M2型微波離子推進系統研制及在軌驗證

韓羅峰，朱康武，黃文斌，于學文，張辰乙，魯 超，劉 通，李 航，黃 靜

（上海航天控制技術研究所 上海市空間智能控制技術重點實驗室，上海 201108）

0 引言

高比沖離子推力器能夠顯著減輕微納衛星的質量，提供傳統推進方式無法提供的軌控能力[1]。微納衛星受供電能力的限制，要求電推進系統具有較小的功耗與較高的效率[2]，同時要求推進系統采用一體化設計，盡量減小質量與體積以提高適裝性。

針對50 kg及以下微納衛星的的升軌、離軌、編隊控制、軌道維持等軌道控制任務，國內外的研究院所、高校與企業開展了大量的研究工作，研制了多種工作機制的電推進系統。上海空間推進研究所、上海交通大學、中國科學院力學研究所開展了電噴與場發射電推力器技術研究[3-4]，但受限于發射針的壽命，目前距離工程應用還有一定距離。微陰弧[5-6]與脈沖等離子推力器[7]具有功耗小的優點，但由于工作原理的限制，存在著壽命較短、電磁脈沖干擾與總沖較小的問題。霍爾推進系統雖然具有較高的推功比[8]，但由于無法實現等離子體電離與加速過程的分離，并且對于較小的陶瓷通道電離效率較低，因而很難用于功耗50 W以下的應用場合。離子推進由于可以較好地控制放電功率，電離與加速過程分離，因而容易實現小功率下的放電與引出。同時，離子推進具有較長的壽命與點火次數，對于50 kg及以下的微納衛星，是綜合性能較優的一種電推進選擇。

法國TRUSTME公司為商業衛星市場開發了NPT30-I2s碘工質離子推力器，最大推力1.1 mN，體積1 U，功耗35～65 W，應用在北航空事衛星一號衛星上[9]。日本JAXA開發了代號為μ1的低功率微波離子推力器[10]，在1 W凈微波輸入功率和0.15 cm3/min氙氣流量下，可獲得3.3 mA的引出束流。美國BUSEK公司研制的BIT-1型射頻離子推力器輸入功耗10 W，輸出推力100 μN，比沖2 150 s。

上海航天控制技術研究所于2015年開始研制微波離子推力器，系統解決了微型微波離子推力器結構設計與優化技術[11]、微流量控制技術[12]、微推進系統應用及推力控制策略[13-14]等技術難題，成功研制M系列微波離子推進系統，推力覆蓋0.1～15 mN。其中，M2型微波離子推進系統主要應用于20～50 kg微納衛星。該型產品額定功耗40 W，額定推力0.3 mN，比沖1 200 s，系統質量3 kg，總沖4 000 N·s。

首套M2型微波離子推進系統于2020年9月交付，安裝于太空科學探測衛星NEO-1衛星上，如圖1所示。2021年4月27日NEO-1衛星隨長六運載火箭發射升空，2021年5月10日點火成功，2021年8月20日在軌成功引出推力，隨后共完成5次在軌推力引出，試驗數據與地面測試結果一致。2021年10月27日，在軌運轉半年后再一次完成多次重復點火與推力引出。

1 M2型微波離子推進系統設計

1.1 系統組成

M2型微波離子推進系統利用微波電子回旋共振的原理實現高效電離，如圖2所示。其工作過程為：微波通過天線輸入放電室內，在微波能和磁場作用下，通入的氣體中的少量初始電子以頻率ω=eB/me（B為靜磁場強度；me為電子質量；e為電子電量）做回旋運動。當電子回旋頻率與微波頻率相等時，電子與微波共振。此時，電子最大限度耦合微波能量使氣體放電，產生ECR等離子體，其中的離子在屏柵與加速柵的靜電作用下被加速，產生推力。

圖1 安裝在NEO-1衛星上的M2型微波離子推進系統Fig.1 M2 microwave ion propulsion system installed on NEO-1 satellite

圖2 M2型微波離子推進系統工作原理Fig.2 Working principle of M2 microwave ion propulsion system

推力器有效束流直徑2 cm，配置了雙柵極離子光學系統，具有結構簡單、工作可靠、操作方便、可大范圍調節工作狀態等優點，具備0.1～0.5 mN的連續推力調節能力。

全系統由推力器模塊、微波源模塊、電源模塊、控制器模塊與貯供模塊五部分組成，如圖3所示。

圖3 M2型微波離子推進系統Fig.3 M2 microwave ion propulsion system

推力器模塊由1臺M2型離子推力器（圖4）和2臺熱子中和器組成。中和器為雙備份熱子陰極。電源模塊將一次母線供電轉換為推力器工作所需的各路供電，包含屏柵電源、加速柵電源和陰極電源。微波源為長壽命固態微波源，最大輸出功率10 W，用于工質電離。貯供模塊將高壓氣瓶中的氙氣減壓，再通過流量控制模塊調節輸出流量，滿足推力器點火與不同工況對流量的需求。

圖4 M2型離子推力器Fig.4 M2 ion thruster

1.2 工作參數

M2型微波離子推進系統的主要工作參數如表1所列。由于采用微波電離原理，因而無須提前預熱，可實現快速點火。根據任務需求，通過調節工質流量與微波功率，可實現0.1～0.5 mN的大范圍推力調節。推進系統設置有多種工作模式，主要包括額定工況、小推力、高比沖、燒灼、手動等。推進系統在額定模式下功耗40 W，由于微納衛星熱控能力較弱，為保證推進系統安全，單次最長工作時間設定為30 min，重復點火時間間隔不小于20 min。

表1 M2型微波離子推進系統典型工作參數Tab.1 Main technical parameter of M2 microwave ion propulsion system

2 M2型離子推力器壽命試驗

2.1 試驗過程及參數

為了驗證M2型離子推力器的穩定性和可靠性，在上海航天控制技術研究所V1真空試驗室內，完成了推力器7 000 h長壽命地面試驗，試驗裝置如圖5所示。推力器和微波源放置在真空室中，電源和流量控制單元放置于真空室外，由數據采集系統監測推力器性能參數。V1真空室尺寸為D1.5 m×3 m，壓力低于3×10-3Pa；流量控制單元流量調節范圍0.1～1.2 cm3/min，屏柵電源輸出范圍0～1 500 V，加速柵電源輸出為-500～0 V。

圖5 M2型離子推力器壽命試驗裝置圖Fig.5 Equipment diagram of life test for M2 ion thruster

壽命試驗參數如表2所列。

表2 M2型離子推力器壽命試驗設置參數Tab.2 Setting parameters of life test for M2 ion thruster

2.2 試驗結果分析

M2型離子推力器引出束流如圖6所示，整個試驗耗時18個月，共完成累計7 000 h壽命試驗，2 000次重復啟動測試，試驗結果分析如下。

圖6 M2型離子推力器引出束流Fig.6 Beam current of M2 ion thruster

如圖7所示，壽命試驗開始時，推力器可在6 W微波和0.4 cm3/min流量的工質下點火。壽命試驗后期，微波啟動功率須提高至10 W，氣體流量增加到0.9 cm3/min。

圖7 M2型離子推力器啟動工質流量和微波功率變化曲線Fig.7 Start-up gas flow and microwave power change diagram of M2 ion thruster

在維持工作氣體流量、微波功率和加速電壓不變的情況下，屏柵電流會隨工作時間呈現下降趨勢，由初始的5.6 mA降至5.2 mA，如圖8所示。分析發現，隨工作時間增長天線和屏柵表面會出現鍍層，磁鋼的磁場隨工作時間退化，在這些因素的綜合作用下，推力器引出能力下降。

圖8 M2型離子推力器屏柵電流變化曲線Fig.8 Screen grid current change diagram of M2 ion thruster

壽命試驗后拆解推力器發現，天線和磁鋼表面有不均勻的由離子濺射產生的多余物沉積的鍍層和顆粒物。受中心區域電荷交換（CEX）碰撞影響，加速柵中間位置部分孔變形，邊界呈現多邊形；加速柵邊緣孔呈現橢圓形，如圖9所示。壽命試驗后，磁鋼、天線、加速柵結構完好，推力器能夠正常啟動，雖然性能略有下降，但不影響正常工作。

圖9 壽命試驗前后加速柵對比Fig.9 Acceleration grid comparison before and after life test

3 M2型微波離子推進系統在軌驗證

3.1 在軌點火試驗結果分析

M2型微波離子推進系統于2021年5月10日完成重復點火測試，一次點火的遙測結果如圖10所示。由圖可知，10:22開始點火，10:23點火成功，至10:24系統自動關機，完成一次點火試驗，整個過程持續2 min，自動程序工作正常。

加速柵加電后，加速柵電流1.90 mA，屏柵電流2.93 mA，根據判定條件，M2型微波離子推進系統點火成功。熱子電流6.3 A，中和器電流1.04 mA，中和器工作正常。

圖10（k）和（l）中，壓力2為減壓閥后端中壓壓力傳感器2測得的壓力，壓力3為節流閥前端低壓壓力傳感器3測得的壓力。調壓過程中壓力2下降，壓力3上升；調壓完成后，壓力2上升，壓力3下降，貯供單元工作正常。

圖10 M2型微波離子推進系統點火遙測數據Fig.10 Telemetry data of M2 microwave ion propulsion system for starting up

地面測試結果與在軌測試結果對比如表3所列。微波源供電電流地面測試值比在軌值大10.7%，電源供電電流地面測試值比在軌值大6.1%，原因在于地面測試時真空室線纜較長，線纜內阻分壓導致電流偏大。中壓壓力傳感器布置在減壓閥后端，在軌壓力下降5.3%，該數據與后端負載和前端氣瓶壓力有關，遙測數據出現波動屬于正常現象。其余遙測參數誤差均在3.3%范圍內。

表3 M2型微波離子推進系統在軌點火測試結果與地面測試數據對比Tab.3 Comparison of on-orbit test and ground data of M2 propulsion system for starting up

3.2 在軌推力引出試驗結果分析

2021年8月20日推進系統完成在軌引出試驗。遙測結果如圖11所示。從曲線可知，從10:44引出試驗開始，10：46點火成功，同時引出推力，整個過程持續4 min，自動程序工作正常。

屏柵和加速柵加電后，屏柵電流5.85 mA，加速柵電流0.3 mA，根據判定條件，M2型微波離子推進系統推力引出成功。中和器發射電子電流5.55 mA，實現離子與電子中和。

地面測試與在軌測試結果如表4所列。加速柵電流在軌測試比地面小0.1 mA，在合理范圍內。屏柵電流、中和器電流、加熱電流等參數誤差均在4.1%范圍內。根據微波源和電源電壓電流反饋值計算出系統總功耗為40.7 W。

表4 M2型微波離子推進系統在軌推力引出測試結果與地面測試數據對比Tab.4 Comparison of on-orbit test and ground data of M2 propulsion system for rated work

圖11 M2型微波離子推進系統推力引出遙測數據Fig.11 Telemetry data of M2 microwave ion propulsion system for rated work

3.3 在軌性能參數計算

由于工作時間較短，未測出明顯的軌道變化，因而使用經驗公式對推進系統性能參數進行計算[15]，主要公式如下：

式中：ηm為工質利用率，%；Ib為引出電流，mA；q為工質流量，cm3/min。

氙氣工質下推力器的比沖為：

式中：Isp為比沖，s；Vb為屏柵電壓，V；λ為修正因子。

假設離子推力器的束流發散半角為100，2價離子的占比為10%，則λ=0.958。

使用氙氣作為工質的離子推力器的推力T：

經數據判斷與換算，在軌時工質輸入流量為0.25 cm3/min，屏柵電壓1250 V，引出電流為5.55 mA。由公式計算可知，M2型微波離子推進系統在軌推力0.31 mN，比沖1 272 s。

4 結論

（1）M2型微波離子推進系統采用微波電離原理，解決了離子推進系統小型化的問題，具有推力連續可調、模塊化、啟動快的優點，適用于20～50 kg級微納衛星的軌道維持與軌道轉移任務；

（2）完成了M2型離子推力器7 000 h壽命試驗和2 000次重啟試驗，證明具有長壽命與高可靠性能；

（3）M2型微波離子推進系統在軌點火并引出推力，推力0.31 mN，比沖1 272 s，各模塊功能正常，遙測結果與地面數據一致。