空間引力波探測微牛電推進壽命評估研究現狀

劉輝，王尚勝，于達仁，趙明煊，鄭思遠，陳野

1. 哈爾濱工業大學 能源科學與工程學院，黑龍江 哈爾濱 150001 2. 航天等離子體推進工信部重點實驗室，黑龍江 哈爾濱 150001

1 引言

引力波是愛因斯坦廣義相對論中的一個重要預言，獲得引力波存在的直接證據不僅可對廣義相對論進行更精確的檢驗，也將給相關技術領域帶來革命性突破，是未來基礎科學領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LIGO成功探測到首例由雙黑洞合并導致的引力波事件，打開了引力波探測和引力波天文學的新紀元[2]。空間引力波探測突破了地基測量的尺度限制，擁有更加寬廣的視野范圍，收集到的波源信息所對應的天體質量和尺度遠大于地面探測器。目前國際上已有多個國家啟動了相應的研發計劃。歐空局與NASA聯合開展的LISA任務計劃于2035年發射。2015年，作為LISA先驅任務的LISA Pathfinder(LPF)技術驗證衛星成功發射，成為國際上第一個在軌驗證過引力波關鍵技術的空間項目。國內由中山大學發起的空間引力波探測項目“天琴計劃”與中科院“太極計劃”目前也都在開展相應的研究工作。

空間引力波探測通常由三顆彼此相距數百萬公里的航天器在空間中構成等邊三角形，利用激光干涉儀測量引力波所引起的航天器間測試質量的微弱距離變化，進而得到引力波的相關信息[3]。為屏蔽航天器所受的額外干擾，保證測量精度，引入無拖曳控制技術。無拖曳控制就是利用微推進系統產生的推力實時抵消航天器所受的空間環境微小擾動，為激光干涉儀提供超靜測量平臺[4]。應用于引力波探測任務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，并且隨時間發生連續變化，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的調節能力，還應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、準、快”。同時，推力器還應具有足夠長的使用壽命以滿足任務周期。以LISA為例，其所要求的推力器的各項指標主要有：保證5～30 μN的推力覆蓋范圍，推力精度不低于0.1 μN，推力噪聲不高于0.1 μN/Hz1/2，壽命大于40 000 h等[5]。

無拖曳控制技術嚴苛的指標要求大大縮小了任務適用的推力器備選范圍，2017年，LISA發布的任務提議中列選了四種可能的推力器類型作為探測任務的候選者，分別是冷氣微推力器、膠體推力器、離子推力器和會切型霍爾推力器[6]。2020年，國家科技部正式啟動了空間引力波探測重點研發計劃，在計劃支持下，目前國內對應用于空間引力波探測的微推力器的研發同樣主要圍繞上述四種推力器進行。四種類型推力器由于工作原理的不同，在推力范圍、精度、噪聲以及技術成熟度等方面各有優劣，但對于空間引力波探測任務要求的數萬小時工作時長，無論對于何種類型推力器，壽命與可靠性的評估問題都是必須要面臨并做出突破的關鍵技術。電推力器相較于冷氣推力器，由于具有更加復雜的工作原理與結構組成，技術成熟度相對較低，因此對電推進裝置而言，壽命與可靠性的評估工作要比冷氣推進面臨更大的挑戰。

在引力波等新型空間任務的需求牽引下，任務所需要的推進系統要求具備越來越長的工作周期，傳統的、單一的壽命評估手段具有參考價值但難以直接應用，這對裝置的壽命評估工作提出了新的挑戰。膠體、離子以及會切型霍爾作為任務備選的三種電推進方案，目前得到了充分的關注。本文圍繞以上三種推進類型，對其壽命試驗研究及壽命預測研究的現狀進行了梳理總結，最后提出相應的發展思路。

2 評估任務分析

電推進系統主要包含推力器、電源、儲供三大模塊。推進系統作為一個整體，任一模塊或組件的失效都將表現為系統層面的故障問題。傳統航天推進一般將推力器無法繼續提供推力視作其壽命終點，而引力波探測任務對推進系統工作壽命的要求則不同，空間引力波探測所必需的無拖曳控制技術對推力性能有著極高的要求，當“寬、穩、準、快”有任一指標不滿足要求時，推進系統即告失效。在推力器如此高性能的運行過程中，儲供、電源等部件運行狀態的微小波動甚至故障都將對推力器輸出的推力特性造成嚴重干擾。因此，推進系統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，微推進系統壽命評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層面上建立起獨立、權威、可驗證的測試與評估方法。

在引力波探測等新型空間任務的需求之下，電推進系統的壽命評估工作呈現出新的特點，主要表現為以下幾個方面：

(1)基于大樣本的壽命評估方式難以直接應用

對于化學推進等其他推進方式，由于其輸出推力大，燃燒時間短，在面臨相同的任務要求總沖時，花費的工作時間更短，開展試驗方便，因此其系統可靠性一般可通過開展大量樣本試驗來確定。所測得的數據被用以精確估計故障概率分布的各項參數，是準確度最高的理想評估方式。而電推進系統則不同，由于電推力器具有高比沖低推力的特點，其輸出任務要求總沖所需的時間更長，因此采用電推進裝置的航天器一般都有較長的任務周期，開展1:1壽命試驗耗時長、成本高，特別是對于空間引力波探測這種需要數萬小時工作時長的任務而言，這種基于大樣本的壽命評估方式應用困難。

(2)基于威布爾的可靠性分析得到成功實踐

威布爾分布在可靠性工程中被廣泛應用，相較于指數分布、正態分布、極值分布可以更好地描述磨損失效概率。目前，電推力器的關鍵組件空心陰極通過開展短時多子樣壽命試驗，充分利用試驗過程量，基于威布爾分布可以得到置信度較高的壽命評估結果。據報道，高溫蒸發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，該失效服從二參數威布爾分布，如圖1(a)所示。對于給定的空心陰極子樣的試驗時間ti，失效數F，任務時間i，形狀參數m以及置信度γ，基于威布爾分布進行可靠性計算，可以得到推力器空心陰極特征壽命η和可靠度R的表達式為：

(3)單一試驗驗證無法具體刻畫失效風險

鑒于大樣本試驗可行度低，現行的電推進系統壽命驗證方式一般為在考慮一定裕度的前提下進行單次地面壽命試驗，以檢驗各項指標是否滿足要求，如圖1(b)所示。但這種方式存在一定風險，因為僅根據單一的壽命試驗信息，實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]：發射之前進行的6743 h的壽命試驗相對于六個月的飛行時間(4 380 h)留有54%的安全裕度，但由于對失效模式的具體表現以及失重影響的認識不清，最后搭載的兩臺推力器分別在工作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測[7]Fig.1 Life prediction of thruster based on Weibull distribution[7]

(4)地面試驗難以模擬實際飛行工況

目前已經得到成功應用的電推進裝置多為點工況運行，對這類裝置進行地面試驗時只需考慮某一特定工況。面向空間引力波探測的推進系統需要面對更復雜的情況，無拖曳控制技術要求推力器根據外部干擾力的變化，實時輸出相應大小的推力以抵消干擾，推進系統的輸入功率表現為時間的函數，且外部干擾力來源眾多，具有極強的隨機性與不確定性。因此，針對實際飛行過程中確定的某一功率剖面開展地面壽命試驗無法實現，如何應對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的微牛級電推進系統的研制大多處于原理樣機階段，技術成熟度較低，對現有的失效模式認識有限，對可能存在的潛在壽命制約因素認識不清，導致建立合理的壽命預測模型較為困難。

基于以上分析，面向空間引力波探測的微牛級電推進系統長壽命評估工作目前面臨的挑戰可以總結為以下幾條：

1)推力范圍、精度、噪聲、響應速度等作為關鍵考核指標，對推進系統壽命失效的定義更加復雜。

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

3)無拖曳控制技術面臨的是實時連續變化的外部擾動，推力器功率剖面隨環境變化，地面試驗難以貼合實際工作場景。

4)面向任務需求的微推力器的研制目前仍處于原理樣機階段，技術成熟度低，對壽命制約因素的認識掌握不足。

3 試驗與可靠性評估研究現狀

壽命試驗是獲得推力器性能參數，驗證推力指標，發現失效模式的必要手段。本節首先介紹了電推進系統開展壽命試驗的兩種主要方式：全周期壽命試驗與加速壽命試驗。

3.1 全周期壽命試驗

全周期壽命試驗即根據電推力器在空間任務中的壽命指標要求，在實驗室內按照實際工作參數進行1：1工況的壽命試驗，并按照一定時間間隔對推力、運行參數(流量、電流、電壓、功率、等離子體參數、羽流發散角等)、型面等參數進行測量，從而獲得豐富可靠的地面運行數據，以便由此對推力器壽命做出評估。

膠體推力器方面，以美國Busek公司和噴氣推進實驗室面向LPF聯合研發的ST7膠體推力器為典型代表。2006年，為驗證推力器使用壽命，對工程模型機進行了一次地面壽命試驗[9]。測試的初始階段，推力器以診斷模式啟動，用以清除管路中存在的氣泡以及由過量推進劑引起的路徑阻抗。運行1 000 h后進入任務模擬模式，推力指令以10 Hz的頻率更新，此時整體推力水平維持在19 μN上下。在累積運行3 472 h后對推力器進行了一次功能測試。推力器在10 s時間內實現了5～30 μN推力范圍的跨越，符合任務要求的推力變動范圍。此外，推力響應速度、分辨率以及推力噪聲等也都分別滿足要求。最終，試驗在累計運行3 478 h后自動停止。

ST7任務總的運行時間為60 d(1 440 h)，考慮到可能的延長任務，要求推力器應具有90 d的設計壽命(2 160 h)。因此，3 478 h的地面驗證試驗相比于設計壽命已經具有了50%的安全裕度。然而在2016年的在軌驗證過程中，搭載的8臺推力器里有1臺推力器在工作1 690 h后即告失效[10]，表現出了與地面試驗不符的結果，再次強調了僅靠地面驗證試驗的壽命評估方式所具有的風險性，見圖2。

圖2 ST7膠體推力器地面壽命試驗計算推力[9]Fig.2 Calculated thrust of ST7 colloid thruster during life test[9]

中國科學院面向“太極計劃”研制的微牛級射頻離子推力器μRIT-1此前進行了短期性能測試，完成了對μRIT-1關鍵組件的優化設計[11]。國外吉森大學[12]、Busek公司[13-14]、南安普頓大學[15]和賓夕法尼亞大學也開展了微牛級射頻離子推力器設計和熱力學仿真研究。此外，斯坦福大學[16]、德累斯頓工業大學[17]以及國內的哈爾濱工業大學[18-19]等單位均開展了會切型霍爾推力器小型化的研究工作。總的來說，目前針對引力波探測研制的微牛級離子與會切型霍爾推力器大都技術成熟度相對較低，相關的地面壽命考核報道較少，但現有的針對應用于常規任務的更大功率推力器的壽命評估工作對微推力工況的研究同樣具有重要參考價值。美國在離子推力器方面的研究較為成熟，對多款型號推力器開展了數萬小時的壽命試驗。XIPS-13和XIPS-25兩款離子推力器此前分別進行了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51 184 h壽命試驗[21]。霍爾推力器方面，俄羅斯火炬機械制造設計局(FAKEL)對SPT-100進行了累計7 424小時的壽命試驗[23]。2010年，美國Aerojet-General公司完成了對BPT-4000的10 400 h壽命試驗[24]；2017年，德國航天局完成了HEMPT會切型霍爾推力器6 700 h的壽命試驗[25]；國內，2017年蘭州空間技術物理研究所研制的LIPS-200推力器已累計進行了12 000 h的壽命試驗[22]。同年，上海空間推進研究所開展的40 mN、80 mN霍爾推力器長壽命性能試驗，壽命分別突破2 500 h[26]、8 000 h[27]。

壽命試驗除對推力器進行性能驗證外的另一作用是對推力器失效模式的觀察。對推力器各種失效形式對應機理的深入理解是建立高置信度壽命預測模型的前提，也是壽命預測的首要任務。一般認為，CEX離子對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生碰撞后，離子速度降低，被加速柵低電位吸引，對柵極下游表面造成濺蝕。另一方面，孔道內的CEX離子則被吸引至柵極孔壁面造成擴孔，孔徑的增大造成電勢壁壘的削弱，在軸線處逐漸出現下游電子上行進入高電位電離室的通道，進而導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高能離子對通道外緣壁面的濺蝕，如圖3(b)所示。根據BPT-4000的測量結果，5 600 h到10 400 h期間沒有檢測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生在推力器工作前期。膠體推力器的失效模式主要為推進劑在柵極上的積累導致的返噴與電子的回流，見圖3(c)，推進劑的積累一般有兩種方式，其一為推進劑的非正常發射對柵極的沖擊，二是發射粒子的碎裂和碰撞導致的徑向運動。除返噴之外，由發射極的高電位引起的電子反流將導致發射器損壞和推進劑的分解，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

加速壽命試驗是通過加速使用環境(或產品工況)以在相對較短的時間內確定產品可靠性并揭示產品主要失效機理的過程。此前，離子及霍爾推力器都有報道相應的試驗結果。考慮到高能離子對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，對其進行加速壽命試驗主要有兩種途徑：1)人為改造推力器型面，使失效進程加速；2)提高濺射離子的濃度，增大濺射能量以加快時效進程，增加推力器流量、提高背壓、增加放電電壓、提高運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道了對離子源ISQ 40 RF的加速壽命試驗結果，通過增大流量的方式來加速柵極的腐蝕速率，最終試驗進行了2 800 h，預測推力器的實際工作壽命約為8 000 h[31]。2013年，俄羅斯克爾德什研究中心報道了通過改造型面的方法對KM-60型霍爾推力器的加速壽命試驗結果[32]。將短時的實驗測量數據代入模型得到型面演化結果，并基于此采用車削加工對一臺新推力器進行型面改造，最終試驗結果表明，實際工作推力器與基于預測加工的推力器型面與性能基本吻合，500 h壽命測試被100 h加速試驗成功代替。

對于推進系統的其他組件：儲供系統和電源，加速壽命試驗更是獲取測量數據進行模型分析的常用手段。對于儲供系統，其主要加速途徑是閥門開關次數，通常采用的方式是在規定的工作狀態下進行連續開關試驗，在達到一定開關次數(如5 000次)時，測試閥門漏率、響應特性等性能指標，判斷是否滿足技術條件要求，以決定是否繼續進行試驗直至滿足總開關次數。對電源而言，輻照劑量與器件熱應力是影響其使用壽命的主要因素。需要注意的是，在進行電源的加速壽命試驗時，試驗溫度應高于實際工作溫度，不過幅度應當合理，以免引起新的失效機制。

鑒于空間引力波探測所要求推進系統數萬小時的工作壽命，開展加速壽命試驗是一種有效手段。目前，面向空間引力波探測的微牛級電推進系統相關的加速壽命試驗研究尚未見報道，而針對應用于常規任務的更大功率推力器加速壽命試驗的開展相對較多，這些研究對目前的工作具有一定參考意義。面對電推力器及其他組件各類失效模式背后復雜的作用機理，如何合理確定加速因子，保證加速試驗狀態與正常狀態下失效機理一致，進而將加速試驗結果外推到正常狀態是成功應用加速壽命試驗方法所要首先考慮的問題。

3.3 壽命預測研究

壽命預測即針對已知失效過程，通過構建關鍵失效模式的理論模型，結合試驗測試數據，給出具有一定置信水平的壽命預測結果。對電推進裝置而言，壽命預測的作用主要體現在三個方面：減小試驗評估壓力、給出失效模式的物理解釋、確定失效概率。目前，在電推進裝置的壽命預測工作中應用的主要方式包括：半經驗模型預測法、數值模擬的方法、基于數據驅動的預測方法以及系統層面的方法等。

(1)半經驗模型預測法

半經驗模型預測是在對失效模式及其機理有了一定理解的基礎上，通過將一些物理線性化建立起簡化的理論模型，再根據現有的壽命試驗數據確定模型關鍵參數，從而預測未來的演化過程，得到評估結果。

對于膠體推力器，推進劑在提取極和加速極上的積累導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鍵。美國加州大學洛杉磯分校(UCLA)針對LISA任務中應用的膠體推力器，開發了一個壽命模型用以分析設計特征、運行條件和排放特性對以液滴模式運行的膠體推力器多孔柵極飽和時間的影響，其具體計算過程如圖4所示。

圖4 柵極沉積壽命模型中計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包括：指令推力Tcom、計算推力Tcalc、發射電壓V、束流電流I、工質體積流量Q、荷質比q/m、提取速度vexit。模型以ST7地面試驗數據作為基礎電流剖面，圖5顯示了束流分布對加速極飽和時間的影響，隨著束流分布寬度σq增加，質量分布σm增加，導致對柵極的沖擊增大，對于ST7的試驗數據所得到的預期壽命約為18 000 h(σq=6.17，推力指令恒為10 μN)。

圖5 不同束流分布的壽命預測結果[33]Fig.5 Life prediction results of different beam distributions[33]

此外，Anirudh等人[33]通過上述半經驗模型分析法對膠體推力器柵極幾何形狀變化、安裝錯位和電子回流等問題對推力器性能退化的影響進行了量化估計，得出的主要結論為：柵格孔徑半徑和柵格間距3%～7%的變化可以帶來推進器壽命200%～400%的顯著提高；安裝錯位會導致壽命縮短20%～50%；與改變柵極間距相比，增大孔徑會顯著增加回流電流，對于一定的柵極尺寸，施加足夠強的加速器柵極電位(千伏級)可以將回流電流降至可忽略不計的水平。

離子推力器的失效模式主要包括CEX離子對加速柵極的濺射腐蝕和電子反流。蘭州空間技術物理研究所基于CEX離子對加速柵濺射腐蝕的物理機理，對離子推力器加速柵工作壽命進行了概率性建模，并利用該模型對20 cmXe離子推力器加速柵壽命和其達到預期壽命的可靠度進行了評估。結果顯示加速柵的壽命近似服從高斯分布，當推力器工作環境壓力近似6.7×10-3Pa時，加速柵工作壽命達到3 000 h的可靠度為0.935 2[34-35]。Kaufman最早基于柵極理想結構模型給出了加速柵極電子反流閾值與柵極結構之間的函數關系，Willianms等考慮束流分布對柵極電勢影響對公式進行了發展完善，并利用模型對NSTAR推力器電子反流閾值電壓與孔徑db的關系進行了計算，結果如圖6所示。

圖6 加速柵反流閾值電壓與孔徑關系[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通道壁面的削蝕，俄羅斯克爾德什研究中心利用已有實驗數據，通過簡化濺蝕物理過程，建立了霍爾推力器的半經驗壽命預測模型。基于該模型對KM-45推力器工作1 020 h后的通道型面變化進行了預測，分別選擇兩組時間點(20 h、100 h、220 h；20 h、220 h、430 h)的參數值帶入模型計算，結果顯示模型輸入選取的不同導致預測結果差異較大，且第二組預測結果相較于第一組具有更好的試驗一致性[37]。

(2)數值模擬的方法

數值模擬方法是針對推力器特定的失效模式，建立對應的數值控制方程，根據計算結果深入理解相應物理過程，并得到推力器壽命的仿真計算結果。作為LISA任務中膠體推力器研發的一部分，UCLA通過將數值計算與壽命預估模型、單發射器測試組合的方法深入研究了電噴霧穩態發射以及非穩態發射對膠體推力器壽命的影響。根據膠體推力器電噴霧過程各階段主要物理過程的不同，將整個電噴霧過程分解為幾個不同區域進行分別建模，如圖7所示。其中，提取區主要考慮液面在電場力驅動下發展形成錐射流的過程，過渡區為射流到液滴的轉變，相互作用區主要考慮粒子間的庫侖力作用，而羽流區則主要考慮外加電場對粒子運動的影響。根據建模計算得到的主要結論是，軸向發射的液滴會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為羽流的徑向膨脹，并且發現荷質比越大的粒子對應于更大的羽流發散角[38]。計算結果合理地解釋了單發射器測試過程中所觀察到的現象，并為基于電化學或多空柵極飽和的壽命預估模型提供了所需的信息。

圖7 電噴霧計算區域 [38]Fig.7 Calculation area of electrospray [38]

離子及霍爾推力器數值模擬壽命預測法可概括為兩部分，第一部分是對等離子體運動過程的模擬，以確定濺蝕參數如等離子體密度、能量、入射角度等；第二部分是對壁面或柵極的濺蝕過程的模擬，確定濺蝕速率，從而預測推力器壽命。美國噴氣推進實驗室為普羅米修斯計劃開發的模擬程序CEX-3D，利用數值模擬網格粒子和多重蒙特卡羅(MMC)方法，計算了從電離室內幾毫米到加速柵下游區域內束流引出過程中的CEX離子的產生速率及三維運動軌跡，并判斷其是否對柵極產生濺射得到濺蝕率，其結果如圖8所示。俄羅斯克爾德什研究中心成功利用該方式對IT-500離子推力器進行了壽命評估，驗證了其滿足20 000 h的壽命要求[40]。

圖8 NSTAR的CEX 3D磨損模式預測[39]Fig.8 Wear mode prediction of NSTAR based on CEX 3D[39]

(3)基于數據驅動的預測方法

數據驅動的預測方法包括基于失效數據的壽命預測方法和基于退化數據的壽命預測方法[41]。其中，基于失效數據的方法需要大量的歷史失效數據，否則難以獲得準確度較高的預測結果。對壽命相對較長的電推進裝置而言，其失效數據往往較難獲取，因此基于退化數據的預測是目前應用較多的方法。基于退化數據的壽命預測方法包括隨機系數回歸模型的方法、時間序列建模的方法、基于隨機過程的方法、基于隨機濾波的方法。目前在電推進裝置的壽命評估工作中應用的主要是基于隨機系數回歸模型的方法。

隨機系數回歸模型的方法利用試驗監測信息直接表征推力器的退化狀態，而不深究其失效機理，也被稱作退化軌跡法。這種方法通過對同一批設備的退化監測數據進行建模，并采用兩步法估計軌跡模型的參數，進而得到設備剩余壽命分布。北京航空航天大學考慮離子推力器加速柵中心區域凹槽最大腐蝕深度百分比與時間呈如下線性關系

式中：y為腐蝕深度百分比；t為運行時間；ai和bi為第i個功率段下的回歸系數；ε為測量誤差。基于該式對美國NEXT推力器30 325 h的試驗數據進行了回歸分析，結果如圖9所示。計算得到的推力器壽命為46 041 h，最終該推力器在運行50 453 h后中止。

圖9 NEXT試驗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)基于系統的可靠性分析方法

上述幾種預測方式皆為針對推力器單機進行，而未考慮推進系統各部件之間的相互影響所帶來的可靠性問題。動態故障樹診斷方法是基于系統的思想，綜合考慮各部件之間的耦合影響的壽命及可靠性評估方式。南京航空航天大學針對衛星姿態控制系統及其關鍵部件開展剩余壽命預測研究,建立了基于動態故障樹的系統失效機理模型[43]。航天工程大學采用馬爾可夫鏈和二元決策圖相結合的分析方法，建立衛星的電源、姿軌控和推進3個分系統的動態故障樹模型，在此基礎上得到衛星的隨機故障模型，并綜合考慮損耗故障建立衛星可靠性模型。利用蒙特卡洛仿真對隨機故障模型進行評估分析，結果表明該方法能夠有效分析衛星的隨機故障，具有計算精度高、效率高的優點[44]。

目前，動態故障樹法在電推進系統可靠性評估中應用較少。根據報道，美國噴氣推進實驗室應用動態故障樹方法對離子推進系統開展壽命評估并取得了初步成果[45]。

4 結論

電推進系統壽命評估在空間引力波探測任務的嚴苛的要求之下呈現新的特點，長壽命試驗使得大量測試不可行，可以獲得的樣本數量極為有限，在此基礎上如何建立起高置信水平的可靠度評估是目前面臨的主要問題。目前，面向空間引力波探測的微推進系統壽命評估技術在以下幾方面均有欠缺：

1)理論指導下的系統的可靠性試驗開展不充分：針對引力波探測微推進的壽命和可靠性評估處于起步階段。

2)失效機理研究的深入程度不夠：僅對有限的幾種退化/失效模式進行了測試，有參考價值，但不完全適用于空間引力波探測。

3)還未建立有效的可靠性評價模型和方法：物理模型是基礎，但預測結合數據驅動的多數據融合方法，有望進一步提高壽命預測精度，現有的工作更多的是從推力器單機模式考慮壽命，系統各部件的相互影響未考慮。

短期測試與關鍵磨損失效模式分析相結合的壽命預測是實現電推進系統長壽命評估的有效方式。通過開展壽命試驗識別主要的磨損失效模式，觀察推力器在靠近失效時的行為表征，確定失效判據，指導建立和驗證物理模型，為壽命評估提供輸入信息。通過模型將從測試中獲得的信息與預期的任務應用聯系在一起以實現有效的壽命評估。

綜合考慮系統組部件之間耦合影響，充分挖掘短時試驗數據信息，建立基于多信息融合的、置信度高、通用性強的評估方法的方向發展。對此，后續研究可重點面向以下內容開展：

1)設計更為合理的試驗方法，實現多參數的準確測量，提供推力器關鍵退化量數據，針對不同類型推力器、電源、儲供等關鍵組部件設計加速壽命試驗；

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，對電離、加速、高能粒子與器壁相互作用等過程進行仿真計算，實現對退化行為的準確模擬；

3)綜合考慮系統組部件耦合影響，應用動態故障樹等方法，得到基于多數據融合的小樣本高置信度壽命評估方法。