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；
[0072](8)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。
[0073](9)获取朗缪尔探针I一V曲线(Is)、阻滞势分析仪设备I一V曲线(Is)、石英晶体微量天平频率及温度变化的方式(Is)中的各个参数在剔数求平均方式获得等离子体参数(Imin) ο
[0074]其中，在测量过程中，获取各I一V曲线中，I一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一V曲线中的拐点位置。
[0075]所述(5)中朗缪尔探针(LP) 1-V曲线获取速率大于I次/Min ；
[0076]所述(6)中阻滞势分析仪(RPA) 1-V曲线获取速率大于I次/Min ；
[0077]所述(7)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I次/Min ;分辨率小于±lHz/s。
[0078]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:所有绝缘组件采用Al2O3陶瓷材料，该种材料的电阻率高达10 17Ω 〃 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。
[0079]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。
【主权项】
1.一种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(I)、真空仓⑵、两个电推力器多参数诊断设备(3、6)、电推力器⑷、活动支架(5)、计算机(7)、点火控制柜(8)、真空抽气系统(9)和供气瓶(10); 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⑵的尾端相通；点火控制柜⑶与电推力器⑷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；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)，使得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。2.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数检测装置，其特征在于，所述两个电推力器多参数诊断设备(3、6)均包括:试验支架(21)、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); 试验支架(21)为实体箱，实体箱的顶面设有沉孔(27)，石英晶体微量天平QCM(25)安装于沉孔(27)内，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，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尚子体德拜长度。3.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数检测装置，其特征在于， 所述实体箱的高度为36mm，沉孔(27)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(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1^安装台(26)和安装朗缪尔探针LP (22)的最高高度为126+lmm ;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。4.如权利要求2或3所述的电推进航天器羽流参数检测装置，其特征在于，在石英晶体微量天平QCM(25)底面设置70mmX70mm的热接触面。5.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数检测装置，其特征在于，所述朗缪尔探针LP的扫描电压为-50?100V。6.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数检测装置，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O?100V。7.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数检测装置，其特征在于，所述石英晶体微量天平QCM的本征频率为1MHz、15MHz、20MHz。8.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数检测装置，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。9.如权利要求1所述的电推进航天器羽流参数检测装置，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)。10.如权利要求9所述的电推进航天器羽流参数检测装置，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⑶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°C?400°C ;冗余时间T取值范围为20秒?300秒。
【专利摘要】本发明提供一种电推进航天器羽流参数检测装置，其包括：真空仓观察窗、真空仓、两个电推力器多参数诊断设备、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，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。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。
【IPC分类】G01M15/14, G01M15/02
【公开号】CN105004529
【申请号】CN201510428538
【发明人】颜则东, 田恺, 马亚莉, 庄建宏, 孔风连
【申请人】兰州空间技术物理研究所
【公开日】2015年10月28日
【申请日】2015年7月20日