电推进系统空间试验技术研究

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

电推进技术是利用电能加热、离解和加速工质，使其形成高速射流而产生推力的技术。电推进系统一般由推进剂存储和供给子系统、电推力器、数字控制与接口子系统、供配电子系统等组成。因其推力低、比冲高、质量轻、寿命长和可靠性高等特点，在航天器上使用，能减少推进剂的携带量而增加有效载荷，或在不增加推进剂条件下可延长航天器工作寿命。

电推进技术研究最早可追溯到1906年。20世纪50年代，美国和苏联大规模开展了电推进技术研究。20世纪70年代以来，电推进技术陆续进入空间试验和应用。20世纪90年代，电推进技术成为空间推进系统应用的热点［1］。然而，电推进系统的性能研究主要集中在地面试验，空间试验研究又主要集中在姿态控制、位置保持和轨道机动方面。而电推进系统的相容性、空间推力等空间试验制约了电推进系统的空间应用，这方面的研究少见相关的文献报道。全面调研国内外电推进系统空间试验现状，并结合我国电推进技术首次在轨试验情况，研究电推进系统的对卫星的污染、电磁兼容、空间推力标定等性能，以促进我国电推进技术成熟度的提升。

2 国内外空间试验情况

不同电推进主要区别在于推力器的构造和工作原理不同。按工质加热的方式可分为电热式、静电式和电磁式三种类型。电热式推进器可分为电阻加热、电弧加热等几种；静电式推进器又称为“离子推进器”；电磁式推进器又称为“等离子体推进器”或“霍尔推进器”。霍尔推进器应用最早，20世纪80年代后期电弧加热推进器应用较多，近年来离子推进器和霍尔推进器发展迅速，得到广泛应用。

2.1 离子推进系统

离子推进系统利用电场力加速推进剂。目前，在所有电推进系统中其比冲最高、系统相对复杂、技术难度大。1964年，美国进行了世界上第一次离子电推进系统的空间飞行试验［2］。1965年、1970年，先后发射空间火箭试验-Ⅰ卫星（SERT-Ⅰ）、空间火箭试验卫星-Ⅱ（SERT-Ⅱ）开展离子电推进系统空间飞行试验，其中SERT-Ⅱ搭载了2台以汞为工质的离子推力器（直径18cm），推力为10～22mN，在轨道上试验了14 000h，其中离子束喷射时间累计为6623h［3］。通过该卫星试验，美国获得了有关离子推力器长时间连续工作、再次启动、性能重复性及工质长期空间贮存等一系列试验结果；通过卫星速度的变化，测量了推力器的推力；进行了离子束的中和、等离子体电位测量和电磁兼容性等试验。1994年8月，日本在工程试验卫星-6（ETS-6）上主要试验4台氙离子推力器（直径12cm）的南北位置保持性能，因卫星未进入地球静止轨道，主要试验任务未能完成［3］。

20世纪90年代末，美国在深空一号（DS-1）深空探测任务中首次完成了“NASA 太阳电推进技术应用准备”（NSTAR）计划支持的离子电推进验证。2002年7月，NASA 马歇尔航天中心公布了新的离子推力器研究计划。NASA 先进氙气推进（NEXT）计划研制的40cm 离子推力器表现出了更高的性能：功率范围1.17～10.5kW，10.5kW 时推力364mN，效率67%，1.17kW 时推力49mN，效率51%，工作寿命内消耗300kg推进剂［4］。2007年9月27日，3台NEXT计划的推进器搭载黎明号（Dawn）探测器发射。截至2011年7月，3 台累计工作时间为22 958h，完成了该推力器的推力空间试验。

2003年5月9日，日本隼鸟号（Hayabusa）小行星探测器搭载了4台离子发动机成功发射。在星上大量推进和控制部件发生故障的情况下，3台氙离子发动机正常工作。隼鸟号探测器空间完成了以离子发动机作为探测器主推力器的工程试验任务。2006年12月18日，工程试验卫星-8（ETS-8）成功发射。2007年1月22日—29日，星上用作南北轨道位置控制的25mN氙离子发动机进行了空间试验。

欧洲航天局2009年3月17日成功发射“重力场与稳态洋流探测器”（GOCE）。GOCE 配备2 台齐耐提克（QinetiQ）公司研制的T5 离子推力器进行无拖曳控制试验。

中国20世纪70年代中期开始研制离子电推进技术，1981年12月7日，用弹道式火箭进行了首次空间飞行试验，姿态控制和东西位置保持等飞行试验内容获得成功。1986年完成了直径8cm 的汞离子推力器的工程样机，推力5mN，比冲2650s，功耗158 W。1992年又研制成直径9cm 的氙离子推力器的性能样机，推力10mN，比冲2980s，功耗332W。在国防预研项目支持下，1999年启动针对国内大型通信卫星平台南北位置保持应用的LIPS-200氙离子电推进原理样机研制。在自主研发项目等支持下，开展了LIPS-200氙离子电推进系统的工程化研究。2012年10月14日，氙离子电推进器搭载某卫星开展空间飞行试验。目前，完成了空间电磁兼容性、空间推力标定等试验。

2.2 霍尔推进系统

霍尔推进系统利用电磁力加速推进剂。由于结构简单，推力大，可双模式工作，是地球静止轨道卫星应用的主流。但大功率推力器的研究受壁面材料和放电电压的限制，有一定的困难，然而次镜、磁聚焦技术的应用有可能突破这一技术屏障，且氪工质推力器的研究将使电推进系统的应用成本大幅降低。

霍尔电推力器研究始于20世纪60年代，苏联于1962年用宇宙-14 卫星进行了世界上首次脉冲等离子体推进空间飞行试验，主要验证空间运行产生的推力与地面的是否一致，以及电磁干扰。1971年发射气象卫星上首次开展SPT-60轨道维持空间试 验［2，5-6］。1981年8月，日本在工程试验卫星-4（ETS-4）上试验了脉冲等离子体推力器。后续还开展了最小冲量（57μN·s）对应比冲（14 700N·s／kg）、不同推进剂等试验。1982年苏联火炬试验设计局（Fakel）成功研制了第一个霍尔推力器的正样产品SPT-70，进行东西位置保持空间试验。1994年，由劳拉空间系统公司（SS／L）和俄罗斯火炬设计局联合成立的国际空间技术公司（ISTI）成功研制了新一代霍尔推力器产品SPT-100，开展南北位置保持和东西位置保持空间试验，1996年完成了SPT-100电推进系统鉴定试验，其中最长的寿命试验在81.7mN推力和1537s比冲下达到6141h和6944次开关机［7］。

美国先进极高频-1（AEHF-1）卫星电推力器推力只有0.22N，所需燃料比普通火箭少得多，可以连续工作数千小时。2010年8月15日，AEHF-1发射后进入转移轨道，远地点火发动机几次点火失败后，改用霍尔电推力器把卫星送入地球静止轨道，每天点火10～12h，间接试验了霍尔电推力器的可靠性。

欧洲航天局（ESA）和俄罗斯科尔德什研究中心（KeRC）为阿斯特里姆（Astrium）公司研制1.5～2.5kW 霍尔推力器ROS-2000，开展了寿命鉴定试验。

中国对霍尔电推进技术的研究起步相对较晚。20世纪90年代，哈尔滨工业大学开展了霍尔电推力放电机理、带电粒子与放电室壁面相互作用、放电室材料选择等方面的研究。在国家高科技和国防预研计划的支持下，上海空间推进研究所开始霍尔电推进技术的研究与开发，目前已研制出20 mN、40mN和80mN 霍尔推力器。2012年10月14日，霍尔电推进器搭载卫星开展空间飞行试验。目前，完成了空间电磁兼容性、空间推力标定等试验。

2.3 空间试验发展趋势

空间试验极大促进了电推进技术的发展，为电推进装备航天器奠定了最重要的技术基础。如美国NASA 的“空间电火箭试验”（SERT）系列卫星、日本工程试验卫星-6（ETS-6）等。通过纯粹的空间试验带动具有应用特色的试验，如美国NASA 的深空一号、欧洲重力场与稳态洋流探测器（GOCE）、日本隼鸟号等探测器。

卫星寿命的不断增加和深空探测使命牵引电推进长寿命需求。电推进技术向大推力、长寿命方向进一步发展，今后10年内离子发动机的功率将提高到10kW 级，并进入在轨应用，同时50kW 级的发动机将完成演示验证，并与空间核电源结合，开展大型航天器的轨道维持和载人火星探测。

电推进系统基本完成工程应用研究后，其空间试验的重点是空间长寿命可靠性试验和应用领域扩展，如从南北位置保持扩展到姿控和动量轮卸载，再进一步扩展到地球静止轨道卫星的轨道提升，电推进逐渐从辅助推进转入卫星主推进领域。

从国内外电推进系统空间试验的调研情况来看，电推进系统的相容性、空间推力标定、剩余推进剂等是电推进系统空间应用关注的重要内容，下面分别从这几个方面加以论述。

3 相容性试验

电推进系统与卫星的相容性是决定电推进系统空间应用能否成功的关键性因素。相容性主要包含两方面：①推力器的排出物是否会污染卫星；②推力器与卫星间的电磁兼容性。

3.1 卫星周围污染

电推进点火直接产生的局部环境包括等离子体、电磁场、中性粒子、热等环境。卫星轨道空间及产生的局部环境中，将产生溅射（束流粒子溅射、弹性散射离子和交换电荷离子溅射）、污染（推力器溅射流出物沉积污染、卫星表面溅射物沉积污染和太阳阵溅射物沉积污染）、动力扰动（束流离子碰撞太阳电池阵扰动、推力器矢量变化扰动）、带电（卫星带电和放电、不等量带电引起的放电）、电磁干扰（电磁场干扰、推力器等离子体与空间环境等离子体相互作用）等［8-9］。推力器喷射出的离子束具有相当高的能量级（1keV）。如果直接溅射到卫星上，会损伤卫星表面。长期使用情况下，还应该考虑离子束周围可能存在的微弱的离子束电流。推力器排出的物质，除离子束外，还有电荷交换离子及这种离子撞击加速栅极飞溅出的微粒。这些离子及微粒附着在卫星的热控材料和太阳电池表面，使热控材料和太阳电池的性能变差。

某卫星开展电推进系统空间试验过程中，配置了朗缪尔探针（Langmuir Probe，LP）、阻滞势能分析仪（Retarding Potential Analyzer，RPA）、石英晶振微天平（Quartz Crystal Microbalance，QCM）等设备，用来检测电推进羽流返流在卫星表面的等离子体参数和沉积污染量。电推进对周围环境的污染情况的QCM 空间特性测试数据曲线如图1所示，离子电推进器安装在-X轴，霍尔电推进器安装在＋X轴。根据Sauerbrey方程可知，石英振子的频率变化与晶体表面的质量变化成正比，对照QCM 性能标定曲线，可以得到纳克级的污染物检测质量。从图1可以看出，卫星运行初期，电推进系统周围污染物沉积增加较快。初步分析这种现象，污染物不仅仅是电推进排出的物质，还有卫星体内材料放出的气体、可疑挥发物等。确定电推进的污染程度，需要长期统计LP、RPA、QCM 的空间试验结果。

图1 QCM 空间特性测试数据曲线Fig.1 Testing curve of QCM space character

3.2 电磁兼容性

推力器与卫星之间的电磁兼容性是电推进特有的关注点。电推进的电磁场环境对航天器的主要影响包括电磁兼容和电磁干扰测量两个方面。电推进工作产生的强交变场会对测量电场或磁场的仪器和航天器其它子系统（主要是通信系统和电源系统）产生影响。不仅推力器本身产生电磁场，电推进等离子环境与自然环境和航天器电源相互作用也产生电磁场。

通过监测某卫星星上的电推进工作过程，判读了卫星平台各分系统的遥测参数，证明卫星平台电源、测控及姿控各分系统工作状态正常、稳定。同时，离子电推进工作时喷出的等离子束流和羽流也未对卫星通信带来影响。

4 空间推力标定

由于受到地面环境的限制，难以在地面建立与空间环境一致的温度和压力条件；而且也受到地面测量手段的限制，很难实现电推进器的精确标定。因此，为了确保电推进器在轨工作的有效性，需要对其推力进行在轨标定。

4.1 参数标定法

离子推进系统的推力通过电场加速离子产生，有

式中：T为推力；Ⅰp为屏栅电流，通过遥测获取；Up为屏栅电压，通过遥测获取；mo为工作气体原子质量；e为电荷常数，1.6×10-19C；α为束发散修正系数，通过地面测试数据可得到；β为双荷离子修正系数，通过地面测试数据可得到。

式中：θ为平均束流发散角，可以通过测量束流90%含量的最大束发角获取。

式中：Ⅰ＋为单荷离子，Ⅰ＋＋为双荷离子。

对于氙离子推进系统式（1）可写为

即获取离子推进系统的屏栅电流、电压就可以进行推力标定。

通过读取星上某时段氙离子电推进空间试验数据，再根据式（4），得到该段时间氙离子电推进的推力。

而对于霍尔电推进系统，因其推力与流量有关，所以在地面对推进系统进行精确标定，以便在轨对推进系统推力（T）做标定。

由于在进行霍尔电推进系统空间试验时，推进系统的流量数据不能直接获取，只能获取推进系统阳极电流。这时，需要建立推进系统流量与阳极电流（ⅠA）之间的关系。进行空间试验推力标定时，连续点火几次，通过点火时间内霍尔阳极电流积分，然后除以总时间，得到推进系统平均阳极电流。再根据阳极电流与流量、流量与推力之间的关系曲线，类比得到霍尔电推进系统的空间推力大小。

通过读取星上某时段霍尔电推进空间试验数据，计算得到平均阳极电流，由平均阳极电流和阳极电流与流量、流量与推力之间的关系曲线，得到该段时间霍尔电推进的推力。

4.2 轨道标定法

轨道标定法根据轨道变化参数，计算得到卫星速度增量；根据卫星速度增量及电推进工作时间，计算得到推进系统推力。

式中：Δa为卫星轨道高度变化量，Δv为卫星速度增量，r为卫星轨道半径，μ为常数（3.986×1014m3／s2）

式中：T为推力，Δt为电推进系统工作时间，m为卫星质量，ΔV为卫星速度增量。

将式（5）代入式（6）得

记η＝，从式（7）可以看出，对于轨道标定法，在已知卫星轨道半径r的情况下，η越精确，推力标定越准确。卫星轨道半径获取有多种方式，如GPS、雷达等，不同的方式获取的轨道精度有差异；同时η的计算方法也会影响计算精度。

根据式（7），获取某段时间某星的轨道位置参数，计算得到该段时间氙离子／霍尔电推进系统的推力。

4.3 飞轮标定法

Shufan和Steyn等学者探讨了采用在轨飞轮标定电推进器的方法，在此基础上，有学者提出了基于MME／KF（Minimum Model Error／Kalman Filter）的电推进器推力在轨标定算法［10］。该算法对推力标定过程为：首先使用飞轮产生一个已知的周期性力矩作用于卫星上，同时姿态控制器发送指令给电推进器来保持卫星的稳定；然后将陀螺仪数据代入MME 算法中估计出卫星的角加速度，并利用KF算法实现电推进器在轨标定，如图2所示。

图2 电推进飞轮标定法流程Fig.2 On-orbit electric thruster calibration process

电推进空间推力标定之前，卫星的飞行姿态为三轴稳定对地定向模式。首先使飞轮产生一个周期性力矩Nw（tk）作用于卫星上，同时，姿态控制器发送指令给推进器，产生力矩NT（tk）来补偿这个已经力矩Nw（tk）和未知的外部环境干扰力矩Nd（tk），实现卫星稳定。此时，卫星姿态动力学方程为

式中：ω＝［ωxωyωz］T和分别为卫星体坐标系相对地心惯性坐标系的角速度和角加速度；J为卫星的转动惯量矩阵；H为飞轮角动量。

推进器产生的力矩NT（tk）可表示为

式中：L和D为3×1矩阵，表示卫星体坐标系内推进器的安装位置和方向；T（tk）为tk时刻推进器的推力大小；Tc（tk）为tk时刻姿态控制器发送给推进器的推力大小；AT（tk）为tk时刻推进器的参数矩阵。推力器空间标定的目标就是要得到AT（tk）的均值估计。

利用tk时刻已知的周期性力矩Nw（tk）和卫星状态的测量数据，可以获得作用于卫星上的标定力矩：

如果卫星保持稳定，这个力矩被电推进系统所产生的力矩平衡，则电推进空间标定问题的测量方程可以表示为

式中：v为外部环境干扰力矩和测量噪声的影响。

求解式（8）～式（10），需要运用MME算法得到卫星角加速度估计值；同时，基于KF算法得到推进器的参数矩阵；结合控制力矩可得到推进器的推力。

从上述推导过程可知，运用飞轮标定法时，涉及卫星姿态控制、飞轮作用力矩、卫星角加速度等，空间试验应用时，需要考虑飞轮作用力矩的精度与推力的精度是否一致，只有飞轮作用力矩的精度大于推力精度时，空间推力标定才有效。

5 剩余推进剂分析

星上推进剂的主要测量方法有小偏差方程法、气体注入激励法、气体方程法（压力-体积-温度，PVT）等，也可以通过比冲轨道标定法来分析消耗的推进剂［11］。小偏差方程法、气体注入激励法等主要用于恒压式推进系统剩余推进剂分析计算。而对于落压式推进系统剩余推进剂分析计算采用记账法和PVT 法。

记账法是根据星上电推进系统记录的工作次数和工作时间，并结合推力器的比冲和推力等，计算出电推力器的推进剂消耗量，不断累积得到一定时间内的总消耗量，从而得到星上剩余推进剂，推进剂消耗量的计算：

式中，T为电推力器的标定推力，Ⅰsp为电推力器比冲，gn为地面重力加速度，Δt为点火时间。

而＝T／（Ⅰspgn）为推进剂总流量，所以

使用记账法分析时，需要使用推进系统的地面试验数据并要求星上推力器性能稳定。通过前面的分析可知，本文中的记账法综合了比冲轨道标定法的结论，考虑了因空间环境变化带来推力器性能的变化情况，提高了以前方法的分析精度。

6 结束语

电推进系统涉及等离子体物理、电磁场、结构强度、传热、流体力学、电子线路、计算机、电源技术等专业领域，需要相关领域的专家分工协作才能更好地完成空间试验。美国、俄罗斯、日本等国家的电推进空间试验过程中都经历过分工协作完成空间试验的经历。

电推进系统结构复杂、应用领域广，其空间试验的内容包括推进剂剩余量分析、与整星的相容性、空间推力与地面推力关系、南北位置保持等方面，涉及面多。从20世纪60年代以来，世界各国一直在开展电推进系统空间试验，这也体现了电推进技术空间试验的长期性。

同一种标定方法中，由于卫星轨道参数获取的方式（GPS，雷达）不同，推力标定结果有差别。电推进系统空间推力三种标定方法中，哪一种方法最合适，各方法进行推力标定时如何修正等问题，有待进一步研究，通过详细分析各种标定方法的误差来源，可提高推力标定结果的可信度。

我国星上首次开展电推进空间试验，目前电推进相容性试验、推力标定试验、剩余推进剂分析等工作已经有了初步成果。电推进工作寿命、工作可靠性、电推进空间试验异常状态检测与故障诊断等技术有待进一步研究。

（References）

［1］吴汉基，蒋远大，张志远.电推进技术的应用与发展趋势［J］.推进技术，2003，24（5）：385-392 Wu Hanji，Jiang Yuanda，Zhang Zhiyuan.Application and development trend of electric propulsion technology［J］.Journal of Propulsion Technology，2003，24（5）：385-392（in Chinese）

［2］侯大立.脉冲等离子体推力器工作过程及其效率的研究［D］.上海：上海交通大学，2008 Hou Dali.Operation process and efficiency research of pulsed plasma thruster［D］.Shanghai：Shanghai Jiaotong University，2008（in Chinese）

［3］朱毅麟.离子推进及其关键技术［J］.上海航天，2000（1）：12-18 Zhu Yilin.Ion propulsion and its key technologies［J］.Aerospace Shanghai，2000（1）：12-18（in Chinese）

［4］魏延明.国外卫星推进技术发展现状与未来20年发展趋势［J］.航天制造技术，2011（2）：7-12 Wei Yanming.Current situation and developing direction of foreign satellite propulsion technology in the next 20years［J］.Aerospace Manufacturing Technology，2011（2）：7-12（in Chinese）

［5］刘江，赵宏.卫星电推进应用技术现状及发展［C］／／全国第十二届空间及运动体控制技术学术会议.北京：中国自动化学会，2006：438-443 Liu Jiang，Zhao Hong.Status and development of electric propulsion application technology in satellite［C］.The 12thNational Conference on Space and Movement Object Controlling Technology.Beijing：CAA，2006：438-443（in Chinese）

［6］吴汉基，蒋远大，张志远.电推进技术的应用与发展趋势［J］.推进技术，2003，24（5）：385-392 Wu Hanji，Jiang Yuanda，Zhang Zhiyuan.Application and development trend of electric propulsion technology［J］.Journal of Propulsion Technology，2003，24（5）：385-392（in Chinese）

［7］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）：187-193，245 Zhang Tianping.Recent international progress in ion and Hall electric propulsions［J］.Vacuum ＆Cryogenics，2006，12（4）：187-193，245（in Chinese）

［8］张天平，唐福俊，田华兵，等.电推进航天器的特殊环境及其影响［J］.航天器环境工程，2007，24（2）：88-94 Zhang Tianping，Tang Fujun，Tian Huabing，et al.The special environment of a spacecraft with electric propulsion and its effects［J］.Spacecraft Environment Engineering，2007，24（2）：88-94（in Chinese）

［9］张天平，刘乐柱，贾艳辉.电推进飞行试验在轨诊断技术［J］.航天器环境工程，2010，27（2）：215-219 Zhang Tianping，Liu Lezhu，Jia Yanhui.On-board diagnostic technology for electric propulsion flight tests［J］.Spacecraft Environment Engineering，2010，27（2）：215-219（in Chinese）

［10］张红军，廖鹤，顾学迈.基于MME／KF 的电推进器推力在轨标定算法［J］.航天器环境工程，2011，28（4）：337-343 Zhang Hongjun，Liao He，Gu Xuemai.On-orbit electric thruster calibration based on MME／KF algorithm［J］.Spacecraft Environment Engineering，2011，28（4）：337-343（in Chinese）

［11］李建成，杨永安，安锦文.基于剩余推进剂估算的卫星寿命预测方法［J］.空间科学学报，2006，26（3）：193-196 Li Jiancheng，Yang Yongan，An Jinwen.Geostationary satellite’s end-of-life predication based on propellant-remaining estimation［J］.Chinese Journal of Space Science，2006，26（3）：193-196（in Chinese）