張?zhí)炱?，張雪兒，趙志偉，冉文亮，李 璇

（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點實驗室甘肅省空間電推進技術(shù)重點實驗室，蘭州 730000）

0 引言

離子電推進提供的推力較小，因此為完成航天器推進任務(wù)，必須具備長時間工作的能力，目前已經(jīng)實施的航天器任務(wù)對離子電推進的工作壽命需求在數(shù)千小時到數(shù)萬小時范圍內(nèi)。離子推力器是決定離子電推進工作壽命的核心和關(guān)鍵單機，通過地面試驗對離子推力器的工作壽命進行驗證，歷來是離子推力器產(chǎn)品研制中采用的最主要的可靠性保證措施[1-4]。但隨著未來遙遠距離深空探測等航天任務(wù)對離子電推進功率和壽命需求的進一步提高，在地面條件下進行離子推力器工作壽命的試驗驗證，不僅試驗成本更大、周期更長，而且地面對空間環(huán)境的模擬準確性難以保障、試驗評價結(jié)果的置信度進一步下降，越來越難以滿足新任務(wù)對離子推力器新產(chǎn)品研制的壽命驗證需求[5-7]，亟待在試驗方法和技術(shù)方面尋求新的突破。

本文在充分調(diào)研國內(nèi)外成熟度較高的離子推力器產(chǎn)品地面壽命試驗的基礎(chǔ)上，系統(tǒng)分析壽命試驗的主要方法與技術(shù)，包括關(guān)鍵失效磨損試驗、工程型號壽命試驗、產(chǎn)品極限壽命試驗和綜合評價壽命試驗等，總結(jié)值得借鑒和繼承的壽命驗證經(jīng)驗，展望離子推力器壽命驗證技術(shù)的新突破，以期對我國離子推力器工作壽命驗證提供參考。

1 離子推力器壽命試驗方法

1.1 離子推力器壽命試驗概述

離子推力器地面長壽命試驗起源于20世紀60年代的空間電火箭試驗計劃II（SERT-2）。試驗從1969年7月開始到1970年9月結(jié)束，用飛行樣機完成了15 cm束流直徑發(fā)散場Kaufman離子推力器的7.971 kh壽命試驗驗證[8]，以此支持了SERT-2航天器的飛行試驗。其他具有代表性的早期壽命試驗（均采用汞推進劑）包括：（1）劉易斯研究中心（LeRC）針對修斯公司衛(wèi)星姿態(tài)控制和位保應(yīng)用的需求，于1969-1972年完成的SIT-5離子推力器工程樣機（EM）的9.712 kh壽命試驗[9]。（2）在太陽能電推進計劃（SEPS）中，從1972年2月開始進行的700系列30 cm束流直徑離子推力器工程樣機的10 kh壽命試驗[10]。試驗發(fā)現(xiàn)，壽命限制因素主要是放電室雙荷離子腐蝕，其中陰極極靴和擋板腐蝕最嚴重，并且?guī)沓练e物（導致絕緣器失效）和碎屑（造成打火、短路）等影響，后續(xù)在900系列上進行了改進。（3）LeRC針對美國空軍的離子輔助推進系統(tǒng)（IAPS）飛行計劃完成的8 cm束流直徑IAPS-8離子推力器系統(tǒng)的7.112 kh/2 571次開關(guān)壽命試驗[11]。（4）1978-1981年期間，LeRC用多臺30 cm束流直徑離子推力器完成的針對工程任務(wù)剖面的14.541 kh壽命試驗驗證[12]?？傮w來說，汞離子推力器壽命試驗對提升推力器工作壽命的主要貢獻分兩個階段：第一階段是用多孔柵代替線柵、用空心陰極代替熱絲陰極，使推力器驗證壽命達到8 kh；第二階段為采用高透明度曲面柵和抑制放電室濺射沉積物，擴展了寬范圍調(diào)節(jié)能力，使推力器驗證壽命達到15 kh。

20世紀80年代開始用氙氣替代汞推進劑，顯著提高了離子電推進與航天器之間的兼容性；用環(huán)切場放電室替代發(fā)散場放電室，消除了陰極極靴和擋板的腐蝕問題，進一步提高了推力器的效率和工作壽命，并逐步開始了氙離子推力器的航天工程型號應(yīng)用。截至目前已經(jīng)歷過壽命試驗驗證的氙離子推力器包括美國的 XIPS-13[13]、XIPS-25[14]、NSTAR-30[15-16]、NEXT-36[5，17]等 ，日 本 的 IES-12[18-19]和 μ -10[20-21]，德國的 RIT-10[22]和 RIT-22[23]，英國的 T5[24-25]和 T6[26-27]，以及中國的 LIPS-200[28]和 LIPS-300。由于航天工程應(yīng)用的離子推力器均采用氙氣推進劑，因此壽命試驗經(jīng)驗總結(jié)主要針對氙離子推力器進行。綜合分析表明，可以把離子推力器壽命試驗方法分為四種類型：關(guān)鍵失效磨損試驗、工程型號壽命試驗、產(chǎn)品極限壽命試驗和綜合評價壽命試驗。

1.2 離子推力器關(guān)鍵失效磨損試驗

關(guān)鍵失效是指限制離子推力器壽命的最主要的失效模式及機制，是離子推力器壽命的決定因素。離子推力器關(guān)鍵失效磨損試驗的主要目的包括：（1）表征推力器長期工作的性能及退化特性；（2）獲取推力器主要失效模式對應(yīng)的磨損特性數(shù)據(jù)，明確關(guān)鍵失效模式；（3）確認是否存在非預(yù)期的失效模式；（4）為推力器壽命預(yù)測模型提供數(shù)據(jù)。表1列出了典型離子推力器關(guān)鍵失效磨損試驗情況。

關(guān)鍵失效磨損試驗的主要特征包括：（1）在產(chǎn)品開發(fā)中前期，特別是實驗樣機和工程樣機研制階段實施；（2）試驗工況下真空室工作壓力一般在10-4Pa量級，大多數(shù)試驗采用地面供電和供氣系統(tǒng)；（3）除了測量電流、電壓、流率、溫度、真空室壓力等參數(shù)外，在線或離線測量陰極、中和器、柵極等組件的腐蝕情況是試驗的重點工作，部分試驗還對束流分布（發(fā)散角）、屏柵透明度、電子反流極限等參數(shù)進行監(jiān)測；（4）美國的試驗累計工作時間一般較短（1～2 kh），日本的工作時間較長（5～9 kh），主要與試驗?zāi)康募皦勖A(yù)測模型成熟度相關(guān)；（5）試驗工況一般為推力器最大額定功率或者上拉偏（更大）功率，該工況下對應(yīng)的磨損情況一般最為惡劣；（6）試驗結(jié)果主要應(yīng)用于針對關(guān)鍵失效模式或非預(yù)期失效模式進行的設(shè)計改進、壽命預(yù)測模型校驗等。

1.3 離子推力器工程型號壽命試驗

工程型號壽命試驗的主要目的包括：（1）驗證推力器滿足型號任務(wù)所需工作壽命（或總沖量）及其裕度；（2）表征推力器在型號任務(wù)全壽命期的工作性能及退化特性；（3）確認推力器主要失效模式及對應(yīng)磨損特性數(shù)據(jù)；（4）為推力器壽命預(yù)測模型提供數(shù)據(jù)；（5）為工程型號離子電推進系統(tǒng)設(shè)計提供支持。表2列出了典型離子推力器工程型號壽命試驗情況。

表1 離子推力器關(guān)鍵失效磨損試驗情況Tab.1 Summary of ion thruster wear tests

表2 離子推力器工程型號壽命試驗情況Tab.2 Summary of engineering life tests of ion thruster

工程型號壽命試驗的主要特征包括：（1）在產(chǎn)品開發(fā)后期，特別是工程樣機和鑒定樣機研制階段實施，試驗產(chǎn)品的狀態(tài)與飛行產(chǎn)品具有一致性；（2）最高功率工況下，真空室工作壓力一般低于5×10-4Pa量級，能夠顯著降低地面條件下背景氣體對壽命的影響程度；大多數(shù)試驗采用電源處理單元（PPU）供電和地面供氣，有證據(jù)表明PPU產(chǎn)品和地面電源與推力器動態(tài)耦合特性存在差異；（3）除了測量電流、電壓、流率、溫度、真空室壓力等參數(shù)外，定期（以1 000～2 000 h為周期）測量陰極、中和器、柵極等腐蝕和束流分布（發(fā)散角）、推力矢量穩(wěn)定性、屏柵透明度、電子反流極限等參數(shù)，以獲得推力器性能、磨損的時間變化及相互影響關(guān)系；（4）試驗周期一般在2～3年內(nèi)，累計時間和開關(guān)次數(shù)的驗證目標相對于型號任務(wù)需求壽命的安全裕度為1.0～2.0倍，裕度大小主要與型號任務(wù)性質(zhì)、電推進系統(tǒng)組成和推力器設(shè)計壽命相關(guān)；（5）對單模式推力器試驗工況為額定工況，對雙模式推力器試驗工況為兩種工況，對多模式推力器試驗工況為最大功率工況，以保證試驗結(jié)果的有效性及相對保守性；（6）試驗結(jié)束后須對推力器進行破壞性解剖和檢測，以獲得關(guān)鍵部組件磨損（尺寸）、表面濺射沉積物分布及成分等數(shù)據(jù)，并結(jié)合壽命預(yù)測模型對離子推力器殘余壽命（或極限壽命）進行評估；（7）獲得壽命試驗中后期推力器性能及參數(shù)變化數(shù)據(jù)，結(jié)合離子電推進系統(tǒng)性能控制策略（如束流閉環(huán)或開環(huán)控制），為PPU和氣體供給系統(tǒng)的配套飛行產(chǎn)品設(shè)計提供調(diào)節(jié)裕度及范圍邊界。

1.4 離子推力器產(chǎn)品極限壽命試驗

極限壽命試驗的主要目的包括：（1）確定推力器的極限工作壽命（或總沖量）；（2）表征推力器在全壽命期（特別是壽命末期）的工作性能及退化情況；（3）獲得推力器關(guān)鍵失效模式及失效判據(jù)；（4）獲得全部失效模式及其磨損特性數(shù)據(jù)；（5）為推力器極限壽命的提升工作提供機制、數(shù)據(jù)和技術(shù)支持。表3列出了典型離子推力器極限壽命試驗情況。

表3 離子推力器極限壽命試驗情況Tab.3 Summary of failure-ended life tests of ion thruster

極限壽命試驗的主要特征包括：（1）在產(chǎn)品開發(fā)后期，包括鑒定樣機和飛行樣機研制階段實施，試驗產(chǎn)品的狀態(tài)與定型產(chǎn)品具有一致性；（2）試驗條件、試驗測試等基本與工程型號壽命試驗的相同；（3）試驗周期很長，一般在3～9年內(nèi)，具體取決于極限壽命及試驗終止條件；（4）推力器工況及試驗時序盡可能與產(chǎn)品實際應(yīng)用情況保持一致，沒有明確任務(wù)背景時應(yīng)覆蓋不同失效模式對應(yīng)的工況；（5）試驗結(jié)束后須對推力器進行破壞性解剖和檢測，以獲得推力器全部組件磨損（尺寸）、表面濺射沉積物分布及成分等數(shù)據(jù)，并結(jié)合壽命預(yù)測模型對離子推力器非關(guān)鍵失效模式殘余壽命進行評估；（6）試驗結(jié)果能夠為產(chǎn)品壽命進一步提升和更精確的工程任務(wù)風險評估提供支持。

1.5 離子推力器綜合評價壽命試驗

綜合評價壽命試驗的主要目的包括：（1）獲取空心陰極和柵極等關(guān)鍵組件的磨損特性；（2）獲取推力器的磨損特性；（3）為關(guān)鍵組件和推力器壽命模型提供檢驗數(shù)據(jù)；（4）結(jié)合壽命模型和綜合評價壽命試驗數(shù)據(jù)，預(yù)測離子推力器極限壽命或者完成具體任務(wù)的壽命裕度。表4列出了典型離子推力器綜合評價壽命試驗情況。

綜合評價壽命試驗的主要特征包括：（1）試驗產(chǎn)品狀態(tài)主要為工程樣機和鑒定樣機，試驗產(chǎn)品等級包括推力器、柵極組件、空心陰極組件等；（2）試驗條件、試驗測試等方面基本與工程型號壽命試驗和極限壽命試驗一致；（3）試驗周期比磨損試驗長、比型號或極限壽命試驗短；（4）推力器工況及試驗時序盡可能與產(chǎn)品實際應(yīng)用情況保持一致，關(guān)鍵組件工況可采取加速失效方式；（5）成熟度較高的壽命模型是綜合壽命評價試驗最重要的支撐，模型成熟度越高，試驗周期越短；（6）通過壽命模型和評價試驗的有機結(jié)合，給出離子推力器極限壽命或型號任務(wù)壽命裕度的評估結(jié)果。

表4 離子推力器綜合評價壽命試驗情況Tab.4 Summary of comprehensive evaluation life tests of ion thruster

2 離子推力器壽命試驗總結(jié)

2.1 壽命試驗方法比較

針對四類壽命試驗方法（類型），首先從試驗周期、經(jīng)濟成本、適用階段、主要結(jié)果、可信度、主要應(yīng)用等方面進行了定性比較，結(jié)果如表5所列。為了進一步說明表5中四類壽命試驗方法的主要結(jié)果和應(yīng)用，后面給出具體實例。

（1）關(guān)鍵失效磨損試驗實例。①日本IES-12 BBM推力器完成了9.1 kh的試驗，試驗時間相對設(shè)計壽命9.5 kh非常臨界。通過試驗確認了加速柵腐蝕為關(guān)鍵失效因素，為此在DM產(chǎn)品設(shè)計中把雙柵改為三柵，并增加了電極表面抗濺射陶瓷鍍層。②美國NSTAR EMT推力器完成2.031 kh試驗后，發(fā)現(xiàn)屏柵腐蝕程度不可接受，原因為屏柵相對陰極處于負電位，將屏柵固定連接于陰極后問題得到解決；試驗還發(fā)現(xiàn)放電室沉積物剝離問題必須解決，措施為采用內(nèi)置不銹鋼絲網(wǎng)蓄留剝離的沉積物。③美國NEXT EM1推力器完成2.038 kh試驗后，發(fā)現(xiàn)柵極半徑15.3 cm以外區(qū)域加速孔存在非中心、六角形腐蝕問題，主要原因包括過聚焦、孔偏小和對中性偏離等，改進設(shè)計時將束流直徑從40 cm縮減為36 cm。④我國LIPS-300 EM1離子推力器完成6.804 kh試驗后，發(fā)現(xiàn)放電陰極發(fā)射體消耗過快，不能滿足20 kh壽命要求，須改進設(shè)計；放電室濺射沉積物開始出現(xiàn)剝離，必須提高蓄留能力。

表5 離子推力器壽命試驗方法比較Tab.5 Comparison of life test methods for ion thrusters

（2）工程型號壽命試驗實例。①針對ARTEMIS任務(wù)10 kh/3 650次開關(guān)壽命需求，德國RIT-10工程鑒定樣機完成了累計工作20 kh/6 671次開關(guān)的壽命試驗驗證，相對任務(wù)所需的裕度達到2.0倍左右。②針對DS-1深空探測飛行試驗任務(wù)2.7 MN·s總沖量（消耗83 kg氙氣）需求，美國在航天器發(fā)射前完成了NSTAR推力器工程樣機在最大功率工況下的8.192 kh試驗驗證，總沖達到2.73 MN·s（88 kg氙氣），該工況下推力器的磨損情況最為嚴重，因此試驗結(jié)果具有一定的保守性。③針對隼鳥號（Hayabusa）近地小行星采樣返回任務(wù)的16 kh工作壽命需求，日本分別對μ-10推力器工程樣機和準飛行（原型）樣機進行了18 kh壽命試驗，驗證壽命均具有1.1倍以上裕度，兩個試驗子樣數(shù)的置信度相對單子樣顯著提升。④針對DFH-3B平臺通信衛(wèi)星任務(wù)9 kh/4 500次開關(guān)壽命的需求，我國LIPS-200鑒定樣機完成了累計12.2 kh/6 103次開關(guān)的壽命試驗驗證，相對任務(wù)需求的裕度達到1.3倍以上。⑤針對波音公司BSS-601HP平臺的任務(wù)需求和離子電推進早期曾出現(xiàn)的失效情況，美國XIPS-13離子推力器用兩臺飛行產(chǎn)品Q1和Q2分別完成了16.146 kh/3 275次開關(guān)和21.058 kh/3 369次開關(guān)的壽命試驗驗證，其中Q1在柵極多余物引起過早失效的情況下，仍具有1.7倍以上壽命裕度，Q2的壽命裕度更是高達2.3倍。該試驗結(jié)果不僅驗證了較大的離子推力器壽命裕度，而且證明了在軌早期失效與離子推力器無關(guān)（事實也是通過改進PPU徹底解決了問題）。

（3）工作極限壽命實例。①美國DS-1成功發(fā)射后，利用飛行樣機備份產(chǎn)品對NSTAR推力器開展了多工況和更長工作壽命的試驗驗證，壽命試驗?zāi)繕嗽诰唧w實施過程中不斷演化：最早目標定為相對DS-1任務(wù)的150%壽命增長、消耗125 kg氙氣；中期目標調(diào)整為20 kh累計時間、消耗200 kg氙氣，對應(yīng)NASA典型深空探測科學任務(wù)需求；最終目標演化為極限工作壽命。開始計劃試驗時選擇了2.3 kW、1.46 kW、1.1 kW、0.5 kW四個代表性工況，每個工況工作5 h左右，試驗工況的順序按照功率由大到小排列，與實際應(yīng)用中輸入功率隨航天器與太陽距離增大而逐漸降低的情況一致。實際采用的試驗工況按順序依次為2.3 kW、1.46 kW、2.3 kW、0.5 kW、2.3 kW、1.1 kW，其中3個2.3 kW工況累計工作13 951 h、1個1.46 kW工況累計工作5.509 kh、1個0.5 kW工況累計工作5.663 kh、1個1.1 kW工況累計工作4.646 kh，合計總工作時間為30.352 kh、消耗氙氣235.1 kg。試驗中有兩個值得注意的情況：一是累計工作時間達到29 kh時（第3個2.3 kW工況下）推力器出現(xiàn)電子反流，PPU無法維持在該工況下的正常工作；為此在壽命末期2.3 kW工況下發(fā)生電子反流后，專門增加了1.1 kW工況試驗，驗證了在高功率工況下發(fā)生電子反流后，推力器仍具備在低功率工況下正常工作的能力，二是在0.5 kW工況下發(fā)生了中和器性能的明顯衰退。試驗結(jié)束后，對推力器進行了解剖檢測分析，獲得了很多有價值的結(jié)果，詳見相關(guān)文獻[16，46-47]。②我國 LIPS-200離子推力器通過CS-16衛(wèi)星工作壽命試驗后，針對DFH-4E平臺更高載荷衛(wèi)星的需求，繼續(xù)開展了極限工作壽命試驗，最終加速柵結(jié)構(gòu)失效，達到的極限工作壽命為14.649 kh/7 181次開關(guān)，相對AP-6D衛(wèi)星的12 h/6 000次開關(guān)需求的裕度為1.2倍。

（4）綜合評價壽命試驗實例。第一個實例為針對BepiColombo任務(wù)需求的T6推力器壽命評估，該壽命評估是基于磨損機制、失效機制和評價試驗進行的，具體過程為：①基于早期T6推力器空心陰極試驗結(jié)果[24]，確認陰極和中和器不是BepiColombo任務(wù)中限制T6推力器壽命的關(guān)鍵組件，針對唯一存在隱患的中和器頂孔在羽流模式下的腐蝕問題，進行了專項驗證。采用基于腐蝕模型預(yù)測的頂孔壽命末期腐蝕形貌，加工中和器樣件并進行流率裕度測試，確認中和器流率在壽命末期具有點模式工作裕度；②進行針對柵極組件的推力器總沖能力評價試驗。推力器在168 mN工況下完成了6.056 kh試驗，累計總沖為3.6 MN·s[24]。結(jié)合試驗結(jié)果和柵極腐蝕預(yù)測模型，通過外推法確認加速柵能夠滿足BepiColombo的總沖需求，但試驗中發(fā)現(xiàn)屏柵腐蝕嚴重，無法滿足總沖需求。為此采取適當增大放電室流率和放電電流、減小柵間距的改進措施，通過2 kh磨損試驗驗證，確認改進方案可行；③在①和②的基礎(chǔ)上發(fā)現(xiàn)，柵極腐蝕是T6推力器最主要的壽命限制因素，為此設(shè)計了在BepiColombo任務(wù)代表性工況下的累計總沖評價試驗，結(jié)合試驗中的磨損測量結(jié)果與柵極磨損模型，預(yù)測和評估推力器的總壽命。其中，原計劃在145 mN工況下進行的8 kh評價試驗在實施過程中隨任務(wù)進一步明確和其他因素影響而發(fā)生演變；④采用T6推力器工程鑒定樣機，與具有飛行代表性的流量控制單元（FCU）和PPU聯(lián)合進行壽命評價試驗[27]，試驗分為ET1和ET2兩個階段。ET1試驗階段采用145 mN、減小柵極間距的工況，2 kh試驗中發(fā)現(xiàn)屏柵腐蝕仍然超出預(yù)期，為此在ET2階段將放電室主流率提高12%以降低陽極電壓和雙荷離子比例，將柵間距增大0.2 mm、推力降低到125 mN以減少打火頻次，完成了剩余的4 kh試驗。試驗中測量柵極腐蝕的同時也測量中和器等關(guān)鍵組件的腐蝕情況，確認其腐蝕率低于預(yù)期；⑤利用經(jīng)過驗證的柵極腐蝕模型，結(jié)合EQM的8 kh壽命評估試驗所獲數(shù)據(jù)，最終評估的T6推力器在125 mN工況下的總沖能力為8.0 MN·s以上，相對BepiColombo任務(wù)所需的5.75 MN·s總沖，具有約1.4倍裕度，即4臺T6離子推力器所組成系統(tǒng)完成BepiColombo任務(wù)的風險很小。

第二個實例為XIPS-25推力器應(yīng)用于深空探測任務(wù)的壽命評估。首先對XIPS-25推力器進行了436 W～5.03 kW寬范圍性能試驗，獲得了推力、流率與功率之間的經(jīng)驗關(guān)系[45]；其次對推力器的環(huán)境適應(yīng)性進行了補充鑒定試驗；再基于QM推力器16.250 kh/14 134次開關(guān)（170 kg）壽命試驗結(jié)果、空心陰極多工況16 kh壽命試驗結(jié)果，確認XIPS-25離子推力器壽命關(guān)鍵失效模式為電子反流；最后，利用成熟的柵極腐蝕磨損模型預(yù)測了推力器壽命，結(jié)果表明[40]：4.3 kW高功率下極限壽命為7.270 kh（134 kg），2 kW低功率下極限壽命為37 kh（340 kg）；參考Dawn任務(wù)剖面進行分析，所得XIPS-25的總壽命為300 kg，相對200 kg的需求有50%的裕度。

2.2 試驗驗證壽命與工程應(yīng)用壽命的比較

表1～4所列的大多數(shù)離子推力器產(chǎn)品都已經(jīng)實現(xiàn)了航天工程型號應(yīng)用，表6列出了其中具有代表性的推力器產(chǎn)品及其航天器應(yīng)用情況，除了BepiColombo和CS-16正處在服役期外，其他航天器均已結(jié)束飛行任務(wù)或者有結(jié)束任務(wù)的樣本，可以進行離子推力器試驗驗證壽命與工程型號工作壽命（累計工作總時間）的直接比較。

表6 離子推力器試驗驗證壽命與工程型號工作壽命比較Tab.6 Comparison of test-verified lifetime and service lifetime of ion thruster

可見，離子推力器在工程應(yīng)用中圓滿完成任務(wù)的包括：DS-1和Dawn航天器上的NSTAR推力器、Hayabusa-2航天器上的μ-10推力器、BSS-702平臺衛(wèi)星上的XIPS-25推力器、GOCE衛(wèi)星上的T5推力器，這些型號的離子推力器不僅完成了預(yù)定任務(wù)，而且實現(xiàn)了由于推力器性能優(yōu)異而追加的任務(wù)拓展，包括Dawn和GOCE的任務(wù)期延長、DS-1和Hayabusa-2的任務(wù)拓展、BSS-702平臺向全電衛(wèi)星平臺BSS-702SP的快捷過渡等。

試驗驗證與飛行應(yīng)用差別較大的情況包括：（1）美國SERT-2飛行中2臺15 cm汞離子推力器均出現(xiàn)了由于柵極短路無法消除而導致的推力器失效，工程應(yīng)用工作壽命不僅沒有達到任務(wù)要求的6個月（4.380 kh），而且遠低于壽命試驗驗證的結(jié)果。最主要原因在于，盡管在地面試驗中發(fā)現(xiàn)柵極濺射腐蝕是推力器壽命的主要限制因素，但對柵極濺射腐蝕影響的天地差異沒有認識到位：在空間微重力環(huán)境下，濺射沉積物的剝離碎屑很容易受到靜電吸引附著于柵極，并通過打火放電機制熔焊固接于柵極之間形成永久短路；而地面試驗條件下，剝離碎屑受重力影響會下落到試驗艙底部。正是基于這一教訓，美國后來的離子推力器都采取了提高濺射沉積物蓄留能力和消除柵極短路的燒蝕電路措施。（2）日本Hayabusa航天器上的3臺μ-10離子推力器均由于中和器觸持電壓過高而失效，推力器工程應(yīng)用工作壽命只有9.58～14.83 kh，與地面試驗驗證的20 kh存在較大差距。事后，研究分析確認主要原因是地面試驗中推力器的溫度范圍沒有覆蓋空間飛行實際情況，其機制為中和器在飛行中經(jīng)歷了更寬溫度范圍的冷熱循環(huán)，由此導致中和器內(nèi)部濺射沉積物剝離，剝離的金屬碎屑被磁化后聚集在磁路端部，阻擋高能電子并弱化等離子體的產(chǎn)生，造成觸持電壓升高；而在地面壽命試驗中溫度變化范圍小，這一失效機制沒有暴露出來。針對該問題專門進行了中和器改進研究和驗證[21]，在后來發(fā)射的Hayabusa-2航天器的改進型μ-10離子推力器上，沒有再出現(xiàn)中和器提前失效的現(xiàn)象。（3）Artemis和ETS-8衛(wèi)星上都出現(xiàn)了離子推力器的早期失效，也就是非磨損性失效，應(yīng)該歸屬于可靠性問題；（4）ETS-8衛(wèi)星和部分早期BSS-601HP衛(wèi)星的離子電推進系統(tǒng)在軌提前失效，主要是由電源處理單元失效導致[55-56]，雖然與本文關(guān)注的離子推力器壽命試驗沒有直接關(guān)系，但具有重要的借鑒意義。

2.3 主要失效模式及其試驗驗證

離子推力器壽命試驗的歷史，在很大程度上也是不斷理解離子推力器磨損性失效模式及其機制的歷史。離子推力器從汞推進劑更換為氙氣推進劑、陰極和中和器從難熔金屬陰極換為空心陰極等技術(shù)演化，根除了部分失效模式，通過推力器設(shè)計改進又消除了另外一些失效模式，正如Brophy等[4，57]的總結(jié)。當前離子推力器仍存在且經(jīng)過壽命試驗驗證的主要失效模式如表 7 所列[5，27，57]，失效主要發(fā)生在柵極組件、空心陰極組件和放電室組件上，表中也給出了對應(yīng)的失效（磨損）機制和試驗驗證等。

表7 當代離子推力器的主要失效模式、失效機制和試驗驗證Tab.7 Credible failure modes of ion thruster with their mechanisms and test methods

當前離子推力器存在的失效模式大體上可以分為三類：第一類為一般性失效模式，通過合理設(shè)計能夠完全解決這類失效模式引起的壽命問題，例如，采用耐高溫磁鐵可以避免磁場失效、通過屏蔽或遮擋濺射物可以解決絕緣器失效、采用裕度設(shè)計和高純度氙氣可以防止發(fā)射體失效等。第二類為非關(guān)鍵性失效模式，通過采取針對性的技術(shù)措施，可有效提升這類失效模式影響下離子推力器的壽命裕度，例如，采用石墨觸持極可以使電極濺射失效壽命達到100 kh；采取濺射沉積物蓄留措施和非預(yù)期電擊穿防護措施，可以有效抑制柵極短路失效和擊穿失效；增大流率可以大幅減小空心陰極孔堵塞失效和短路、擊穿失效。第三類為關(guān)鍵性失效模式，這類失效模式?jīng)Q定了離子推力器的壽命，并且從技術(shù)措施上很難實現(xiàn)壽命量級的提升，例如柵極電子反流失效、柵極結(jié)構(gòu)失效、放電室部件失效等，其中放電室部件失效對發(fā)散場推力器為關(guān)鍵性失效模式，對環(huán)切場推力器為非關(guān)鍵性失效模式。由此可見，離子推力器壽命試驗的重點和核心是獲得關(guān)鍵失效模式所對應(yīng)的工作壽命。

3 離子推力器壽命驗證新方法

3.1 現(xiàn)有壽命試驗方法的主要問題

通過對離子推力器壽命試驗方法、試驗技術(shù)、試驗結(jié)果和工程應(yīng)用效果的總結(jié)，可以梳理出現(xiàn)有壽命試驗方法存在的主要問題：

（1）試驗結(jié)果的天地一致性保證方面存在的主要問題有：①地面試驗條件下柵極下游背景氣體參與了對加速柵的交換電荷離子腐蝕過程，盡管試驗壓力低于5×10-4Pa，但相對更低的空間環(huán)境壓力而引入壽命偏離，使得地面試驗結(jié)果相對空間應(yīng)用情況是偏保守的；②地面壽命試驗中存在真空室壁離子濺射物在推力器柵極上的沉積，該沉積在一定程度上減緩了對柵極的腐蝕，會導致地面試驗結(jié)果相對空間應(yīng)用情況偏樂觀；③地面試驗中濺射沉積剝離的碎屑在重力作用下沉底，而空間應(yīng)用情況下剝離的碎屑處于懸浮漂移狀態(tài)，因此地面試驗中碎屑對柵極短路或非預(yù)期打火的影響比空間?。虎芸臻g應(yīng)用時與推力器配套工作的是產(chǎn)品PPU和貯供單元，地面試驗中往往采用商用電源和流量控制器，有證據(jù)表明PPU與商用電源在推力器工作的瞬態(tài)特性方面存在較大差異，特別是啟動過程特性、打火保護特性、電流電壓交流特性等方面，這些差異對壽命試驗結(jié)果的影響尚不明確；⑤空間應(yīng)用的離子電推進系統(tǒng)全部處于真空環(huán)境，而地面試驗中往往把配套的PPU和貯供單元置于大氣環(huán)境中，使得PPU等產(chǎn)品試驗驗證的環(huán)境條件與實際不符，前面提到的多個航天器型號上PPU的早期失效與此直接相關(guān)，這個經(jīng)驗教訓值得特別關(guān)注；⑥離子推力器天地之間打火特性差別顯著，地面試驗平均頻次比空間應(yīng)用要高出一個量級以上[58]，其主要原因在于引起打火的因素存在天地差異。打火頻次對壽命結(jié)果的影響目前還沒有完全研究清楚。壽命影響不僅與頻次有關(guān)，更與耗散能量相關(guān)。

（2）試驗結(jié)果的可信度與應(yīng)用風險方面存在的主要問題有：①離子推力器壽命試驗子樣數(shù)一般只有1臺，少數(shù)為2臺，再加上多數(shù)壽命試驗屬于截尾試驗（未失效而中斷的試驗），因此無法對試驗結(jié)果進行統(tǒng)計學意義上的置信度評價；②采用有限周期試驗與磨損模型相結(jié)合的方法評價壽命時，由于模型本身的不確定性、壽命關(guān)鍵磨損機制的不唯一性、試驗子樣和周期的有限性，使得壽命評價結(jié)果的可信度進一步降低；③多模式和連續(xù)調(diào)節(jié)模式離子推力器的工況很多，壽命試驗往往無法覆蓋所有工況，因此試驗未覆蓋工況下的關(guān)鍵磨損機制及其影響無法得到準確評估；④從保型號成功的需求出發(fā)，離子推力器壽命試驗往往要求在航天器發(fā)射前完成，由此導致航天器實際任務(wù)中離子推力器工作剖面和壽命試驗中的工作剖面存在差異；⑤正是這些多方面的壽命試驗或壽命評價結(jié)果的不確定性，使得工程型號應(yīng)用時的風險評估成為難題，工程實施中不得不采取保留較大工作壽命裕度（1.5倍以上）的措施，而較大裕度設(shè)計顯著提高了對離子推力器驗證壽命長度的要求。

（3）試驗成本與效率方面存在的主要問題有：①推力器型號壽命試驗和極限壽命試驗周期均比較長，從10 kh（2年）到50 kh（近10年），并且試驗多針對單子樣數(shù)對象進行，因此試驗效率較低；②長周期同時帶來試驗所需資源和消耗品的增加，再加上地面試驗條件方面的嚴苛要求和高成本建設(shè)，試驗經(jīng)費高達幾千萬到上億人民幣，如果增加子樣數(shù)，試驗經(jīng)費幾乎成倍增長；③由于離子推力器失效模式的多樣性和磨損機制之間的耦合性，很難針對其壽命試驗確定有效的加速應(yīng)力和加速因子，因此尚無能夠顯著節(jié)省時間和成本的離子推力器壽命試驗加速方法，并且目前對單獨組件進行過的加速磨損試驗結(jié)果與壽命試驗結(jié)果也并非一一對應(yīng)的關(guān)系；④為滿足航天工程多任務(wù)需求，離子推力器正在向型譜化產(chǎn)品發(fā)展，如果每一規(guī)格（譜）產(chǎn)品都要進行壽命試驗，所帶來的成本和效率障礙將格外突出，甚至無法逾越。

3.2 未來離子推力器壽命試驗的新挑戰(zhàn)

未來離子推力器產(chǎn)品發(fā)展的主要趨勢包括更長壽命、更大功率、更高比沖、更短開發(fā)周期、型譜化等方面，相應(yīng)地對離子推力器地面壽命試驗帶來新的挑戰(zhàn)：

（1）更長壽命帶來的挑戰(zhàn)。為滿足未來遙遠距離的深空探測等任務(wù)，離子推力器的工作壽命需求將從目前的數(shù)萬小時提高到100 kh以上。一方面按照目前常用的非加速壽命試驗方法，完成100 kh壽命試驗驗證至少需要15年左右時間；另一方面未來遙遠距離深空探測任務(wù)將越來越多地用到推力器極限壽命，少子樣試驗結(jié)果的置信度難以提高，會給航天器設(shè)計帶來較大的可靠性方面的風險。因此更長壽命需求將給試驗周期和成本、試驗效率和結(jié)果置信度帶來嚴峻的挑戰(zhàn)；

（2）更大功率帶來的挑戰(zhàn)。為滿足未來核電及載人深空探測的需求，離子推力器功率會越來越大，從目前的數(shù)千瓦提高到幾十千瓦甚至兆瓦量級。離子推力器功率越大，其束流范圍和工質(zhì)流率就越大，而地面壽命試驗需要高真空度、高潔凈度的模擬環(huán)境條件，同時須降低真空室邊界效應(yīng)和濺射沉積效應(yīng)的影響，這對地面試驗設(shè)備的建設(shè)和運行帶來極大挑戰(zhàn)；

（3）更高比沖帶來的挑戰(zhàn)。為滿足未來星際探測任務(wù)要求，離子推力器的比沖須從目前的幾千秒提高到上萬秒以上，這意味著需要更高能量的束流離子和更高電壓的束流引出系統(tǒng)（離子光學系統(tǒng)），這將導致真空室及診斷設(shè)備的離子濺射程度跨量級地加劇，柵極間非預(yù)期電擊穿的影響程度也將變得非常突出，影響壽命試驗結(jié)果的離子濺射防護和非預(yù)期電擊穿防護成為重大技術(shù)難題；

（4）更短開發(fā)周期帶來的挑戰(zhàn)。未來航天器研制任務(wù)周期和電推進開發(fā)研制周期之間的矛盾日益突出，當前航天工程任務(wù)周期已經(jīng)縮短到5年以內(nèi)，而一款離子推力器新產(chǎn)品開發(fā)周期在5年之上，壽命驗證周期在5～10年范圍。盡管有離子推力器產(chǎn)品的技術(shù)成熟度作為重要支撐，但如何能夠縮短離子推力器新款產(chǎn)品的研制周期，已經(jīng)成為航天器總體和離子推力器供應(yīng)商共同面對的挑戰(zhàn)；

（5）型譜化帶來的挑戰(zhàn)。離子推力器產(chǎn)品的型譜化發(fā)展已經(jīng)提上日程，型譜化發(fā)展能夠在一定程度上緩解航天器總體用戶和離子推力器產(chǎn)品供應(yīng)商之間在開發(fā)周期、經(jīng)費成本、質(zhì)量和可靠性保障、產(chǎn)品成熟度提升等方面的矛盾。離子推力器型譜產(chǎn)品的研制，在很大程度上利用多模式推力器性能的寬范圍調(diào)節(jié)能力，從而實現(xiàn)用較少的產(chǎn)品規(guī)格覆蓋較寬的應(yīng)用需求的目的。在多模式離子推力器壽命試驗中如何保證試驗工況與實際應(yīng)用工況之間的一致性成為一大難題。

4 壽命試驗方法與技術(shù)新突破的展望

面對長壽命、高比沖、大功率、多模式離子推力器的產(chǎn)品研制需求，為有效解決離子推力器壽命試驗的高成本、長周期、低效率、高風險及其結(jié)果的低置信度等突出問題，迫切需要在壽命試驗方法和技術(shù)上取得新突破。系統(tǒng)深入地研究新方法和新技術(shù)是個大課題，重點工作主要包括以下幾方面。

（1）為解決單子樣或小子樣試驗結(jié)果不能提供有效統(tǒng)計數(shù)據(jù)的問題，一方面要在產(chǎn)品研制全過程中積累試驗數(shù)據(jù)，特別是較多子樣的部組件級試驗數(shù)據(jù)，另一方面要借助產(chǎn)品失效過程的數(shù)理模型和失效概率統(tǒng)計分布模型，用數(shù)值計算模擬試驗結(jié)果的抽樣過程，由此實現(xiàn)工作壽命結(jié)果的統(tǒng)計學評價。

（2）為解決型號壽命和極限壽命試驗周期過長、成本過高的問題，一方面采用組件級產(chǎn)品的加速試驗方法，特別是針對關(guān)鍵失效模式及其單一磨損機制進行的加速試驗，不僅具有技術(shù)上的可行性，而且可以多子樣，另一方面采取離子推力器有限壽命評價試驗和壽命預(yù)測模型相互結(jié)合的方法，該方法技術(shù)可靠性的核心是離子推力器壽命預(yù)測模型的準確性。

（3）為解決天地工作環(huán)境及條件差別引入的試驗結(jié)果偏差，一方面須盡量消除或降低差別因素的影響，包括更高的試驗真空度、更大的真空室、極端環(huán)境條件覆蓋、動態(tài)特性一致與配套產(chǎn)品的供電和供氣等，另一方面更要通過專項試驗、數(shù)理模型或兩者的結(jié)合，對差別因素的影響進行量化評估和修正，后一方法對未來大功率、超高比沖離子推力器壽命試驗極為關(guān)鍵。

（4）為綜合提升離子推力器壽命試驗結(jié)果的獲取效率和置信度水平，提出一種離子推力器壽命綜合評價方法。該方法的主要步驟為：①基于歷史經(jīng)驗、部組件試驗、專項試驗等，確認離子推力器關(guān)鍵失效模式和關(guān)鍵磨損機制；②在離子推力器工程或鑒定樣機上進行數(shù)千小時（或預(yù)期壽命的10%～15%）的關(guān)鍵失效磨損試驗，采用在線監(jiān)測和測量、離線測量、解剖測量和分析等方法獲得關(guān)鍵組件和部位的磨損速率；③開發(fā)和建立離子推力器關(guān)鍵失效模式及磨損機制的數(shù)理模型，并對模型進行校驗和完善，使其具有工程可用性；④為推力器鑒定產(chǎn)品配套具有產(chǎn)品特性的供電、供氣單元，進行較長時間的壽命評價試驗，試驗周期最短為預(yù)期壽命的25%；⑤利用模型和試驗結(jié)果，對離子推力器極限壽命進行預(yù)測，并完成針對型號任務(wù)的定量風險評估。

（5）針對多模式離子推力器壽命試驗工況與工程應(yīng)用難以保持一致的問題，首先要結(jié)合試驗和模型確定每一工況下的主要失效模式及磨損機制，用綜合評價方法獲得每一工況下關(guān)鍵失效模式所決定（對應(yīng)）的壽命可靠性分布，其次針對關(guān)鍵失效磨損機制差異較大、主要失效磨損機制相似的典型工況，進行組對和排序聯(lián)合試驗，結(jié)合磨損預(yù)測模型獲得不同工況相互耦合作用下的聯(lián)合壽命可靠性分布，然后基于前面兩項工作，建立多模式離子推力器的整體壽命可靠性分布模型，結(jié)合已有試驗數(shù)據(jù)和專項試驗數(shù)據(jù)，完成對整體模型的試驗驗證及校準，最后利用校準后的多模式離子推力器壽命可靠性分布模型，結(jié)合航天器工程應(yīng)用實際任務(wù)剖面，就可以對所需置信度水平下離子推力器壽命滿足任務(wù)需求的可靠性進行量化評價。