方法文章

微型霍尔推进器的优化、测试与诊断

DOI：

10.3791/58466

⸱

2019年2月16日

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1Plasma Sources and Applications Centre, National Institute of Education, Nanyang Technological University, 2School of Chemistry, Physics, Mechanical Engineering, Queensland University of Technology, 3Department of Physics, School of Science, Hangzhou Dianzi University

本文内容

摘要

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

本文介绍了一种用于测试和优化基于微型霍尔效应推进器的空间推进系统的实验方案。

摘要

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

微型航天器和卫星需要智能、高效且耐用的低推力推进器，能够在无需人工干预和调整的情况下长期可靠运行。利用气体热力学特性作为加速手段的热化学推进器，其排气速度存在物理限制，导致效率较低。此外，这类发动机在小推力下效率极低，可能不适用于需要实时自适应控制航天器姿态、速度和位置的连续运行系统。相比之下，利用电磁场加速电离气体（即等离子体）的电推进系统在排气速度方面没有物理限制，理论上可实现任意高的质量效率和比冲。低推力霍尔推进器的寿命可达数千小时，放电电压范围为100至300 V，额定功率运行于<1 kW，尺寸范围为20至100 mm。大型霍尔推进器可提供毫牛量级的推力。在过去几十年中，人们对用于驱动50–200 kg卫星的小质量、低功耗、高效率推进系统日益关注。在本研究中，我们将展示如何构建、测试并优化一种小型（30 mm）霍尔推进器，使其能够推动约50 kg重的小型卫星。我们将展示该推进器在大型空间环境模拟器中的运行情况，并描述如何测量推力，以及如何采集和处理包括等离子体特性在内的电学参数，以评估推进器的关键性能指标。我们还将展示如何优化该推进器，使其成为迄今建造的最高效的微型推进器之一。此外，我们还将探讨新型推进器材料所带来的挑战与机遇。

引言

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

近年来，空间产业重新受到关注，部分原因在于高效电推进系统的出现，这些系统在不断降低发射成本的同时，显著提升了任务能力1,2,3。随着当前对空间探索的兴趣日益增长，多种不同类型的空间电推进装置已被提出并开展测试4,5,6,7,8，并得到支持9,10。其中，栅格式离子推进器11,12和霍尔效应推进器13,14尤为引人关注，因其效率可达约80%，远超任何化学推进器；即便是最高效的氢氧推进系统，受限于基本物理定律，其比冲也仅限于约5000 m/s15,16,17,18。

对微型空间推进器进行全面且可靠的测试，通常需要一套大型复杂的测试设施，包括测试舱、真空设备（泵）、控制与诊断仪器、等离子体参数测量系统19，以及多种维持推进器运行的辅助设备，例如电力供应系统、推进剂供给装置、推力测量平台等20,21。此外，典型的空间推进系统由多个组件构成，这些组件各自独立地影响整个推进系统的效率和使用寿命，因此既可单独测试，也可作为推进器整体的一部分进行测试22,23。这显著增加了测试程序的复杂性，并意味着测试周期较长24,25。推进器阴极组件的可靠性，以及在使用不同推进剂时推进器的运行情况，也需要特别关注26,27。

为了量化电推进系统的性能，并对用于空间任务实际部署的模块进行认证，需要具备能够模拟真实空间环境的地面测试设施，以测试多尺度推进装置28,29,30。此类系统的一个实例是位于新加坡空间推进中心（SPC-S，图1a，b）的大型空间环境模拟舱31。在开发此类模拟环境时，需考虑以下主要和次要因素。主要因素包括：所构建的空间环境必须能够准确且可靠地模拟真实的空间环境，且内置的诊断系统必须在系统性能评估期间提供精确且准确的诊断数据。次要因素包括：模拟的空间环境必须具备高度可定制性，以实现不同推进和诊断模块的快速安装与测试，同时该环境必须能够支持高通量测试，以同时优化多个单元的放电和运行条件。

空间环境模拟器与抽气设施

本文介绍了SPC-S为测试微型电推进系统以及集成模块而建立的两个仿真设施。这两个设施规模不同，在性能评估过程中主要承担不同的作用，具体如下所述。

大型等离子体空间致动室（PSAC）

PSAC 的尺寸为 4.75 米（长度）× 2.3 米（直径），配备了一套真空抽气系统，该系统由多个大容量泵协同工作组成。其可达到的本底压力低于 10-6 Pa。系统集成有真空控制读出装置以及泵的启动/ purge 系统，用于腔室的抽真空和吹扫操作。设备配备有多个可定制的法兰、电气引线穿通件和可视诊断观察窗，以提供线路测试功能。结合内部安装的全套诊断能力，可实现多模态诊断的快速改装。PSAC 的规模还允许在模拟环境中对完全集成的模块进行测试。

PSAC 是 SPC-S 的旗舰级空间环境模拟设施（图 1c,d）。其巨大的尺寸可支持对安装在四线悬吊平台上的完整模块（高达数个标准单位）进行测试。该方法的优势在于能够实时可视化推进模块在不同有效载荷上的安装方式如何影响有效载荷在太空中的原位机动能力。这一过程通过将整个有效载荷安装并悬挂在专有的四线推力测量平台上实现模拟。随后可点火启动推进器，并在模拟的空间条件下对悬挂平台连同推进器和有效载荷一起进行测试。通过电推进模块进入测试环境的推进剂气体由真空系统高效抽除，以确保腔室整体压力不受影响，从而维持真实的空间环境32,33,34。此外，电推进系统通常涉及等离子体的产生，并利用对系统排出的带电粒子轨迹的调控来产生推力35。在较小的模拟环境中，由于推进系统与腔壁距离较近，壁面电荷或等离子体鞘层的积累可能通过等离子体-壁面相互作用影响放电性能，尤其是在推力通常为毫牛量级的微推进系统中尤为显著。因此，必须特别关注并尽量减少此类因素的影响36。PSAC 的大尺寸显著降低了等离子体与腔壁之间的相互作用，使其可忽略不计，从而更准确地反映放电参数，并实现对电推进模块羽流特性的监测。PSAC 通常用于完整模块的评估以及系统集成与优化过程，有助于将推进器原型快速转化为可用于地面测试的运行就绪系统，为航天任务的资格认证做好准备。

缩放等离子体空间环境模拟器（PSEC）

等离子体与空间推进实验舱（PSEC）的尺寸为65 cm × 40 cm × 100 cm，配备一套真空抽气系统，由六台大容量泵协同工作组成（包括干式真空泵、涡轮分子泵和低温真空泵）。当整个抽气系统运行（所有泵均启用）时，可达到低于10-5 Pa的本底真空压力。通过集成的质量流量读出模块和压力计，可对压力和推进剂流量进行实时监测。PSEC主要用于推进器的耐久性测试。通过长时间点火运行推进器，评估等离子体对放电通道造成的损伤及其对推进器寿命的影响。此外，如图2所示，该设施配备复杂的气体流量控制网络，可快速连接其他原料推进剂至阴极和阳极，用于测试推进器与新型推进剂之间的兼容性，以及后者对推进器性能的影响。这对于致力于研发在运行过程中使用新型推进剂的“吸气式”电推进器的研究团队而言，具有日益增长的研究价值。

综合诊断设施（多模态诊断）

已为PSEC和PSAC中的两个系统开发了不同的集成诊断设施，这些设施配备了自动化集成机器人系统（AIRS-µS）19,23，以满足不同规模和目的的诊断需求。

PSEC 中的整合诊断

PSEC 中的诊断工具主要依赖于在长时间运行过程中对放电情况进行实时监测。质量管理系统会监测设施中残留气体内的污染物种类，这些污染物来源于放电过程中材料的溅射。通过长期定量监测这些微量物质，可评估推进器放电通道和电极的侵蚀速率，进而估算推进器的使用寿命。光学发射光谱仪（OES）通过监测因侵蚀产生的污染物种类（例如来自电子器件的铜）的电子跃迁对应的谱线，来补充这一过程。OES 还能够实现非侵入式等离子体诊断，并对羽流轮廓进行主动监测，从而定性评估推进器的性能。最后，采用一种可远程控制或设置为完全自主模式的机器人法拉第探针，对羽流轮廓进行快速扫描，通过参数化调节放电条件来优化束流的准直性（图3）。

PSAC 中的综合诊断

PSAC 的模块化设计提供了充足的空间，可将多个推进器系统安装在不同位置，从而实现多种诊断设备的即插即用式同步安装。图4展示了 PSAC 在不同配置下的内部横截面，其中最显著且永久固定的装置是完全悬浮的四线螺旋式推力测量平台。通过微控制器和蓝牙模块，可自主或通过 Android 应用无线控制炮塔系统，并以模块化方式将其安装在面向推进器的位置，通过安装法拉第探针、朗缪尔探针和减速电位分析仪（RPA）等各类探针，获取羽流特性。如图4所示，PSAC 还具备可配置的推进器系统安装能力，可快速同步诊断多种等离子体参数。推进器可垂直安装于单列中，并依次快速测试，以避免不同推进器系统之间的相互干扰。已验证该系统可在单次运行中高效评估多达3个不同的模块，从而显著减少单独测试系统时所需的抽真空和吹扫过程的停机时间。另一方面，该系统为测试应成组运行、用于同一颗卫星的推进器组件提供了宝贵机会。推进器可垂直安装于单列中，并依次快速测试，以避免不同推进器系统之间的相互干扰。经测试，该系统在单次运行中可有效评估多达3个不同模块，显著减少了单独测试系统时所需的抽真空和吹扫过程的停机时间。

准确测定微推进系统的推力至关重要，这样才能确保效率 ηeff  和比冲 Isp 等参数的准确性，从而可靠地反映推进器性能对各种输入参数（如推进剂流量和供给推进器不同端子的功率）的依赖关系，如公式1和公式2所示。具体而言，微推进系统的性能评估通常围绕在不同工作参数下测量系统产生的推力来进行。因此，在将性能评估系统安装到空间环境中用于诊断和测试之前，必须依据一系列标准对其进行校准，以确保其可靠性和准确性19。

量子效率方程，ηeff=T²/2mP，用于光学系统分析的公式表示。

比冲方程 \( I_{sp} = \frac{T}{mg} \) 公式，推进力分析示意图。

典型的系统在推力测量单元安装到测试环境之前，需在外部进行力的校准38。然而，这类系统未考虑空间环境对校准标准材料特性的影响，也未考虑电学、真空和热效应在校准标准件动态性能评估过程中随时间推移而产生的退化影响。相比之下，如图5所示的自动化无线校准单元，可在推进器运行前于模拟环境中实现系统的原位校准。该方法能够计入测试环境对测量阶段的动态影响，并可在推进器点火前快速重新校准系统。该系统还配备了一个对称模块化的零推力验证单元，用于独立验证推力，可在推进器运行期间操作，以对给定放电条件下的推力输出进行原位分析。整个过程通过 MATLAB 应用程序完成，使用户能够专注于推进系统硬件的优化与设计，并加快此类系统的测试进程。该方法的详细信息将在下一小节中进一步阐述。

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方案

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本文介绍了推力标定程序和性能评估的方案，以及通过零位测量进行独立推力验证和利用空间原位数据传感进行羽流轮廓测量的方法。

1. 推力校准步骤与推力性能评估

  1. 确保所有组件均已按照图5所示安装在腔室内。
  2. 在密封腔室之前，先对外部诊断工具的连接性进行测试。
  3. 使用集成的设施控制系统对腔室进行密封。
  4. 按级联顺序启动真空泵：首先启动干泵（直至腔室压力降至1 Pa），然后启动涡轮分子泵（直至压力降至约5 × 10-4 Pa），最后启动低温泵。
    注意：PSAC将继续抽真空至高真空状态（< ~10-5 Pa），以模拟空间环境。此时可暂停本操作流程。
  5. 使用开发的应用程序将设备与腔室内的无线收发器同步。当收发器上的发光二极管（LED）停止闪烁时，表示同步过程完成。
  6. 当达到所需真空度后，记录激光位移传感器的初始读数（模拟电压），作为基准值。
  7. 使用开发的应用程序触发下放一个已知精确质量且经过校准的铜环重物，以在四丝悬挂平台上产生力的传递。
    注意：每个铜环的质量取决于所用四丝悬挂平台的预期灵敏度。本实验中，扩展校准模式下单个铜环质量约为100 mg，精细校准模式下为10 mg。更多信息请参见代表性结果部分。
  8. 当重物完全下放且其重量转化为水平力后，记录激光位移传感器的位移读数（模拟电压）。
  9. 重复执行步骤1.7和1.8，依次下放各个校准重物并记录四丝悬挂平台的位移，直至所有校准重物均使用完毕。序列完成后，校准单元会自动将所有重物恢复至平衡位置，以便在点火推进器前使四丝悬挂平台重新达到平衡状态。保存校准因子（文件 | 另存为 | "Factor.txt"）。
  10. 绘制校准曲线，以获得安装在四丝悬挂平台上的系统的校准因子，该校准因子（单位：mN/V）即为力-电压图的斜率。
  11. 在点火推进器之前，再次记录激光位移传感器的基准模拟电压。
  12. 启动原位MATLAB程序，利用公式3（见代表性结果）实时计算推力，并输入步骤1.9中获得的校准因子（文件 | 打开 | "Factor.txt"）。
  13. 随后可再次点火推进器。使用自主研发的数据采集程序实时捕获所需参数。
    注意：也可使用集成应用程序，实现校准过程的全自动控制，同时相应地同步电机驱动序列和传感器数据采集。

2. 用于独立推力验证的零测量协议

  1. 首先，获取推进器处于平衡位置时的基线（模拟电压）读数（来自激光位移传感器）。
  2. 从推进器控制面板将工作参数切换至所需值，并启动推进器。
  3. 推进器启动后，等待四丝摆系统的振荡稳定。
  4. 当四丝摆系统稳定至稳态后，使用零位测量系统的控制应用程序触发砝码下降，同时监测激光位移传感器的读数。持续降低砝码，直至四丝摆平台被驱动重新回到平衡位置。
  5. 一旦达到平衡位置，终止驱动过程，并确定使四丝摆系统恢复平衡所需的力。
  6. 触发止动块，阻止四丝摆平台继续移动。
  7. 计算产生使系统恢复平衡所需水平力对应的质量。

3. 用于空间原位数据传感与羽流剖面测量的机器人炮塔驱动

注意：在推进器运行期间，操作人员可选择手动驱动系统至所需角度，以获取特定位置的羽流特性，或启动自动序列。

  1. 在开始实验前，将推进器安装在移动平台上（如PSAC的情况）。
  2. 启动止动杆机构，以防止实验过程中平台发生运动。
  3. 触发测量程序并启动伺服电机，驱动探针至0°位置。
  4. 从探针获取一次测量数据。
    注意：根据所安装探针的类型，测量过程可按照可编程序列进行调整，以获得放电羽流的完整空间分布。（a）若安装的是法拉第探针，则读取源表上的数值（此时-30 V偏压持续施加于保护环上）。（b）若安装的是朗缪尔探针，则向探针施加锯齿波电压信号，并获取和解析其I-V特性曲线。（c）若安装的是RPA（能量分析器），则向分辨栅网施加锯齿波电压信号，并获取和解析其I-V特性曲线。
  5. 通过微控制器触发伺服电机，移动至下一个角度位置，并再次触发探针序列进行测量。
  6. 将测量数据保存在数据矩阵中各自标记好的数组内。
  7. 重复步骤3.5和3.6，直至完成至180°的完整扫描，并将探针返回至0°位置。
  8. 分析已保存的数据。

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结果

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推力校准步骤与推力性能评估

四丝悬臂推力测量平台的推力值评估分为两个阶段。第一阶段是通过获取来自自动无线校准单元的校准系数来完成，该校准单元如图5右侧所示。在校准过程中，将精密砝码缓慢穿过一根光滑的聚四氟乙烯杆，使砝码的垂直重力作用转化为水平方向的力，并传递至四丝悬臂平台上的推进器上。随后，高分辨率激光位移传感器相应地测量每个阶段的位移量。此过程由操作人员通过数据采集应用程序进行监控，如图6所示，在一系列已知质量的校准砝码依次加载到系统上后，最终获得校准系数。校准系数S由水平力-位移曲线的最佳拟合直线得出，随后的推力值则通过公式3计算：

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讨论

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典型的霍尔型推进器44 是结构相对简单、成本低廉且效率很高的装置，可将离子流加速至每秒数十千米的速度，从而为卫星和航天器的加速、轨道机动、姿态调整、位置与姿态控制以及在服役寿命结束时离轨提供所需推力。在卫星及其他轨道载荷上应用霍尔推进器，可延长任务寿命，实现轨道转移以及多颗卫星的编队或星座飞行，并支持多任务能力。从结构上看（见图13示意图），霍尔推进器是一种同轴腔体，其一端装有阳极，出口附近则放置阴极。通常采用易于电离且相对分子质量较大的氙气（Xe）作为推进剂，但在某些情况下也可使用碘等其他元素45。离子流由阳极与阴极之间建立的静电场加速，而由一组线圈或永磁体系统产生的磁场则在腔体中心区域维持电子漂移电流46。该电子漂移电流不仅有效电离中性气体，同时还能补偿正离子电荷的变化。

电推进推进器的效率在很大程度上取决于其设计，尤其是电极的形状与构型、磁场参数，以及加速通道、阳极和阴极中发...

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披露

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作者声明不存在竞争性财务利益或其他利益冲突。

致谢

$$\rightleftharpoonup{xx}$$ $$\longleftharp{xx}$$, $$\longrightharp{xx}$$,

本工作部分得到了新加坡OSTIn-SRP/EDB、新加坡国家研究基金会、新加坡Academic Research Fund AcRF Tier 1 RP 6/16项目以及美国乔治华盛顿大学纳米技术研究所的支持。I. L. 感谢昆士兰科技大学科学与工程学部化学、物理与机械工程学院提供的支持。

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材料

本文使用的材料清单
姓名公司目录编号评论
Arduino 微控制器ArduinoArduino Uno Rev 3
蓝牙通信设备SG BoticWIR-02471
低温泵ULVACCRYO-U12HLE 
数字示波器YokogawaDLM 2054
干泵AgilentTriscroll-600
高分辨率激光位移传感器Micro-EpsilonoptoNCDT ILD-1420-50
质量流量控制器MKSMKS M100B
光学发射光谱仪AvantesAvaSpec-ULS2048XL-EVO
伺服电机Tower ProServo Motor SG90
步进电机Oriental MotorPKP213D05A
涡轮分子泵PfeifferATH-500M

参考文献

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