張?zhí)炱?，張雪兒

（1.蘭州空間技術物理研究所 a.真空技術與物理重點實驗室，b.甘肅省空間電推進技術重點實驗室，蘭州 730000）

0 引言

經(jīng)過一個多世紀的發(fā)展，電推進技術已經(jīng)完成了從概念和原理到樣機與產(chǎn)品的跨越，步入到了航天器工程廣泛應用的新世代[1-3]。離子電推進作為最具代表性的電推進類型之一，具有更高的比沖和效率、更便利精確的性能調控能力、更好的技術成熟度和產(chǎn)品成熟度。國際上離子電推進的應用已經(jīng)覆蓋了航天工程的大部分任務范圍，中國的離子電推進也已經(jīng)實現(xiàn)了空間飛行驗證和通信衛(wèi)星型號正式應用[4-5]。

保證離子電推進在航天器型號上的成功應用并實現(xiàn)航天工程任務目標，不僅是離子電推進產(chǎn)品研制的工程關鍵所在，更是應用離子電推進航天器工程的核心目標。事實上，由于離子電推進系統(tǒng)的相對復雜性、地面驗證的不充分性、在軌飛行工作環(huán)境與地面試驗環(huán)境的差別性等因素影響，再加上航天器應用產(chǎn)品的不可在線維修性，要確保離子電推進在航天器壽命周期內穩(wěn)定可靠地完成推進任務，確實存在著較大的挑戰(zhàn)。

基于國外大量應用離子電推進的航天器工程實例，面對我國離子電推進航天工程應用的快速發(fā)展需求，本文在系統(tǒng)調研分析自1997年當代氙離子電推進工程應用開始、截至2018年底世界各國離子電推進航天工程應用情況的基礎上，進行了離子電推進航天工程應用總結，主要包括離子電推進的航天器應用、離子電推進的在軌故障，離子電推進的應用經(jīng)驗啟示等方面。

1 離子電推進的航天器應用

1.1 各國不同類型離子電推進應用

1.1.1 美國離子電推進應用

（1）直流放電型XIPS-13離子電推進主要應用于波音公司BSS-601HP平臺衛(wèi)星的南北位置保持（NSSK）任務。當代氙離子電推進工程應用就是以1997年首發(fā)的該平臺衛(wèi)星PAS 5為標志，總計發(fā)射應用XIPS-13離子電推進的衛(wèi)星25顆，其中3顆發(fā)射失敗。

（2）直流放電型XIPS-25離子電推進主要應用于波音公司BSS-702HP和BSS-702SP平臺衛(wèi)星的全位置、軌道插入和軌道轉移等任務。其中，BSS-702HP平臺從1999年Galaxy 11首發(fā)以來總計發(fā)射衛(wèi)星32顆，2顆發(fā)射失敗；BSS-702SP平臺從2015年ABS-3A首發(fā)以來總計發(fā)射衛(wèi)星5顆，全部發(fā)射成功。

（3）直流放電型離子電推進NSTAR主要用于NASA的深空一號（DS-1）和黎明號（DAWN）等航天器的深空探測主推進任務。

1.1.2 日本離子電推進應用

（1）微波放電型μ-10離子電推進主要用于隼鳥1號（Hayabusa-1）和隼鳥2號（Hayabusa-2）航天器的小行星采樣返回主推進任務。

（2）直流放電型IES-12離子電推進主要應用于工程試驗衛(wèi)星8號（ETS-8）的NSSK任務和超低軌衛(wèi)星（SLATS）的軌道維持（阻尼補償）任務。

（3）微型微波離子電推進MIPS主要應用于飛行試驗衛(wèi)星Hodoyoshi-4和深空探測航天器PROCYON。

1.1.3 歐洲和中國離子電推進應用

（1）英國的直流放電型T5離子電推進用于Ar?temis衛(wèi)星的NSSK任務和GOCE航天器的無拖曳控制任務，直流放電型T6離子電推進用于水星科學使命BepiColombo航天器的主推進任務。

（2）德國的射頻放電型RIT-10離子電推進用于Artemis衛(wèi)星，完成著名的首次離子電推進軌道轉移。

（3）中國直流放電型LIPS-200離子電推進主要應用于DFH-3B/4E平臺衛(wèi)星的NSSK任務，直流放電型LIPS-300離子電推進主要應用于DFH-5/4F平臺衛(wèi)星的全位置、軌道插入和軌道轉移等任務。

1.1.4 小結

航天工程應用的離子電推進包括直流放電型、射頻放電型和微波放電型三大類，其中應用直流放電型航天器66顆，占入軌離子電推進航天器總數(shù)的94.3%。

航天工程中已經(jīng)應用了離子電推進的國家包括美國、日本、英國、中國、德國等，其中美國64顆，占航天器總數(shù)的83.1%。

1.2 各國不同航天器任務離子電推進應用

1.2.1 GEO衛(wèi)星南北位保任務航天器

美國、日本、中國等國家實現(xiàn)了離子電推進GEO衛(wèi)星NSSK任務的應用，具體航天器代號、發(fā)射時間、離子電推進是否出現(xiàn)在軌故障等信息如表1所列?？傆嫲l(fā)射27顆，發(fā)射失敗3顆，離子電推進在軌故障8顆。

表1 離子電推進NSSK任務航天器統(tǒng)計Tab.1 NSSK mission spacecraft of ion electric propulsions

1.2.2 GEO衛(wèi)星全位保任務航天器

美國和中國實現(xiàn)了離子電推進GEO衛(wèi)星全位保任務的應用，具體航天器代號、發(fā)射時間、離子電推進是否出現(xiàn)在軌故障等信息如表2所列?？傆嫲l(fā)射33顆，發(fā)射失敗3顆，離子電推進在軌故障0顆。

表2 離子電推進全位保任務航天器統(tǒng)計Tab.2 NSSK and WESK mission spacecraft of ion electric propulsions

1.2.3 GEO衛(wèi)星全電推進任務航天器

美國實現(xiàn)了離子電推進GEO衛(wèi)星全電推進任務的應用，具體航天器代號、發(fā)射時間、離子電推進是否出現(xiàn)在軌故障等信息如表3所列?？傆嫲l(fā)射5顆，發(fā)射失敗0顆，離子電推進出現(xiàn)在軌故障0顆。

表3 離子電推進全電推進任務航天器統(tǒng)計Tab.3 All-electric mission spacecraft of ion electric propulsions

1.2.4 深空探測主推進任務航天器

美國、日本、英國等國家實現(xiàn)了離子電推進深空探測航天器的主推進任務應用，具體航天器代號、發(fā)射時間、離子電推進是否出現(xiàn)在軌故障等信息如表4所列?？傆嫲l(fā)射5顆，發(fā)射失敗0顆，離子電推進出現(xiàn)在軌故障3顆。

表4 離子電推進深空探測任務航天器統(tǒng)計Tab.4 Deep space mission spacecraft of ion electric propulsions

1.2.5 大氣阻尼補償及無拖曳控制任務航天器

英國和日本分別實現(xiàn)了離子電推進的航天器大氣阻尼補償及無拖曳控制任務應用，目前航天器數(shù)量只有2顆，具體航天器代號、發(fā)射時間、離子電推進是否出現(xiàn)在軌故障等信息如表5所列。

表5 離子電推進大氣阻尼補償和無拖曳控制任務航天器統(tǒng)計Tab.5 Drag-compensation and drag-free spacecraft of ion electric propulsions

1.2.6 在軌飛行試驗任務航天器

在軌飛行試驗任務航天器主要包括兩類：一類是離子電推進飛行試驗；另一類是基于離子電推進的航天任務試驗。具體航天器代號、發(fā)射時間、離子電推進是否出現(xiàn)在軌故障等信息如表6所列?？傆嫲l(fā)射5顆，發(fā)射失敗1顆，離子電推進出現(xiàn)在軌故障2顆。

表6 離子電推進在軌飛行試驗任務航天器統(tǒng)計Tab.6 Flight test mission spacecraft of ion electric propulsions

1.2.7 小結

已經(jīng)應用了離子電推進的航天器任務包括GEO衛(wèi)星南北位保、GEO衛(wèi)星全位保、GEO衛(wèi)星全電推進、深空探測主推進、大氣阻尼補償及無拖曳控制、在軌飛行試驗等，其中GEO軌道衛(wèi)星67顆，占離子電推進航天器總數(shù)的87.0%。

2 離子電推進的在軌故障

2.1 美國離子電推進在軌故障

2.1.1 BSS-601HP平臺離子電推進在軌故障

波音BSS-601HP平臺發(fā)生XIPS-13離子電推進在軌故障衛(wèi)星6顆，具體情況如下：

（1）Galaxy 8i衛(wèi)星離子電推進于2000年9月全部失效，衛(wèi)星工作壽命縮短了8 a；

（2）Galaxy 4R衛(wèi)星離子電推進于2003年6月全部失效，衛(wèi)星工作壽命縮短了6 a；

（3）PAS 6B衛(wèi)星離子電推進于2003年7月全部失效，衛(wèi)星工作壽命縮短了7 a；

（4）Galaxy 10R衛(wèi)星離子電推進于2004年8月全部失效，衛(wèi)星工作壽命縮短了7 a；

（5）Satmex 5衛(wèi)星離子電推進于2010年1月全部失效（備份于2005年6月失效），衛(wèi)星工作壽命縮短了2 a；

（6）DirecTV 1R衛(wèi)星主離子電推進失效，但備份正常工作，衛(wèi)星工作壽命未受影響。

XIPS-13離子電推進系統(tǒng)在軌失效的確切原因一直未對外公開，根據(jù)零星報道和相關文獻推測[6-7]：導致失效的主要原因為推力器柵極上的多余物和電源處理單元故障，與推力器設計無關。推力器柵極上的多余物與推力器安裝位置相關，羽流濺射沉積物是形成多余物的主要來源。電源處理單元故障又包括本身設計問題和柵極多余物短路影響兩個方面。

獲得的主要經(jīng)驗與教訓包括：

（1）BSS-601HP平臺是先有平臺后增加了XIPS-13離子電推進，受制于原有平臺增加電推進的布局限制，對推力器工作羽流腐蝕及濺射物沉積影響評估不足，導致推力器和PPU都受到嚴重影響并失效，出現(xiàn)多顆衛(wèi)星提前退役的局面；

（2）BSS-601HP平臺5顆衛(wèi)星上主PPU和備份PPU的先后失效，導致衛(wèi)星XIPS-13離子電推進功能全部喪失。更新設計后的PPU在2003年發(fā)射的AsiaSat 4和Galaxy 13等后續(xù)衛(wèi)星上應用后，沒有再發(fā)生過XIPS-13離子電推進在軌故障，問題得到了徹底解決；

（3）BSS-601HP平臺的化學推進具有4 a左右的NSSK工作能力，對發(fā)生XIPS-13離子電推進在軌嚴重故障的衛(wèi)星，起到了一定的工作壽命補償作用。

2.1.2 DS-1離子電推進在軌故障

DS-1航天器離子電推進在工作之初發(fā)生了推力器柵極短路故障[8]。1998年11月10日離子電推進開始第一次在軌工作，在最小功率500 W引出束流4.5 min后，推力器出現(xiàn)了連續(xù)高壓打火恢復循環(huán)被自動關機。隨后進行了14次重新啟動嘗試，均由于加高壓后的連續(xù)打火恢復循環(huán)而失敗，確定為柵極短路故障。造成柵極短路的最大可能來自航天器與運載分離過程中產(chǎn)生的多余物。

為此開展了約2周時間的柵極短路故障的排除處理工作：（1）首先排除了短路多余物電流燒蝕的方案，因為容易出現(xiàn)焊接而不是清除的較大風險；（2）基于柵極的結構和熱耦合模型，進行了應用熱循環(huán)方法消除柵極短路的效力分析，結果表明熱冷循環(huán)可以導致較大的柵極間距變化，且風險最??；（3）在2周內進行了多次100℃范圍的熱循環(huán)。1998年11月24日再次嘗試啟動離子電推進，成功實現(xiàn)引出束流穩(wěn)定工作，故障消除后離子電推進恢復正常工作。

獲得的主要經(jīng)驗與教訓包括：

（1）針對DS-1航天器初始工作時推力器柵極短路故障，采取基于熱循環(huán)的安全穩(wěn)妥措施，消除了短路故障，保障了后續(xù)任務能夠完成；

（2）DS-1航天器是單臺推力器配置，在發(fā)生工作之初柵極短路故障時，面臨任務失敗的形勢，所幸故障得以消除。

2.1.3 DAWN離子電推進在軌故障[9]

（1）推力器2異常關機故障

2007年9月9日進行推力器2滿功率引出束流試驗，推力器在放電室二極管工作模式下突然發(fā)生了非正常關斷。遙測數(shù)據(jù)表明為中和器共地（電位）錯誤，也就是中和器地與航天器地之間電位差超出了最大容許的+40 V。故障分析認為：中和器地與航天器地之間電位差要受到在軌太陽陣電位和環(huán)境等離子體聯(lián)合影響，推力器二極管工作模式下的高密度等離子體可能會顯著影響等離子體環(huán)境，由此出現(xiàn)電位差超出原定上限屬于正常情況。在軌采取修改控制單元數(shù)據(jù)表中對該電壓限制數(shù)據(jù)而得以解決，后續(xù)沒有再發(fā)生這類故障。

（2）控制單元1（DCIU1）兩次關機故障

2011年6月27日電推進工作突然中斷，航天器進入安全模式。該故障1 d后被發(fā)現(xiàn)并損失了29 h推進工作時間。遙測數(shù)據(jù)表明控制單元5V控制信號丟失導致電推進系統(tǒng)關機。失效分析認為是單粒子效應導致DCIU1控制信號失效，關閉開啟電源可以恢復功能。2011年7月20日完成谷神星軌道捕獲后，DCIU1重新啟動，遙測表明5V控制信號正常，系統(tǒng)的全部功能恢復正常。

2014年DCIU1再次出現(xiàn)類似故障。分析表明單粒子效應對這類電路發(fā)生影響的時間周期平均為3～4 a，與元器件選擇、防護電路設計、機架厚度和材料、航天器具體環(huán)境等相關。

（3）調壓控制電磁閥開關頻次偏高異常

2007年11月7日到11月13日，在推力器3近200 h的長周期試驗中，發(fā)現(xiàn)主路電磁閥開關頻率達到平均19.2次/h，高出預期計劃11.1次/h的1.7倍，陰極為5.6次/h也高于預期的3.4次/h。分析表明：預期的開關頻次沒有考慮到氣瓶和電磁閥溫度差別影響（氣瓶溫度比電磁閥至少低3℃），考慮溫度差別后預期和實際非常一致。采取了包括降低流率控制組件溫度、穩(wěn)壓罐壓力測量取下限等減少閥門開關次數(shù)的措施。

獲得的主要經(jīng)驗與教訓包括：

（1）DAWN航天器上單粒子效應導致了控制單元DCIU1的兩次異常關機；

（2）DAWN航天器上等離子體環(huán)境差異導致中和器電位超差和推力器FT2關機的故障，本質上也是地面驗證沒有覆蓋到該環(huán)境條件所導致。

2.2 日本離子電推進在軌故障

2.2.1 ETS-8離子電推進在軌故障[10]

2009年7月上旬，ETS-8衛(wèi)星上的兩臺PPU全部失效，離子電推進系統(tǒng)失去工作能力，衛(wèi)星南北位保任務由化學推進承擔，衛(wèi)星于2017年1月完全退役。

（1）北面A推力器故障

2007年3月3日用PPUA和南、北面A主推力器組合正式開始NSSK工作，到6月中旬北面A推力器不時出現(xiàn)放電室熄火情況，需要發(fā)送指令重新啟動。發(fā)生該故障的原因不明，該推力器后續(xù)未再工作。

（2）PPUA失效故障

2008年1月中旬南面A推力器連續(xù)3次無法啟動工作，故障診斷后確認為PPUA失效，離子電推進承擔NSSK工作被迫停止了近2個月。大量分析認為故障發(fā)生在束電源和加速電源的邏輯電路元件上，導致結果為輔助電源電壓降低。由于故障前1 800 h PPUA均工作正常，初步認為該故障發(fā)生具有隨機性。

（3）PPUB失效故障

2009年7月7日南面B推力器工作中發(fā)生了一次中和器熄滅的重啟，重啟后的工作參數(shù)出現(xiàn)異常。懷疑為PPUB故障，對飛行遙測數(shù)據(jù)的分析表明，PPUB的故障模式與以前PPUA相同。PPUB工作累計時間超過1萬小時發(fā)生類似失效，排除了PPUA失效的隨機性判定。失效故障應該為設計缺陷，另外也懷疑PPUB失效與推力器頻繁的高壓擊穿相關。

（4）南面B推力器異常故障

2007年8月進行南面B推力器啟用檢測時，發(fā)現(xiàn)推力器的中和器點火不穩(wěn)定。2008年1月再次檢查時，確定其中和器仍然處于點火不穩(wěn)定狀態(tài)。分析認為故障原因有兩個：一是中和器觸持極對地短路，最可能是觸持極和推力器外緣之間存在導體連通；二是該短路與中和器溫度及周圍環(huán)境相關。采用休閑模式和放電模式等多種方式，短路情況于2008年6月底消失，推力器能夠正常工作。2008年9月推力器出現(xiàn)新的工作不穩(wěn)定情況，表現(xiàn)為有時能引出束流、有時引不出束流，且一旦引出工作性能正常。

獲得的主要經(jīng)驗和教訓包括：

（1）ETS-8衛(wèi)星上兩臺PPU分別失效，導致衛(wèi)星離子電推進全部失效；

（2）ETS-8衛(wèi)星的化學推進系統(tǒng)能夠提供8年以上位保能力，成為IES-12離子電推進完全失效后的關鍵支撐。

2.2.2 Hayabusa-1離子電推進在軌故障[11-12]

（1）推力器周圍異常放電故障

2003年5月底進行兩臺推力器同時工作在軌測試時，由于溫度升高引起出氣，導致推力器周圍出現(xiàn)大量嚴重的打火放電。用加熱器和太陽輻照交替對電推進進行2 d時間、50°C烘烤出氣處理，實現(xiàn)了3臺推力器短期同時工作。然后進行3臺推力器長時間工作時，又被數(shù)次嚴重打火放電中斷，再次烘烤電推進和衛(wèi)星正X面板，最終實現(xiàn)了3臺推力器穩(wěn)定工作24 h。

從推力器D的加速電流遙測數(shù)據(jù)可見，隨真空環(huán)境變好，加速電流逐漸減小。經(jīng)過兩次烘烤后加速電流降低顯著，與地面高真空條件下加速電流測試數(shù)據(jù)一致。

（2）推力器A放電室工作異常故障

2003年7月開始航天器主推進任務，推力器A僅工作8 h就出現(xiàn)了工作不穩(wěn)定和束電流突然降低到80%額定值的故障情況。2009年10月重新啟用推力器A時，仍不能正常工作。

故障診斷表明：放電室微波電源入射功率的絕大部分被反射回耦合盒，耦合盒與放電室之間電纜處于冷態(tài)，判斷問題出在耦合盒或電纜上。中和器能夠單獨點火。

（3）多臺推力器的中和器觸持電壓升高故障

2005年6月22日推力器B的中和器觸持電壓突然從20 V以下升高到40 V，2007年4月中和器觸持電壓增大到了50 V，2009年10月22日觸持電壓升高到90 V，已經(jīng)無法正常工作。

2009年3月底推力器D的中和器觸持電壓突然開始升高，到4月初達到35 V，到11月4日觸持電壓超過80 V后被控制單元自動關閉，其后采用各種辦法都無法啟動工作。

2009年10月12日推力器C的中和器觸持電壓突然增高，隨后進行了變流率、小束電流的觸持電壓調試，確認推力器C在35 V觸持電壓下工作推力只有5 mN。

針對推力器B、C、D在工作9 579～14 830 h后出現(xiàn)中和器觸持電壓持續(xù)升高，且最終超出電源供應能力而關機的故障，進行了專題分析及驗證[13]。主要結論為：中和器工作過程中，主要是雙荷離子對磁極靴軟鐵有比較嚴重的濺射腐蝕，該濺射物沉積在中和器內表面。在空間冷熱環(huán)境循環(huán)下，由于沉積物與表面熱形變系數(shù)差別導致沉積物被剝離形成金屬碎屑，這些金屬碎屑被磁化后聚集在磁路端部，產(chǎn)生對高能電子阻擋作用并削弱等離子體的產(chǎn)生，由此造成觸持電壓升高。

（4）推力器D故障

2003年10月中旬出現(xiàn)推力器D柵極之間電絕緣退化被控制單元自動關閉的故障，21日通過地面指令多次嘗試引出束流方式對污染物予以清除，實現(xiàn)了穩(wěn)定工作。2004年10月推力器D再次進行了柵極短路清除。

獲得的主要經(jīng)驗與教訓包括：

（1）Hayabusa-1離子電推進采用3+1推力器備份，在推力器A發(fā)生初期失效的情況下，雖然歷經(jīng)困難，最終完成了采樣返回任務；

（2）Hayabusa-1航天器入軌后因出氣導致了推力器頻繁打火無法正常啟動故障；

（3）Hayabusa-1航天器在姿控化學推進失效情況下，用電推進以冷氣推進工作方式恢復了航天器姿態(tài)。在返程途中唯一能工作的推力器C性能嚴重下降、航天器返程任務無法完成的情況下，采用不同推力器放電室和中和器組合的緊急應對策略，使得采樣器最終返回地面。

2.2.3 PROCYON離子電推進在軌故障[14]

深空探測試驗航天器PROCYON由東京大學和JAXA聯(lián)合研制，推進系統(tǒng)為共用氙氣的冷氣和MIPS離子電推進聯(lián)合系統(tǒng)，MIPS組成包括微波放電離子推力器單元ITU、電源處理單元PPU、氣體管理單元GMU和控制單元ICU。航天器入軌后，離子電推進系統(tǒng)發(fā)生了系列故障。

（1）GMU的閥門故障

2014年12月15日GMU初始化檢查時出現(xiàn)了兩個異常：一是壓力調節(jié)閥開啟時間為1～2 s，遠大于指令要求的48 ms，確認的原因是控制器軟件故障，通過重啟ICU恢復正常；二是離子推力器閥門在第二次關閉后出現(xiàn)泄漏，可能原因是閥門密封面顆粒物污染，通過氣流沖洗方法無法消除，所幸其漏率不會產(chǎn)生致命影響。

（2）ITU中和器電壓偏高故障

2014年12月28日推力器首次成功點火工作，相對地面工作情況出現(xiàn)兩個異常：一是束流比地面大7～13%，二是中和器電壓高達36 V（地面25 V）。束流偏高的原因不清，但經(jīng)過29日和30日的兩次工作后，臺階式下降并回到地面測試值，后續(xù)保持穩(wěn)定。中和器電壓偏高原因包括中和器支路的微波傳輸損失和氙氣泄漏，但每小時幾伏的電壓升高仍然無法解釋。

（3）ICU死機故障

在前兩周工作中ICU大約每10 h出現(xiàn)1～2次死機，控制器既不接受指令，也不傳輸遙測數(shù)據(jù)。經(jīng)過數(shù)周分析確認為控制器軟件缺陷，缺陷存在于指令接收處理過程，當指令總量超過256 bit時控制器罷工。

（4）推力器失效故障

2015年3月10日，控制單元探測到了束電壓降低，控制器關閉束電源并重啟，幾次重復均未能恢復束電壓。遙測數(shù)據(jù)顯示束電壓異常前沒有先兆，加速電壓和束電壓同時降低，中和器工作參數(shù)正常。初步確認為束電源和加速電源之間短路，最可能原因為推力器柵極間存在小金屬碎片。

后續(xù)一直嘗試多種措施清除短路，均未成功。導致航天器錯失原計劃的2015年12月3日地球引力輔助和2016年5月12日飛掠探測目標的機會，只能放棄了原定探測目標任務。

獲得的主要經(jīng)驗與教訓包括：

（1）PROCYON航天器只有單臺離子推力器，推力器的早期失效直接導致航天器主要任務失??；

（2）PROCYON航天器上電推進和冷氣推進混合的聯(lián)合工作模式在地面沒有進行有效驗證，導致在軌工作時出現(xiàn)壓力調節(jié)閥錯誤控制故障。

2.3 歐洲和中國離子電推進在軌故障

2.3.1 ARTEMIS衛(wèi)星離子電推進在軌故障[15-16]

ARTEMIS衛(wèi)星配置了由兩臺英國T5推力器（代號EITA1和EITA2）和兩臺德國RIT-10推力器（代號RITA1和RITA2）組合的離子電推進系統(tǒng)，原計劃任務為10 a南北位保。由于阿麗亞娜5運載火箭上面級工作異常，造成衛(wèi)星力學振動環(huán)境過載，衛(wèi)星實際軌道遠低于原定轉移軌道高度。經(jīng)過詳細分析計算，確定了星上化學推進和電推進接力方式完成GEO軌道轉移的搶救方案。

在離子電推進提升軌道工作過程中，先后發(fā)生3臺推力器相關的故障，最后依靠單臺RITA2推力器完成了歷時1 a的軌道提升任務。

（1）RITA1中和器加熱器短路故障

2001年8月在電推進系統(tǒng)初始中和器激活過程中，發(fā)現(xiàn)RITA1的中和器加熱器因開路而停止工作，最可能故障原因為發(fā)射過程中的過載力學條件導致加熱器元件失效。

為此進行了RITA1推力器和EITA1中和器組合的工作模式嘗試，在推力器入口壓力提高15%情況下，組合后的RITA1能夠多次重復點火且工作正常。

（2）EITA1推力器的供電故障

2001年11月29日，推力器EITA1出現(xiàn)了從束流中斷狀態(tài)中無法恢復的故障。多次嘗試重新啟動失敗后，確認EITA1無法正常工作。分析認為最大可能為電源處理單元中齊納二極管電路填充材料的碳化，或者是推力器與電源處理單元之間電纜的退化，其中齊納二極管用于束流瞬態(tài)中斷下的陽極限壓。

（3）RITA1流率供應堵塞故障

2002年5月31日RITA1出現(xiàn)因推力器流率供應堵塞而不能工作的故障。故障原因可能為機械或電引起的閥關閉，流阻器堵塞的可能性小。

（4）EITA2推力器過熱故障

2002年6月12日后的幾天里EITA2推力器出現(xiàn)因內部短路導致的束流中斷，電源處理單元無法自動重啟，需要步進指令操作。到27日推力器支架溫度達到130℃上限，中斷了EITA2的工作。

數(shù)據(jù)分析表明，自6月18日重新啟動中，已經(jīng)出現(xiàn)熱不穩(wěn)定導致的溫度快速升高，加速和減速電流增大、束流中斷頻繁、電子反流加劇熱沉積等性能異常。加速和減速電流增大的原因是加速電源和地之間存在泄漏通道，確認為連接電纜問題。

獲得的主要經(jīng)驗和教訓包括：

（1）ARTEMIS衛(wèi)星因發(fā)射過載造成RITA1推力器的中和器加熱器短路故障；

（2）ARTEMIS衛(wèi)星上進行了RITA1推力器和EITA1中和器組合工作模式，為開始階段的軌道提升提供了較大推力及效率；

（3）ARTEMIS衛(wèi)星面對發(fā)射運載異常、衛(wèi)星無法正常入軌的嚴峻局面，采用了把原計劃用于南北位保的離子電推進調整為完成近乎一半軌道轉移任務的新工作模式，通過星上軌道轉移化學推進和離子電推進的接力工作，成功完成了衛(wèi)星的軌道轉移，挽救了幾乎失敗的衛(wèi)星任務。

2.3.2 中國中星十六衛(wèi)星離子電推進在軌故障

中國中星十六衛(wèi)星是一顆DFH-3B平臺衛(wèi)星，配置了由4臺LIPS-200推力器和2臺PPU組成的離子電推進以完成15 a NSSK任務。截至目前離子電推進發(fā)生了PPU的在軌故障。

2017年8月17日離子電推進系統(tǒng)在執(zhí)行南北位保任務時，推力器工作過程中發(fā)生了屏柵電壓突然降低并導致推力器關機的故障。在線診斷表明，屏柵電壓降低的原因是電源處理單元2（PPU2）的一個屏柵電源模塊C無輸出，確認該模塊已失效。

通過細致分析和地面驗證確認：C模塊失效的直接原因是內部變壓器短路，而導致變壓器短路的主要機理是低氣壓環(huán)境下的介質阻擋放電造成絕緣層破壞和碳化。

獲得的主要經(jīng)驗和教訓包括：

（1）中星十六衛(wèi)星采用電化混合推進，其中化學推進能夠提供10 a的南北位保能力;

（2）中星十六衛(wèi)星離子電推進本身為全備份系統(tǒng)，再加上PPU內部柵極電源模塊的備份設計，即使發(fā)生PPU柵極電源模塊失效，也不會影響離子電推進完成任務。

3 離子電推進的應用經(jīng)驗啟示

從1997年開始當代氙離子電推進航天工程應用以來，世界上已經(jīng)發(fā)射了77顆應用離子電推進的航天器（包括發(fā)射失敗7顆）。發(fā)生離子電推進在軌故障的航天器有13顆，占發(fā)射入軌70顆航天器總數(shù)的比例為18.6%，其中由于離子電推進故障導致航天器任務受到嚴重影響的只有7顆，總占比僅為10%。

基于離子電推進航天工程應用成敗實例，簡要給出成功應用離子電推進的經(jīng)驗啟示，以期有益于我國航天器的離子電推進應用工程。主要包括航天任務適用范圍廣、經(jīng)濟效益與技術效益兼?zhèn)洹⒑教炱髌脚_設計和離子電推進系統(tǒng)設計、推力器和PPU關鍵單機可靠性及壽命、在軌故障處理和避免早期失效、環(huán)境影響及驗證覆蓋性、在線能力挖掘等方面。

（1）離子電推進具有廣泛的航天工程任務適用性

盡管目前應用離子電推進的航天器數(shù)量僅占航天器總數(shù)的比例在10%左右，但已覆蓋了航天工程的大部分任務范圍：距離范圍包括了地球超低軌道、地球同步軌道、近地小行星、主帶小行星等，推進任務類別包括位置保持（軌道維持）、地球軌道轉移、太陽系軌道巡航、精確無拖曳控制等，航天器任務包括通信衛(wèi)星、對地觀測衛(wèi)星、科學實驗衛(wèi)星、深空探測航天器等。

（2）航天器應用離子電推進兼?zhèn)淞私?jīng)濟效益與技術效益

離子電推進具備更高的比沖和效率性能，使得航天器應用能夠產(chǎn)生更大的經(jīng)濟效益。離子電推進具備更便利精確的性能調控能力，使其成為無拖曳控制、科學實驗等航天器任務實現(xiàn)的支撐技術。航天器任務中充分利用離子電推進的效益和技術雙重優(yōu)勢，能夠帶來實施航天工程的低成本、高收益、任務柔性、突破運載限制等多方面好處。

（3）航天器平臺和離子電推進系統(tǒng)是應用離子電推進航天器設計的核心

首先，基于應用離子電推進的衛(wèi)星平臺設計非常重要，應充分考慮離子電推進與航天器的工作兼容性、離子電推進與航天器任務的優(yōu)化匹配性。離子電推進的航天工程應用歷史，確實存在著先有平臺后有離子電推進和先有離子電推進后有平臺的兩種情況，由此導致的航天器任務影響差別顯著、代價昂貴。

其次，遵守離子電推進系統(tǒng)設計的可靠性準則。航天器工程應用離子電推進系統(tǒng)設計，一般都應遵守容許壽命之初單臺推力器失效的系統(tǒng)可靠性準則，也就是開始之初的單臺推力器失效不會影響任務完成。

最后，電化混合推進是首次應用離子電推進航天器的穩(wěn)妥方案。考慮到離子電推進的技術復雜性和工程可靠性，首次或首發(fā)應用離子電推進的航天器，特別是商業(yè)衛(wèi)星，采用電化混合互補的推進系統(tǒng)方案比較穩(wěn)妥。

（4）推力器和PPU關鍵單機的可靠性及壽命是成功應用的關鍵支撐

推力器是離子電推進系統(tǒng)工作壽命的關鍵單機，其工作壽命可以在地面充分驗證，盡管成本代價昂貴。PPU是離子電推進系統(tǒng)工作可靠性的關鍵單機，但在地面驗證的有效性和充分性方面重視不夠，一是PPU和推力器聯(lián)合工作兼容性驗證不充分，二是對PPU在空間環(huán)境下長期工作可靠性驗證的有效性不足，由此導致PPU的在軌失效成為航天器任務受到嚴重影響的主要因素。

（5）在軌故障處理和避免早期失效是離子電推進應用工程的核心技術

要保證航天器任務的圓滿完成，及時有效的離子電推進在軌故障處理策略非常關鍵，甚至能發(fā)揮起死回生的作用。同時應高度重視航天器發(fā)射后離子電推進的初始工作可靠性，統(tǒng)計分析表明，航天器發(fā)射后離子電推進開始工作階段為故障易發(fā)和頻發(fā)期，其中包括了離子電推進系統(tǒng)單機之間的耦合故障。

（6）空間環(huán)境影響及其驗證覆蓋性值得關注

深空探測任務中，航天器要經(jīng)歷比地球軌道更嚴酷的空間環(huán)境影響，包括熱冷環(huán)境和輻射環(huán)境，空間環(huán)境效應對離子電推進控制單元、貯供單元、PPU部分電路等的影響值得特別關注，地面驗證應有效覆蓋這些空間環(huán)境條件，包括覆蓋空間全部工況，否則將導致令人遺憾的在軌故障發(fā)生。

（7）異常情況下有必要在線挖掘離子電推進的潛能

航天工程經(jīng)驗表明，離子電推進不僅能夠出色完成航天器預定任務，而且通過在線挖掘潛能，能夠在航天器出現(xiàn)異?；蛞馔馇闆r時創(chuàng)造奇跡。這些潛能包括部分姿態(tài)控制、氙冷氣推進、放電室與中和器的跨推力器組合、臨時改變推力與比沖性能等，其中部分潛能發(fā)揮要依靠推力矢量調節(jié)結構實現(xiàn)。