國外電推進系統推進劑供給技術的發展

王小永，張洪鵬，胡 竟，李興坤

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州 730000）

0 引言

電推進系統具有比沖高、壽命長等顯著特點，采用電推進系統已成為提升航天器整體性能與技術水平的重要手段，美國、俄羅斯、歐洲等國外航天技術先進國家和地區在20世紀90年代中期就已經實現了電推進系統在航天器中的商業應用，取得了顯著的經濟效益[1-2]。進入21世紀后，電推進在航天領域中的應用更是日益廣泛和深入[3-7]，推進劑供給技術作為電推進技術的重要組成部分也同步得到了快速發展。美國、法國等國家在傳統的推進劑供給技術基礎上，積極開展新技術探索與研究，先后開發出了高性能電推進系統所需要的多功能閥門、高精度質量流量傳感器以及低功耗毛細管式流量控制器等新一代推進劑供給組件產品，并在近幾年發射的航天型號中逐步得到了應用，大幅提升了推進劑供給單元的綜合性能，并由此實現了供給單元的小型化、輕量化及高可靠目標。

1 推進劑供給單元功能與性能

1.1 推進劑供給單元功能

目前的電推進系統基本上都采用高純氙氣（Xe）作為推進劑，推進劑供給單元通常也稱為氙氣供給單元（XFU），其主要功能是為電推進系統中的電推力器提供符合流量指標要求的高純氙氣，具體包括三個方面：（1）實現系統內高、低壓推進劑間的可靠隔離；（2）對貯存在氙氣瓶內的高壓推進劑進行壓力調節（減壓和穩壓）；（3）對調壓后的低壓推進劑進行流量分配和控制。根據功能要求，電推進系統推進劑供給單元通常由壓力隔離與調節模塊（簡稱“調壓模塊”）和流量分配與控制模塊（簡稱“流量控制模塊”）兩部分組成，不包含推進劑貯存容器（氙氣瓶或氙貯箱）。調壓模塊主要用于對貯存在氣瓶中的高壓推進劑進行減壓和穩壓，以保證流量控制模塊的入口壓力滿足要求，同時可實現航天器發射階段和在軌非工作期間電推進系統內高、低壓推進劑間的可靠隔離；流量控制模塊的主要功能是按照下游電推力器的工作需求進行推進劑分配，并對各路推進劑流量進行準確控制，保證輸入電推力器中的各路推進劑流量滿足工作要求[8]。目前，已經實現航天應用的電推進系統主要有離子型和霍爾型兩大類，離子推力器共需要三路推進劑輸入，分別為陽極、陰極和中和器，霍爾推力器需要兩路推進劑輸入，分別為陽極和陰極。

1.2 推進劑供給單元性能要求

電推進系統推進劑供給單元具有以下幾個方面的特點：

（1）高調壓比與高壓力輸出穩定度

為了提高貯存效率，空間電推進系統中的推進劑（高純Xe）一般都采用超臨界高壓方式儲存，初始貯存壓力為15 MPa左右，而推進劑供給單元中流量控制模塊的入口壓力較低，通常為0.3 MPa左右，這就要求調壓模塊應具有很高的調壓比（輸入壓力與輸出壓力之比），通常為50∶1左右，最高甚至達到或超過100∶1，壓力輸出穩定度要求也很高，通常為±2%左右，以確保流量控制模塊的流量控制精度滿足任務要求。

（2）高精度、微流量控制和寬范圍快速可調

離子與霍爾電推進系統的推進劑流量很小，通常從0.1~20 mg/s不等，即使將來的百千瓦級高功率電推進也不過100 mg/s左右，控制精度一般在±3%~±5%之間；某些高穩定推力領域對控制精度的要求更高，須達到±1%左右；無拖曳飛行要求推進劑流量在較寬范圍內能夠高精度快速可調。

（3）連續工作時間長

推進劑供給單元的單次工作時長由電推進系統的單次工作時間決定。任務性質不同，電推進系統單次工作時間不同，新技術試驗衛星上的電推進系統單次工作時間通常從幾分鐘到幾十分鐘，最長為數小時；GEO長壽命衛星上承擔在軌位保任務的電推進系統單次工作時間一般為1 h左右，軌道轉移所對應的單次工作時間通常在數小時到數十小時，甚至上百小時之間；用于深空探測主推進的電推進系統單次工作時間更長，如美國深空一號（DS-1）上作為主推進的NSTAR-30cm離子電推進系統最長一次連續工作時間達到了335 h。

（4）開、關工作壽命長

推進劑供給單元必須具有與電推進系統相同甚至更長（如壓力調節閥等部件）的開、關工作壽命。電推進系統開、關工作壽命與其所承擔的任務性質有關，用于執行近地小行星探測使命的電推進系統的開、關工作次數須達到10 000次；長壽命航天器，如應用最為廣泛的GEO長壽命通信衛星平臺電推進系統的開、關工作壽命設計值通常為6 000~12 000次。

2 國外推進劑供給技術發展與應用現狀

2.1 傳統推進劑供給技術

電推進系統推進劑供給技術包括推進劑高-低壓隔離技術、壓力調節（包括減壓與穩壓）技術和微流量控制技術三個方面。

在航天器發射階段及電推進系統非工作狀態下，推進劑貯存容器內的高壓推進劑與供給單元中的低壓推進劑之間是否可靠隔離，直接關系著推進劑供給單元的結構安全性。在國外已實現飛行應用的電推進系統中，推進劑高、低壓隔離主要采用長閉電爆閥與自鎖閥串聯的技術方案，長閉電爆閥閉鎖可靠性高，主要負責航天器發射階段嚴酷力學環境下的高低、壓隔離，自鎖閥則承擔航天器在軌階段電推進非工作狀態下的高、低壓隔離任務；也有單獨使用自鎖閥或電磁閥實現壓力隔離功能的，如美國在DS-1和DWAN上使用NSTAR-30cm離子電推進系統和歐洲ARTEMIS衛星與GOCE衛星離子電推進系統等，但這對閥門的工作可靠性，尤其是關閉可靠性提出了很高的要求。壓力調節主要有機械調壓、電子調壓（Bang-Bang調壓）以及機械與電子組合調壓三種方案，美國、歐州以機械調壓或電子調壓方案為主，俄羅斯普遍采用機械與電子相組合的調壓方式。為了提高工作可靠性，壓力隔離與調壓模塊通常采用主、備支路的冗余設計。在流量控制方案中，美國和歐洲主要采用熱節流器技術，這種技術具有很好的調節靈活性，通過對壓力與溫度進行調整即可獲得所需要的推進劑流量，特別適合于多工作模式或多點工作狀態的航天任務；俄羅斯主要采用標準孔板結構，結構簡單、可靠性高，但這種結構的流量控制器裝配前必須進行嚴格、精確的流量標定[8]。

分析國外近三十年來已空間應用的電推進系統推進劑供給單元技術方案可以發現，推進劑供給技術的發展很大程度上依賴或取決于閥門、傳感器和流量控制器等推進劑管理組件研制及其集成技術的發展。隨著閥門研制技術水平，特別是閥門長期工作可靠性的不斷提高，利用電爆閥承擔或完成貯供單元高、低壓隔離功能的技術方案已基本上被淘汰，采用高可靠自鎖閥、電磁閥即可獨立實現可靠的壓力隔離。壓力調節更多地采用電子調壓取代應用初期質量較大的機械調壓或機械與電子組合調壓。

2.2 新一代高性能推進劑管理組件技術

經過多年的技術發展與工程研制，國外已成功開發出了多功能閥門、高精度流量傳感器以及新一代低壓毛細管流量控制器等高性能推進劑管理組件。

（1）新一代高性能多功能閥門技術

眾所周知，閥門是電推進系統推進劑貯供單元的核心部件。近年來，隨著閥門技術的日益完善與成熟，電推進系統推進劑供給技術也出現了一些新變化，傳統的技術方案正在被新的推進劑管理技術方案取代。集推進劑高-低壓隔離、壓力調節與流量控制三種功能為一體的多功能閥在國外已經研制成功，并達到工程應用水平。其中以美國Moog（穆格）公司和法國阿爾卡特-阿列尼亞（Alcatel Alenia）公司研制的比例閥最具代表性，采用這種閥門不僅可以極大地簡化推進劑供給單元的結構設計，還能夠有效地克服電子調壓精度低、響應慢以及對“Bang-Bang”電磁閥開關工作壽命要求高的缺點，工作時不需要其他閥門和增壓容器配合，不存在附加質量，可減輕結構質量。

美國Moog公司的比例流量控制閥（Proportional Flow Control Valve，簡稱PFCV）基于磁致伸縮原理，是一種常閉比例電磁閥，通過改變閥門線圈中的輸入電流，閥門中銜鐵組件的行程即會按比例變化，從而提供所要求的推進劑壓力或流量；PFCV下游的反饋元件一般是壓力傳感器、流量傳感器或來自于電推力器的束電流，是推進劑供給單元的“心臟”；PFCV具有多重功能，既能調節壓力或流量，又能夠在很寬的壓力范圍內提供可靠的壓力隔離。Moog公司的PFCV具有無滑動配合、懸置式銜鐵、S彈簧導向等特點，使用Vespel密封，也可以在入口或出口安裝過濾器[9-10]。

利用Moog公司的PFCV可以實現推進劑隔離、壓力和流量控制三種功能。將PFCV與一臺比例/集成控制器和下游的壓力傳感器配合，通過閉環控制可完成壓力調節，調節后的壓力再傳輸到下游的固定結構流量控制器。通過改變壓力可以改變流量，這種特性對于任務變化或在將來具有不同壓力調節要求的飛行任務中能夠提供更大的靈活性。經驗證，以Moog公司PFCV作為200 W霍爾電推進系統的壓力調節模塊，具有一次將15.2 MPa的入口高壓調節為0.017~0.037 MPa之間低壓的能力，控制精度不超過±1%。表1列出了Moog公司研制的幾種不同型號PFCV產品的主要性能[9]，圖1為PFCV的實物照片[11]。圖2為基于Moog公司PFCV的美國200 W霍爾電推進系統推進劑（氙氣）供給單元（XFU）的技術方案[12]。

表1 美國Moog公司PFCV的主要性能參數Tab.1 Main performance of the Moog PFCV

圖1 Moog公司PFCV產品照片Fig.1 Photo of the moog PFCV product

圖2 基于Moog公司PFCV的200 W霍爾電推進系統的XFU技術方案Fig.2 XFU schematic based on the Moog PFCV for 200 W hall electric propulsion system

為了提高歐洲電推進系統的綜合性能，法國Alcatel Alenia公司成功研制出了一種具有高壓隔離（關斷）功能的比例閥（Proportional Valve，PV）工程樣機（EM）。該比例閥采用壓電技術，能夠承受很高的入口壓力，流量調節精度高、漏率小、功耗低，非激勵時處于長閉固有安全狀態。圖3是PV的工作原理圖[13]。

圖3 PV工作原理圖Fig.3 PV operation mechanism

圖4（a）為帶加熱裝置的PV EM；（b）為不帶加熱裝置的PV EM照片[13]。表2列出了這兩種PV EM的性能參數[13]。

表2 法國Alcatel公司PV的性能參數Tab.2 Main performance of Alcatel PV EM1 and EM2

圖4 PV EM照片Fig.4 Photo of PV EM model

英國Marotta公司也開發出一種多功能閥門（Multi-Funtion Valve，MFV），可以提供離子和霍爾電推進系統要求的許多高性能，如在-54~93℃溫度范圍和0.25~20.7 MPa壓力下內漏率低于1.0×10-5Pa·m3/s（G He）的常閉壓力隔離功能、0~80℃溫度下精確的壓力與流量閉環調節、工作點電子調節（質量流量調節）比大于25∶1、壓力可從20.7 MPa減至10-1Pa量級等。采用該產品可以極大地減少電推進系統推進劑供給單元的組件數量，在提高系統工作可靠性的同時減小質量。表3是Marotta公司MFV產品的主要性能[14]。

表3 Marotta公司MFV產品的主要性能參數Tab.3 Main performance of Marotta MFV

（2）新一代質量流量傳感器技術

為了同時實現推進劑流量的高靈敏度和快速時間響應，Alcatel Alenia開發出一種基于熱概念的硅結構質量流量傳感器（Mass Flow Sensor，S-MFS）[12]，與PV配套使用完成電推進的微流量閉環控制。S-MFS傳感元件輸出一個0~1 000 mV的電壓信號，該信號經一個差分放大器放大和濾波器濾波后轉換為0~5 V模擬信號，對應的質量流量為0~40 mg/s。圖5為S-MFS結構圖[13]，圖6為S-MFS在0.05 MPa入口壓力、0~40 mg/s（Xe）質量流量范圍內出口壓力測試曲線[13]，表4列出了S-MFS的主要性能測試結果[13]。

表4 S-MFS主要性能測試結果Tab.4 The S-MFS main performance test results

圖5 S-MFS結構圖Fig.5 S-MFS structure

圖6 S-MFS出口電壓與質量流量的關系Fig.6 Relationship between outlet voltage and mass rate of S-MFS

目前，Alcatel Alenia正在對S-MFS進行設計改進，以進一步提高其分辨率和低流量下的工作穩定性。

（3）新一代微流量控制組件技術

Alcatel Alenia在開發和研制比例閥（PV）、質量流量傳感器（S-MFS）的同時，還研制出了一種比俄羅斯霍爾電推進系統所使用的毛細管流量控制器體積更小、質量更輕、性能更好的低壓毛細管（Low Pressure Capillary，LPC）熱節流器。LPC是1根內徑為50~100 mm的不銹鋼管，兩端各釬焊1個不銹鋼支撐。圖7是1個長度45 mm、內徑100 mm的LPC部件實物圖[13]（0.08~0.25 MPa入口壓力下的Xe質量流量為1.36~13.6 mg/s）。圖8為安裝在一個圓柱形不銹鋼殼體中最終狀態的LPC熱節流器[13]。表5列出了兩種不同流量范圍的LPC熱節流器的性能參數[13]。

表5 LPC熱節流器的主要性能參數Tab.5 main performance of the LPC thermo-capillary

圖7 LPC部件及其支撐結構Fig.7 LPC parts and supports

圖8 LPC熱節流器照片Fig.8 LPC thermo-capillary on a cylindrical stainless housin

圖9是基于Alcate公司 研制的PV、S-MFS和LPC等新一代推進劑管理組件所設計的一種電推進系統推進劑供給與控制單元（PFCU）的技術方案[13]，PV通過壓力傳感器進行壓力閉環控制，LPC用S-MFC實現流量閉環控制。該PFCU潛在的應用背景包括SEA的AlphaBus平臺等。

圖9 一種基于Alcate公司PV、S-MFS和LPC的PFCU技術方案Fig.9 A PFCU Schematic based on Alcate PV，S-MFS and LPC components

2.3 推進劑供給單元小型化、輕量化設計與集成技術

為簡化推進劑供給單元的結構、減少組件數量、減小產品體積和質量，除采用上述PFCV、PV和MFV、S-MFS、LPC等新一代推進劑管理組件外，美國VACCO公司綜合利用化學刻蝕碟片過濾器技術、高性能Bang-Bang電磁閥技術以及組件高效集成技術等實現了化學刻蝕微系統（ChEMSTM）壓力控制模塊（PCM）和流量控制模塊（FCM）的小型化、輕量化設計與研制，開發出了一種數字化Xe流量控制模塊[15]。圖10是ChEMSTMPCM模塊設計原理圖[16]。

圖10 ChEMSTM PCM模塊設計原理圖Fig.10 ChEMSTMPCM design mechanism frame

該模塊由1個5μm系統過濾器和4個常閉電磁閥A1、A2、B1、B2在內的5個功能組件構成，工作壓力在10 MPa以上，閥門為全焊接鈦合金結構、管路材料為鈦、采用懸置式銜鐵和Viton密封體，模塊總質量僅198 g。經測試，循環壽命達180 000次以上。

VACCO開發的數字化Xe流量控制模塊（DXFCM）由21個功能組件組成，包括1個5μm過濾器，4個隔離閥C1、C2、D1、D2，8個流量控制閥和8個流阻器，通過不同數量的閥門開、關組合可實現對推進劑流量的精準調節與控制，模塊最高工作壓力0.82 MPa，采用高可靠閥門設計，總質量398 g。流量最小調節精度0.08 mg/s，流量調節范圍0~20.4 mg/s（0.276 MPa、21℃下）。圖11為數字化流量控制模塊原理框圖[17]。圖12為ChEMSTMPCM和FCM模 塊的實物照片[16]。

圖11 數字化流量控制模塊原理框圖Fig.12 Digital xenon flow control module mechanism frame

圖12 ChEMSTM PCM與FCM模塊實物照片Fig.12 Products photo of ChEMSTM PCM and FCM

2.4 推進劑供給技術的應用

調研結果表明，目前國外已經發射的各類航天器電推進系統中，推進劑供給仍然以Bang-Bang閥壓力調節、熱節流器微流量控制等傳統的推進劑供給技術為主，但也有個別衛星已經采用了基于新一代推進劑管理組件的推進劑供給新技術，如2006年12月16日美國發射的TACSAT-2衛星BPT-200小功率霍爾電推進系統采用PFCV進行推進劑隔離和壓力調節[18]；2009年3月17日歐空局發射的重力梯度與海洋環境監測衛星——GOCE衛星T5離子電推進系統采用PFCV對推力器陽極流量進行控制與調節，有效保證了陽極流量的寬范圍、快速調節與高精度控制，實現了衛星的無阻尼飛行[19-20]；2013年11月韓國發射的“科學技術3號衛星（STSAT-3）”中的300W霍爾電推進系統，其推進劑供給單元的高-低壓隔離、調壓和流量控制均通過Moog公司51E339型PFCV產品實現，第一級利用PFCV進行推進劑隔離與壓力閉環控制，PFCV出口壓力為0.1~0.3 MPa，第二級利用PFCV通過陽極電流閉環反饋控制流量，PFCV下游2個并聯的固定口徑式流阻器，將PFCV出口的總流量按比例（7∶1）分配給推力器陽極和陰極，整個XFU總質量只有2.4 kg[21]。

美國針對太陽系Robotic探測任務開發和研制了大功率離子電推進系統——40 cm口徑Xe離子電推進系統（NEXT-40），目前已進入最后的地面試驗驗證階段，即將實現空間飛行應用。該系統中的推進劑供給單元采用兩級壓力控制方案，前級采用2臺PFCV（Moog公司生產）的并聯設計，作為高-低壓隔離與初始減壓組件，后級針對離子推力器陽極、陰極和中和器各配置1臺獨立的PFCV，實現各路壓力的精細調節，PFCV出口壓力在35~70 kPa之間。新技術的采用極大地簡化了推進劑供給單元中的閥門配置，提高了系統可靠性，并顯著降低了單元質量。圖13為美國40 cm口徑Xe離子電推進系統推進劑供給單元原理框圖[22]。圖14和圖15分別為其壓力調節模塊（PRM）高壓組件（High Pressure Assembly）和低壓組件（Low Pressure Assembly）產品照片[23-24]。美國VACCO公司利用先進集成技術開發的小型、輕質Xe壓力與流量控制模塊產品也已應用于電推進系統地面試驗。圖16為VACCO集成后的完整Xe供給系統在NASA GRC進行120 W霍爾推力器點火試驗的照片[14]。

圖13 美國40 cm口徑Xe離子電推進系統推進劑供給單元原理框圖Fig.13 The PFU mechanism frame on USA NEXT-40 xenon ion electric propulsion system

圖14 美國40 cm口徑離子推進系統推進劑供給單元壓力調節模塊高壓組件產品照片Fig.14 The photo of high pressure assembly in USA NEST-40 XFU PRM

圖15 美國40 cm口徑離子推進系統推進劑供給單元壓力調節模塊低壓組件產品照片Fig.15 The photo of low pressure assembly in USA NEST-40 XFU PRM

圖16 VACCO Xe供給系統在120 W霍爾推力器上熱點火試驗的照片Fig.16 The photo of VACCO integrated xenon feed system in 120 W hall thruster hot fire test

4 結論與建議

從國外電推進系統推進劑管理組件技術發展路線、近幾年空間應用方案以及電推進未來空間應用需求分析，以PFCV為代表的推進劑流量比例調節技術是電推進系統推進劑供給技術發展的必然趨勢，小型化、輕量化是航天產品永恒的主題。

我國電推進技術經過幾十年的發展，已經基本完成在軌飛行初步驗證，正式進入飛行應用階段。目前正在開發和研制的多個GEO衛星平臺，均采用了高性能電推進系統，其推進劑供給單元基本上仍然沿用傳統的電子調壓和熱節流流量控制技術，流量控制精度低，系統體積與結構質量較大。針對我國空間電推進系統推進劑供給技術與國外先進技術之間的差距，以及無拖曳空間飛行任務為代表的未來科學探測等需求，提出如下建議：

（1）以PFCV和高精度質量流量計為重點，開展新一代推進劑流量供給組件工程化研制和控制系統開發，并在實驗衛星上進行飛行驗證，為新一代推進劑流量供給組件空間應用奠定基礎，并結合飛行驗證結果逐步解決產品的高可靠、高穩定及長壽命問題；

（2）適時開展毛細管流量控制器技術和數字化氙氣流量控制技術預先研究，解決關鍵技術，完善技術儲備；

（3）加大電推進分系統單位、貯供單元單機單位與閥門、流量計等組件產品技術優勢單位之間的協同力度，通力合作，開展推進劑貯供單元小型化、輕量化設計與集成技術研究，不斷優化組件配置，減小單元體積，降低結構質量。