一种电推进航天器羽流参数检测装置的制造方法
【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检测装置。
【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检测装置。
[0004]本发明的电推进航天器羽流参数检测装置，其特征在于，包括:真空仓观察窗、真空仓、两个电推力器多参数诊断设备(3、6)、电推力器、活动支架、计算机、点火控制柜、真空抽气系统和供气瓶；
[0005]真空仓观察窗位于真空仓的首端；真空抽气系统、供气瓶分别与真空仓的尾端相通；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(3、6)相接；真空仓内部设有安装板，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，电推力器位于固定活动支架上；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，使得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10cm0
[0006]进一步的，所述两个电推力器多参数诊断设备(3、6)均包括:试验支架、朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA、石英晶体微量天平QCM ;
[0007]试验支架为实体箱，实体箱的顶面设有沉孔，石英晶体微量天平QCM安装于沉孔内，朗缪尔探针LP、阻滞势分析仪RPA安装于实体箱的顶面上，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，则满足:
[0008]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。
[0009]进一步的，所述实体箱的高度为36mm，沉孔的底面为55mmX 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± Imm ;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。
[0010]进一步的，在石英晶体微量天平QCM底面设置70_X 70_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O?100V。
[0013]进一步的，所述石英晶体微量天平QCM的本征频率为1MHz、15MHz、20MHz。
[0014]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。
[0015]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:
[0016]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；
[0017]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。
[0018]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；
[0019]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°C?400°C ;冗余时间T取值范围为20秒?300秒。
[0020]有益效果:
[0021](I)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。
[0022](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体污染监测的灵敏度，可达到1.10X10 9?4.42X 10 9g/cm2；
[0023](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。
[0024](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。
[0025](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】
[0026]图1为本发明的电推进航天器羽流参数检测装置示意图；
[0027]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；
[0028]图3为卤灯和卤灯陶瓷托架的结构示意图；
[0029]图4为电推力器多参数诊断设备的俯视图；
[0030]图5为电推力器多参数诊断设备的侧视图。
[0031]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；
[0032]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；
[0033]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】
[0034]如图1所示，本发明的电推进航天器羽流参数检测装置，其包括:真空仓观察窗1、真空仓2、两个电推力器多参数诊断设备(3、6)、电推力器4、活动支架5、计算机7、点火控制柜8、真空抽气系统9、供气瓶10。
[0035]连接关系为:真空仓观察窗I位于真空仓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与两个电推力器多参数诊断设备(3、6)相接。真空仓2内部设有安装板，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位于固定活动支架5上；在安装板安装电推力器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。效果较佳的，真空仓2内壁上设有滑动轨道，第二电推力器多参数诊断设备6在该滑动轨道上移动到指定位置。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。
[0036]其中，第一电推力器多参数诊断设备3所在垂直于安