劉一薇

（航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094）

“實(shí)踐9號”衛(wèi)星電推進(jìn)首次在軌試驗(yàn)驗(yàn)證

劉一薇

（航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094）

“實(shí)踐9號”A/B新技術(shù)試驗(yàn)衛(wèi)星于2012年10月14日在太原衛(wèi)星發(fā)射中心成功發(fā)射，經(jīng)過3年多的在軌考核和試驗(yàn)驗(yàn)證，圓滿完成了衛(wèi)星使命，其中離子和霍爾電推進(jìn)在軌首次試驗(yàn)驗(yàn)證，進(jìn)行了性能標(biāo)定，分別進(jìn)行了200余次的點(diǎn)火試驗(yàn)，各項(xiàng)指標(biāo)滿足要求。為我國的電推進(jìn)技術(shù)的在軌應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

實(shí)踐9號A衛(wèi)星；霍爾電推進(jìn)；離子電推進(jìn)

0 引 言

離子電推進(jìn)和霍爾電推進(jìn)是目前國際上主要應(yīng)用的電推進(jìn)產(chǎn)品，在美國、俄羅斯、歐洲、中國、日本等國得到了廣泛的應(yīng)用，電推進(jìn)技術(shù)在地球靜止軌道（Geostationary Orbit，GEO）衛(wèi)星的南北位置保持、東西位置保持、動量輪卸載等任務(wù)中發(fā)揮了主要的作用。近年來，正逐步向全電推進(jìn)應(yīng)用方向拓展，即從地球同步轉(zhuǎn)移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）到GEO的軌道轉(zhuǎn)移及入軌后的全位保任務(wù)均由電推進(jìn)完成，使衛(wèi)星重量大幅下降，從而實(shí)現(xiàn)“一箭多星”發(fā)射，可帶來巨大的經(jīng)濟(jì)效益和社會效益。隨著人類將探索的目標(biāo)投向近地軌道以遠(yuǎn)的月球、小行星、火星等更遙遠(yuǎn)的星體及外太空，現(xiàn)有的空間推進(jìn)技術(shù)已不能滿足未來空間探索任務(wù)的需求。

化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)所需的化學(xué)推進(jìn)劑質(zhì)量較大，而且化學(xué)燃料的使用效率較低，從而限制了航天器入軌后的壽命和空間探索任務(wù)的機(jī)會。電推進(jìn)技術(shù)由于其高比沖等性能將可以使航天器降低成本、提升性價比、延長工作壽命、減少對發(fā)射窗口的依賴和增加有效的科學(xué)載荷，效費(fèi)比更高。對于無拖曳控制、編隊(duì)飛行、精確姿態(tài)和軌道控制的空間科學(xué)試驗(yàn)，電推進(jìn)也是重要的支撐技術(shù)。在可預(yù)見的未來，電推進(jìn)系統(tǒng)將是效率較高的空間推進(jìn)技術(shù)。

“實(shí)踐9號”A/B衛(wèi)星于2012年10月14日在太原衛(wèi)星發(fā)射中心成功發(fā)射，經(jīng)過3年多的在軌考核和試驗(yàn)，已按照《“實(shí)踐9號”衛(wèi)星工程研制總要求》批復(fù)的內(nèi)容[1]，圓滿完成了工程任務(wù)。首次完成的氙離子和霍爾兩種電推進(jìn)技術(shù)，推力、比沖等指標(biāo)與國外同類產(chǎn)品相當(dāng)，表明我國電推進(jìn)技術(shù)已經(jīng)取得重大突破[2]。目前，離子電推進(jìn)經(jīng)過在軌驗(yàn)證的相關(guān)產(chǎn)品和技術(shù)已應(yīng)用于“DFH-3B”“DFH-5”等通信衛(wèi)星平臺，大大提升了衛(wèi)星平臺承載有效載荷的能力；霍爾電推進(jìn)技術(shù)也將應(yīng)用于我國空間站核心艙的軌道維持[3]。

1 “實(shí)踐9號”衛(wèi)星電推進(jìn)的在軌應(yīng)用驗(yàn)證

“實(shí)踐9號”衛(wèi)星搭載了霍爾和離子兩臺電推進(jìn)系統(tǒng)，霍爾和離子推進(jìn)系統(tǒng)外形結(jié)構(gòu)見圖 1。電推進(jìn)系統(tǒng)工作時存在著高電壓、大電流，產(chǎn)生較大的瞬態(tài)dV/dt或dI/dt大的變化以及羽流的復(fù)雜等離子體環(huán)境，由此產(chǎn)生的傳導(dǎo)和輻射發(fā)射電磁干擾對衛(wèi)星的通信、制導(dǎo)、導(dǎo)航、有效載荷以及其它電子設(shè)備會有潛在的影響，且其產(chǎn)生的干擾源情況較為復(fù)雜。衛(wèi)星需提供大功率供電和散熱隔熱措施，因此要加強(qiáng)整星的安全性及電磁兼容性設(shè)計。

電推進(jìn)系統(tǒng)對衛(wèi)星平臺的影響包含兩個方面：①電推進(jìn)的羽流對衛(wèi)星平臺會產(chǎn)生污染；②電推進(jìn)系統(tǒng)工作時產(chǎn)生的電磁干擾對衛(wèi)星平臺的影響?？赏ㄟ^整星電磁兼容性設(shè)計、構(gòu)型布局以及工作模式設(shè)置來保證電推進(jìn)工作時的安全可靠性?！皩?shí)踐9號”A衛(wèi)星結(jié)構(gòu)設(shè)計如圖 2所示。

圖1 電推力器Fig.1 Electric propulsion

圖2 “實(shí)踐9號”A衛(wèi)星的構(gòu)型布局示意圖Fig.2 SJ-9 A satellite configuration layout of scheme

離子電推進(jìn)的技術(shù)難點(diǎn)，包括離子光學(xué)組件的設(shè)計及加工技術(shù)、空心陰極長壽命、微小流量控制技術(shù)、高電壓防護(hù)設(shè)計、離子電源處理單元熱設(shè)計；霍爾電推進(jìn)相關(guān)部件的技術(shù)難點(diǎn)，包括微小流量控制技術(shù)、空心陰極暴露于大氣問題、霍爾電源處理單元等。通過在軌試驗(yàn)考核驗(yàn)證了以上技術(shù)難點(diǎn)解決措施。

在軌氙離子電推進(jìn)和霍爾電推進(jìn)的推力測量見表 1和表 2。

表1 氙離子電推力器在軌試驗(yàn)主要性能測試結(jié)果Table 1 The main performance testing result for ion electric propulsion on orbit

表2 霍爾型電推力器在軌試驗(yàn)主要性能測試結(jié)果Table 2 The main performance testing result for Hall electric propulsion on orbit

“實(shí)踐9號”A衛(wèi)星開展了相關(guān)的在軌測試工作。電推進(jìn)工作引起的等離子體環(huán)境變化和污染物沉積環(huán)境由電推進(jìn)試驗(yàn)分系統(tǒng)中的電推進(jìn)診斷單元負(fù)責(zé)監(jiān)測，診斷單元由石英晶體微量天平、朗繆爾探針、阻滯勢分析器3種儀器組成。電推進(jìn)試驗(yàn)分系統(tǒng)測量主要由以下內(nèi)容組成。

1）朗繆爾探針（Langmuir Probe，LP）電子密度、電子溫度在軌測量數(shù)據(jù)

霍爾診斷模塊LP從2013年3月26日開始開機(jī)測量，截止2014年2月24日，共獲得星時72 d的在軌測量數(shù)據(jù)。離子診斷模塊LP從2013年3月26日開始開機(jī)測量，截止2014年2月25日，共獲得星時70 d的在軌測量數(shù)據(jù)。LP所有在軌測量的等離子體電子溫度、等離子體密度、等離子體電位如圖 3～8所示。

從圖 3可以看出，LP測量霍爾推力器羽流返流區(qū)等離子體電子溫度在1.81～2.80 eV之間，平均值為2.37 eV。

OPC UA的接口主要有兩種：一種是自定義接口，即CUSTOM標(biāo)準(zhǔn)接口，是服務(wù)商必須提供的，主要用于C++編寫的客戶程序；而另一種是OLE自動化標(biāo)準(zhǔn)接口，主要用于C#、VB等語言所開發(fā)的應(yīng)用程序。而SINUMERIK 828D數(shù)控系統(tǒng)提供了OLE自動化標(biāo)準(zhǔn)接口，同時采用C#在HMI設(shè)計中較MFC更具有優(yōu)勢，因此本項(xiàng)目采用了OLE自動化標(biāo)準(zhǔn)接口。

從圖 4可知，LP測量霍爾推力器羽流返流區(qū)等離子體電子密度在1.62 × 1013～3.59 × 1013/m3之間，平均值為2.48 × 1013/m3。

圖3 霍爾診斷模塊LP羽流等離子體電子溫度在軌測量結(jié)果Fig.3 The measuring result of Hall plume electric temperature for diagnose module LP on orbit

圖4 霍爾診斷模塊LP羽流等離子體密度在軌測量結(jié)果Fig.4 The measuring result of hall plume density for diagnose module LP on orbit

從圖 5可以看出，LP測量霍爾推力器羽流返流區(qū)等離子體電位在6.70～10.77 V之間，平均值為8.96 V。

從圖 6可以看出，LP測量離子推力器羽流返流區(qū)等離子體電子溫度在1.92～3.95 eV之間，平均值為2.90 eV。

從圖 7可以看出，LP測量離子推力器羽流返流區(qū)等離子體電子密度在2.53 × 1011～1.53 × 1012/m3之間，平均值為7.93 × 1011/m3。

從圖 8可以看出，LP測量離子推力器羽流返流區(qū)等離子體電位在35.24～39.35 V之間，平均值為36.86 V。

2）制動勢分析儀（Retarding Potential Analyzer，RPA）等離子體離子能量、離子電流密度在軌測量結(jié)果

霍爾診斷模塊RPA于2013年3月19日23時47分24秒（星時1 538天15時47分22秒）獲得了首個在軌測試數(shù)據(jù)，截止2014年2月26日，共獲得星時70 d的在軌測量數(shù)據(jù)。離子診斷模塊RPA于2013年3月19日22時13分25秒（星時1 538天14時13分23秒）獲得了首個在軌測試數(shù)據(jù)，截止2014年2月25日，共獲得70 d的在軌測量數(shù)據(jù)。離子能量最大值均為26.08 eV。所獲得霍爾推力器羽流等離子體的離子能量及電流范圍如圖 9～10所示。

圖5 霍爾診斷模塊LP羽流等離子體電位在軌測量結(jié)果Fig.5 The measuring result of Hall plume potential for diagnose module LP on orbit

圖6 離子診斷模塊LP羽流等離子體電子溫度在軌測量結(jié)果Fig.6 The measuring result of ion plume electric temperature for diagnose module LP on orbit

圖7 離子診斷模塊LP羽流等離子體密度在軌測量結(jié)果Fig.7 The measuring result of ion plume density for diagnose module LP on orbit

由圖 9～10可知，從霍爾診斷模塊RPA在軌測量結(jié)果可以得到：霍爾推力器羽流返流到 + X表面的等離子體離子能量在7～26 eV，最大收集電流Imax = 4.74 × 10-7A，計算得到的離子收集電流密度J為 0.62 μA/cm2。

在電推力器不工作時間段，RPA的收集電流為0 nA，因而可認(rèn)為背景等離子體離子電流為零，電推力器工作時RPA得到的電流為交換電荷等離子的離子電流。

圖8 離子診斷模塊LP羽流等離子體電位在軌測量結(jié)果Fig.8 The measuring result of ion plume potential for diagnose module LP on orbit

圖9 霍爾診斷模塊RPA羽流等離子體收集電流在軌測量結(jié)果Fig.9 The measuring result of Hall plume electricity for diagnose module RPA on orbit

圖10 霍爾診斷模塊RPA羽流等離子體離子能量在軌測量結(jié)果Fig.10 The measuring result of Hall plume energy for diagnose module RPA on orbit

離子推力器在0～26.08 V電壓范圍內(nèi)，不存在電流明顯下降段，電流在10-8A量級上小范圍波動，因而尚無法做出明確判斷。初步測量結(jié)果為等離子體離子能量大于26 eV，離子電流密度約0.052 μA/cm2。

霍爾推力器羽流返流到衛(wèi)星+X面的電子密度為0.17～3.73 × 1013/m3，電子溫度為1.50～3.29 eV，離子能量為7～26 eV，離子電流密度約為0.61 μA/cm2。

離子推力器羽流返流到衛(wèi)星-X面的電子密度為0.34～1.53 × 1012/m3，電子溫度為1.92～3.84 eV ，離子能量大于26 eV，離子電流密度約為0.052 μA/cm2。

霍爾推力器羽流返流區(qū)電子密度比離子推力器羽流返流區(qū)的電子大1個量級，霍爾推力器羽流等離子體的離子電流密度比離子的大1個量級。

3）沉積污染測量結(jié)果

霍爾端QCM探頭于2013年6月14日15:02日輸出頻率發(fā)生跳變，數(shù)據(jù)異常，異常前頻率數(shù)據(jù)為56 817 Hz。通過數(shù)據(jù)核算，異常前QCM探頭表面污染沉積量已達(dá)到3.92 × 10-5g/cm2，超出QCM探頭1.6 × 10-5g/cm2的設(shè)計指標(biāo)。

圖11 霍爾端QCM污染沉積量測量結(jié)果Fig.11 The measuring result in orbit of Hall plume deposit rate on QCM

離子診斷模塊QCM測量污染沉積量在2013年3月18日至2013年9月18日之間的變化趨勢如圖所示。圖中測量值是以2012年7月衛(wèi)星出廠前的AIT測試階段測量值為零值進(jìn)行計算得到。

圖12 離子端QCM污染沉Fig.12 The measuring result in orbit of ion plume deposit rate on QCM

2 “實(shí)踐9號”衛(wèi)星電推進(jìn)解決的關(guān)鍵技術(shù)

國內(nèi)首次實(shí)現(xiàn)了離子和霍爾電推進(jìn)的在軌應(yīng)用，電推進(jìn)在軌應(yīng)用的電磁兼容、等離子體環(huán)境效應(yīng)測量與防護(hù)、安全防護(hù)等電推進(jìn)應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)。同時超級電化學(xué)電容器給電推進(jìn)供電，實(shí)現(xiàn)空間聯(lián)合應(yīng)用，解決電推進(jìn)大功率供電的瓶頸問題。

解決了以下關(guān)鍵技術(shù)：

1）實(shí)現(xiàn)了針對電推進(jìn)的故障檢測與系統(tǒng)級防護(hù)，采用故障在線診斷技術(shù)。實(shí)現(xiàn)了中和器滅弧3 ms處理、柵極打火故障100 ms處理，有效解決了電推進(jìn)在軌應(yīng)用對衛(wèi)星的風(fēng)險，確保衛(wèi)星的安全。

2）針對電推進(jìn)大功率、真空放電、噴射等離子體流等特性，解決了電磁兼容設(shè)計與試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)，模擬真實(shí)推力器所產(chǎn)生的傳導(dǎo)和輻射信號，實(shí)現(xiàn)了整星的EMC特性真實(shí)試驗(yàn)驗(yàn)證。

3）采用激光干涉測量的創(chuàng)新技術(shù)及配套設(shè)備完成了微小推力的直接測量。測量精度達(dá)到1mN, 相對其他測量方法，系統(tǒng)簡單、操作方便、與等離子體等測量環(huán)境無耦合。

4）將敷膜技術(shù)用于陰極發(fā)射體制備，降低了陰極電子逸出功函數(shù)，提高了陰極的抗中毒能力；采取陶瓷筒隔離技術(shù)，解決了制約陰極長壽命的難題。國內(nèi)首創(chuàng)了機(jī)械減壓閥與Bang-Bang閥結(jié)合的聯(lián)合減壓方案，大幅提高了壓力輸出精度，從國際輸出精度± 0.02 Mpa提高到± 0.002 5 Mpa。

5）采用空心球形朗繆爾探針與阻滯勢分析儀相互配合的方法實(shí)現(xiàn)了電推進(jìn)羽流等離子體參數(shù)測量，解決了低密度等離子條件下的弱電流收集及微小等離子體密度與電流的檢測難題。采用雙晶體差頻技術(shù)實(shí)現(xiàn)了電推進(jìn)羽流污染在軌監(jiān)測，解決了電推進(jìn)羽流微小污染高精度監(jiān)測技術(shù)難題。提出微波解離氣相等離子體源標(biāo)定朗繆爾探針和阻滯勢分析儀方法，攻克了高精度標(biāo)定難題。實(shí)現(xiàn)了電推進(jìn)等離子監(jiān)測和評估技術(shù)的跨躍。

6）實(shí)現(xiàn)超級電化學(xué)電容器為電推進(jìn)空間應(yīng)用，為空間大功率需求的應(yīng)用提供了能源供應(yīng)的解決途徑。采用活性炭和多元金屬化合物組成的混合物作為超級電容器的正極材料，采用活性炭和其他碳材料組成的混合物作為超級電容器的負(fù)極材料及高介電常數(shù)溶劑制成的溶液作為超級電容器的電解液，單體容量達(dá)到23 000 F，比能量達(dá)到30 Wh/kg，比功率達(dá)到4 300 W/kg，循環(huán)壽命大于5萬次，攻克了空間用超級電容器的密封結(jié)構(gòu)技術(shù)難題。

3 結(jié) 論

“實(shí)踐9號”衛(wèi)星工程通過地面研制和在軌試驗(yàn)，成功促進(jìn)了霍爾和離子電推進(jìn)新技術(shù)和新成果向?qū)嶋H應(yīng)用轉(zhuǎn)化，進(jìn)行了在軌體制驗(yàn)證，其性能滿足任務(wù)要求。同時對電推進(jìn)的羽流特性進(jìn)行了定性與定量的在軌測試與分析，為我國的電推進(jìn)的在軌應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。未來應(yīng)該在推力器長壽命高可靠等方面做進(jìn)一步的探索工作，為解決影響衛(wèi)星高精度、長壽命和高可靠性的技術(shù)瓶頸奠定基礎(chǔ)。

[1]劉一薇，翟峰，趙志明.SJ-9A衛(wèi)星方案論證報告[R].北京：航天東方紅衛(wèi)星有限公司，2009.Liu Y W，Zhai F，Zhao Z M.SJ-9A satellite project design report[R].Beijing：DFH Satellite Co.LTD，2009.

[2]李曉輝，李林凌.氙離子電推進(jìn)器項(xiàng)目用戶系統(tǒng)評估報告[R].北京：中國空間技術(shù)研究院，2015.Li X L，Li L L.The user evaluation report for ion electronic population in orbit[R].Beijing：China Academy of Space Technology，2015.

[3]李曉輝，李林凌.霍爾電推進(jìn)器項(xiàng)目用戶系統(tǒng)評估報告[R].北京：中國空間技術(shù)研究院，2015.Li X L，Li L L.The user evaluation report for Hall electronic population in orbit[R].Beijing：China Academy of Space Technology，2015.

The First On-Orbit Technology Demonstration for the Electric Propulsion of SJ-9 Satellite

LIU Yiwei
（DFH Satellite Co.，LTD，Beijing 100094，China）

SJ-9A/B satellite is the first one of new science exploration and technology demonstration spacecraft system.It was launched successfully on Oct，14th，2012.SJ-9A satellite fulfilled its task and mission after over three years of test evaluation and technology demonstration.The Hall electric propulsion and ion electric propulsion are validated in orbit at first on SJ-9 satellite，while their performances are calibrated.The Hall and ion electric thrusters are tested more than 200 times respectively，and their performances satisfy all requirements.

SJ-9A satellite；Hall electric propulsion；ion electric propulsion

V514

A

2095-7777（2017）03-0245-07

[責(zé)任編輯：高莎，英文審校：朱魯青]

10.15982/j.issn.2095-7777.2017.03.007

劉一薇.“實(shí)踐9號”衛(wèi)星電推進(jìn)首次在軌試驗(yàn)驗(yàn)證[J].深空探測學(xué)報，2017，4（3）：245-251.

Reference format：Liu Y W.The first on-orbit technology demonstration for the electric propulsion of SJ-9 satellite[J].Journal of Deep Space Exploration，2017，4（3）：245-251.

2017-03-15

2017-05-08

劉一薇（1963- ），女，碩士，主要研究方向：衛(wèi)星總體設(shè)計。

通信地址：北京市海淀區(qū)友誼路14號院（100094）

E-mail：liuyiwei_21at@163.com