在一定推力下，由于栅极腐蚀，比冲应该随运行时间增加而逐渐下降。但对于GOCE需求，其比冲尽可能保持恒定，推力器性能的衰退是通过调节励磁电流来补偿。

在初始阶段推力输出大都在2 mN，在这一低推力上受到大量噪声影响，因此需求的推力与实际输出的误差比较大，偏差主要集中在±5%。对于高于3 mN的推力，误差在±1%以内。推力输出明显增加，达到20.6 mN的系统极限值，如图4所示。

图5 大气阻尼与F10.7和AP指数关系

1.4 T5离子推力器经验总结与启示

从T5推力器在GOCE的运行情况看，在轨性能非常稳定。主要系统参数都在设计范围内，并且与地面测试一致，其中一些参数甚至优于地面测试。在无拖曳飞行过程中，推力器工作可靠，具体工作情况：

（1）对于推力输出，在主要科学测量阶段，推力值变化在1～7 mN之间，主要集中在2～3 mN推力上。需求推力跟实际输出误差＜0.1 mN；

（2）从遥测的工作电参数分析，推力器工作稳定，性能要优于地面测试，与初始设计一致；

（3）对于束流引出故障分析，主要是由于放电室内等离子体消失或栅极污染物的原因。总的来看，故障发生率较低，而且束流在8 s内自动恢复故障前推力输出水平。

总之，Kaufman型离子推力器在低轨大气IPA系统上的长期应用，运行稳定。加之低事故发生率、优良的性能说明该系统适用于未来同类型任务。T5离子推力器的成功应用得到的启示是：对于高精度推力连续可调节，离子电推进有其独特的优势；维持卫星无阻尼飞行的离子电推进系统的推力连续可调节技术，需要联合技术能力较强的专业单位对各个关键技术进行前期攻关研究，尤其对于控制算法要进行多轮迭代优化；推力连续可调节离子电推进的控制过程复杂，需要进行大量试验数据来建立控制方程，因此前期的试验要充分有效，同时对设计要根据空间应用条件进行充分全面的验证。

2 无拖曳控制离子电推进的发展

重力梯度测量卫星等无拖曳飞行航天器已经列入发展计划，针对应用需求的大气阻尼补偿系统、离子电推进系统的研究正处于需求论证。针对无拖曳控制需求，提出几点建议想法：

（1）离子电推进已经有良好的技术基础，在成熟技术的基础上，结合前期研制的10 cm离子推力器原理样机性能试验，进行推力控制算法的试验和理论研究，制定推力控制方案，结合推力器性能试验进行比例推进剂流量技术和高精度高稳定性电源技术研究。推力调节方案采用电参数快速调节机制和流率慢速调节机制实现，推力连续可调并保持电推进的高性能优势；

（2）无拖曳离子电推进的研制，应紧密结合地球重力场测量卫星需求和中低轨道航天器阻尼补偿应用需求，在型号应用牵引下发展技术、研制产品，并通过航天器应用产生效益；

（3）鉴于国外在无拖曳控制离子电推进技术方面的先进水平和成功经验，有许多成果和经验可以借鉴和继承，必要时对国内很难突破的瓶颈技术可以开展对外合作和技术引进。

3 结束语

大气阻尼补偿系统在GOCE卫星上的成功应用，使离子电推进作为航天器无拖曳控制推进系统的优势得到充分体现。以重力梯度测量卫星为代表的无拖曳控制航天器的发展和应用将成为新的空间技术发展趋势之一。在借鉴国外成功经验的基础上，结合科学探测规划目标，及早开展无拖曳控制离子电推进的研制。

[1]胡坚.卫星重力学与重力卫星研究进展[J].国际地震动态，2003，43(12):1-3.

[2]王留朋，郭燕平.GOCE重力卫星在军事七的应用前景分析[J].地理空间信息，2011，9(1):11-15.

[3]ESTEC，Gravity Exp1orer Mission(GEM)Requirements and Working Assumptions[R].ESA，1994.

[4]Fearn DG，The Gravity Exp1orer Mission:mode1ing the perfor⁃mance of the T5 ion thruster[R].QinetiQ，1995.

[5]Edwards C H，Wa11ace N C. The T5 Ion Propu1sion Assemb1y for Drag Compensation on GOCE[R].SP-569，Second Interna⁃tiona1 GOCE User Workshop，2004.

[6]Janson S W.The On-Orbit Ro1e of E1ectric Propu1sion[C]// AIAA，1993.

[7]Crofton M W.Testand Eva1uation of the T5(UK-10)Ion En⁃gine:Program Status[C]//AIAA，1994.

[8]Crofton M W.A Comprenhensive Test and Eva1uation Program for the UK-10（T5）Ion Engine[J].IEPC，1993，93（104）: 956-963.

[9]Edwards C H.Life Testing of the UK-10 Ion Propu1sion System [J].ESA，1997，SP（398）:701-706.

[10]顾左，达道安，胡长青，等.重力场测量卫星应用电推进技术[J].火箭推进，2005，31（2）:23-26。

[11]张天平，国外离子和霍尔电推进技术最新进展[J]，真空与低温，2006，12(4):187-193.

[12]Po11ard J E，Jackson D E，Marvin D C.E1ectric Propu1sion F1ight Experience and Techno1ogy Readiness[J].AIAA，1993，93（222）:202-224.

[13]Fearn D G，Martin A R，Smith P.Ion Propu1sion Deve1op⁃mentin theUK[C]//AIAA，1993，29thJoint Propu1sion Con⁃ference and Exhibit，1993:321-343.

[14]Mundy D H，Fearn D G.Thrott1ing The T5 ion Engine Overa Wide Thrust Range[J].AIAA，1997，1212:562-573.

[15]Van Put P，Van der List M，Yuce V.Deve1opment of an ad⁃vanced Proportiona1 Xenon Feed Assemb1y for the GOCE spacecraft[C]//4th Space Propu1sion Conference，2004.

[16]Van Der List M，Van Put PAG，Yüce V，et a1.Next genera⁃tion e1ectrica1 propu1sion feed systems and spin-off micro-propu1sion components[C]//ISU 2006 Conference，Stras⁃bourg，France，2006：3-6.

[17]Rumme1 R，Muzi D，Drinkwater M，et a1.GOCE:Mission Overview and Ear1y Resu1ts[R].Norway:ESA 2010.

[18]Fehringer M，Muzi D，F1oberghagen R，et a1.GOCE Sate11ite Status and Mission Overview[R].Vienna:ESA，2010.

[19]Wa11ace N.The GCOE Ion Propu1sion Assemb1y-Lesson Learnt from the first 22 Months of F1ight Operation[C]//32nd Internationa1 E1ectric Propu1sion Conference，IEPC，2011.

SPACECRAFT DRAG-FREE FLIGHT BASEDON T5 ION THRUSTER

HUANG Yong-Jie，YANG Fu-Quan，JIAYan-Hui
（Scienceand Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institu te of Space Technology Physics，Lanzhou Gansu 730000，China）

GOCE is the first satellite in theworld using air drag compensation technology for scientificmeasurement mission，to bemore specific is for Gravity field and steady-state Ocean Circulation Explorerm ission.The British T5 ion thruster is the key unit in air drag com pensation system.Thanks to its excellent performance，it flaw lessly carried out the mission.It depicts the technical characteristics，working conditions and performance of T5 ion thruster from very beginning of orbit insertation until the end of themission，and summarizes theapplication of T5 ion thruster in air darg compensation system，eventually proposing suggestions for the developementand applicationsof air drag compensation system.

GOCE；air drag compensation；T5 ion thruster

V439+.4

A

1006-7086（2014）05-0272-06

10.3969/j.issn.1006-7086.2014.05.006

2014-05-10

黄永杰（1981-），男，山东莱州人，MSc.硕士，从事离子推力器推力控制及其关键组件研究。

E-mail：bazooka270@gmail.com