國(guó)內(nèi)微推力測(cè)試技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

劉萬(wàn)龍，朱昊偉，孫樹(shù)江，劉奎芹，鄭 然

（北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所，北京，100074）

0 引言

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，深空探測(cè)航天器以及微小衛(wèi)星的姿態(tài)控制、軌道控制及編隊(duì)飛行等方面對(duì)微推進(jìn)系統(tǒng)的需求越來(lái)越多。通常把推力介于μN(yùn)～N之間的推力器統(tǒng)稱(chēng)為微型推力器[1-2]。微型推力器在航天和軍事領(lǐng)域都有著潛在的應(yīng)用價(jià)值，世界上對(duì)微推力器的研究也愈來(lái)愈多[3]。據(jù)報(bào)導(dǎo)目前已有超過(guò)110個(gè)在軌運(yùn)行的航天器應(yīng)用了微推進(jìn)系統(tǒng)[4]。其中NASA格林研究中心研制的氙離子推力器NSTAR-30被用來(lái)作為美國(guó)深空一號(hào)探測(cè)器（DS-1）的主推力器，其比沖3 300 s，推力92 mN[5]；2012年11月，中國(guó)成功發(fā)射實(shí)踐九號(hào)A衛(wèi)星，首次采用我國(guó)研制的電推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行在軌飛行驗(yàn)證，衛(wèi)星上載有40 mN/3 000 s氙離子推進(jìn)系統(tǒng)和40 mN/1 600 s霍爾推進(jìn)系統(tǒng)[4]。

隨著這些微推力器的研制和應(yīng)用，微推力的測(cè)量的重要性也日益凸顯。國(guó)外對(duì)微推力的研究起步較早，在上個(gè)世紀(jì)60年代，美國(guó)就開(kāi)始mN級(jí)微推力測(cè)量研究[6]。目前國(guó)外主要有擺式臺(tái)架結(jié)構(gòu)[2,7]、扭擺結(jié)構(gòu)[8-9]、雙擺結(jié)構(gòu)[9]以及四臂配重結(jié)構(gòu)[10]等。近些年國(guó)內(nèi)在微推力測(cè)量領(lǐng)域也有較多研究與應(yīng)用。本文目的在于介紹目前國(guó)內(nèi)在微推力測(cè)量技術(shù)方面的研究進(jìn)展和技術(shù)特點(diǎn)。

1 微推力測(cè)量的難點(diǎn)

推力是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要工作參數(shù)，直接反映了發(fā)動(dòng)機(jī)的性能指標(biāo)[11]，對(duì)其精確測(cè)量有十分重要的意義。微型推力器推力測(cè)量干擾因素很多[6]：

1）介質(zhì)供應(yīng)管路及測(cè)控電線等會(huì)對(duì)其測(cè)量有較大影響；

2）當(dāng)微型推力器工作時(shí)，推力器產(chǎn)生的氣流 (或離子流)會(huì)使周?chē)臍饬鳝h(huán)境發(fā)生擾動(dòng)，從而影響推力的測(cè)量；

3）針對(duì)特定的電推進(jìn)系統(tǒng) (如電弧推力器)，電磁力和氣動(dòng)力的交互作用將會(huì)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生很大影響。

2 國(guó)內(nèi)幾種典型測(cè)量模式

微推力測(cè)量的實(shí)質(zhì)是通過(guò)測(cè)量在微推力作用下推力臺(tái)架的響應(yīng)，從而間接地測(cè)量推力。微推力測(cè)量的關(guān)鍵是對(duì)力本身或力的作用效果進(jìn)行有效放大，從而保證測(cè)量裝置有較高靈敏度，同時(shí)選用高精度測(cè)量元件對(duì)力的作用效果進(jìn)行測(cè)量。由于摩擦力會(huì)影響測(cè)量精度，設(shè)計(jì)推力測(cè)量裝置時(shí)，各個(gè)部件之間要盡量選擇無(wú)摩擦的連接形式；另外要盡可能減小介質(zhì)供應(yīng)管路和測(cè)控電線所帶來(lái)的附加力。下面對(duì)國(guó)內(nèi)常用的幾種典型測(cè)量模式進(jìn)行介紹和分析。

2.1 直接測(cè)量模式

2004年清華大學(xué)沈巖等人在進(jìn)行低功率水電弧推力器的實(shí)驗(yàn)時(shí)，為微推力測(cè)量設(shè)計(jì)了一套低成本的測(cè)力裝置[12]。其測(cè)量原理圖如圖1所示。

圖1 直接測(cè)量模式Fig.1 Direct measurement mode

其主體由電子秤和推力器支架構(gòu)成，推力器支架固定在電子秤上，電弧推力器固定在支架上，推進(jìn)劑通過(guò)一個(gè)內(nèi)徑1 mm的軟管輸入到推力器中，從而減小管道應(yīng)力對(duì)測(cè)量帶來(lái)的影響。在電子秤上直接讀出推力，也可將電子秤的數(shù)據(jù)輸出至計(jì)算機(jī)上進(jìn)一步處理。

2008年中科院力學(xué)研究所李騰、潘文霞等人設(shè)計(jì)制作了采用懸臂梁結(jié)構(gòu)的微推力測(cè)試架[13]。整個(gè)推力架的設(shè)計(jì)如圖2所示：推力器和軸承組固聯(lián)在一起，可在導(dǎo)軌上滑動(dòng)，推力器產(chǎn)生的推力作用在與基座連接的懸臂梁上，懸臂梁的變形由力傳感器測(cè)量。

圖2 推力架結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure diagram of thrust frame

2009年中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)熱科學(xué)與能源工程系采用德國(guó)Sartorius Genius系列IvIE215S型電子秤進(jìn)行微推力測(cè)試[14]。通過(guò)測(cè)量推力器噴出氣流對(duì)電子天平的沖擊力來(lái)測(cè)量推力。

通過(guò)普通應(yīng)變傳感器或者電子秤來(lái)直接測(cè)量微推力的方式精度不高，通常只是在對(duì)微推力器進(jìn)行定性的機(jī)理研究時(shí)使用，當(dāng)進(jìn)行深入研究時(shí)，需要選用精度更高的測(cè)量方式。

2.2 杠桿放大模式

2008年，中國(guó)科學(xué)院廣州能源研究所研制了一種杠桿放大測(cè)力裝置[15]，其推力器芯片固定于杠桿的端部，芯片的對(duì)稱(chēng)中心軸處于鉛直狀態(tài)，噴嘴豎直向上噴氣，以保證微推力方向與重力方向一致。芯片通過(guò)硅膠軟管與氣瓶連接。推力器芯片產(chǎn)生的推力經(jīng)杠桿放大，由位于杠桿另一端距離支點(diǎn)僅5 mm左右的壓電晶體傳感器測(cè)量。這種模式受限于壓電晶體的測(cè)量精度，溫漂和時(shí)漂較大，也只適合于微推力器的初始研究。

2.3 電磁天平模式

1999年，北京航天計(jì)量測(cè)試技術(shù)研究所趙寶瑞、李晶等人設(shè)計(jì)研制了一臺(tái)電磁天平模式微推力測(cè)量裝置，量程為10～1 000 mN。同年他們?cè)O(shè)計(jì)了其改進(jìn)型，量程為5～100 mN[16-17]。電磁天平結(jié)構(gòu)原理如圖3所示。調(diào)整平衡裝置D1，D2及D3使天平梁系統(tǒng)的質(zhì)心與天平中刀O(天平梁支撐點(diǎn))重合，天平梁系統(tǒng)自重對(duì)天平中刀O的力矩為零，消除了電火箭自重對(duì)推力的影響，天平工作在隨遇平衡狀態(tài)。利用力矩器電磁反饋補(bǔ)償微推力器推力，通過(guò)砝碼標(biāo)定力矩器的輸出電流。試驗(yàn)時(shí)通過(guò)測(cè)量力矩器的輸出電流，可以測(cè)量出小的推力。

圖3 電磁天平結(jié)構(gòu)原理Fig.3 Principle diagram of electromagnetic balance

2000年左右，上海空間推進(jìn)研究所在進(jìn)行穩(wěn)態(tài)等離子體推力器研究時(shí)，推力測(cè)量也采用電磁天平模式[18]。2008年國(guó)防科技大學(xué)航天與材料工程學(xué)院與北京航天計(jì)量測(cè)試技術(shù)研究所合作，基于電磁天平模式，研制了脈沖等離子體推力器（PPT）微推力測(cè)量裝置[19]。

電磁天平模式的微推力測(cè)量裝置將推力器及其附件的重量預(yù)先平衡，再由測(cè)量元件產(chǎn)生相應(yīng)的平衡力來(lái)平衡推力器產(chǎn)生的微推力。這種模式結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單精度較高，但對(duì)推力器質(zhì)量變化敏感，而且平衡不易穩(wěn)定。

2.4 扭擺模式

2009年裝備指揮技術(shù)學(xué)院采用扭擺[20]測(cè)量激光燒蝕微推力器推力。圖4是其采用的測(cè)量裝置原理圖。使用配重平衡推力器重量，使用油池進(jìn)行阻尼。采用激光干涉法測(cè)量[21]測(cè)量扭擺的偏轉(zhuǎn)。測(cè)量系統(tǒng)主要由2部分組成：激光干涉分系統(tǒng)和沖擊擺分系統(tǒng)。激光干涉分系統(tǒng)由He-Ne激光器、分光鏡、角耦反射鏡、光電二極管以及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng) (示波器)組成。沖擊擺分系統(tǒng)用來(lái)標(biāo)定。

圖4 單絲扭擺測(cè)量原理圖Fig.4 Principle diagram of monofilament torsional pendulum

2012年哈爾濱工業(yè)大學(xué)能源科學(xué)與工程學(xué)院設(shè)計(jì)了一種三絲扭擺式微推力測(cè)量系統(tǒng)[22]，它采用扭矩平衡和光杠桿放大原理，將推力器的微推力轉(zhuǎn)化為激光光斑的大位移進(jìn)行測(cè)量。其原理圖如圖5所示，整個(gè)扭擺平臺(tái)被三根絲吊起，利用配重調(diào)整平臺(tái)平衡，并使三根絲受力均勻。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，所產(chǎn)生的推力將對(duì)平臺(tái)產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)力矩，使其發(fā)生偏轉(zhuǎn)。平臺(tái)上的反射鏡會(huì)與扭擺一同發(fā)生偏轉(zhuǎn)，使激光光斑在標(biāo)尺上的位置發(fā)生移動(dòng)，移動(dòng)距離與推力成正比，最后通過(guò)換算，就可以得到發(fā)動(dòng)機(jī)的推力值。在實(shí)際應(yīng)用中，利用砝碼在線標(biāo)定。

圖5 三絲扭擺測(cè)量原理圖Fig.5 Principle diagram of three-yarn torsional pendulum

近年上海空間推進(jìn)研究所從俄羅斯進(jìn)口了型號(hào)為SFMS-100的推力架[23]，用于霍爾推力器的性能測(cè)試。它由測(cè)量擺桿、位移電容傳感器、同相干擾傳感器、交流放大器、解調(diào)器、主電壓和支持電壓發(fā)生器、正比控制器、微分控制器、積分控制器、力補(bǔ)償器、力補(bǔ)償器磁鐵、調(diào)零裝置、標(biāo)定裝置及采集器等部分組成。工作原理：采用一階伺服比例-積分-微分控制的基本控制原理，通過(guò)電磁補(bǔ)償器提供反饋力來(lái)平衡推力器工作時(shí)產(chǎn)生的推力，然后將采集到的電磁補(bǔ)償信號(hào)與標(biāo)準(zhǔn)力值進(jìn)行比對(duì)達(dá)到測(cè)量推力的目的。SFMS-100裝置主要特點(diǎn)：1）推力測(cè)量動(dòng)架采用了4點(diǎn)懸掛方案（2點(diǎn)為擺桿懸掛，2點(diǎn)為細(xì)金屬絲懸掛）；2）通過(guò)特殊機(jī)構(gòu)，有效地克服了推力器電纜、氣管等對(duì)小推力測(cè)量的干擾，保證了推力測(cè)量的準(zhǔn)確性，其量程為1～1 000 mN。

這種扭擺模式采用光纖等細(xì)絲作為懸掛支撐，可以測(cè)量較小推力，但是這個(gè)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性有待進(jìn)一步提高。

2.5 全彈性扭擺模式

北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院湯海濱等人在原有電磁天平模式微推力測(cè)量試驗(yàn)臺(tái)架研究的基礎(chǔ)上，于2007年設(shè)計(jì)制作了一套全彈性微推力測(cè)量試驗(yàn)裝置[24]。推力測(cè)量范圍為0～200 mN，測(cè)量精度達(dá)到±1%，并成功地在模擬真空環(huán)境中測(cè)量了N2和N2O冷氣微推力器連續(xù)工作的推力以及電弧推力器的推力測(cè)試。其結(jié)構(gòu)如圖6所示。該試驗(yàn)裝置動(dòng)架安裝在全彈性無(wú)摩擦旋轉(zhuǎn)軸上，轉(zhuǎn)動(dòng)裝置和固定裝置的連接部分采用無(wú)摩擦的叉形彈簧片連接，可以有效消除外界摩擦。通過(guò)配重來(lái)調(diào)節(jié)動(dòng)架重心。使用電容式位移傳感器進(jìn)行測(cè)量，使用砝碼及電磁力2種方法進(jìn)行標(biāo)定。

圖6 全彈性扭擺裝置結(jié)構(gòu)圖Fig.6 Structure diagram of full elastic torsional pendulum

2012年裝備指揮技術(shù)學(xué)院在原有扭擺測(cè)力裝置的基礎(chǔ)上，研制了一種毫秒脈寬激光燒蝕微推力器推力測(cè)量裝置[25]。與北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院的全彈性微推力測(cè)量裝置類(lèi)似，其由臺(tái)體結(jié)構(gòu)，調(diào)平機(jī)構(gòu)，配平機(jī)構(gòu)，位移傳感器，施力器，磁阻尼器，控制終端。臺(tái)體結(jié)構(gòu)包括橫梁、支撐組件、撓性樞軸以及參考框架。

這種模式是扭擺測(cè)量微推力模式的一種新的發(fā)展，采用撓性樞軸代替吊絲作為試驗(yàn)裝置的支撐，結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性好，這種模式使用全彈性加配重臺(tái)架結(jié)構(gòu)，用線性可變差分位移傳感器測(cè)量位移，利用隨遇平衡原理及無(wú)差電磁力負(fù)反饋閉環(huán)控制系統(tǒng)測(cè)量，采用電磁力及砝碼標(biāo)定；這種模式臺(tái)架結(jié)構(gòu)容易構(gòu)造，測(cè)試手段先進(jìn)，價(jià)格合理，并且還能保證測(cè)試結(jié)果具有較好的精度，是一種值得重點(diǎn)發(fā)展的微推力測(cè)量方式，代表了現(xiàn)在主流的研究方向[26]。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文簡(jiǎn)述了國(guó)外微推力測(cè)量技術(shù)進(jìn)展，分析了微推力測(cè)量的難點(diǎn)，并對(duì)國(guó)內(nèi)幾種典型微推力測(cè)量模式：直接測(cè)量模式、杠桿放大模式、電磁天平模式、扭擺模式及全彈性模式進(jìn)行了介紹，并分析了這幾種模式的優(yōu)缺點(diǎn)。綜合比較全彈性模式結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性較好，這種模式為全彈性加配重臺(tái)架結(jié)構(gòu)，用線性可變差分位移傳感器測(cè)量位移，利用隨遇平衡原理及無(wú)差電磁力負(fù)反饋閉環(huán)控制系統(tǒng)測(cè)量，采用電磁力及砝碼標(biāo)定；這種模式臺(tái)架結(jié)構(gòu)容易構(gòu)造，測(cè)試手段先進(jìn)，價(jià)格合理，并且還能保證測(cè)試結(jié)果具有較好的精度，是一種值得重點(diǎn)發(fā)展的微推力測(cè)量方式。

[1]MERKOWITZ,S M,MAGHAMI P G SHARMA A,et al.AμN(yùn)ewtonthrust-standforLISA[J].PhysicsReviewLetters,2000,85：2869-2872.

[2]SASOK A,ARAKAWA Y.A high-resolntion thrust stand for ground tests of low-thrust space propulsion devices[J].Review of Science Instrument,1993,64(3)：719-723.

[3]劉明侯,孫建威,陳義良,等.微推進(jìn)器推力測(cè)試技術(shù)[J].力學(xué)與實(shí)踐,2003,25(3)：10-14

[4]陳健,毛威,扈延林,等.我國(guó)電推進(jìn)技術(shù)的工程應(yīng)用和途徑[C].北京：第八屆中國(guó)電推進(jìn)技術(shù)學(xué)術(shù)研討會(huì),2012.

[5]張郁.電推進(jìn)技術(shù)的研究應(yīng)用現(xiàn)狀及其發(fā)展趨勢(shì)[J].火箭推進(jìn),2005,31(2)：27-35.ZHANG Yu.Current status and trend of electric propulsion technology development and application[J].Journal of rocket propulsion,2005,31(2)：27-35.

[6]劉向陽(yáng),范寧軍,李科杰.微型推進(jìn)器推力測(cè)試的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)[J].測(cè)控技術(shù),2004,23(5)：12-16.

[7]HAAGTW.Thruststandforhigh-powerelectricpropulsion devices[J].The Review of Scientific Instruments,1991,62(5)：1186-1191.

[8]MERKOWITZ SM,MAGHAMI PG,SHARMA A,et al.A μN(yùn) Newton thrust-stand for LISA[J].Phys Rev Lett,2000,85：2869-2872.

[9]HAAG TW.Thrust stand for pulsed plasma thruster[J].ReviewofScientificInstruments,1997,68(5)：2060-2067.

[10]HOSKINS WA,WILSON MJ,WILLEY MJ,et al.PPT development efforts at Primex Aerospace Company,AIAA99-2291[R].USA：AIAA,1999.

[11]劉偉亮,吳建軍.機(jī)電一體化推力測(cè)試系統(tǒng)的研制與應(yīng)用[D].長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)宇航與材料工程學(xué)院,2004.

[12]沈巖.低功率水電弧加熱發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究[D].北京：清華大學(xué),2004.

[13]李騰,潘文霞,林烈,等.一種電弧加熱推進(jìn)器推力測(cè)試架[J].宇航計(jì)測(cè)技術(shù),2008,28(2)：17-20.

[14]姜海,趙平輝.基于多孔介質(zhì)燃燒的小型推進(jìn)器實(shí)驗(yàn)研究[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2009,30(1)：169-172.

[15]岑繼文,徐進(jìn)良.真空環(huán)境下微推力測(cè)量的研究[J].宇航學(xué)報(bào),2008,29(2)：621-625.

[16]趙寶瑞,李晶.電火箭微小推力自動(dòng)測(cè)量裝置研究[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2000,29(2)：40-43.

[17]趙寶瑞,李晶,蔣金偉.微小推力自動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)研究[J].宇航計(jì)測(cè)技術(shù),2000,20(4)：31-35.

[18]康小錄,汪兆凌,汪南豪.穩(wěn)態(tài)等離子體推力器低功率工作模式實(shí)驗(yàn)研究[J].推進(jìn)技術(shù),2001,22(4)：326-328.

[19]楊樂(lè),李殿東.脈沖等離子體推力器實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)[J].真空,2008,45(4)：41-44.

[20]洪延姬,土廣宇,竇志國(guó).激光燒蝕微推進(jìn)器研究進(jìn)展[J].航空學(xué)報(bào),2009,30(9)：1555-1563.

[21]方娟,洪延姬,葉繼飛,等.激光干涉法在扭擺法測(cè)量微沖量中的應(yīng)用[J].推進(jìn)技術(shù),2010,31(1)：109-122.

[22]寧中喜.三絲扭擺微推力在線測(cè)量方法及不確定度分析[J].測(cè)控技術(shù),2012,31(5)：45-48.

[23]余水琳,康小錄.VF-6大型電推進(jìn)試驗(yàn)設(shè)備研制[C].北京：第八屆中國(guó)電推進(jìn)技術(shù)學(xué)術(shù)研討會(huì),2012.

[24]湯海濱,劉暢,向民,等.微推力全彈性測(cè)量裝置[J].推進(jìn)技術(shù),2007,28(6)：703-706.

[25]周偉靜,洪延姬,葉繼飛,王廣宇.一種毫秒脈寬激光燒蝕微推力器的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[C].北京：第八屆中國(guó)電推進(jìn)技術(shù)學(xué)術(shù)研討會(huì),2012.

[26]LILLY T C,KETSDEVER A D,PANCOTTI A P,et al.Development of a specific impulse balance for capillary discharge pulsed plasma thrusters[J].Journal of Propulsion and Power,2009,25(3)：823-826.