劉輝，王尚勝，于達(dá)仁，趙明煊，鄭思遠(yuǎn)，陳野

1. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源科學(xué)與工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001 2. 航天等離子體推進(jìn)工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，黑龍江 哈爾濱 150001

1 引言

引力波是愛因斯坦廣義相對(duì)論中的一個(gè)重要預(yù)言，獲得引力波存在的直接證據(jù)不僅可對(duì)廣義相對(duì)論進(jìn)行更精確的檢驗(yàn)，也將給相關(guān)技術(shù)領(lǐng)域帶來革命性突破，是未來基礎(chǔ)科學(xué)領(lǐng)域最前沿的重大研究課題[1]。2015年，美國地面激光干涉引力波天文臺(tái)LIGO成功探測(cè)到首例由雙黑洞合并導(dǎo)致的引力波事件，打開了引力波探測(cè)和引力波天文學(xué)的新紀(jì)元[2]。空間引力波探測(cè)突破了地基測(cè)量的尺度限制，擁有更加寬廣的視野范圍，收集到的波源信息所對(duì)應(yīng)的天體質(zhì)量和尺度遠(yuǎn)大于地面探測(cè)器。目前國際上已有多個(gè)國家啟動(dòng)了相應(yīng)的研發(fā)計(jì)劃。歐空局與NASA聯(lián)合開展的LISA任務(wù)計(jì)劃于2035年發(fā)射。2015年，作為LISA先驅(qū)任務(wù)的LISA Pathfinder(LPF)技術(shù)驗(yàn)證衛(wèi)星成功發(fā)射，成為國際上第一個(gè)在軌驗(yàn)證過引力波關(guān)鍵技術(shù)的空間項(xiàng)目。國內(nèi)由中山大學(xué)發(fā)起的空間引力波探測(cè)項(xiàng)目“天琴計(jì)劃”與中科院“太極計(jì)劃”目前也都在開展相應(yīng)的研究工作。

空間引力波探測(cè)通常由三顆彼此相距數(shù)百萬公里的航天器在空間中構(gòu)成等邊三角形，利用激光干涉儀測(cè)量引力波所引起的航天器間測(cè)試質(zhì)量的微弱距離變化，進(jìn)而得到引力波的相關(guān)信息[3]。為屏蔽航天器所受的額外干擾，保證測(cè)量精度，引入無拖曳控制技術(shù)。無拖曳控制就是利用微推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)生的推力實(shí)時(shí)抵消航天器所受的空間環(huán)境微小擾動(dòng)，為激光干涉儀提供超靜測(cè)量平臺(tái)[4]。應(yīng)用于引力波探測(cè)任務(wù)的航天器在軌道上所受到的太陽光壓、宇宙射線等外部干擾力為微牛量級(jí)，并且隨時(shí)間發(fā)生連續(xù)變化，因此要求用于無拖曳控制的微推力器不僅需要具備快速響應(yīng)的調(diào)節(jié)能力，還應(yīng)具有較寬的推力范圍、較高的推力分辨率以及較低的推力噪聲，即：“寬、穩(wěn)、準(zhǔn)、快”。同時(shí)，推力器還應(yīng)具有足夠長的使用壽命以滿足任務(wù)周期。以LISA為例，其所要求的推力器的各項(xiàng)指標(biāo)主要有：保證5～30 μN(yùn)的推力覆蓋范圍，推力精度不低于0.1 μN(yùn)，推力噪聲不高于0.1 μN(yùn)/Hz1/2，壽命大于40 000 h等[5]。

無拖曳控制技術(shù)嚴(yán)苛的指標(biāo)要求大大縮小了任務(wù)適用的推力器備選范圍，2017年，LISA發(fā)布的任務(wù)提議中列選了四種可能的推力器類型作為探測(cè)任務(wù)的候選者，分別是冷氣微推力器、膠體推力器、離子推力器和會(huì)切型霍爾推力器[6]。2020年，國家科技部正式啟動(dòng)了空間引力波探測(cè)重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃，在計(jì)劃支持下，目前國內(nèi)對(duì)應(yīng)用于空間引力波探測(cè)的微推力器的研發(fā)同樣主要圍繞上述四種推力器進(jìn)行。四種類型推力器由于工作原理的不同，在推力范圍、精度、噪聲以及技術(shù)成熟度等方面各有優(yōu)劣，但對(duì)于空間引力波探測(cè)任務(wù)要求的數(shù)萬小時(shí)工作時(shí)長，無論對(duì)于何種類型推力器，壽命與可靠性的評(píng)估問題都是必須要面臨并做出突破的關(guān)鍵技術(shù)。電推力器相較于冷氣推力器，由于具有更加復(fù)雜的工作原理與結(jié)構(gòu)組成，技術(shù)成熟度相對(duì)較低，因此對(duì)電推進(jìn)裝置而言，壽命與可靠性的評(píng)估工作要比冷氣推進(jìn)面臨更大的挑戰(zhàn)。

在引力波等新型空間任務(wù)的需求牽引下，任務(wù)所需要的推進(jìn)系統(tǒng)要求具備越來越長的工作周期，傳統(tǒng)的、單一的壽命評(píng)估手段具有參考價(jià)值但難以直接應(yīng)用，這對(duì)裝置的壽命評(píng)估工作提出了新的挑戰(zhàn)。膠體、離子以及會(huì)切型霍爾作為任務(wù)備選的三種電推進(jìn)方案，目前得到了充分的關(guān)注。本文圍繞以上三種推進(jìn)類型，對(duì)其壽命試驗(yàn)研究及壽命預(yù)測(cè)研究的現(xiàn)狀進(jìn)行了梳理總結(jié)，最后提出相應(yīng)的發(fā)展思路。

2 評(píng)估任務(wù)分析

電推進(jìn)系統(tǒng)主要包含推力器、電源、儲(chǔ)供三大模塊。推進(jìn)系統(tǒng)作為一個(gè)整體，任一模塊或組件的失效都將表現(xiàn)為系統(tǒng)層面的故障問題。傳統(tǒng)航天推進(jìn)一般將推力器無法繼續(xù)提供推力視作其壽命終點(diǎn)，而引力波探測(cè)任務(wù)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)工作壽命的要求則不同，空間引力波探測(cè)所必需的無拖曳控制技術(shù)對(duì)推力性能有著極高的要求，當(dāng)“寬、穩(wěn)、準(zhǔn)、快”有任一指標(biāo)不滿足要求時(shí)，推進(jìn)系統(tǒng)即告失效。在推力器如此高性能的運(yùn)行過程中，儲(chǔ)供、電源等部件運(yùn)行狀態(tài)的微小波動(dòng)甚至故障都將對(duì)推力器輸出的推力特性造成嚴(yán)重干擾。因此，推進(jìn)系統(tǒng)中各部件之間的耦合影響以及基于此可能存在的失效形式都必須加以考慮。也就是說，微推進(jìn)系統(tǒng)壽命評(píng)估的目的是在考慮部件失效之間耦合影響的情況下在系統(tǒng)層面上建立起獨(dú)立、權(quán)威、可驗(yàn)證的測(cè)試與評(píng)估方法。

在引力波探測(cè)等新型空間任務(wù)的需求之下，電推進(jìn)系統(tǒng)的壽命評(píng)估工作呈現(xiàn)出新的特點(diǎn)，主要表現(xiàn)為以下幾個(gè)方面：

(1)基于大樣本的壽命評(píng)估方式難以直接應(yīng)用

對(duì)于化學(xué)推進(jìn)等其他推進(jìn)方式，由于其輸出推力大，燃燒時(shí)間短，在面臨相同的任務(wù)要求總沖時(shí)，花費(fèi)的工作時(shí)間更短，開展試驗(yàn)方便，因此其系統(tǒng)可靠性一般可通過開展大量樣本試驗(yàn)來確定。所測(cè)得的數(shù)據(jù)被用以精確估計(jì)故障概率分布的各項(xiàng)參數(shù)，是準(zhǔn)確度最高的理想評(píng)估方式。而電推進(jìn)系統(tǒng)則不同，由于電推力器具有高比沖低推力的特點(diǎn)，其輸出任務(wù)要求總沖所需的時(shí)間更長，因此采用電推進(jìn)裝置的航天器一般都有較長的任務(wù)周期，開展1:1壽命試驗(yàn)耗時(shí)長、成本高，特別是對(duì)于空間引力波探測(cè)這種需要數(shù)萬小時(shí)工作時(shí)長的任務(wù)而言，這種基于大樣本的壽命評(píng)估方式應(yīng)用困難。

(2)基于威布爾的可靠性分析得到成功實(shí)踐

威布爾分布在可靠性工程中被廣泛應(yīng)用，相較于指數(shù)分布、正態(tài)分布、極值分布可以更好地描述磨損失效概率。目前，電推力器的關(guān)鍵組件空心陰極通過開展短時(shí)多子樣壽命試驗(yàn)，充分利用試驗(yàn)過程量，基于威布爾分布可以得到置信度較高的壽命評(píng)估結(jié)果。據(jù)報(bào)道，高溫蒸發(fā)引起的加熱絲微觀組織改變是影響空心陰極可靠性的主要因素，該失效服從二參數(shù)威布爾分布，如圖1(a)所示。對(duì)于給定的空心陰極子樣的試驗(yàn)時(shí)間ti，失效數(shù)F，任務(wù)時(shí)間i，形狀參數(shù)m以及置信度γ，基于威布爾分布進(jìn)行可靠性計(jì)算，可以得到推力器空心陰極特征壽命η和可靠度R的表達(dá)式為：

(3)單一試驗(yàn)驗(yàn)證無法具體刻畫失效風(fēng)險(xiǎn)

鑒于大樣本試驗(yàn)可行度低，現(xiàn)行的電推進(jìn)系統(tǒng)壽命驗(yàn)證方式一般為在考慮一定裕度的前提下進(jìn)行單次地面壽命試驗(yàn)，以檢驗(yàn)各項(xiàng)指標(biāo)是否滿足要求，如圖1(b)所示。但這種方式存在一定風(fēng)險(xiǎn)，因?yàn)閮H根據(jù)單一的壽命試驗(yàn)信息，實(shí)際的故障分布位置和范圍無從確定。以美國此前搭載升空的SERT II型推力器為例[8]：發(fā)射之前進(jìn)行的6743 h的壽命試驗(yàn)相對(duì)于六個(gè)月的飛行時(shí)間(4 380 h)留有54%的安全裕度，但由于對(duì)失效模式的具體表現(xiàn)以及失重影響的認(rèn)識(shí)不清，最后搭載的兩臺(tái)推力器分別在工作2011 h和3781 h后即告失效。

圖1 基于威布爾分布的推力器壽命預(yù)測(cè)[7]Fig.1 Life prediction of thruster based on Weibull distribution[7]

(4)地面試驗(yàn)難以模擬實(shí)際飛行工況

目前已經(jīng)得到成功應(yīng)用的電推進(jìn)裝置多為點(diǎn)工況運(yùn)行，對(duì)這類裝置進(jìn)行地面試驗(yàn)時(shí)只需考慮某一特定工況。面向空間引力波探測(cè)的推進(jìn)系統(tǒng)需要面對(duì)更復(fù)雜的情況，無拖曳控制技術(shù)要求推力器根據(jù)外部干擾力的變化，實(shí)時(shí)輸出相應(yīng)大小的推力以抵消干擾，推進(jìn)系統(tǒng)的輸入功率表現(xiàn)為時(shí)間的函數(shù)，且外部干擾力來源眾多，具有極強(qiáng)的隨機(jī)性與不確定性。因此，針對(duì)實(shí)際飛行過程中確定的某一功率剖面開展地面壽命試驗(yàn)無法實(shí)現(xiàn)，如何應(yīng)對(duì)這一情況是目前面臨的另一難題。

除此之外，由于目前面向引力波探測(cè)的微牛級(jí)電推進(jìn)系統(tǒng)的研制大多處于原理樣機(jī)階段，技術(shù)成熟度較低，對(duì)現(xiàn)有的失效模式認(rèn)識(shí)有限，對(duì)可能存在的潛在壽命制約因素認(rèn)識(shí)不清，導(dǎo)致建立合理的壽命預(yù)測(cè)模型較為困難。

基于以上分析，面向空間引力波探測(cè)的微牛級(jí)電推進(jìn)系統(tǒng)長壽命評(píng)估工作目前面臨的挑戰(zhàn)可以總結(jié)為以下幾條：

1)推力范圍、精度、噪聲、響應(yīng)速度等作為關(guān)鍵考核指標(biāo)，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)壽命失效的定義更加復(fù)雜。

2)無拖曳控制需要的精度等級(jí)要求儲(chǔ)供和電源要更緊密地和推力器耦合在一起，綜合考慮對(duì)推力性能的影響。

3)無拖曳控制技術(shù)面臨的是實(shí)時(shí)連續(xù)變化的外部擾動(dòng)，推力器功率剖面隨環(huán)境變化，地面試驗(yàn)難以貼合實(shí)際工作場(chǎng)景。

4)面向任務(wù)需求的微推力器的研制目前仍處于原理樣機(jī)階段，技術(shù)成熟度低，對(duì)壽命制約因素的認(rèn)識(shí)掌握不足。

3 試驗(yàn)與可靠性評(píng)估研究現(xiàn)狀

壽命試驗(yàn)是獲得推力器性能參數(shù)，驗(yàn)證推力指標(biāo)，發(fā)現(xiàn)失效模式的必要手段。本節(jié)首先介紹了電推進(jìn)系統(tǒng)開展壽命試驗(yàn)的兩種主要方式：全周期壽命試驗(yàn)與加速壽命試驗(yàn)。

3.1 全周期壽命試驗(yàn)

全周期壽命試驗(yàn)即根據(jù)電推力器在空間任務(wù)中的壽命指標(biāo)要求，在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)按照實(shí)際工作參數(shù)進(jìn)行1：1工況的壽命試驗(yàn)，并按照一定時(shí)間間隔對(duì)推力、運(yùn)行參數(shù)(流量、電流、電壓、功率、等離子體參數(shù)、羽流發(fā)散角等)、型面等參數(shù)進(jìn)行測(cè)量，從而獲得豐富可靠的地面運(yùn)行數(shù)據(jù)，以便由此對(duì)推力器壽命做出評(píng)估。

膠體推力器方面，以美國Busek公司和噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室面向LPF聯(lián)合研發(fā)的ST7膠體推力器為典型代表。2006年，為驗(yàn)證推力器使用壽命，對(duì)工程模型機(jī)進(jìn)行了一次地面壽命試驗(yàn)[9]。測(cè)試的初始階段，推力器以診斷模式啟動(dòng)，用以清除管路中存在的氣泡以及由過量推進(jìn)劑引起的路徑阻抗。運(yùn)行1 000 h后進(jìn)入任務(wù)模擬模式，推力指令以10 Hz的頻率更新，此時(shí)整體推力水平維持在19 μN(yùn)上下。在累積運(yùn)行3 472 h后對(duì)推力器進(jìn)行了一次功能測(cè)試。推力器在10 s時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)了5～30 μN(yùn)推力范圍的跨越，符合任務(wù)要求的推力變動(dòng)范圍。此外，推力響應(yīng)速度、分辨率以及推力噪聲等也都分別滿足要求。最終，試驗(yàn)在累計(jì)運(yùn)行3 478 h后自動(dòng)停止。

ST7任務(wù)總的運(yùn)行時(shí)間為60 d(1 440 h)，考慮到可能的延長任務(wù)，要求推力器應(yīng)具有90 d的設(shè)計(jì)壽命(2 160 h)。因此，3 478 h的地面驗(yàn)證試驗(yàn)相比于設(shè)計(jì)壽命已經(jīng)具有了50%的安全裕度。然而在2016年的在軌驗(yàn)證過程中，搭載的8臺(tái)推力器里有1臺(tái)推力器在工作1 690 h后即告失效[10]，表現(xiàn)出了與地面試驗(yàn)不符的結(jié)果，再次強(qiáng)調(diào)了僅靠地面驗(yàn)證試驗(yàn)的壽命評(píng)估方式所具有的風(fēng)險(xiǎn)性，見圖2。

圖2 ST7膠體推力器地面壽命試驗(yàn)計(jì)算推力[9]Fig.2 Calculated thrust of ST7 colloid thruster during life test[9]

中國科學(xué)院面向“太極計(jì)劃”研制的微牛級(jí)射頻離子推力器μRIT-1此前進(jìn)行了短期性能測(cè)試，完成了對(duì)μRIT-1關(guān)鍵組件的優(yōu)化設(shè)計(jì)[11]。國外吉森大學(xué)[12]、Busek公司[13-14]、南安普頓大學(xué)[15]和賓夕法尼亞大學(xué)也開展了微牛級(jí)射頻離子推力器設(shè)計(jì)和熱力學(xué)仿真研究。此外，斯坦福大學(xué)[16]、德累斯頓工業(yè)大學(xué)[17]以及國內(nèi)的哈爾濱工業(yè)大學(xué)[18-19]等單位均開展了會(huì)切型霍爾推力器小型化的研究工作?？偟膩碚f，目前針對(duì)引力波探測(cè)研制的微牛級(jí)離子與會(huì)切型霍爾推力器大都技術(shù)成熟度相對(duì)較低，相關(guān)的地面壽命考核報(bào)道較少，但現(xiàn)有的針對(duì)應(yīng)用于常規(guī)任務(wù)的更大功率推力器的壽命評(píng)估工作對(duì)微推力工況的研究同樣具有重要參考價(jià)值。美國在離子推力器方面的研究較為成熟，對(duì)多款型號(hào)推力器開展了數(shù)萬小時(shí)的壽命試驗(yàn)。XIPS-13和XIPS-25兩款離子推力器此前分別進(jìn)行了21 058 h和13 370 h的壽命考核[20]；2017年美國航空航天局格林研究中心完成了NEXT累計(jì)51 184 h壽命試驗(yàn)[21]?；魻柾屏ζ鞣矫妫砹_斯火炬機(jī)械制造設(shè)計(jì)局(FAKEL)對(duì)SPT-100進(jìn)行了累計(jì)7 424小時(shí)的壽命試驗(yàn)[23]。2010年，美國Aerojet-General公司完成了對(duì)BPT-4000的10 400 h壽命試驗(yàn)[24]；2017年，德國航天局完成了HEMPT會(huì)切型霍爾推力器6 700 h的壽命試驗(yàn)[25]；國內(nèi)，2017年蘭州空間技術(shù)物理研究所研制的LIPS-200推力器已累計(jì)進(jìn)行了12 000 h的壽命試驗(yàn)[22]。同年，上?？臻g推進(jìn)研究所開展的40 mN、80 mN霍爾推力器長壽命性能試驗(yàn)，壽命分別突破2 500 h[26]、8 000 h[27]。

壽命試驗(yàn)除對(duì)推力器進(jìn)行性能驗(yàn)證外的另一作用是對(duì)推力器失效模式的觀察。對(duì)推力器各種失效形式對(duì)應(yīng)機(jī)理的深入理解是建立高置信度壽命預(yù)測(cè)模型的前提，也是壽命預(yù)測(cè)的首要任務(wù)。一般認(rèn)為，CEX離子對(duì)加速柵下游的轟擊及中和器電子反流是影響離子推力器壽命的兩大關(guān)鍵因素[28]，如圖3(a)所示。從加速柵噴出的高能離子與該處中性原子發(fā)生碰撞后，離子速度降低，被加速柵低電位吸引，對(duì)柵極下游表面造成濺蝕。另一方面，孔道內(nèi)的CEX離子則被吸引至柵極孔壁面造成擴(kuò)孔，孔徑的增大造成電勢(shì)壁壘的削弱，在軸線處逐漸出現(xiàn)下游電子上行進(jìn)入高電位電離室的通道，進(jìn)而導(dǎo)致電離室器件溫度過高，增加電能損耗等問題。霍爾推力器的主要失效形式為通道內(nèi)高能離子對(duì)通道外緣壁面的濺蝕，如圖3(b)所示。根據(jù)BPT-4000的測(cè)量結(jié)果，5 600 h到10 400 h期間沒有檢測(cè)到推力器型面的改變，這說明霍爾推力器通道的濺蝕主要發(fā)生在推力器工作前期。膠體推力器的失效模式主要為推進(jìn)劑在柵極上的積累導(dǎo)致的返噴與電子的回流，見圖3(c)，推進(jìn)劑的積累一般有兩種方式，其一為推進(jìn)劑的非正常發(fā)射對(duì)柵極的沖擊，二是發(fā)射粒子的碎裂和碰撞導(dǎo)致的徑向運(yùn)動(dòng)。除返噴之外，由發(fā)射極的高電位引起的電子反流將導(dǎo)致發(fā)射器損壞和推進(jìn)劑的分解，也是膠體推力器的主要失效形式之一[29]。

圖3 各種類型推力器的失效形式Fig.3 Failure mechanism of several different types of thrusters

3.2 加速壽命試驗(yàn)

加速壽命試驗(yàn)是通過加速使用環(huán)境(或產(chǎn)品工況)以在相對(duì)較短的時(shí)間內(nèi)確定產(chǎn)品可靠性并揭示產(chǎn)品主要失效機(jī)理的過程。此前，離子及霍爾推力器都有報(bào)道相應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果?？紤]到高能離子對(duì)通道壁面或加速柵極的濺蝕是目前兩種推力器主要的失效形式之一，對(duì)其進(jìn)行加速壽命試驗(yàn)主要有兩種途徑：1)人為改造推力器型面，使失效進(jìn)程加速；2)提高濺射離子的濃度，增大濺射能量以加快時(shí)效進(jìn)程，增加推力器流量、提高背壓、增加放電電壓、提高運(yùn)行功率等措施均可從不同程度上加快濺射的速率。

2003年，德國萊布尼茲表面改性研究所報(bào)道了對(duì)離子源ISQ 40 RF的加速壽命試驗(yàn)結(jié)果，通過增大流量的方式來加速柵極的腐蝕速率，最終試驗(yàn)進(jìn)行了2 800 h，預(yù)測(cè)推力器的實(shí)際工作壽命約為8 000 h[31]。2013年，俄羅斯克爾德什研究中心報(bào)道了通過改造型面的方法對(duì)KM-60型霍爾推力器的加速壽命試驗(yàn)結(jié)果[32]。將短時(shí)的實(shí)驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)代入模型得到型面演化結(jié)果，并基于此采用車削加工對(duì)一臺(tái)新推力器進(jìn)行型面改造，最終試驗(yàn)結(jié)果表明，實(shí)際工作推力器與基于預(yù)測(cè)加工的推力器型面與性能基本吻合，500 h壽命測(cè)試被100 h加速試驗(yàn)成功代替。

對(duì)于推進(jìn)系統(tǒng)的其他組件：儲(chǔ)供系統(tǒng)和電源，加速壽命試驗(yàn)更是獲取測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行模型分析的常用手段。對(duì)于儲(chǔ)供系統(tǒng)，其主要加速途徑是閥門開關(guān)次數(shù)，通常采用的方式是在規(guī)定的工作狀態(tài)下進(jìn)行連續(xù)開關(guān)試驗(yàn)，在達(dá)到一定開關(guān)次數(shù)(如5 000次)時(shí)，測(cè)試閥門漏率、響應(yīng)特性等性能指標(biāo)，判斷是否滿足技術(shù)條件要求，以決定是否繼續(xù)進(jìn)行試驗(yàn)直至滿足總開關(guān)次數(shù)。對(duì)電源而言，輻照劑量與器件熱應(yīng)力是影響其使用壽命的主要因素。需要注意的是，在進(jìn)行電源的加速壽命試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)溫度應(yīng)高于實(shí)際工作溫度，不過幅度應(yīng)當(dāng)合理，以免引起新的失效機(jī)制。

鑒于空間引力波探測(cè)所要求推進(jìn)系統(tǒng)數(shù)萬小時(shí)的工作壽命，開展加速壽命試驗(yàn)是一種有效手段。目前，面向空間引力波探測(cè)的微牛級(jí)電推進(jìn)系統(tǒng)相關(guān)的加速壽命試驗(yàn)研究尚未見報(bào)道，而針對(duì)應(yīng)用于常規(guī)任務(wù)的更大功率推力器加速壽命試驗(yàn)的開展相對(duì)較多，這些研究對(duì)目前的工作具有一定參考意義。面對(duì)電推力器及其他組件各類失效模式背后復(fù)雜的作用機(jī)理，如何合理確定加速因子，保證加速試驗(yàn)狀態(tài)與正常狀態(tài)下失效機(jī)理一致，進(jìn)而將加速試驗(yàn)結(jié)果外推到正常狀態(tài)是成功應(yīng)用加速壽命試驗(yàn)方法所要首先考慮的問題。

3.3 壽命預(yù)測(cè)研究

壽命預(yù)測(cè)即針對(duì)已知失效過程，通過構(gòu)建關(guān)鍵失效模式的理論模型，結(jié)合試驗(yàn)測(cè)試數(shù)據(jù)，給出具有一定置信水平的壽命預(yù)測(cè)結(jié)果。對(duì)電推進(jìn)裝置而言，壽命預(yù)測(cè)的作用主要體現(xiàn)在三個(gè)方面：減小試驗(yàn)評(píng)估壓力、給出失效模式的物理解釋、確定失效概率。目前，在電推進(jìn)裝置的壽命預(yù)測(cè)工作中應(yīng)用的主要方式包括：半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ皖A(yù)測(cè)法、數(shù)值模擬的方法、基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的預(yù)測(cè)方法以及系統(tǒng)層面的方法等。

(1)半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ皖A(yù)測(cè)法

半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ皖A(yù)測(cè)是在對(duì)失效模式及其機(jī)理有了一定理解的基礎(chǔ)上，通過將一些物理線性化建立起簡化的理論模型，再根據(jù)現(xiàn)有的壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定模型關(guān)鍵參數(shù)，從而預(yù)測(cè)未來的演化過程，得到評(píng)估結(jié)果。

對(duì)于膠體推力器，推進(jìn)劑在提取極和加速極上的積累導(dǎo)致的離子反流是主要的壽命制約因素，因此，將柵極上的束流沖擊降至最低是延長膠體推力器壽命的關(guān)鍵。美國加州大學(xué)洛杉磯分校(UCLA)針對(duì)LISA任務(wù)中應(yīng)用的膠體推力器，開發(fā)了一個(gè)壽命模型用以分析設(shè)計(jì)特征、運(yùn)行條件和排放特性對(duì)以液滴模式運(yùn)行的膠體推力器多孔柵極飽和時(shí)間的影響，其具體計(jì)算過程如圖4所示。

圖4 柵極沉積壽命模型中計(jì)算所需的輸入和迭代過程[33]Fig.4 Calculation process of grid deposition life prediction model[33]

模型中所涉及的參數(shù)包括：指令推力Tcom、計(jì)算推力Tcalc、發(fā)射電壓V、束流電流I、工質(zhì)體積流量Q、荷質(zhì)比q/m、提取速度vexit。模型以ST7地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)作為基礎(chǔ)電流剖面，圖5顯示了束流分布對(duì)加速極飽和時(shí)間的影響，隨著束流分布寬度σq增加，質(zhì)量分布σm增加，導(dǎo)致對(duì)柵極的沖擊增大，對(duì)于ST7的試驗(yàn)數(shù)據(jù)所得到的預(yù)期壽命約為18 000 h(σq=6.17，推力指令恒為10 μN(yùn))。

圖5 不同束流分布的壽命預(yù)測(cè)結(jié)果[33]Fig.5 Life prediction results of different beam distributions[33]

此外，Anirudh等人[33]通過上述半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ头治龇▽?duì)膠體推力器柵極幾何形狀變化、安裝錯(cuò)位和電子回流等問題對(duì)推力器性能退化的影響進(jìn)行了量化估計(jì)，得出的主要結(jié)論為：柵格孔徑半徑和柵格間距3%～7%的變化可以帶來推進(jìn)器壽命200%～400%的顯著提高；安裝錯(cuò)位會(huì)導(dǎo)致壽命縮短20%～50%；與改變柵極間距相比，增大孔徑會(huì)顯著增加回流電流，對(duì)于一定的柵極尺寸，施加足夠強(qiáng)的加速器柵極電位(千伏級(jí))可以將回流電流降至可忽略不計(jì)的水平。

離子推力器的失效模式主要包括CEX離子對(duì)加速柵極的濺射腐蝕和電子反流。蘭州空間技術(shù)物理研究所基于CEX離子對(duì)加速柵濺射腐蝕的物理機(jī)理，對(duì)離子推力器加速柵工作壽命進(jìn)行了概率性建模，并利用該模型對(duì)20 cmXe離子推力器加速柵壽命和其達(dá)到預(yù)期壽命的可靠度進(jìn)行了評(píng)估。結(jié)果顯示加速柵的壽命近似服從高斯分布，當(dāng)推力器工作環(huán)境壓力近似6.7×10-3Pa時(shí)，加速柵工作壽命達(dá)到3 000 h的可靠度為0.935 2[34-35]。Kaufman最早基于柵極理想結(jié)構(gòu)模型給出了加速柵極電子反流閾值與柵極結(jié)構(gòu)之間的函數(shù)關(guān)系，Willianms等考慮束流分布對(duì)柵極電勢(shì)影響對(duì)公式進(jìn)行了發(fā)展完善，并利用模型對(duì)NSTAR推力器電子反流閾值電壓與孔徑db的關(guān)系進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果如圖6所示。

圖6 加速柵反流閾值電壓與孔徑關(guān)系[36]Fig.6 Relationship between threshold voltage of electron backstreaming and aperture[36]

霍爾推力器的失效模式主要考慮束流對(duì)通道壁面的削蝕，俄羅斯克爾德什研究中心利用已有實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過簡化濺蝕物理過程，建立了霍爾推力器的半經(jīng)驗(yàn)壽命預(yù)測(cè)模型?；谠撃Ｐ蛯?duì)KM-45推力器工作1 020 h后的通道型面變化進(jìn)行了預(yù)測(cè)，分別選擇兩組時(shí)間點(diǎn)(20 h、100 h、220 h；20 h、220 h、430 h)的參數(shù)值帶入模型計(jì)算，結(jié)果顯示模型輸入選取的不同導(dǎo)致預(yù)測(cè)結(jié)果差異較大，且第二組預(yù)測(cè)結(jié)果相較于第一組具有更好的試驗(yàn)一致性[37]。

(2)數(shù)值模擬的方法

數(shù)值模擬方法是針對(duì)推力器特定的失效模式，建立對(duì)應(yīng)的數(shù)值控制方程，根據(jù)計(jì)算結(jié)果深入理解相應(yīng)物理過程，并得到推力器壽命的仿真計(jì)算結(jié)果。作為LISA任務(wù)中膠體推力器研發(fā)的一部分，UCLA通過將數(shù)值計(jì)算與壽命預(yù)估模型、單發(fā)射器測(cè)試組合的方法深入研究了電噴霧穩(wěn)態(tài)發(fā)射以及非穩(wěn)態(tài)發(fā)射對(duì)膠體推力器壽命的影響。根據(jù)膠體推力器電噴霧過程各階段主要物理過程的不同，將整個(gè)電噴霧過程分解為幾個(gè)不同區(qū)域進(jìn)行分別建模，如圖7所示。其中，提取區(qū)主要考慮液面在電場(chǎng)力驅(qū)動(dòng)下發(fā)展形成錐射流的過程，過渡區(qū)為射流到液滴的轉(zhuǎn)變，相互作用區(qū)主要考慮粒子間的庫侖力作用，而羽流區(qū)則主要考慮外加電場(chǎng)對(duì)粒子運(yùn)動(dòng)的影響。根據(jù)建模計(jì)算得到的主要結(jié)論是，軸向發(fā)射的液滴會(huì)在逆速度梯度的作用下沿路徑逐漸阻塞，在庫侖力作用下最終表現(xiàn)為羽流的徑向膨脹，并且發(fā)現(xiàn)荷質(zhì)比越大的粒子對(duì)應(yīng)于更大的羽流發(fā)散角[38]。計(jì)算結(jié)果合理地解釋了單發(fā)射器測(cè)試過程中所觀察到的現(xiàn)象，并為基于電化學(xué)或多空柵極飽和的壽命預(yù)估模型提供了所需的信息。

圖7 電噴霧計(jì)算區(qū)域 [38]Fig.7 Calculation area of electrospray [38]

離子及霍爾推力器數(shù)值模擬壽命預(yù)測(cè)法可概括為兩部分，第一部分是對(duì)等離子體運(yùn)動(dòng)過程的模擬，以確定濺蝕參數(shù)如等離子體密度、能量、入射角度等；第二部分是對(duì)壁面或柵極的濺蝕過程的模擬，確定濺蝕速率，從而預(yù)測(cè)推力器壽命。美國噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室為普羅米修斯計(jì)劃開發(fā)的模擬程序CEX-3D，利用數(shù)值模擬網(wǎng)格粒子和多重蒙特卡羅(MMC)方法，計(jì)算了從電離室內(nèi)幾毫米到加速柵下游區(qū)域內(nèi)束流引出過程中的CEX離子的產(chǎn)生速率及三維運(yùn)動(dòng)軌跡，并判斷其是否對(duì)柵極產(chǎn)生濺射得到濺蝕率，其結(jié)果如圖8所示。俄羅斯克爾德什研究中心成功利用該方式對(duì)IT-500離子推力器進(jìn)行了壽命評(píng)估，驗(yàn)證了其滿足20 000 h的壽命要求[40]。

圖8 NSTAR的CEX 3D磨損模式預(yù)測(cè)[39]Fig.8 Wear mode prediction of NSTAR based on CEX 3D[39]

(3)基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的預(yù)測(cè)方法

數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的預(yù)測(cè)方法包括基于失效數(shù)據(jù)的壽命預(yù)測(cè)方法和基于退化數(shù)據(jù)的壽命預(yù)測(cè)方法[41]。其中，基于失效數(shù)據(jù)的方法需要大量的歷史失效數(shù)據(jù)，否則難以獲得準(zhǔn)確度較高的預(yù)測(cè)結(jié)果。對(duì)壽命相對(duì)較長的電推進(jìn)裝置而言，其失效數(shù)據(jù)往往較難獲取，因此基于退化數(shù)據(jù)的預(yù)測(cè)是目前應(yīng)用較多的方法?；谕嘶瘮?shù)據(jù)的壽命預(yù)測(cè)方法包括隨機(jī)系數(shù)回歸模型的方法、時(shí)間序列建模的方法、基于隨機(jī)過程的方法、基于隨機(jī)濾波的方法。目前在電推進(jìn)裝置的壽命評(píng)估工作中應(yīng)用的主要是基于隨機(jī)系數(shù)回歸模型的方法。

隨機(jī)系數(shù)回歸模型的方法利用試驗(yàn)監(jiān)測(cè)信息直接表征推力器的退化狀態(tài)，而不深究其失效機(jī)理，也被稱作退化軌跡法。這種方法通過對(duì)同一批設(shè)備的退化監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行建模，并采用兩步法估計(jì)軌跡模型的參數(shù)，進(jìn)而得到設(shè)備剩余壽命分布。北京航空航天大學(xué)考慮離子推力器加速柵中心區(qū)域凹槽最大腐蝕深度百分比與時(shí)間呈如下線性關(guān)系

式中：y為腐蝕深度百分比；t為運(yùn)行時(shí)間；ai和bi為第i個(gè)功率段下的回歸系數(shù)；ε為測(cè)量誤差?；谠撌綄?duì)美國NEXT推力器30 325 h的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了回歸分析，結(jié)果如圖9所示。計(jì)算得到的推力器壽命為46 041 h，最終該推力器在運(yùn)行50 453 h后中止。

圖9 NEXT試驗(yàn)4.7 kW功率段線性回歸分析[42]Fig.9 Linear regression analysis of 4.7 kW in NEXT test[42]

(4)基于系統(tǒng)的可靠性分析方法

上述幾種預(yù)測(cè)方式皆為針對(duì)推力器單機(jī)進(jìn)行，而未考慮推進(jìn)系統(tǒng)各部件之間的相互影響所帶來的可靠性問題。動(dòng)態(tài)故障樹診斷方法是基于系統(tǒng)的思想，綜合考慮各部件之間的耦合影響的壽命及可靠性評(píng)估方式。南京航空航天大學(xué)針對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)及其關(guān)鍵部件開展剩余壽命預(yù)測(cè)研究,建立了基于動(dòng)態(tài)故障樹的系統(tǒng)失效機(jī)理模型[43]。航天工程大學(xué)采用馬爾可夫鏈和二元決策圖相結(jié)合的分析方法，建立衛(wèi)星的電源、姿軌控和推進(jìn)3個(gè)分系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)故障樹模型，在此基礎(chǔ)上得到衛(wèi)星的隨機(jī)故障模型，并綜合考慮損耗故障建立衛(wèi)星可靠性模型。利用蒙特卡洛仿真對(duì)隨機(jī)故障模型進(jìn)行評(píng)估分析，結(jié)果表明該方法能夠有效分析衛(wèi)星的隨機(jī)故障，具有計(jì)算精度高、效率高的優(yōu)點(diǎn)[44]。

目前，動(dòng)態(tài)故障樹法在電推進(jìn)系統(tǒng)可靠性評(píng)估中應(yīng)用較少。根據(jù)報(bào)道，美國噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室應(yīng)用動(dòng)態(tài)故障樹方法對(duì)離子推進(jìn)系統(tǒng)開展壽命評(píng)估并取得了初步成果[45]。

4 結(jié)論

電推進(jìn)系統(tǒng)壽命評(píng)估在空間引力波探測(cè)任務(wù)的嚴(yán)苛的要求之下呈現(xiàn)新的特點(diǎn)，長壽命試驗(yàn)使得大量測(cè)試不可行，可以獲得的樣本數(shù)量極為有限，在此基礎(chǔ)上如何建立起高置信水平的可靠度評(píng)估是目前面臨的主要問題。目前，面向空間引力波探測(cè)的微推進(jìn)系統(tǒng)壽命評(píng)估技術(shù)在以下幾方面均有欠缺：

1)理論指導(dǎo)下的系統(tǒng)的可靠性試驗(yàn)開展不充分：針對(duì)引力波探測(cè)微推進(jìn)的壽命和可靠性評(píng)估處于起步階段。

2)失效機(jī)理研究的深入程度不夠：僅對(duì)有限的幾種退化/失效模式進(jìn)行了測(cè)試，有參考價(jià)值，但不完全適用于空間引力波探測(cè)。

3)還未建立有效的可靠性評(píng)價(jià)模型和方法：物理模型是基礎(chǔ)，但預(yù)測(cè)結(jié)合數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的多數(shù)據(jù)融合方法，有望進(jìn)一步提高壽命預(yù)測(cè)精度，現(xiàn)有的工作更多的是從推力器單機(jī)模式考慮壽命，系統(tǒng)各部件的相互影響未考慮。

短期測(cè)試與關(guān)鍵磨損失效模式分析相結(jié)合的壽命預(yù)測(cè)是實(shí)現(xiàn)電推進(jìn)系統(tǒng)長壽命評(píng)估的有效方式。通過開展壽命試驗(yàn)識(shí)別主要的磨損失效模式，觀察推力器在靠近失效時(shí)的行為表征，確定失效判據(jù)，指導(dǎo)建立和驗(yàn)證物理模型，為壽命評(píng)估提供輸入信息。通過模型將從測(cè)試中獲得的信息與預(yù)期的任務(wù)應(yīng)用聯(lián)系在一起以實(shí)現(xiàn)有效的壽命評(píng)估。

綜合考慮系統(tǒng)組部件之間耦合影響，充分挖掘短時(shí)試驗(yàn)數(shù)據(jù)信息，建立基于多信息融合的、置信度高、通用性強(qiáng)的評(píng)估方法的方向發(fā)展。對(duì)此，后續(xù)研究可重點(diǎn)面向以下內(nèi)容開展：

1)設(shè)計(jì)更為合理的試驗(yàn)方法，實(shí)現(xiàn)多參數(shù)的準(zhǔn)確測(cè)量，提供推力器關(guān)鍵退化量數(shù)據(jù)，針對(duì)不同類型推力器、電源、儲(chǔ)供等關(guān)鍵組部件設(shè)計(jì)加速壽命試驗(yàn)；

2)深入分析推力器存在的失效行為，建立物理模型和仿真平臺(tái)，對(duì)電離、加速、高能粒子與器壁相互作用等過程進(jìn)行仿真計(jì)算，實(shí)現(xiàn)對(duì)退化行為的準(zhǔn)確模擬；

3)綜合考慮系統(tǒng)組部件耦合影響，應(yīng)用動(dòng)態(tài)故障樹等方法，得到基于多數(shù)據(jù)融合的小樣本高置信度壽命評(píng)估方法。