M2型微波离子推进系统研制及在轨验证

韩罗峰，朱康武，黄文斌，于学文，张辰乙，鲁 超，刘 通，李 航，黄 静

（上海航天控制技术研究所 上海市空间智能控制技术重点实验室，上海 201108）

0 引言

高比冲离子推力器能够显著减轻微纳卫星的质量，提供传统推进方式无法提供的轨控能力[1]。微纳卫星受供电能力的限制，要求电推进系统具有较小的功耗与较高的效率[2]，同时要求推进系统采用一体化设计，尽量减小质量与体积以提高适装性。

针对50 kg及以下微纳卫星的的升轨、离轨、编队控制、轨道维持等轨道控制任务，国内外的研究院所、高校与企业开展了大量的研究工作，研制了多种工作机制的电推进系统。上海空间推进研究所、上海交通大学、中国科学院力学研究所开展了电喷与场发射电推力器技术研究[3-4]，但受限于发射针的寿命，目前距离工程应用还有一定距离。微阴弧[5-6]与脉冲等离子推力器[7]具有功耗小的优点，但由于工作原理的限制，存在着寿命较短、电磁脉冲干扰与总冲较小的问题。霍尔推进系统虽然具有较高的推功比[8]，但由于无法实现等离子体电离与加速过程的分离，并且对于较小的陶瓷通道电离效率较低，因而很难用于功耗50 W以下的应用场合。离子推进由于可以较好地控制放电功率，电离与加速过程分离，因而容易实现小功率下的放电与引出。同时，离子推进具有较长的寿命与点火次数，对于50 kg及以下的微纳卫星，是综合性能较优的一种电推进选择。

法国TRUSTME公司为商业卫星市场开发了NPT30-I2s碘工质离子推力器，最大推力1.1 mN，体积1 U，功耗35～65 W，应用在北航空事卫星一号卫星上[9]。日本JAXA开发了代号为μ1的低功率微波离子推力器[10]，在1 W净微波输入功率和0.15 cm3/min氙气流量下，可获得3.3 mA的引出束流。美国BUSEK公司研制的BIT-1型射频离子推力器输入功耗10 W，输出推力100 μN，比冲2 150 s。

上海航天控制技术研究所于2015年开始研制微波离子推力器，系统解决了微型微波离子推力器结构设计与优化技术[11]、微流量控制技术[12]、微推进系统应用及推力控制策略[13-14]等技术难题，成功研制M系列微波离子推进系统，推力覆盖0.1～15 mN。其中，M2型微波离子推进系统主要应用于20～50 kg微纳卫星。该型产品额定功耗40 W，额定推力0.3 mN，比冲1 200 s，系统质量3 kg，总冲4 000 N·s。

首套M2型微波离子推进系统于2020年9月交付，安装于太空科学探测卫星NEO-1卫星上，如图1所示。2021年4月27日NEO-1卫星随长六运载火箭发射升空，2021年5月10日点火成功，2021年8月20日在轨成功引出推力，随后共完成5次在轨推力引出，试验数据与地面测试结果一致。2021年10月27日，在轨运转半年后再一次完成多次重复点火与推力引出。

1 M2型微波离子推进系统设计

1.1 系统组成

M2型微波离子推进系统利用微波电子回旋共振的原理实现高效电离，如图2所示。其工作过程为：微波通过天线输入放电室内，在微波能和磁场作用下，通入的气体中的少量初始电子以频率ω=eB/me（B为静磁场强度；me为电子质量；e为电子电量）做回旋运动。当电子回旋频率与微波频率相等时，电子与微波共振。此时，电子最大限度耦合微波能量使气体放电，产生ECR等离子体，其中的离子在屏栅与加速栅的静电作用下被加速，产生推力。

图1 安装在NEO-1卫星上的M2型微波离子推进系统Fig.1 M2 microwave ion propulsion system installed on NEO-1 satellite

图2 M2型微波离子推进系统工作原理Fig.2 Working principle of M2 microwave ion propulsion system

推力器有效束流直径2 cm，配置了双栅极离子光学系统，具有结构简单、工作可靠、操作方便、可大范围调节工作状态等优点，具备0.1～0.5 mN的连续推力调节能力。

全系统由推力器模块、微波源模块、电源模块、控制器模块与贮供模块五部分组成，如图3所示。

图3 M2型微波离子推进系统Fig.3 M2 microwave ion propulsion system

推力器模块由1台M2型离子推力器（图4）和2台热子中和器组成。中和器为双备份热子阴极。电源模块将一次母线供电转换为推力器工作所需的各路供电，包含屏栅电源、加速栅电源和阴极电源。微波源为长寿命固态微波源，最大输出功率10 W，用于工质电离。贮供模块将高压气瓶中的氙气减压，再通过流量控制模块调节输出流量，满足推力器点火与不同工况对流量的需求。

图4 M2型离子推力器Fig.4 M2 ion thruster

1.2 工作参数

M2型微波离子推进系统的主要工作参数如表1所列。由于采用微波电离原理，因而无须提前预热，可实现快速点火。根据任务需求，通过调节工质流量与微波功率，可实现0.1～0.5 mN的大范围推力调节。推进系统设置有多种工作模式，主要包括额定工况、小推力、高比冲、烧灼、手动等。推进系统在额定模式下功耗40 W，由于微纳卫星热控能力较弱，为保证推进系统安全，单次最长工作时间设定为30 min，重复点火时间间隔不小于20 min。

表1 M2型微波离子推进系统典型工作参数Tab.1 Main technical parameter of M2 microwave ion propulsion system

2 M2型离子推力器寿命试验

2.1 试验过程及参数

为了验证M2型离子推力器的稳定性和可靠性，在上海航天控制技术研究所V1真空试验室内，完成了推力器7 000 h长寿命地面试验，试验装置如图5所示。推力器和微波源放置在真空室中，电源和流量控制单元放置于真空室外，由数据采集系统监测推力器性能参数。V1真空室尺寸为D1.5 m×3 m，压力低于3×10-3Pa；流量控制单元流量调节范围0.1～1.2 cm3/min，屏栅电源输出范围0～1 500 V，加速栅电源输出为-500～0 V。

图5 M2型离子推力器寿命试验装置图Fig.5 Equipment diagram of life test for M2 ion thruster

寿命试验参数如表2所列。

表2 M2型离子推力器寿命试验设置参数Tab.2 Setting parameters of life test for M2 ion thruster

2.2 试验结果分析

M2型离子推力器引出束流如图6所示，整个试验耗时18个月，共完成累计7 000 h寿命试验，2 000次重复启动测试，试验结果分析如下。

图6 M2型离子推力器引出束流Fig.6 Beam current of M2 ion thruster

如图7所示，寿命试验开始时，推力器可在6 W微波和0.4 cm3/min流量的工质下点火。寿命试验后期，微波启动功率须提高至10 W，气体流量增加到0.9 cm3/min。

图7 M2型离子推力器启动工质流量和微波功率变化曲线Fig.7 Start-up gas flow and microwave power change diagram of M2 ion thruster

在维持工作气体流量、微波功率和加速电压不变的情况下，屏栅电流会随工作时间呈现下降趋势，由初始的5.6 mA降至5.2 mA，如图8所示。分析发现，随工作时间增长天线和屏栅表面会出现镀层，磁钢的磁场随工作时间退化，在这些因素的综合作用下，推力器引出能力下降。

图8 M2型离子推力器屏栅电流变化曲线Fig.8 Screen grid current change diagram of M2 ion thruster

寿命试验后拆解推力器发现，天线和磁钢表面有不均匀的由离子溅射产生的多余物沉积的镀层和颗粒物。受中心区域电荷交换（CEX）碰撞影响，加速栅中间位置部分孔变形，边界呈现多边形；加速栅边缘孔呈现椭圆形，如图9所示。寿命试验后，磁钢、天线、加速栅结构完好，推力器能够正常启动，虽然性能略有下降，但不影响正常工作。

图9 寿命试验前后加速栅对比Fig.9 Acceleration grid comparison before and after life test

3 M2型微波离子推进系统在轨验证

3.1 在轨点火试验结果分析

M2型微波离子推进系统于2021年5月10日完成重复点火测试，一次点火的遥测结果如图10所示。由图可知，10:22开始点火，10:23点火成功，至10:24系统自动关机，完成一次点火试验，整个过程持续2 min，自动程序工作正常。

加速栅加电后，加速栅电流1.90 mA，屏栅电流2.93 mA，根据判定条件，M2型微波离子推进系统点火成功。热子电流6.3 A，中和器电流1.04 mA，中和器工作正常。

图10（k）和（l）中，压力2为减压阀后端中压压力传感器2测得的压力，压力3为节流阀前端低压压力传感器3测得的压力。调压过程中压力2下降，压力3上升；调压完成后，压力2上升，压力3下降，贮供单元工作正常。

图10 M2型微波离子推进系统点火遥测数据Fig.10 Telemetry data of M2 microwave ion propulsion system for starting up

地面测试结果与在轨测试结果对比如表3所列。微波源供电电流地面测试值比在轨值大10.7%，电源供电电流地面测试值比在轨值大6.1%，原因在于地面测试时真空室线缆较长，线缆内阻分压导致电流偏大。中压压力传感器布置在减压阀后端，在轨压力下降5.3%，该数据与后端负载和前端气瓶压力有关，遥测数据出现波动属于正常现象。其余遥测参数误差均在3.3%范围内。

表3 M2型微波离子推进系统在轨点火测试结果与地面测试数据对比Tab.3 Comparison of on-orbit test and ground data of M2 propulsion system for starting up

3.2 在轨推力引出试验结果分析

2021年8月20日推进系统完成在轨引出试验。遥测结果如图11所示。从曲线可知，从10:44引出试验开始，10：46点火成功，同时引出推力，整个过程持续4 min，自动程序工作正常。

屏栅和加速栅加电后，屏栅电流5.85 mA，加速栅电流0.3 mA，根据判定条件，M2型微波离子推进系统推力引出成功。中和器发射电子电流5.55 mA，实现离子与电子中和。

地面测试与在轨测试结果如表4所列。加速栅电流在轨测试比地面小0.1 mA，在合理范围内。屏栅电流、中和器电流、加热电流等参数误差均在4.1%范围内。根据微波源和电源电压电流反馈值计算出系统总功耗为40.7 W。

表4 M2型微波离子推进系统在轨推力引出测试结果与地面测试数据对比Tab.4 Comparison of on-orbit test and ground data of M2 propulsion system for rated work

图11 M2型微波离子推进系统推力引出遥测数据Fig.11 Telemetry data of M2 microwave ion propulsion system for rated work

3.3 在轨性能参数计算

由于工作时间较短，未测出明显的轨道变化，因而使用经验公式对推进系统性能参数进行计算[15]，主要公式如下：

式中：ηm为工质利用率，%；Ib为引出电流，mA；q为工质流量，cm3/min。

氙气工质下推力器的比冲为：

式中：Isp为比冲，s；Vb为屏栅电压，V；λ为修正因子。

假设离子推力器的束流发散半角为100，2价离子的占比为10%，则λ=0.958。

使用氙气作为工质的离子推力器的推力T：

经数据判断与换算，在轨时工质输入流量为0.25 cm3/min，屏栅电压1250 V，引出电流为5.55 mA。由公式计算可知，M2型微波离子推进系统在轨推力0.31 mN，比冲1 272 s。

4 结论

（1）M2型微波离子推进系统采用微波电离原理，解决了离子推进系统小型化的问题，具有推力连续可调、模块化、启动快的优点，适用于20～50 kg级微纳卫星的轨道维持与轨道转移任务；

（2）完成了M2型离子推力器7 000 h寿命试验和2 000次重启试验，证明具有长寿命与高可靠性能；

（3）M2型微波离子推进系统在轨点火并引出推力，推力0.31 mN，比冲1 272 s，各模块功能正常，遥测结果与地面数据一致。