2018, Vol. 39
近年来，微纳卫星发展十分迅速。为了增强卫星使命和延长工作寿命[1, 2]，需要小型化高性能的空间推进系统完成卫星平台的姿态控制、轨道维持以及编队飞行等在轨飞行任务[3, 4]。微脉冲等离子体推力器(Micro-Pulsed Plasma Thruster，μ-PPT)具有质量轻、体积小、结构简单、精确脉冲调节以及较高的技术成熟度等优点[5, 6]，特别适合用作微纳卫星的推进系统，成为关注和研究的热点[7~9]。
1964年，前苏联首次将PPT应用至Zond-2卫星上，用于完成航天器定向任务。随后，美国在LES-6卫星上成功应用了4台平行板式PPT[10]。但是由于追求大推力应用的预期目标未能实现，且长寿命高可靠的问题较难解决，PPT研究发展几乎陷入了停滞。自20世纪90年代以来，人们逐渐意识到小功率PPT在微小卫星领域的应用具有独特的优势，将微型化作为主要的努力方向。2002年，美国将PPT应用至EO-1卫星上，并点火成功，飞行验证结果表明，推力器控制精度优于10rad/s，甚至超过了反作用飞轮的控制精度[11]，此外PPT工作时不会对卫星上的仪器设备造成不良影响。近年来，美国致力于研制高效的微型PPT推进系统，比如Busek公司[12]研制了可提供1~10μN·s微型PPT推进系统，可用于完成25kg级微纳卫星的位置保持和轨道修正等飞行任务。华盛顿大学研制的13W功率微型PPT推进系统，推功比达到13.3μN/W，寿命为170万次脉冲点火，用于Dawgstar卫星的轨道保持和姿态控制[13]。近年来，日本同样致力于微型PPT推进系统的研制，用于完成微纳星姿态控制和位置保持等飞行任务，研究成果主要体现在电热同轴PPT研究，典型的为大阪工业大学研制的10W级微型固体烧蚀型PPT推进系统，该推进系统承担了于2012年9月发射的“PROITERES”微纳卫星的姿态控制和轨道提升等在轨推进任务[14]。当前，受到立方体星卫星项目的需求牵引，微型PPT推进系统正向标准化发展。英国南安普顿大学研究成果比较典型，其针对立方体卫星平台阻力补偿的需求，开展了包括放电室、火花塞、电子器件等的相应研究设计，研制了5W级微型PPT推进系统，并完成了对放电电流、电压、元冲量以及比冲和电容器组、点火器寿命等地面测试考核，之后，将PPT单机、PPU及控制电路集成为一体。性能参数实现了元冲量为40±3.5μN·s，总冲量为48±4.2N·s，比冲为655±58s[15, 16]。总之，当前研究热点主要集中在系统功耗在几瓦至几十瓦量级的微型PPT推进系统。基于微纳卫星，尤其是立方体星对PPT严苛的体积、质量和功耗限制以及高总冲要求，研究小型化高性能固体烧蚀型PPT研制变得更加重要。
基于翱翔三号(AX-3)12U标准立方体星应用需求，本文开展了5W级μ-PPT电推进系统研制工作，主要包括微小集成化、高可靠长寿命设计和系统产品研制及其验证的研究结果。
2 技术方案 2.1 方案选择从国内外PPT推进技术发展看，PPT结构类型主要是平行板型和同轴型两种类型。由于平行板结构具有技术成熟度高，飞行产品普遍采用，并且相比同轴型，性能易于提升等诸多优点，因此，选择了烧蚀平行板结构作为PPT电推进的主体结构。在此基础上，选择了频率方便可控以及放电稳定的同轴半导体薄膜型火花塞作为真空引弧的装置。另外，针对于工质消耗补充供给需求，采用螺旋弹簧推动补给的方式实现工质的稳定供给，这种结构简单便于集成，易于工程化。依据该基本方案，完成了原理样机研制，具体见图 1所示。
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Fig. 1 PPT prototype based on the selected scheme |
由于具有PPT推力小、持续时间短、各次脉冲产生的推力具有一定离散分布的特点。在工程应用中，常以元冲量(Impulse-bit，Ibit)，即推力器工作一段时间产生的冲量来评估PPT的推进特性，并作为PPT推进性能的主要评价指标。同时，采用平均脉冲烧蚀质量mloss来衡量PPT工作时推进剂的消耗情况。基于上述两个基本参数，结合PPT工作频率等，可计算出比冲(Specific impulse pulse，Isp)与平均等效推力和工作效率等性能参数。
元冲量可以通过放电电流直接计算[17, 18]，然而计算忽视了放电通道内等离子体运动特性的影响。换言之，如果放电通道内等离子体准直度不高，发生偏转，等离子体会很大程度上损耗在两个放电极板上，在这种情况下，虽然产生了大电流，但对推力贡献不大。因此，仅通过电流计算性能存在一定的不足。基于此，在样机研制中提出了基于PPT放电的电学和光学行为分析，研究PPT等离子体过程和性能表征的简洁而有效的方法。具体可以表述为[19]：开展电参数记录分析获得稳定工作区间；通过高速相机开展放电通道内等离子体诊断获得最优工作状态；通过扭秤元冲量测量验证，并形成电压-元冲量的对标曲线。依据该方法，开展了原理样机点火、性能测试以及优化试验研究，实现了设计需求参数，推功比达18μN·s/J，超过了国际平均值14μN·s/J[20]。确定了工程样机放电室结构和性能参数的研制基线。μ-PPT推进系统典型的放电波形和放电通道内等离子体状态图见图 2所示。
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Fig. 2 Typical discharge characteristics of μ-PPT |
μ-PPT电推进系统的微小集成化技术研究，即推力器有限空间集成化的实现。推力器包含框架模块、储能模块、推力器喷头以及相应导线。微小集成化将分别对这几个模块开展完成。针对立方体星结构特点，采用了主体桁架式框架模块结构，该结构力学性能可靠，易于电装集成，利于模块化设计，具体见图 3(a)所示。采用小体积、轻质量的陶瓷电容作为储能模块，保证了高储能密度需求并充分利用了体积空间，陶瓷电容采用印制板双面焊接，降低了重心，进一步提高了抗力学性能，具体见图 3(b)所示。再者，推力器喷头即放电腔室，该结构集成要求推进剂不断补充供给，并且确保高压绝缘以及规避积碳导通等要求。采用螺旋弹簧推动补给基础上，将推进剂进行了改造，采用了推进剂平行导轨补给技术，即推进剂侧面设置一个长条形耳朵，相应侧面的陶瓷绝缘片，设置一个长条形导轨，这样可以避免受力不均，保证推进剂稳定持续推进，具体见图 3(c)和(d)所示。针对高压绝缘问题，采用电绝缘性能良好的侧面防爬电陶瓷以及聚酰亚胺固定框架，为规避积碳高压导通，陶瓷设置有隔断，聚酰亚胺侧壁设置有梯形迷宫式隔断设计，实现了阴极和阳极有效隔离，规避了积碳导致的阴阳极导通，具体见图 3(e)所示。通过试验优化迭代试验，实现了推进剂高宽比参数选取合理，在确保性能满足情况下实现了推进剂的充分烧蚀，进一步减弱了积碳影响。框架模块、储能模块以及推力器头三者之间的电连接，采用了软导线连接，解决了狭小空间中的电装技术难题。
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Fig. 3 Schematic of integrating technology |
综上，框架模块、储能模块以及推力器喷头的微小集成化设计，实现了一个轨控喷头和两个姿控喷头在1U体积下的狭小空间推力器集成。同时具备了姿态控制和轨道维持的功能，满足卫星平台需求。
3.2 高可靠长寿命点火系统技术研究点火系统主要包括点火电路、火花塞以及相应导线。针对空间飞行任务，点火系统的基本原则为，以较小能量，产生放电，以诱导主放电工作，并且保持足够高点火成功率和可靠性。基于此，本文采用了同轴半导体火花塞引弧，这种结构的火花塞，由于阴极和阳极间有半导体金属氧化物涂层，低阻值，不受气压影响，放电稳定，有效降低击穿电压的同时增强了放电稳定性和一致性；火花塞具有同轴环形沿面放电结构，端部平整、无尖端，不产生局部强电场，对主放电电磁加速影响小；点火电路采用LC谐振增压技术，该技术工作原理为：将点火高压储能电容充电到900V，接通开关器件，通过LC振荡的方式产生2倍于电容电压的高压，火花塞击穿以后，谐振电感由于大电流饱和，电容器直接向火花塞放电。这种拓扑结构的优势是开关器件上的电流就是放电电流，规避了匝比关系给开关器件带来的大电流，减小了开关器件电流应力。另外，即使火花塞没有被击穿，或者没有连接负载，也不会有元器件发生损伤。这种拓扑结构能够适应薄膜烧蚀带来的负载阻抗变化，确保点火成功，与同轴半导体薄膜火花塞负载形成高效的匹配关系。上述点火系统的针对性设计有效保证了点火系统的高可靠长寿命的要求。火花塞实物图见图 4(a)所示。
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Fig. 4 Spark plug structure and waveforms of spark plug discharge voltage and current |
此外，火花塞处于恶劣的等离子体环境中，工质烧蚀产生物沉积至火花塞半导体膜上，会形成积碳，严重时会导致失效。火花塞点火放电为几微秒的短脉冲放电，可形成短时间高能量密度，能够将火花塞半导体薄膜附着的积碳烧蚀掉，典型的放电波形图见图 4(b)所示。由于积碳直接与火花塞半导体薄膜阻抗直接相关联，因此，采用阻抗测量的方式获得积碳烧蚀清除评估效果。即当点火能量低时，积碳烧蚀清除量小，使得火花塞半导体薄膜附碳多，造成其表面阻抗低，相应其击穿电压下降以及产生的火花能量也下降，当阻抗低于一定值时，甚至不能产生火花，造成点火失效，试验表明当阻抗低于50Ω时，将不能够有效诱导主放电。而点火放电能量过高，则会损害火花塞半导体膜，降低火花塞寿命。为此，开展迭代优化试验，即逐步增加点火放电能量，形成不同放电能量下的工况点，在不同工况点下开展火花塞寿命考核，结果表明，当点火能量低于0.3J时，寿命低于100万次，不能满足要求；在0.3~0.6J时，寿命考核周期内火花塞半导体薄膜阻抗始终高于100Ω，能够持续稳定点火诱导主放电，满足寿命需求；而当能量再高时，会损害火花塞半导体膜，导致寿命降低，尤其是当高于1J时，会造成火花塞导电膜的明显损坏，致使寿命严重下降。受制于严苛功耗限制，迭代优选放电能量为0.3J，在该能量下实现积碳烧蚀清除的同时，保证半导体薄膜不受损伤，有效提高了点火系统长寿命高可靠，其寿命可以达到220万次以上，具体见4.4节数据。
3.3 高可靠长寿命储能供电系统技术研究储能供电系统主要包括充电电路、储能电容器以及导线。针对卫星平台体积和质量严苛限制，采用陶瓷电容器作为储能电容器，其作为商业标准产品，需在性能满足的情况下，选择具有足够电压降额使用的电容器，并且工作中减小其承受的电应力，使其工作在自身“适宜”条件。为实现电容器长寿命的能量高效储存，要求充电电路的充电时间能够满足工作频率的要求，并且功率要相对稳定，冲击小，以实现高可靠长寿命的目的。为此，充电电路采用反激变换器，该变换器特别适用于20W以下小功率开关电源，具有简单、小型化等优点，拓扑结构图见图 5所示。此外，采用恒功率充电方案，PPU输入功率近似恒定，使得对母线功率冲击小，可有效降低储能电容器以及其他元器件的电应力，充电、母线电流、电压及功率波形见图 6(a)和(b)所示。采用利兹线作为能量传输导线，该导线由几十根细导线组成，导线表面积大，有效提高电导率，减小电流趋肤效应的影响，提高了导线的能量传输效率，可有效减轻电容器承受的电流应力，基于以上针对性的系统设计，确保了储能电容器的寿命，电容器可完成220万次以上充放电，寿命期间电容器容量和阻抗等特性参数具有较好的一致性，详细数据说明见4.4节。由此，储能供电系统满足高可靠长寿命要求。
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Fig. 5 Topology of the charging circuit |
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Fig. 6 Waveforms of the charging voltage, bus current, bus voltage and bus power involving PPU |
AX-3号卫星由西北工业大学设计生产，卫星设计寿命为3~6个月，整星体积为12U，每个U为边长100mm的立方体，整星功率约为15~20W，轨道高度在400km。卫星平台需要PPT电推进系统提供一定的总冲量来抵消卫星在轨飞行时所受的环境阻力以延长平台寿命。另外，还需要PPT电推进系统在轨执行卫星x轴(与飞行方向平行)正反方向的姿态控制任务。根据要求，卫星平台需要平均推力不低于37μN，才能够补偿大气阻力，姿控任务完成需要不低于30μN·s的元冲量。考虑到寿命，在系统功率不高于5W情况下，卫星平台轨控总冲要求达到40N·s，姿控总冲达到20N·s，具体μ-PPT电推进系统要求见表 1所示。
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Table 1 Summary of AX-3 12U standard cubic satellites propulsion requirements |
卫星平台配套2套μ-PPT电推进系统。每套系统包含一台PPT推力器单元和一台电源处理单元(Power Processing Unit，PPU)。推力器单元的主要功能为在PPU的支持下，将推进剂电离，并加速引出后，产生推力，完成卫星平台的姿态控制和轨道维持的飞行任务。其中，1台推力器单元包含一个储能模块和3个正交方向的推力器喷头。不同喷头的工作控制通过火花塞切换实现，这样省却了继电器，减轻了质量，充分利用了空间。PPU的主要功能是将卫星上的一次供电转换成PPT推力器工作所需要的各路电源，接收卫星平台的指令，控制推力器的工作时序，并输出能反映电推进系统工作状态的遥测参数。其中，PPU与卫星平台通讯采用I2C总线，为提高推进产品的兼容性，预留CAN总线，母线提供的电压为6.4~8.4V，功率不超过5W。PPU主要包含了微控制器、充电模块以及点火模块三部分。整星与推进系统逻辑布局见图 7所示。
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Fig. 7 PPT electrical propulsion system configuration of the AX-3 satellite |
AX-3卫星配备完全相同的两套PPT电推进系统，共占用12U立方星中4U空间，推力器单元和PPU相邻安装，连接方式采用甩线方式，在推力器处设置接线柱，将PPU输出能量引入推力器。为了防止母线输入受PPU输出端的干扰，母线输入与输出端分处PPU的两个对称面。共有三组6个喷头，安装于尾部的一组喷头提供卫星飞行方向的推力，执行轨道提升任务；其余两组喷头提供卫星X轴正向和逆向姿态控制力矩。系统星上布局见图 8所示。
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Fig. 8 Layout of the electrical propulsion system |
μ-PPT电推进系统通过卫星平台指令控制完成轨道维持和姿态控制的飞行任务。系统应用策略主要包含三种主要工作模式，(1)待机模式，卫星平台为μ-PPT电推进系统加电，PPU内部的控制系统处于待机模式，此时等待卫星平台发送轨道维持或姿态控制指令，以使得供电模块按顺序开始工作，并为推力器单元供电。(2)轨道维持工作模式，卫星平台在加电后发送轨道维持指令，此时PPT电推进系统开始通过充电和点火顺序工作，使得系统中用于轨道维持的两个喷头开始工作。(3)姿态控制工作模式，卫星平台在加电后发送x轴正向(逆向)姿态控制指令，此时μ-PPT电推进系统开始通过充电和点火顺序工作，使得系统中用于x轴正向(逆向)姿态控制的两组喷头开始工作。
4.2 飞行产品研制及性能测试上文已述，在原理样机性能实现的基础上，确定了样机关键尺寸和性能参数的研制基线，以此为基础，开展完成了工程化中的有限空间微小集成化以及点火系统和储能供电系统高可靠长寿命等关键技术研究，实现了飞行产品研制。飞行产品包括两个模块，推力器模块和PPU模块，分别见图 9(a)和(b)所示，系统重量小于2kg。飞行样机利用航天工程大学激光推进及其应用国家重点实验室的微推力测量系统开展了元冲量测量。在系统功率小于5W，放电电压为1600V以及频率为1Hz情况下，实现了元冲量42μN·s，结合烧蚀单次烧蚀质量称重7.05μg，计算获得比冲为608s。
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Fig. 9 Flight prototype |
力学实验包括冲击、正弦振动、随机振动以及过载等力学试验项目。力学试验要求见表 2所示，另外，冲击试验含不同频率下的冲击谱响应加速度，即冲击响应频谱，冲击次数为2次；正弦振动含不同频率范围内的振动幅值，其中，低频段为位移量表示，高频段为加速度表示，加载扫描速率为1 oct/min；随机振动为总均方根加速度，持续时间为4min；过载试验包含纵向过载和横向过载；试验均为三轴向加载。力学实验前后分别进行性能测试以检测产品是否受到力学实验影响，性能测试项目主要包括放电参数测量等。同步每个实验项目之间进行产品外观检查、火花塞阻抗、电容器容值和阻抗等测试。
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Table 2 Summary of mechanical test conditions |
针对AX-3立方体星安装结构以及力学特性，设计了相应力学工装，三维示意图见图 10(a)所示。在实验过程中，检查每个项目，外观完好，内部无异响，元器件参数前后无变化，绝缘电阻检查正常。并且对比了推力器力学试验前后放电性能参数，对比图见图 10(b)所示。数据表明，推力器力学前后具有良好的一致性，表明推力器通过力学试验验证。
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Fig. 10 Schematic of mechanics experiment setup and discharge U-I waveforms before and after mechanics experiment(ME) |
真空热试验旨在验证产品在高低温循环下的性能变化，依据飞行任务需求，真空热实验的工作温度范围为-50~+50℃，温度变化率≥1℃/min，共4个循环。其中，PPU由于置于航天器舱内，热真空试验温度范围为-20~+50℃。试验的高低温由真空舱的热沉设备控制，通过热笼电加热或热沉通液氮循环来控制舱内及产品的温度。具体试验流程为：试验前点火检查，按照顺序进行三个喷头点火，每个喷头点火时间5min。监测母线输入(电压、电流)、点火电路(电压、电流)、充电电压等电参数；开展高低温循环试验，在高低温试验前保温30min，开展每个喷头点火20min试验，共计1h的点火试验，共开展四个循环；四个循环结束后，温度升到30℃左右，保温30min，进行试验后的室温下的点火试验，每个喷头点火时间5min。真空热试验前后进行性能试验，性能测试项目与力学试验一致。试验数据表明，高低温环境下的性能参数与室温情况下基本一致，从而说明推力器零部件及其结构对高低温变化环境下的稳定性和适应性较好，能够适应高低温变化的环境影响。
4.4 寿命试验全寿命周期试验考核，关键是过程中的性能有效检测及验证，尤其是性能参数一致性检测。性能参数主要包含两部分：(1)推力器元冲量及比冲性能参数；(2)火花塞和电容器等核心组件的性能参数。其中，元冲量及比冲等性能参数通过测量放电电流及平均烧蚀质量等状态参数，并根据文献中的计算公式[17, 18]间接计算获得。虽然该方法存在一定误差，但就寿命周期内的性能一致性验证，只需要获得相对值即可。相比微推力平台寿命期间直接测量，无需排除寿命周期内的复杂系统干扰和每次开仓检测时的装卸状态完全一致的苛刻要求。PPT推力器放电形式为脉冲真空电弧，从原理上其放电行为具有一定的随机特性，针对这一特性，本文提出的一致性并非寿命周期内每个性能数值均相等，而是在一定脉冲放电次数内性能离散度不高，并满足航天器飞行任务控制精度要求，即表述为性能一致性良好。寿命试验系统见图 11所示。
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Fig. 11 Life test system |
基于此，针对性能开展电参数记录、波形存储以及放电状态监测，每半小时记录波形一次，包含地面母线电压、母线电流、主放电电压、主放电电流以及点火电压和点火电流，同步开展放电状态监测即观察放电羽流是否有异常；通过PPU内计数模块实施计数，在点火放电累计10万次后，开仓检查推力器状态，包含推进剂表面烧蚀情况、烧蚀积碳情况等，需说明的是，当充放电出现异常时，计数自动终止，这样可确保每次点火推力器均能正常工作；同步通过阻抗分析仪，开展火花塞阻抗以及和电容器阻抗和容量等核心组件性能测试。通过放电电流和烧蚀质量，计算获得了元冲量以及比冲的性能参数随时间的变化，见图 12(a)所示。数据表明，元冲量和比冲随时间演变，保持非常好的一致性，偏差小于10%，满足飞行任务要求。电容器特性稳定一致性较好，电容器容量和阻抗等参数变化在1%范围内，见图 12(b)所示。从图中还可知，火花塞半导体薄膜阻抗寿命周期内呈下降趋势，且随时间推移，下降趋势变缓。究其原因为设置的点火放电能量虽然能够烧蚀掉积碳，但不会完全将其清除完毕，仍会有部分残留，导致阻抗下降。从图中可看出，火花塞阻抗下降不会影响推力器元冲量及比冲等性能参数。此外，试验中火花塞能够持续稳定点火且成功诱导主放电，无误点和漏点现象，累计点火220万次，完全满足飞行任务要求100万次寿命要求。
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Fig. 12 Variation of performance parameters with lifetime |
(1) 针对基于平行板烧蚀型技术的μ-PPT电推进系统原理样机，进行了PPT等离子体过程和性能表征的方式的研究，结果能够提供可信的技术设计信息。
(2) 微小集成化设计后的推力器在1U体积下同时具备了姿控和轨道维持的功能。采用了基于谐振增压点火电路设计和半导体薄膜火花塞，实现了点火系统高效匹配；采用了恒功率充电拓扑结构以及利兹线作为能量传输导线，降低了电应力和回路寄生电感；基于此，推进系统能够实现高可靠长寿命工作。
(3) 在功耗小于5W，放电电压1600V以及频率1Hz下，μ-PPT推进系统能够实现元冲量40μN·s，比冲600s，总冲量60N·s以上的性能，并能够通过环境试验考核，并可完成220万次寿命试验，且寿命周期内性能具有良好一致性，偏差在10%以内。寿命周期内系统核心组件电容器具有特性偏差在1%以内的良好稳定性，而积碳残留导致火花塞阻抗随时间呈下降趋势，但可稳定点火，且不影响元冲量及比冲等系统性能参数。
μ-PPT推进系统的性能、寿命以及环境适应性均满足任务需求，可以作为包含立方星在内的50kg以下微纳卫星的微推进系统。在下一阶段的研究中，将进行频率增加下的系统性能测试与分析，以提高系统的平均推力。
致谢: 感谢兰州空间技术物理研究所自主研发项目资助。
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