空间电推进地面综合测试评价技术研究

李得天，张伟文，张天平，郭 宁，孟 伟，唐福俊，杨福全

（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州 730000）

空间电推进地面综合测试评价技术研究

李得天，张伟文，张天平，郭 宁，孟 伟，唐福俊，杨福全

（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州 730000）

推力/比冲、羽流效应及电磁兼容是空间电推进产品测试评价的主要内容。综述了光学测量法、双钟摆法、扭秤法、三丝扭摆法及电磁补偿法等方法，并提出改进的推力测量方法。对羽流等离子体基本参数、羽流离子电流密度分布、羽流离子能量分布、羽流双电荷离子比例、羽流溅射物沉积污染等羽流评价技术，经方案对比提出了现阶段最适宜的测试方法，分别是朗缪尔探针、法拉第探针、RPA、E×B探针、QCM等方法。电磁兼容性测试领域，根据电推进的工作特点，提出了基于透波副舱的实验方法。为空间电推进地面综合测试评价提供方法和测试手段。

空间电推进；地面试验；推力/比冲；羽流效应；电磁兼容

0 引言

空间电推进技术是降低航天器在轨运行成本，提高市场竞争力的主流技术，是否应用电推进已成为衡量航天器先进性和竞争力的重要标志。电推进地面综合测试技术是电推进新产品开发、型号研制、产品可靠性和寿命验证不可或缺的重要保障手段。电推进产品推力/比冲、羽流效应及电磁兼容性等电推进关键特性的测试方法，适用于现阶段电推进技术研究的综合测试评价方法。

1 推力/比冲测评技术

电推进的比冲，根据式（1）可以计算。

式中：Is为比冲；F为推力；ṁ为推进剂流率；g为重力加速度。因此，比冲的获得除了需要推力测量外，还需精确的控制测量推进剂流率。

1.1 推力测试评价技术

1.1.1 光学测量法

普林斯顿大学电推进和等离子体动力学实验室，针对高功率电推进[1]根据光学测量法研制的推力测量装置，如图1所示。推力器安装于右侧测量平台上，测量平台由铜质柔性支撑杆支撑。

图1 光学测量法推力测量装置结构示意图Fig.1 The structural diagram for the thrust measuring device based on optical methods

根据激光干涉仪测量摆偏转角位移的原理，能够提高测量装置的灵敏度，解决标准倒摆测量装置分辨率不够的问题，也由此消除了标准测量装置的电磁干扰问题。为解决热负载带来的漂移影响，在改进冷却单元的基础上，增加了热负载漂移补偿配重，保证了推力器支架始终垂直于地面。测量范围为1～500 mN，测量精度为1.0%。

1.1.2 扭秤平衡法

喷气动力实验室[2]、美国BUSEK公司[3]及NASA格伦中心（原刘易斯中心）[4]研制了扭矩平衡设计的微推力测量装置，结构如图2所示，推力器固定于水平臂的一端，另外一端放置配重块。水平臂由两个柔性枢轴支撑，另外装置整体采取减震措施，降低外部振动影响。

根据测量装置的原理，能够测量脉冲推力（冲量）和稳态连续推力。测量过程中需要测量转动惯量、力臂长度、弹簧常数、偏转角度等参数，通过数据处理获得被测推力器推力值。其中转动惯量、力臂长度、弹簧常数通过标定的方法获得，采用压电传感器在标定锤处输入确定冲量，测量装置响应并进行拟合得出上述参数；初始角速度和偏转角度通过线性电压位移变送器测量。测量装置的推力测量范围为1～100 μN，推力分辨率优于1 μN。

图2 基于扭秤平衡法的推力测量结构示意图Fig.2 The structural diagram for the thrust measuring device based on torsion balance

1.1.3 双钟摆法

意大利的Alta公司是欧洲电推进专业的研制机构，根据双钟摆构造设计了推力测量装置TMS（Thrust Measurement Systems）[5]。通过高精度应变计测量沿主方向的弯曲产生的位移来获得推力，满足宽推力范围内的连续测量要求，TMS结构如图3所示。

图3 TMS装置的结构示意图Fig.3 The structural diagram for the TMS

在推力器工作前的校准阶段，如图3所示，水平测量仪3用来确定推力基线并减小系统位移漂移，使具备该系统具备在线标定的能力。滑动架4和推力测量模块5置于测量平台2上，推力器7通过转接工装安装在支架6上。基于应变计测量滑动架4和推力测量模块5之间的弯曲应变，通过数据处理获得推力器的推力。

1.1.4 三丝扭摆法

该方法采用扭矩平衡和光杠杆放大的原理[6]，将推力器的微小推力转化为光斑的大位移。通过砝码进行在线标定，以消除环境和热等外界因素的影响。

扭摆平台被三根丝线吊起，利用配重调整平台平衡使三根丝线均匀受力。推力器工作时，产生的推力对平台产生扭转力矩，使其发生偏转。平台上的反射镜与扭摆会一同发生偏转，使激光光斑在从标尺上的位置发生移动，移动距离与推力成正比，通过数据处理获得推力器的推力。测量原理图，如图4所示，该方法在推力测量范围内的不确定度最小为1.5%。

图4 三丝扭摆推力测量装置原理图Fig.4 The schematic diagram for the thrust measuring device based on three-wire torsion pendulum

1.1.5 电磁补偿法

北京航空航天大学针对小推力的测量问题，开发了一套电磁动态测力天平装置[7]，利用了电磁反馈补偿法来使得天平工作在随遇平衡状态，采用双重隔热板进行热防护，使得设备能够进行短时间的稳态推力测量。测量范围为1～1 000 mN，误差小于满量程的2.0%。

测量装置测量推力器推力时，微推力架的运动遵循牛顿定律。使用功率放大电路对测量信号进行放大；控制流入线圈的电流大小，使线圈和永磁体之间产生电磁力，作为一个负反馈施加到微推力架机械结构上；通过标定，得出电磁力与线圈中电流的关系；测量输出的采样电阻两端电压获得推力值。

1.1.6 推力测量方案研究

从国内外的推力测量方法和装置性能来看，各种测量原理的推力测量方法技术特点汇总为表1。

表1 典型推力测量装置汇总Table1 The summary of the typical thrust measuring device

电推进产品的推力测量过程中，存在两个显著的困难：一是电推进输出推力为微小推力（毫牛量级甚至微牛量级），测量精度要求高；二是电推力器工作环境为等离子体环境，测量装置与等离子体环境存在相容性问题。针对推力测量过程中存在的困难，结合国内外现有推力测量方案的技术特点，提出了激光干涉仪的电推进微推力测量方法，测量装置原理，如图5所示。利用弹性杆将推力器吊装在真空室舱壁上，弹性杆两端使用铆钉刚性固接；调节激光测距仪位置与方向，使激光光路满足测距要求；在推力器前方安装反射镜，当推力器引出束流时，推力引起弹性杆弯曲，通过真空室外的激光测长仪精确测量引出束流前后，推力器产生的微小位移x，带入式（2）中就可算出推力F。式（2）中的系数k通过图5中“校准用法码”来确定，方法是分别测量悬挂2 g、3 g、4 g、5 g砝码时的推力器位移，带入公式中校准k值。

图5 推力测量装置及原理图Fig.5 The schematic diagram for the thrust measuring device based on optical methods

装置已在LIPS-200、LIPS-300及LHT-100等类型的电推力器上进行了测试验证，测量范围为1～100 mN，测量精度为±1.0 mN。由于设备工作环境复杂，外部振动影响较大，导致使用过程光路的稳定性有所下降，推力测量的精确度和稳定性有进一步提升的潜能。

1.2 气体微流率控制技术

由于电推进的推进剂供给流率为每秒几毫克甚至亚毫克的量级，需要较高的气体压力。传统并已成熟应用的微流率控制器，主要基于金属毛细管式、节流孔板式及金属多孔材料式。

微流率控制器以金属毛细管式和节流孔板式为主，其中金属毛细管式在工作过程中，压力差变化会造成流率的较大变化，此外温度和气体负载变化也会对流率造成影响，并需要防止毛细管堵塞；而节流孔式的流率变化较均匀，温度和负载变化对流率影响较小。俄罗斯法克尔设计局（Fakel）设计的微流率控制器[8]已在SPT-100霍尔电推进系统中获得应用。控制方式为主动控制，两级结构，前级热调节阀采用的是毛细管式，后级节流分配器采用的是节流孔板式。

金属多孔材料的流量控制技术，具有出口压力波动范围小、精度高的特点，已在“深空一号”探测器、“STRV-1C”卫星及“XIPS”离子电推进装置上获得应用[9-11]。

近年来，国内外开始研制比例流量控制阀，控制方法具有高精度、宽范围、低噪声调控的优点。根据推进剂流量调节原理的差异，比例流量控制阀大致可分为三种：磁致式、压电式及电热式。磁致式比例流量控制阀是以磁致伸缩材料为基础[12]，利用磁致伸缩材料在外加磁场作用下内部磁畴的磁化方向重新排布产生宏观尺寸变化的特性和微小流量通道的节流作用，在恒定入口推进剂压力的情况下，通过调节和控制磁致伸缩材料应变量进而改变流道的结构尺寸，实现推进剂微小流量的精准调节；与磁致式比例流量控制阀调节机理相类似，压电式比例流量控制阀同样以改变流体的流量通道最终实现推进剂流量的精确调节[13]，压电式比例流量控制阀采用的是压电陶瓷材料，利用逆压电效应，通过改变外加电场的强弱达到调整材料应变量并实现流量通道的改变。区别于上述改变流量通道的方式，电热式比例流量控制阀，利用小孔节流原理和推进剂黏性随温度变化明显的特性[14]，通过调节温度实现推进剂微小流量的调节。磁致式比例流量控制阀已在地球重力场和海洋环流探测器（GOCE）的离子电推进装置中获得了应用[15]。

比例调节阀工程化实现技术难度高，根据金属多孔材料式的原理，研制了整体式结构金属多孔材料微流率控制器[16]，并针对金属多孔材料的固有特性，通过反复实验和校准[17]，保证了各微流率控制器间的精确匹配，实现了对电推进系统的推进剂气体微流率精确控制。并同步开展了比例流量控制阀的比例流量供气方式的关键技术攻关，为后续电推进性能提升提供技术储备。

2 羽流效应评价技术

为准确评价电推进装置的羽流效应，必须从羽流等离子体基本参数、羽流离子电流密度分布、羽流离子能量分布、羽流双电荷离子比例、羽流溅射物沉积污染等方面开展全面的诊断测试。

2.1 羽流等离子体基本参数诊断测试技术

羽流等离子的基本参数包括：电子温度、电子密度、等离子体势。通过测试这三个基本参数，能够获得羽流等离子体的基本特性。

朗缪尔探针是测量离子推力器低密度羽流等离子体特性理想的诊断装置[18-21]。该探针结构简单、易于实现，所含的信息量丰富，能够提供电子温度、等离子体势和等离子体密度等参数信息。朗缪尔探针的形状有球形、圆柱形、平面型，测试方式有单探针、双探针、三探针三种形式。故在电推进领域，朗缪尔探针主要用于测试等离子体电子温度、电子密度。

等离子体势的测试也可采用发射探针（Emissive Probe）[19，22-25]。浮动发射探针用于测量等离子体势，探针由固定于氧化铝绝缘管上的钨丝环组成，给钨丝加电流使其达到热电子发射点，发射电子中和探针周围鞘使得探针浮于局域等离子体势。主要优点是能够对等离子体势进行直接测量而不需进行电压扫描，但其测量需要发射热电子，对测量对象存在影响。

朗缪尔探针法获得的信息较多，对等离子体状态的干扰相对较小、结构简单，满足现阶段电推力器羽流等离子体参数的测试需要。

2.2 羽流离子电流密度分布

羽流离子电流密度分布测试，采用法拉第探针。法拉第探针是最简单的离子推力器羽流测试装置[19，22，26-34]。羽流离子电流密度分布的测试结果用于计算束流平直度系数、束发散半角、推力计算修正系数等评价电推力器性能的关键参数。

法拉第探针主要有裸露型、准直型、磁过滤法拉第探针（MFFP）、栅极型等形式，其中裸露型法拉第探针结构简单、应用最成熟。裸露型法拉第探针的缺点主要是不能区分羽流高速离子和交换电荷离子。国外离子推力器羽流特性研究中，离子电流密度分布测试主要采用裸露型法拉第探针。探针以和格伦中心（GRC）的圆盘形法拉第探针为典型代表。

国外测量方案，采用裸露型法拉第探针评估羽流离子电流密度分布，提出并设计了法拉第探针阵列，用于测量电推力器束流发散角及推力偏心角等羽流特性参数[35]。

2.3 羽流离子能量分布测试

羽流离子能量分布测试的诊断技术，包括阻滞能量分析法、平行板能量分析法、飞行时间质谱法、分子束质谱法等。

阻滞能量分析[36-37]（Retard-ing Potential Analyz⁃er，RPA）可以选择性过滤离子。对于给定的栅极扫描电压，只有能荷比（E/q）大于栅极电压的离子，才能通过栅极到达收集极。RPA具有体积小、结构简单、测试方便的诸多优点。目前电推进在轨飞行试验的羽流测试，采用朗缪尔探针与RPA的组合测量方法。

平行板能量分析[30，37]（Parallel-Plate Energy Ana⁃lyzer）测量原理，如图6所示，由两个间距为d的平行板组成，一板接地，另一板加正电压Vr，离子通过样品入口、漂移管进入平板区，静电场使得离子运动轨迹为抛物线。分析仪输出为连接探测器的切口，只有离子能量电荷比为特定值的离子才能达到探测器。功能上与阻滞能量分析仪类似，能够区分不同能荷比的离子，但是不能单独用来测量双荷离子的比例。

图6 平行板能量分析原理图Fig.6 The schematic diagram for the parallel-plate energy analyzer

飞行时间质谱[26]（Time of Flight Mass Spectrometer）一般用于平行板能量分析仪的终端，以区分离子类型和电离状态。一个静电门用于关闭进入平板分析仪入口的等离子体流。测试时开启静电门，然后立即关闭该门（数毫秒）容许一股离子进入漂移管。由于多电荷离子运动速度快，不同电荷离子到达离子收集器的时间不同，来区分不同电荷的离子。

分子束质谱法[28]（Molecular Beam Mass Spectrometer）用于确定羽流等离子体的离子能量特性，实际为二合一仪器，第一部分为45°能量分析仪，能够给出能量电荷比分布；第二部分为飞行时间质谱仪，用于区分不同离子带电状态。结构复杂，测量精度较高，能够测量推力器放电室及加速栅极等部件的溅射腐蚀微量离子。

通过分析，综合考虑测试方法的精度、测量可靠性及复杂程度，选择阻滞能量分析法，作为电推力器的羽流离子能量分布测试方法。

2.4 羽流双电荷离子比例测试

羽流双电荷离子比例测试，采用E×B探针法和分子束质谱法[38～40]。E×B探针法，探针结构，如图7所示。

图7 E×B探针原理图Fig.7 The schematic diagram for the E×B probe

探针主要由准直套、电磁场区、飘移管、离子接收器组成。经准直套进入电磁场区的离子速度方向平行于探针轴线。电场和磁场为均匀电场和磁场，二者相互正交，且分别与离子速度方向正交。离子受到电场力和洛仑兹力的作用，两个力方向相反，合力由式（3）表示。

式中：e为电子电量；qi为离子所带的电荷数；vi为离子的速度。对于给定速度的离子，可以调节两电极板间电压差，使离子受力为零。离子通过电磁场区不改变方向，被离子接收器接收形成探针电流，此时由式（3）可知，离子速度满足式（4）：

对于离子推力器羽流中的离子，经历的加速电压相同，不同荷电状态的离子，具有不同的速度。应用E×B探针可分离不同荷电状态的离子，通过探针电流，计算出双荷离子比例。

通过对比E×B探针法和分子束质谱法的特点及结构复杂性，单纯测量羽流中双荷离子比例时，采用E×B探针法与分子束质谱仪相比，结构更简单紧凑。因此，选择E×B探针法作为电推力器羽流双电荷离子比例的测量方案，并对离子推力器的双电荷离子比例进行了测量[41]。

2.5 羽流溅射物沉积污染测试

羽流溅射物沉积污染测试，采用石英晶体微量天平（QCM）[19，22]、QCM结构，如图8所示。主要由石英晶片、上下表面电极、支架等组成，测量敏感部位为晶片本身及表面电极。

图8 QCM结构示意图Fig.8 The structural diagram for QCM

根据Sauerbrey公式，污染物质量远小于振动时总质量，晶片质量的增加，正比于谐振频率的变化，由式（5）表述。

式中：Δm是晶片上沉积的污染物质量；ρ为石英晶体的密度；Δf是频率变化量；ν是剪切波速与石英晶片的切角和弹性刚度常数有关；f为石英晶片的谐振频率；A为晶片面积。通过对频率变化量Δf的监测，可获得晶片上沉积的污染物质量Δm。

采用QCM法测量羽流溅射物污染沉积量，现已研制的QCM精度达10-10g/（cm2·s）量级，并测出LIPS-200离子推力器，在TS-6真空装置中污染沉积速率为0.35×10-9g/（cm2·s）[42]。

3 电磁兼容性评价技术

电推进系统相较传统化学推进系统，电推进系统工作过程会产生电磁场环境，该环境对航天器的影响包含电磁兼容和电磁干扰测量两个方面[43]。又由于电推进系统地面测试必须处于真空环境，而传统的金属外壳真空设备对电推力器工作过程产生的电磁辐射具有屏蔽作用，无法有效对其电磁兼容性进行评价。

通过分析上述问题，提出并设计了特殊材料的透波副舱。当进行EMC测试时，电推力器置于透波副舱中，真空下电推器发出的电磁辐射能够穿透该副舱，被测试仪器所检测，如图9所示。

图9 电推力器EMC测试布局图Fig.9 The graph layout for EMC of the electric propulsion

试验环境处于EMC暗室中，针对不同电场辐射发射环境，选择相应的测试天线，并设计合理的天线摆放位置。实验过程将电推力器的电磁兼容性状态，分为稳态和瞬态两种，其中稳态是指推力器处于正常工作过程，瞬态是指推力器的开关机过程。

4 结论

对近年来国内外在空间电推进地面测试领域的技术方法进行了综合评价。并在电推进技术研究过程中，先后提出了光学原理的推力测量方案、金属多孔材料热节流器的微小流率控制方法等，用于表征电推力器主要性能的测试及控制方法。在空间电推进羽流效应评价方面，提出了朗缪尔探针、法拉第探针、RPA、E×B探针、QCM等测量法。在电磁兼容性测试方面，提出并实施了透波副舱的空间电推进电磁辐射发射实验方法。

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GROUND INTEGRATED TEST AND EVALUATION TECHNOLOGY FOR SPACE ELECTRIC PROPULSION

LI De-tian，ZHANG Wei-wen，ZHANG Tian-ping，GUO Ning，MENG Wei，TANG Fu-jun，YANG Fu-quan
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou 730000，China）

Space thrust and specific impulse，plume effects，electromagnetic compatibility are the key performances of an electric propulsion system in space applications.This paper summarizes the micro-thrust measurement methods，such as optical measurement，doubles bell pendulum method，torsion scale method，three wire torsion pendulum method and electromagnetic compensation method.Then the modified thrust measurement method is proposed.For measuring the basic parameters of plume，ion current density distribution，ion energy distribution，doubly charged ions radio，plume sputtering deposition and so on，the corresponding measurement methods，the Langmuir probe，Faraday probe，RPA，E×B probe，QCM and other corresponding measurement methods，can be applied.In the field of electromagnetic compatibility test，according to the working characteristics of electric propulsion，an experimental method based on transdermal wave sub-chamber is proposed.In a word，the method for the ground evaluation of space electric is provided.

electric propulsion；ground integrated test；space thrust and specific impulse；plume effects；electromag netic compatibility

V439+.1

A

1006-7086（2017）05-0266-08

10.3969/j.issn.1006-7086.2017.05.004

2017-08-03

重点实验室基金（No.6142207030103）

李得天（1966-），男，博士，博士生导师，研究员，主要从事航天测试计量技术研究工作。E-mail：lidetian@hotmail.com。