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一种电推进航天器羽流参数获取方法

阅读：988发布：2021-03-03

IPRDB可以提供一种电推进航天器羽流参数获取方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提供一种电推进航天器羽流参数获取方法，在模拟航天器轨道环境条件下，测试等离子体电势、等离子体密度、电子温度、等离子体离子能谱、电推进羽流污染物沉积量等，推力器周围空间参数分布；无油真空系统的使用，为该方法提供了稀薄的气体氛围和清洁的环境条件，大大增加了试验过程中测量数据的准确性，降低了电推力器测试运行风险；电推力器多参数诊断设备中污染数据的测量和收集，可预估模拟空间环境条件下电推进航天器等离子体羽流参数分布及航天器在轨性能衰退情况，为电推进航天器研制和寿命预估提供指导和依据；本发明具有适应电推进航天器发动机羽流特性测试的特点，且适应于规模化试验。，下面是一种电推进航天器羽流参数获取方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种电推进航天器羽流参数获取方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，组装电推进航天器羽流参数获取装置的各个部件：将真空仓观察窗(1)设于真空仓(2)的首端；将真空抽气系统(9)、供气瓶(10)分别与真空仓(2)的尾端相通；将点火控制柜(8)与电推力器(4)相接，计算机(7)分别与两个电推力器多参数诊断设备(3、6)相接；在真空仓(2)内部设置安装板，该安装板一端安装第一电推力器多参数诊断设备(3)，另一端固定活动支架(5)；将电推力器(4)安装于固定活动支架(5)上；在安装板固定电推力器(4)一端处的真空仓(2)内壁上活动安装第二电推力器多参数诊断设备(6)，根据计算机(7)的指令控制第二电推力器多参数诊断设备(6)沿真空仓(2)内壁上的滑动轨道运动到指定位置；且第一电推力器多参数诊断设备(3)所在垂直于安装板的径向截面与电推力器(4)所在垂直于安装板的径向截面相互平行，且两个径向截面之间的距离大于100cm；

步骤2，设计安装两个电推力器多参数诊断设备(3、6)的各个组成结构，选用实体箱作为试验支架(21)，在实体箱的顶面挖有沉孔(27)，将石英晶体微量天平QCM(25)安装于沉孔(27)内，并将朗缪尔探针LP(22)、阻滞势分析仪RPA(23)安装于实体箱的顶面上，将朗缪尔探针LP(22)的球心、阻滞势分析仪RPA(23)的中心和石英晶体微量天平QCM(25)的中心均投影到实体箱的顶面上，则朗缪尔探针LP(22)、阻滞势分析仪RPA(23)、石英晶体微量天平QCM(25)的安装位置满足：朗缪尔探针LP(22)的球心投影与阻滞势分析仪RPA(23)的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度；朗缪尔探针LP(22)的球心投影与石英晶体微量天平QCM(25)的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度；阻滞势分析仪RPA(23)的中心投影与石英晶体微量天平QCM(25)的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度；

步骤3，启动真空抽气系统(9)，使真空仓(2)工作在分子流工作状态；待真空仓(2)的-3

真空度优于1×10 Pa后30分钟后，启动计算机(7)的石英晶体微量天平污染监测系统，并调整石英晶体微量天平的零点；待石英晶体微量天平QCM(15)稳定工作30分钟以上后，开启供气瓶(11)、利用点火控制柜(8)控制电推力器(4)点火，电推力器(4)喷射等离子体，等离子体溅射产生污染物；电推力器(4)持续点火保持30分钟以上后，启动计算机(7)的在线原位监测朗缪尔探针设备，获取朗缪尔探针LP的电流—电压曲线即I—V曲线；启动计算机(7)的在线原位监测阻滞势分析仪设备，获取阻滞势分析仪RPA的I—V曲线；并通过计算机(7)的石英晶体微量天平污染监测系统获取石英晶体微量天平QCM的频率和温度；

关闭电推力器(4)后，依次关闭石英晶体微量天平污染监测系统、在线原位监测朗缪尔探针设备、在线原位监测阻滞势分析仪设备，最后关闭真空抽气系统(9)。

2.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数获取方法，其特征在于，

LP的I—V曲线、RPA的I—V曲线、QCM的频率和温度的获取速率均大于1次/Min。

3.如权利要求1或2所述的电推进航天器羽流参数检测方法，其特征在于，在石英晶体微量天平QCM(25)底面设置70mm×70mm的热接触面。

4.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数获取方法，其特征在于，所述朗缪尔探针LP的扫描电压为-50～100V。

5.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数获取方法，其特征在于，所述阻滞势分析仪RPA的阻滞电压为60V，扫描电压为0～100V。

6.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数获取方法，其特征在于，所述石英晶体微量天平QCM的本征频率为10MHz、15MHz、20MHz。

7.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数检测方法，其特征在于，所述朗缪尔探针LP为空心球形朗缪尔探针，且带有清洗组件，该清洗组件包括：包括卤灯(11)、卤灯陶瓷托架(12)、卤灯供电电缆(14)、陶瓷绝缘底座(15)、空心金属杆(16)、测温电阻(18)、测温电阻供电电缆(17)；

设空心球形朗缪尔探针(19)圆心为O点，竖直向上为Z轴，XOY平面垂直于OZ轴；9盏卤灯(11)在空心球形朗缪尔探针(19)内部XOZ平面和YOZ平面内表面按60°角间距均匀安装，OZ轴负向的空心球形朗缪尔探针内表面开有走线口，不安装卤灯；测温电阻(18)表贴于空心球形朗缪尔探针(19)内表面，卤灯供电电缆(14)及测温电阻供电电缆(17)采用多芯单层绝缘屏蔽电缆穿过空心金属杆(16)分别与卤灯(11)及测温电阻(18)连接；空心金属杆(16)采用真空钎焊固定在陶瓷绝缘底座(15)的中空体内；卤灯供电电缆(14)和测温电阻供电电缆(17)连接计算机(7)。

8.如权利要求7所述的电推进航天器羽流参数检测方法，其特征在于，所述计算机(7)利用测温电路模块和卤灯供电模块进行空心球形朗缪尔探针(19)表面污染物的清洗；

测温电路模块在接收到计算机(7)的测温指令后，向测温电阻(8)供电，从测温电阻(18)采集温度数据；卤灯供电模块在接收到计算机(7)的清洗指令后，向卤灯(11)进行供电加热；并从测温电路模块读取温度数据，当根据温度数据判定空心球形朗缪尔探针(19)表面温度达到设定加温温度K时，继续加热一段冗余时间T，然后停止加热，清洗完毕；所述加温温度K取值范围为300℃～400℃；冗余时间T取值范围为20秒～300秒。

9.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数获取方法，其特征在于，所述朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA、石英晶体微量天平QCM中所有绝缘组件采用Al2O3陶瓷材料。

10.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数获取方法，其特征在于，所述步骤2中：

所述实体箱的高度为36mm，沉孔(27)的底面为55mm×55mm、高度为36mm；在实体箱的顶面上安装有LP安装台(26)和RPA安装台(24)，分别用于安装朗缪尔探针LP(22)和阻滞势分析仪RPA(23)；且LP安装台(26)和安装朗缪尔探针LP(22)的最高高度为126+1mm；RPA安装台(24)的底面与顶面相切，顶面与底面之间的夹角为30度，顶面与底面的最大高度为

27.5mm。

说明书全文

一种电推进航天器羽流参数获取方法

技术领域

[0001] 本发明属于航空航天技术领域，应用于电推进航天器羽流参数地面试验和在轨监测，尤其涉及一种电推进航天器羽流参数获取方法。

背景技术

[0002] 随着航天技术的不断发展，各种各样的推力器诸如电弧推力器(Arcjet)、磁等离子体推力器(MPD)、稳态等离子体推力器(SPT)、离子推力器(IE)等越来越多的应用在地球卫星和深空探测器上。电推力器工作时喷出的羽流是一种高温、高能的等离子体流。然而电推进技术由于其特殊的等离子体羽流特性，引起卫星周围的等离子体环境发生变化，从而诱发卫星表面带电、沉积污染、干扰力矩、电磁干扰等一系列负面效应。目前我国尚不能原位监测电推进发动机等离子体羽流参数。

发明内容

[0003] 为解决上述问题，本发明提供一种电推进航天器羽流参数获取方法。

[0004] 本发明的电推进航天器羽流参数获取方法，其包括以下步骤：

[0005] 步骤1，组装电推进航天器羽流参数获取装置的各个部件：将真空仓观察窗设于真空仓的首端；将真空抽气系统、供气瓶分别与真空仓的尾端相通；将点火控制柜与电推力器相接，计算机分别与两个电推力器多参数诊断设备相接；在真空仓内部设置安装板，该安装板一端安装第一电推力器多参数诊断设备，另一端固定活动支架；将电推力器安装于固定活动支架上；在安装板固定电推力器一端处的真空仓内壁上活动安装第二电推力器多参数诊断设备，根据计算机的指令控制第二电推力器多参数诊断设备沿真空仓内壁上的滑动轨道运动到指定位置；且第一电推力器多参数诊断设备所在垂直于安装板的径向截面与电推力器所在垂直于安装板的径向截面相互平行，且两个径向截面之间的距离大于100cm；

[0006] 步骤2，设计安装两个电推力器多参数诊断设备(3、6)的各个组成结构，选用实体箱作为试验支架，在实体箱的顶面挖有沉孔，将石英晶体微量天平QCM安装于沉孔内，并将朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA安装于实体箱的顶面上，将朗缪尔探针LP的球心、阻滞势分析仪RPA的中心和石英晶体微量天平QCM的中心均投影到实体箱的顶面上，则朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA、石英晶体微量天平QCM的安装位置满足：

[0007] 朗缪尔探针LP的球心投影与阻滞势分析仪RPA的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度；朗缪尔探针LP的球心投影与石英晶体微量天平QCM的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度；阻滞势分析仪RPA的中心投影与石英晶体微量天平QCM的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度；

[0008] 步骤3，启动真空抽气系统，使真空仓工作在分子流工作状态；待真空仓的真空度-3优于1×10 Pa后30分钟后，启动计算机的石英晶体微量天平污染监测系统，并调整石英晶体微量天平的零点；待石英晶体微量天平QCM(15)稳定工作30分钟以上后，开启供气瓶、利用点火控制柜控制电推力器点火，电推力器喷射等离子体，等离子体溅射产生污染物；电推力器持续点火保持30分钟以上后，启动计算机的在线原位监测朗缪尔探针设备，获取朗缪尔探针LP的电流—电压曲线即I—V曲线；启动计算机的在线原位监测阻滞势分析仪设备，获取阻滞势分析仪RPA的I—V曲线；并通过计算机的石英晶体微量天平污染监测系统获取石英晶体微量天平QCM的频率和温度；关闭电推力器后，依次关闭石英晶体微量天平污染监测系统、在线原位监测朗缪尔探针设备、在线原位监测阻滞势分析仪设备，最后关闭真空抽气系统。

[0009] 进一步的，LP的I—V曲线、RPA的I—V曲线、QCM的频率和温度的获取速率均大于1次/Min。

[0010] 进一步的，在石英晶体微量天平QCM底面设置70mm×70mm的热接触面。

[0011] 进一步的，所述朗缪尔探针LP的扫描电压为-50～100V。

[0012] 进一步的，所述阻滞势分析仪RPA的阻滞电压为60V，扫描电压为0～100V。

[0013] 进一步的，所述石英晶体微量天平QCM的本征频率为10MHz、15MHz、20MHz。

[0014] 进一步的，所述朗缪尔探针LP为空心球形朗缪尔探针，且带有清洗组件，该清洗组件包括：

[0015] 包括卤灯、卤灯陶瓷托架、卤灯供电电缆、陶瓷绝缘底座、空心金属杆、测温电阻、测温电阻供电电缆；

[0016] 设空心球形朗缪尔探针圆心为O点，竖直向上为Z轴，XOY平面垂直于OZ轴；9盏卤灯在空心球形朗缪尔探针内部XOZ平面和YOZ平面内表面按60°角间距均匀安装，OZ轴负向的空心球形朗缪尔探针内表面开有走线口，不安装卤灯；测温电阻表贴于空心球形朗缪尔探针内表面，卤灯供电电缆及测温电阻供电电缆采用多芯单层绝缘屏蔽电缆穿过空心金属杆分别与卤灯及测温电阻连接；空心金属杆采用真空钎焊固定在陶瓷绝缘底座的中空体内；卤灯供电电缆和测温电阻供电电缆连接计算机。

[0017] 进一步的，所述计算机利用测温电路模块和卤灯供电模块进行空心球形朗缪尔探针表面污染物的清洗；

[0018] 测温电路模块在接收到计算机的测温指令后，向测温电阻供电，从测温电阻采集温度数据；卤灯供电模块在接收到计算机的清洗指令后，向卤灯进行供电加热；并从测温电路模块读取温度数据，当根据温度数据判定空心球形朗缪尔探针表面温度达到设定加温温度K时，继续加热一段冗余时间T，然后停止加热，清洗完毕；所述加温温度K取值范围为300℃～400℃；冗余时间T取值范围为20秒～300秒。

[0019] 进一步的，所述朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA、石英晶体微量天平QCM中所有绝缘组件采用Al2O3陶瓷材料。

[0020] 进一步的，所述步骤2中：所述实体箱的高度为36mm，沉孔的底面为55mm×55mm、高度为36mm；在实体箱的顶面上安装有LP安装台和RPA安装台，分别用于安装朗缪尔探针LP和阻滞势分析仪RPA；且LP安装台和安装朗缪尔探针LP的最高高度为126±1mm；RPA安装台的底面与顶面相切，顶面与底面之间的夹角为30度，顶面与底面的最大高度为
27.5mm。

[0021] 有益效果：

[0022] (1)本发明在模拟航天器轨道环境条件下，测试等离子体电势、等离子体密度、电子温度、等离子体离子能谱、电推进羽流污染物沉积量等，推力器周围空间参数分布。

[0023] (2)本发明在模拟航天器轨道环境条件下，提高了我国电推进发动机羽流等离子-9 -9 2体污染监测的灵敏度，可达到1.10×10 ～4.42×10 g/cm；

[0024] (3)本发明中无油真空系统的使用，为该方法提供了稀薄的气体氛围和清洁的环境条件，大大增加了试验过程中测量数据的准确性，降低了电推力器测试运行风险。

[0025] (4)本发明中电推力器多参数诊断设备中污染数据的测量和收集，可预估模拟空间环境条件下电推进航天器等离子体羽流参数分布及航天器在轨性能衰退情况，为电推进航天器研制和寿命预估提供指导和依据，从而保证电推进航天器空间安全可靠地工作，试验过程稳定可靠，复现性好。

[0026] (5)本发明具有适应电推进航天器发动机羽流特性测试的特点，且适应于规模化试验。

附图说明

[0027] 图1为本发明的电推进航天器羽流参数检测装置示意图；

[0028] 图2为本发明的球形朗缪尔探针及清洗组件的结构示意图；

[0029] 图3为卤灯和卤灯陶瓷托架的结构示意图；

[0030] 图4为电推力器多参数诊断设备的俯视图；

[0031] 图5为电推力器多参数诊断设备的侧视图。

[0032] 图中：1-真空仓观察窗、2-真空仓、(3、6)-两个电推力器多参数诊断设备、4-电推力器、5-活动支架、7-计算机、8-点火控制柜、9-真空抽气系统、10-供气瓶；

[0033] 11-卤灯、12-卤灯陶瓷托架、13-凸台、14-卤灯供电电缆、15-陶瓷绝缘底座、16-空心金属杆、17-测温电阻供电电缆、18-测温电阻、19-空心球形朗缪尔探针、110-穿线孔、111-正金属电极、112-负金属电极、113-螺钉；

[0034] 21-试验支架、22-安装朗缪尔探针LP、23-阻滞势分析仪RPA、24-RPA安装台，25-石英晶体微量天平QCM、26-LP安装台、27-沉孔。

具体实施方式

[0035] 本发明的电推进航天器羽流参数获取方法，其包括以下步骤：

[0036] 步骤1，如图1所示，组装电推进航天器羽流参数获取装置的各个部件：将真空仓观察窗1设于真空仓2的首端；真空抽气系统9、供气瓶10分别与真空仓2的尾端相通；点火控制柜8与电推力器4相接，计算机7分别与两个电推力器多参数诊断设备(3、6)相接。在真空仓2内部设置安装板，该安装板一端安装第一电推力器多参数诊断设备3，另一端固定活动支架5，电推力器4安装于固定活动支架5上；在安装板固定电推力器4一端处的真空仓2内壁上活动安装第二电推力器多参数诊断设备6，根据计算机7的指令控制第二电推力器多参数诊断设备6沿真空仓2内壁上的滑动轨道运动到指定位置。第二电推力器多参数诊断设备6对第一电推力器多参数诊断设备3起到补充作用，在根据实际作业中根据航天器对应位置的等离子体电势、等离子体密度、电子温度、等离子体离子能谱、电推进羽流污染物沉积量参数决定第二电推力器多参数诊断设备6的位置。

[0037] 其中，第一电推力器多参数诊断设备3所在垂直于安装板的径向截面与电推力器4所在垂直于安装板的径向截面相互平行，且两个径向截面之间的距离大于100cm。

[0038] 步骤2，设计安装两个电推力器多参数诊断设备3、6的各个组成结构，如图4和图5所示，选用实体箱作为试验支架21，在实体箱的顶面挖有沉孔27，将石英晶体微量天平QCM25安装于沉孔27内，并将朗缪尔探针LP22、阻滞势分析仪RPA23安装于实体箱的顶面上，将朗缪尔探针LP22的球心、阻滞势分析仪RPA23的中心和石英晶体微量天平QCM25的中心均投影到实体箱的顶面上，则朗缪尔探针LP22、阻滞势分析仪RPA23、石英晶体微量天平QCM25的安装位置满足：

[0039] 朗缪尔探针LP22的球心投影与阻滞势分析仪RPA23的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度；朗缪尔探针LP22的球心投影与石英晶体微量天平QCM25的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度；阻滞势分析仪RPA23的中心投影与石英晶体微量天平QCM25的中心投影之间直线最小距离大于被测量等离子体德拜长度。

[0040] 其中，LP主要用途是测量电推力器交换电荷产生等离子体羽流参数，包括交换电荷等离子体密度、电子温度、等离子体电位；RPA用于交换电荷等离子体中离子能谱分布；QCM用于推力器交换电荷等离子体引发的羽流污染物沉积量。

[0041] 效果较好的，朗缪尔探针LP与阻滞势分析仪RPA的直线最小距离大于55mm；朗缪尔探针LP与石英晶体微量天平QCM的直线最小距离大于55mm；阻滞势分析仪RPA与石英晶体微量天平QCM的直线最小距离大于55mm。

[0042] 所述朗缪尔探针LP的扫描电压为-50～100V或其他适当电压范围；

[0043] 所述阻滞势分析仪RPA的阻滞电压为60V或其他适当电压，扫描电压为0～100V或其他适当电压范围；

[0044] 所述石英晶体微量天平QCM的本征频率为10MHz、15MHz、20MHz或更高频率；

[0045] 所述真空仓2的真空度优于1×10-3Pa；

[0046] 真空系统一般为无油真空系统，真空泵启动一般按启动冷阱，启动机械泵，启动分子泵的方式进行。

[0047] 所述电推力器多参数诊断设备中上位机系统内嵌电推力器多参数诊断软件，可进行人机交互。

[0048] 电推力器4为氙离子发动机4。

[0049] 在安装电推进航天器羽流参数获取方法的各个结构时，通过真空仓观察窗1观察实验设备状态；

[0050] 所述实体箱的高度为36mm，沉孔(27)的底面为55mm×55mm、高度为36mm；在实体箱的顶面上安装有LP安装台(26)和RPA安装台(24)，分别用于安装朗缪尔探针LP(22)和阻滞势分析仪RPA(23)；且LP安装台(26)和安装朗缪尔探针LP(22)的最高高度为126±1mm；RPA安装台(24)的底面与顶面相切，顶面与底面之间的夹角为30度，顶面与底面的最大高度为27.5mm。

[0051] 步骤3，启动真空抽气系统9，使真空仓2工作在分子流工作状态；效果较好的，满-3足真空仓2的真空度优于1×10 Pa，通过真空仓观察窗1观察实验设备状态；真空系统的-3
真空度优于1×10 Pa后30分钟后，启动计算机7的石英晶体微量天平污染监测系统，并调整石英晶体微量天平的零点；石英晶体微量天平稳定工作30分钟以上后，开启供气瓶11，利用点火控制柜8控制电推力器4点火，使其喷射等离子体，等离子体溅射产生污染物；电推力器4持续点火保持30分钟以上后，启动计算机7的在线原位监测朗缪尔探针设备，获取朗缪尔探针LP的I—V曲线；启动计算机7的在线原位监测阻滞势分析仪设备，获取阻滞势分析仪RPA的I—V曲线；通过计算机7的石英晶体微量天平污染监测系统获取石英晶体微量天平QCM的各种参数，主要包括频率和温度记录并保存各种参数及数据记录；关闭电推力器4，然后依次关闭石英晶体微量天平污染监测系统、在线原位监测朗缪尔探针设备、在线原位监测阻滞势分析仪设备，关闭真空抽气系统9。打开供气瓶10，使得真空仓2恢复至试验初始状态。

[0052] 获取朗缪尔探针I—V曲线(1s)、阻滞势分析仪设备I—V曲线(1s)、石英晶体微量天平频率及温度变化的方式(1s)中的各个参数在剔数求平均方式获得等离子体参数(1min)。

[0053] 其中，在测量过程中，获取各I—V曲线中，I—V曲线中有可能拐点位置不能精确，我们采用变步长方式轮询，精确获取I—V曲线中的拐点位置。

[0054] 朗缪尔探针(LP)I—V曲线获取速率大于1次/Min；中阻滞势分析仪(RPA)I—V曲线获取速率大于1次/Min；中原位监测石英晶体微量天平频率和温度监测数据速率大于1次/Min；分辨率小于±1Hz/s。

[0055] 进一步的，朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA、石英晶体微量天平QCM中：所有绝缘17
组件采用Al2O3陶瓷材料，该种材料的电阻率高达10 Ω·m，有效地实现了朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA、石英晶体微量天平QCM设备中nA级微小信号的隔离；表面采取表面镀金改性技术处理，在测量过程中有效的抑制光电流，提高了nA级微小信号的探测准确度；
朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA采用电气铆接方式，将各电气信号分别可靠引出，铆接方式较焊接方式进一步提高测试结果的可靠性；朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA、石英晶体微量天平QCM中各电源和信号采用双层屏蔽信号线、屏蔽电源线连接，在电气导线引出测量方面有效的避免了相互之间的串扰，避免等离子体在导线中的干扰信号；朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA、石英晶体微量天平QCM充分考虑等离子体环境特点，避免相互探头之间的影响，各探头之间的距离大于等离子体环境德拜长度。

[0056] 效果较好的，朗缪尔探针LP为空心球形朗缪尔探针，且带有清洗组件，如图2所示，该清洗组件包括：卤灯11、卤灯陶瓷托架12、卤灯供电电缆14、陶瓷绝缘底座15、空心金属杆16、测温电阻18、测温电阻供电电缆17。

[0057] 设空心球形朗缪尔探针19圆心为O点，竖直向上为Z轴，XOY平面过圆心垂直于OZ轴。

[0058] 9盏卤灯11在空心球形朗缪尔探针19内部XOZ平面和YOZ平面内表面按60°角间距均匀安装，OZ轴负向的空心球形朗缪尔探针内表面开有走线口，不安装卤灯。测温电阻18表贴于空心球形朗缪尔探针19内表面。卤灯供电电缆14及测温电阻供电电缆17同样采用多芯单层绝缘屏蔽电缆穿过空心金属杆16分别与卤灯11及测温电阻18连接。空心金属杆16采用真空钎焊固定在陶瓷绝缘底座15的中空体内。卤灯供电电缆14和测温电阻供电电缆17连接计算机7。

[0059] 空心球形朗缪尔探针19采用上下半球设计，便于维修和安装。半球材料采用低密度高强度钛合金。半球内表面凸台13采用整体掏铣工艺与半球体内表面成为一体，用于安装卤灯陶瓷托架12，卤灯陶瓷托架12通过螺钉113固定在凸台13上。卤灯托架采用陶瓷材料主要是保证卤灯与朗缪尔球形探头之间的高度绝缘，防止卤灯漏电流对朗缪尔探针等离子体收集电流的影响，另外，这种托架凸台安装方式保证了卤灯的稳固性。

[0060] 如图3所示，卤灯陶瓷托架12采用圆形法兰设计，法兰接口与空心球形朗缪尔探针19半球内表面的凸台13接口尺寸一致。正金属电极111和负金属电极112通过真空钎焊固定在卤灯陶瓷托架12内部，卤灯陶瓷托架12侧面开设穿线孔110，卤灯供电电缆14从穿线孔110进入，卤灯供电电缆14内的供电正极和负极分别与卤灯陶瓷托架12内部的正金属电极111和负金属电极112连接。这种设计方法能够避免卤灯供电电缆与朗缪尔探针球形内表面直接接触，防止卤灯供电电缆的导线发生破损时因导线漏电流对朗缪尔探针等离子体收集电流的影响。

[0061] 正金属电极111为圆铜片结构，通过真空钎焊紧贴在陶瓷托架底部内表面；负金属电极112为筒状薄铜片结构，通过真空钎焊紧贴在陶瓷托架侧壁内表面，这种陶瓷托架结构设计可以保证与商用卤灯接口良好兼容。

[0062] 空心球形朗缪尔探针19与空心金属杆16通过电子束焊固定连接，球形部分与枝干连接处采用弧形过渡，保证良好机械强度，弧形过渡与陶瓷绝缘底座15的圆形上开口紧密贴合；空心球形朗缪尔探针19内部的OZ轴负向开设的走线口，其边缘有弧形过渡，以免对供电电缆造成损失。

[0063] 卤灯供电电缆14和测温电阻供电电缆17在空心金属杆16内部均是集束的，电缆通过空心球形朗缪尔探针19底部的走线口进入探针内部后，于探针内表面底部分束，以便实现对每盏卤灯进行供电或对测温电阻供电及信号采集。

[0064] 本实施例中，卤灯供电电缆采用2组10芯电缆给19盏卤灯供电，分束后的每2根导线用于给每盏卤灯；测温电阻供电电缆采用1组4芯电缆，分束后的2根导线给温电阻供电，另外2根用于温度信号采集。

[0065] 空心球形朗缪尔探针19内部的导线用硅胶固定在球内表面，以增强力学性能。

[0066] 为了提高检测精度，测温电阻18为2个以上，均匀表贴于空心球形朗缪尔探针19内表面，那么计算机采集温度后进行平均即可。

[0067] 卤灯11可以选择功率为“12V，6W”、“12W，9W”或“12V，12W”的卤灯，有效增强了探针表面污染物清洗能力。

[0068] 计算机通过控制测温电路模块和卤灯供电模块实现清洗。其中，

[0069] 测温电路模块在接收到计算机的测温指令后，向测温电阻18供电，从测温电阻18采集温度数据。

[0070] 卤灯供电模块在接收到计算机的清洗指令后，向卤灯11进行供电加热；并从测温电路模块读取温度数据，当根据温度数据判定空心球形朗缪尔探针19表面温度达到设定加温温度K时，继续加热一段冗余时间T，然后停止加热，清洗完毕；所述加温温度K取值范围为300℃～400℃；冗余时间T取值范围为20秒～300秒。在较佳实施例中，将加温温度K取为350℃，如果球形探针表面温度超350℃，继续加热30秒，则停止加热。

[0071] 当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

标题	发布/更新时间	阅读量
带机翼航天器-专利编号CN1767977A	2020-05-11	604
航天器-专利编号CN1095787C	2020-05-12	1086
航天器和航天器保护层-专利编号CN105775173A	2020-05-12	971
飞碟航天器-专利编号CN103253372A	2020-05-13	1025
带机翼航天器-专利编号CN100347042C	2020-05-11	976
航天器-专利编号CN107249984A	2020-05-11	183
蹬力航天器-专利编号CN103507952B	2020-05-13	532
航天器-专利编号CN1308581A	2020-05-12	582
航天器-专利编号CN108995828A	2020-05-11	250
航天器结构-专利编号CN106061843B	2020-05-13	159

一种电推进航天器羽流参数获取方法

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