李興達，張?zhí)炱?，王尚民，馮瑋瑋（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，蘭州 730000）

脈沖等離子體電推進系統(tǒng)實驗技術(shù)研究進展

李興達，張?zhí)炱?，王尚民，馮瑋瑋（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，蘭州 730000）

脈沖等離子體電推進是一種利用電容器脈沖放電產(chǎn)生電磁場，帶電粒子被電磁場加速而產(chǎn)生推力的電推進系統(tǒng)。由于其結(jié)構(gòu)簡單、輸入功率小、比沖較高，在微小衛(wèi)星領(lǐng)域具有很好的應(yīng)用前景。PPT從原理樣機到飛行產(chǎn)品階段需要進行大量實驗，同時調(diào)研了英國、美國、日本以及國內(nèi)部分高校的PPT電推進系統(tǒng)實驗，從性能實驗、環(huán)境實驗、壽命實驗方面討論了PPT電推進系統(tǒng)需要開展的實驗項目，其中性能實驗包括元沖量測量、電參數(shù)測量、燒蝕質(zhì)量測量、羽流診斷，環(huán)境實驗包括力學(xué)、真空和EMC實驗。

脈沖等離子體；電推進系統(tǒng)；性能；環(huán)境；壽命

0 引言

脈沖等離子體電推進（PPT）是一種電磁推進器，具有比沖高、功耗低、結(jié)構(gòu)簡單、重量輕等特點，在微納衛(wèi)星領(lǐng)域有很強的競爭力和應(yīng)用前景，典型的任務(wù)包括軌道控制、位置保持、阻力補償、精確編隊飛行以及姿態(tài)控制等。當(dāng)前，美國[1-3]、英國[4-6]、德國[7-8]、日本[9-10]、韓國[11]等國已在PPT領(lǐng)域開展了大量的研究工作，研制成功了多種規(guī)格的產(chǎn)品，至今已有Zond-2、LES-6、EO-1、SMS、TIP-2/3等十四款型號的飛行樣機。我國主要是部分高校在從事PPT相關(guān)研究，但基本都沒有到工程樣機階段，隨著微納衛(wèi)星技術(shù)及其應(yīng)用在我國的迅速發(fā)展，對推進系統(tǒng)的需求日益凸顯，因而急需研制高性能PPT電推進系統(tǒng)，并加快PPT工程化應(yīng)用。

從PPT原理樣機階段到飛行產(chǎn)品階段，需要進行大量實驗，由于PPT有其自身的特點，而且不同研制階段需要的測試評價方法不盡相同。文章在系統(tǒng)調(diào)研國內(nèi)外PPT實驗技術(shù)的基礎(chǔ)上，總結(jié)了PPT從原理樣機階段到工程樣機階段需要開展的實驗項目及實驗設(shè)備，提出了國內(nèi)PPT電推進系統(tǒng)實驗應(yīng)該重點開展的工作。

1 脈沖等離子體電推進系統(tǒng)

脈沖等離子體電推進系統(tǒng)一般由推力器本體、電源和控制單元（PCU）組成。電源與控制單元為推力器提供充電電壓、點火電壓，同時實現(xiàn)點火時序控制、數(shù)據(jù)遙測等功能。推力器根據(jù)電極結(jié)構(gòu)、推進劑種類等可分為多種類型，以最常見的平板電極、固態(tài)推進劑為例，推力器一般由儲能電容、電極、火花塞、推進劑供應(yīng)裝置等組成，典型結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 PPT工作原理圖Fig.1 PPT working principle diagram

工作時，首先使儲能電容器充電到工作電壓，該電壓同時作用到與該儲能電容器直接相連的電極上；在放電控制電路的作用下，火花塞點火，產(chǎn)生的微量放電導(dǎo)通極板，使儲能電容器放電；放電形成的沿推進劑表面的高溫電弧燒蝕掉推進劑棒表面的薄層，并將其電離，形成等離子體；推力器極板間迅速變化的交變電場形成自感應(yīng)磁場，在電磁場的共同作用下，產(chǎn)生對帶電粒子的洛倫茲力；同時，放電通道內(nèi)未被電離的氣體工質(zhì)也受到放電產(chǎn)生的氣動熱作用；在洛侖茲力和氣動熱力的共同作用下，等離子體夾雜其他燒蝕產(chǎn)物一起噴出推力器，產(chǎn)生一個推力脈沖；儲能電容器放電后，推力器進入下一個脈沖循環(huán)或者停止工作。

2 實驗技術(shù)與設(shè)備

從電推進系統(tǒng)工程產(chǎn)品研制的角度，脈沖等離子體電推進系統(tǒng)的實驗可以分為三類：性能實驗、環(huán)境實驗、壽命實驗，這種分類與一般航天產(chǎn)品研制的實驗流程類似。由于PPT電推進系統(tǒng)自身的特殊性，具體的實驗項目有其自身的特點，下面將具體描述。

2.1 性能實驗

性能實驗的目的是為了摸清和確定電推進系統(tǒng)在既定工作條件和工作點下的工作性能，是產(chǎn)品研制階段必須要進行的實驗項目。同時，部分關(guān)鍵性能實驗項目還在環(huán)境實驗、壽命實驗中出現(xiàn)，作為環(huán)境和壽命實驗中確認產(chǎn)品性能是否正常的手段。電源與控制單元的性能主要是輸入輸出特性，本節(jié)主要介紹推力器性能實驗項目。

2.1.1 元沖量測量

元沖量是PPT的核心指標(biāo)之一，此外推力器的另外兩個重要參數(shù)比沖和效率也由元沖量計算得到。元沖量測量可以真實、直觀的反映推力器電參數(shù)、結(jié)構(gòu)參數(shù)引起推力器性能的變化，為推力器設(shè)計及參數(shù)的選擇提供必要的技術(shù)手段，因此元沖量測量是PPT研制過程中必須要開展的測試項目之一。

應(yīng)用于微納衛(wèi)星的PPT自重一般在數(shù)kg量級，產(chǎn)生的元沖量在數(shù)十uN到數(shù)百uN量級，元沖量小、推重比小、推力測量難度大。目前國內(nèi)外使用較多的是扭擺式和單擺式結(jié)構(gòu)，美國Busek公司[12]、美國空軍實驗室[13]、日本大阪工業(yè)大學(xué)[14]、英國南安普頓大學(xué)[15]、國內(nèi)的國防科技大學(xué)[16]、裝備學(xué)院[17]、華中科技大學(xué)[18]等單位都研制了針對PPT沖量測量裝置并開展了相關(guān)測試。

2.1.2 燒蝕測量

推力器的比沖和效率都需要單次脈沖燒蝕質(zhì)量計算得到：

式中：Isp為比沖；Ibit為元沖量；mbit為單脈沖燒蝕質(zhì)量；g為重力加速度；E為能量。

因此，單位脈沖燒蝕質(zhì)量是必須測量項目。由于單次脈沖消耗質(zhì)量太小，一般通過對上千次點火實驗前后推進劑的重量進行稱量以確定推進劑的總燒蝕質(zhì)量，總的燒蝕質(zhì)量除以脈沖次數(shù)即為每次脈沖的平均燒蝕質(zhì)量。一般使用精確電子天平進行稱重，測量時要盡量保證實驗前后推進劑吸收水蒸氣的一致性，以保證準(zhǔn)確測量燒蝕質(zhì)量。

2.1.3 電參數(shù)測量

PPT電推進系統(tǒng)可以直接測量的參數(shù)不多，除了元沖量和燒蝕質(zhì)量，電參數(shù)是很重要的直接測量參數(shù)。從系統(tǒng)的角度，電參數(shù)測量可以分為母線參數(shù)和放電參數(shù)。其中母線參數(shù)包括母線電壓、母線電流、輸入功率、頻率等；放電參數(shù)包括放電電壓、放電電流、點火電壓、點火電流等。

電參數(shù)能夠直觀的反映推力器與PCU的匹配關(guān)系、推力器在不同結(jié)構(gòu)和電氣參數(shù)下的性能差異、不同火花塞與電容等關(guān)鍵部組件下的性能差異、樣機點火狀態(tài)、不同工況下的樣機有效工作參數(shù)區(qū)間等。

典型的電參數(shù)測量示意圖如圖2所示，其中PPT點火電流和放電電流是一種迅速變化的大峰值沖擊電流，無法使用普通電流表對其進行測量，通常采用Rogowski線圈等儀器設(shè)備進行測量，放電電壓和點火電壓使用高壓差分探頭進行測量。典型的PPT放電波形如圖3所示。

圖2 電參數(shù)測量示意圖Fig.2 Schematic diagram of electrical parameter measuremeng

圖3 典型放電波形曲線圖Fig.3 Typical discharge waveform

2.1.4 羽流診斷

羽流診斷可以分為羽流成分測量、電子溫度和電子密度測量、離子速度測量、高速相機拍照等。羽流成分分析一般采用質(zhì)譜分析的方法，電子溫度和電子密度測量一般采用三探針或發(fā)射光譜診斷，圖4為三探針[19]診斷示意圖。離子速度一般采用飛行時間測量方法。圖5為日本μ-LabSat II PPT高速相機診斷[20]，在微秒級的放電時間內(nèi)，連續(xù)進行十余次高速拍照，獲取不同時刻放電照片。通過上述的電子溫度、電子密度、離子速度、羽流成分的診斷研究以及放電過程高速拍照，能夠反推PPT在工作過程中的微觀物理過程和物理化學(xué)基本規(guī)律，加深PPT的放電過程、工質(zhì)燒蝕及電離過程的認知。

圖4 北航三探針Fig.4 The northern three probe

圖5 日本μ-LabSat II PPT高速相機診斷曲線Fig.5 Diagnostic curve of Japanese μ-LabSat II PPT high speed camera

2.2 環(huán)境實驗

脈沖等離子體電推進系統(tǒng)的環(huán)境實驗包括力學(xué)實驗、熱真空實驗、電磁兼容實驗等，這些實驗都是航天產(chǎn)品工程應(yīng)用必須進行的實驗。

2.2.1 力學(xué)實驗

力學(xué)實驗包括基頻掃描、加速度力學(xué)實驗、正弦振動實驗、隨機振動實驗及沖擊實驗，實驗條件根據(jù)總體要求確定。力學(xué)環(huán)境實驗前后應(yīng)分別進行性能實驗以檢測產(chǎn)品是否受到力學(xué)實驗影響，性能測試項目主要包括放電參數(shù)測量、元沖量測量等，力學(xué)實驗前后的性能指標(biāo)應(yīng)該不發(fā)生顯著變化。每個實驗項目之間應(yīng)進行產(chǎn)品外觀檢查、火花塞阻抗、電容器容值、絕緣電阻等測試。

2.2.2 真空熱實驗

真空熱實驗旨在驗證產(chǎn)品在高低溫循環(huán)下的性能變化，一般情況下，真空熱實驗的工作溫度范圍為-20°～+65°，溫度變化率≥1℃/min，共4～8個循環(huán)。真空熱實驗前后也應(yīng)該分別進行性能實驗，性能測試項目與力學(xué)實驗一致。根據(jù)美國EO-1和Dawgstar實驗結(jié)果，在高溫段，PPT電容充電時間更長，相應(yīng)的充電電壓更低，而在低溫段則相反，因此，除了基本性能測試外，還應(yīng)重點關(guān)注高低溫實驗中充電時間和充電電壓的變化。

2.2.3 EMC實驗

EMC實驗的目的是評價PPT電推進系統(tǒng)的電磁發(fā)射特性及發(fā)射敏感性，確保電推進系統(tǒng)和整星及其他分系統(tǒng)之間不產(chǎn)生電磁干擾。相對于航天器通用的EMC測試，PPT有兩點是比較特殊的，第一，PPT必須在真空環(huán)境下工作；第二，PPT是脈沖式工作，以一定的周期連續(xù)放電，將充電過程、火花塞點火、主放電觸發(fā)、主放電過程的電磁發(fā)射區(qū)分開是很重要的。美國EO-1和Dawgstar衛(wèi)星搭載的PPT分別都在NASA GRC進行了EMC測試[21]，英國南安普頓大學(xué)[22]也進行了相同的測試，主要依據(jù)MIL-STD-462和MIL-STD-461C標(biāo)準(zhǔn)，進行了CE01、CE03、CE07傳導(dǎo)發(fā)射和RE01、RE02輻射發(fā)射測試，以及CS01、CS02、CS06、RS03敏感性測試。圖6為美國EO-1搭載PPT電推進系統(tǒng)進行電磁兼容實驗的電場發(fā)射實驗結(jié)果。根據(jù)飛行驗證結(jié)果，PPT并未對航天器形成電磁干擾。

圖6 美國EO-1 PPT電場發(fā)射測試結(jié)果曲線Fig.6 The results of EO-1 PPT electric field emission test

2.3 壽命實驗

脈沖等離子體電推進系統(tǒng)的壽命是核心指標(biāo)之一，直接關(guān)系到系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)的總沖大小。影響整個系統(tǒng)壽命的主要因素有電容失效、火花塞失效、PPU失效等。在飛行驗證之前必須要進行地面壽命考核實驗，其主要目的包括：（1）充分驗證系統(tǒng)壽命；（2）獲得影響推力器壽命的失效模式及關(guān)鍵部組件；（3）獲得推力器性能隨點火次數(shù)增加的變化關(guān)系。各單位對PPT的壽命實驗大體相同，又各具特色。

南安普頓大學(xué)分別對全系統(tǒng)和電容器進行了單獨壽命考核，并且在壽命考核的同時開展了局部結(jié)構(gòu)改變對性能的影響實驗[23]。方案如圖7所示，第一階段，采用地面電源系統(tǒng)和推力器完成100萬次考核，在此過程中進行了火花塞位置對性能影響評估、不同類型推進劑供給系統(tǒng)對性能的影響；第二階段，使用電源與控制單元（PCU）和推力器本體聯(lián)試，完成了80萬次考核，期間進行了PCU噪聲特性分析以及PCU擴展性壽命考核。對電容的考核是采用恒流模式對電容充電，電容兩端連接兩個間隙可調(diào)的螺釘，當(dāng)電容兩端電壓充電到放電電壓時發(fā)生放電，在限流電阻作用下，回路迅速完成放電，控制放電頻率持續(xù)循環(huán)，已經(jīng)考核完成150萬次充放電。

圖7 英國南安普頓大學(xué)PPT壽命實驗流程圖Fig.7 University of Southampton PPT life test process

日本μ-LabSat II衛(wèi)星搭載的PPT進行50萬次壽命考核實驗[24]，在前27萬次考核中，分別以3萬次為間隔對關(guān)鍵性能參數(shù)比沖、元沖量、燒蝕質(zhì)量進行持續(xù)跟蹤測試，用于評估推力器性能隨點火次數(shù)的變化趨勢。圖8可看出，在27萬次點火過程中，比沖和燒蝕質(zhì)量變化較小，后期元沖量出現(xiàn)了下降。

圖8 日本μ-LabSat II PPT性能隨壽命的變化曲線Fig.8 The variation of μ-LabSat II PPT performance with life in Japan

NASA GRC對EO-1搭載的PPT系統(tǒng)進行了壽命考核[21]，除了基本的壽命考核之外，還同時進行了全壽命過程中燒蝕物沉積對航天器其他部位的影響評估。以真實位置和結(jié)構(gòu)模擬星上狀態(tài)，對天線、散熱器表面等多種不同表面受PPT沉積的影響進行了評估。經(jīng)過近20萬次的持續(xù)點火后，天線、散熱器等多個功能單元性能沒有發(fā)生明顯變化，也驗證了PPT沉積物對航天器幾乎沒有影響。

3 結(jié)論

國外在脈沖等離子體電推進系統(tǒng)研制方面已經(jīng)取得了大量成果，尤其是從原理樣機到飛行產(chǎn)品階段開展了很多實驗工作。針對國內(nèi)微小衛(wèi)星應(yīng)用PPT的迫切需求，在PPT工程產(chǎn)品研制實驗過程中建議重點關(guān)注以下工作。

（1）通過放電參數(shù)、羽流診斷、高速攝影等手段深入研究PPT工作的微觀物理過程、放電過程、工質(zhì)燒蝕及電離過程；

（2）通過放電參數(shù)、元沖量測量，嘗試建立電參數(shù)、元沖量隨推力器電氣參數(shù)、結(jié)構(gòu)參數(shù)、點火次數(shù)等的變化關(guān)系，為系統(tǒng)設(shè)計指標(biāo)實現(xiàn)與優(yōu)化等提供依據(jù)；

（3）在全系統(tǒng)壽命實驗中，從測試全面性考慮，當(dāng)其中一個關(guān)鍵部組件失效時，記錄其壽命，更換新的部組件并繼續(xù)開展系統(tǒng)壽命考核實驗。最后分別得到火花塞、電容、PPU等部組件的各自壽命極限，為整機壽命評價和改進提升提供依據(jù)。

[1]Pencil E，Kamhawi H，Arrington L.Overview of NASA’s Pulsed Plasma Thruster Development Program[C]//40thAIAA Joint Propulsion Conference and Exhibit，2004：3455.

[2]Henrikson E，Mikellides P.Experimental Assessment of a Benchmark Ablation-fed Pulsed Plasma Thruster[C]//43rdAIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit.2007：5221.

[3]Rayburn C D，Campbell M E，Mattick A T.Pulsed plasma thruster system for microsatellites[J].Journal of spacecraft and rockets，2005，42（1）：161-170.

[4]Shaw P V，Lappas V J，Underwood C I.Design，development and evaluation of an 8μPPT propulsion module for a 3U Cube?Sat application[R].IEPC，2011.

[5]Guarducci F，Coletti M，Gabriel S B.Design and Testing of a Micro Pulsed Plasma Thruster for Cubesat Application[R]. IEPC，2011.

[6]Coletti M，Ciaralli S，Stephen B.Gabriel.PPT Development for Nanosatellite Applications：Experimental Results[J].IEEE Transactions on Plasma Science，2015，43（1）：101-102.

[7]Lau M，Herdrich G.Pulsed Plasma Thruster–Subsystem En?gineering at IRS[R].IEPC，2015.

[8]Lau M，Herdrich G，F(xiàn)asoulas S，et al.A Thermal Pulsed Plas?ma Truster for Microsatellite Propulsion[C]//Int Electr Propuls Conf，2011：140.

[9]Fujita R，Muraoka R，Kanaoka K，et al.Flowfield simulation and performance prediction of electrothermal pulsed plasma thrusters onboard osaka institute of technology PROITERES Nano-Satellite series[R].IEPC，2015.

[10]Kanaoka K，F(xiàn)ujita R，Muraoka R，et al.Research and Devel?opment of High-Power Electrothermal Pulsed Plasma Thrust?er Systems for Osaka Institute of Technology 2nd PROI?TERES Nano-Satellite[C]//30thInternational Symposium on Space Technology and Science（30thISTS），Hyogo-Kobe，Ja?pan，IEPC，2015.

[11]Shin G H，Nam M R，Cha W H，et al.Development of the Pulsed Plasma Thruster（PPT）for Science and Technology Satellite-2（STSAT-2）[R].ICCAS，Kintex，Gyeonggi-Do，Korea，2005：352-355.

[12]Gamero-Castano M.A torsional balance for the characteriza?tion of micro Newton thrusters[J].Review of scientific instru?ments，2003，74（10）：4509-4514.

[13]Lake J P，Cavallaro G，Spanjers G，et al.Resonant operation of a micro-Newton thrust stand[R].AIAA，2003.

[14]Egami N，Matsuoka T，Sakamoto M，et al.R&D，Launch and Initial Operation of the Osaka Institute of Technology 1st PROITERES Nano-Satellite and Development of the 2nd and 3rd Satellites[C]//29thInternational Symposium on Space Technology and Science，2013.

[15]Ciaralli S，Coletti M，Gabriel S B.An impulsive thrust bal?ance for applications of micro-pulsed plasma thrusters[J]. Measurement Science and Technology，2013，24（11）：115.

[16]Zhang D，Wu J，Zhang R，et al.High precision micro-im?pulse measurements for micro-thrusters based on torsional pendulum and sympathetic resonance techniques[J].Review of Scientific Instruments，2013，84（12）：125113.

[17]洪延姬，周偉靜，王廣宇.微推力測量方法及關(guān)鍵問題分析[J].航空學(xué)報，2013，34（10）：2287-2299.

[18]楊元俠.微牛頓量級推進器的推力性能研究[D].武漢：華中科技大學(xué)，2012.

[19]Zhang Z，Tang H，Yang Y，et al.Electrostatic Probe Measure?ments in a 4J Pulsed Plasma Thruster[R].IEPC，2011.

[20]Kumagai N，Igarashi M，Sato K，et al.Plume diagnostics in pulsed plasma thruster[C]//38thA Joint Propulsion Confer?ence&Exhibit，2002：4124.

[21]Benson S，Arrington L，Hoskins W，et al.Development of a PPT for the EO-1 Spacecraft[C]//35thJoint Propulsion Con?ference and Exhibit，2000：2276.

[22]Ciaralli S，Coletti M，Gabriel S B.Qualification of a Pulsed Plasma Thruster for Cubesat Propulsion（PPTCUP）[R]. IEPC，2015.

[23]Ciaralli S，Coletti M，Guarducci F，et al.PPTCUP lifetime test results[C]//Proc 33rd Int Electr Propuls Conf，2013.

[24]Tamura K，Igarashi M，Kumagai N，et al.Evaluation of low power pulsed plasma thrusterfor μ-labsatII[R].AIAA，2002.

TEST TECHNOLOGY DEVELOPMENT OF PULSED PLASMA ELECTRIC PROPULSION SYSTEM

LI Xing-da，ZHANG Tian-pin，WANG Shang-min，F(xiàn)ENG Wei-wei
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou 730000，China）

Pulsed plasma electric propulsion systemis a kind of electric propulsion system.The electromagnetic field is generated by the discharge of capacitor，charged particles are then accelerated by electromagnetic field to produce thrust.PPT is a promising electric propulsion device for small satellite because of its simple structure，low input power and high specific impulse.Lots of tests need to be carried out from the PPT prototype to the flight products.In this paper，the PPT electric propulsion system tests in UK，USA，Japan and some domestic universities are systematically introduced.The test technology of PPT is discussed from performance test，environmental test and life test respectively.Performance test includes impulse bit measurement，electric parameter measurement，ablation mass measurement and plume diagnostic.environmental test includes mechanical test，thermal vacuum test，EMC test.

pulsed plasma electric propulsion system；performance test；environmental test；life test

V439

A

1006-7086（2017）01-0020-05

10.3969/j.issn.1006-7086.2017.01.004

2016-10-09

李興達（1988-），男，甘肅張掖人，工程師，從事空間電推進測試與診斷技術(shù)研究。E-mail：tjulxd@126.com。