官长斌，沈 岩，魏延明，王兆立，扈延林，惠欢欢，南 柯，韩 亮

(北京控制工程研究所，北京 100094)

0 引 言

随着人类探索宇宙空间的深度大大拓展，各国竞相出台新的太空政策，人类又掀起了新一轮以深空探测为标志的太空探索热潮。为了适应多元化的空间任务发展要求，具有高比冲、连续可控推力等优点的电推进系统应运而生，并在轨道转移、位置保持、轨道交会及深空探测等诸多任务中得到广泛应用[1]。

电推进系统的执行器称为电推力器，其原理为将气体工质电离，并通过外部强电场将离子加速喷出而产生推力。电推力器的最理想工质为惰性气体氙气(Xe)，因为其具有分子量大、电离能低、无毒且易于贮存的优点[2]。氙气供给系统承担着氙气工质的贮存、压力调节和流量控制等功能，是电推进系统的关键子系统，属于高精度流体控制领域。氙气供给系统流量控制精度不但影响电推力器的推力精度，还影响其在轨工作可靠性和寿命。

为了适应电推进技术的发展需求，各国在氙气供给技术方面都开展了大量的研究和工程实践，但是尚未有全面的综述性文章对其进行梳理和分析，无法清晰地呈现氙气供给技术的发展脉络。本文首先介绍了氙气供给系统的组成和分类。然后，按照此分类原则对传统氙气供给系统和先进氙气供给系统进行了梳理，并概括了其关键技术及研究现状。最后，对氙气供给系统的发展现状及趋势进行了总结，并对我国氙气供给技术的发展进行了展望。

1 氙气供给系统的组成和分类

1.1 系统组成

氙气供给系统包括如下三部分：一是高压气瓶，用于氙气工质的高压贮存；由于氙气为超临界气体(临界压力5.84 MPa，临界温度289.85 K)，随着贮存压力升高，其密度会急剧增加，高压可实现高密度贮存。二是压力控制模块，其利用减压元件将氙气瓶中的高压氙气减压并稳定在较低的压力值(一般0.1 MPa～0.3 MPa之间，压力控制精度一般在±2%～±5%)。三是流量控制模块，其通过具有超高流阻的节流元件实现微小流量的精确控制并供给电推力器的阳极、阴极或中和器(量程一般在0.01 mg/s～10 mg/s，精度一般在±2%以内)；为了提高流量稳定性和精度，节流元件一般采用热控装置，构成所谓的“热节流元件”。

图1 氙气供给系统的组成图Fig.1 Composition of the xenon feeding system

1.2 系统分类

氙气供给系统的压力控制模块按照所采用的减压元件不同，可以分为采用减压阀的机械减压型、采用串联电磁阀的开关控制型和采用比例阀的比例控制型三种。机械减压型采用出口压力负反馈的机械减压阀作为减压元件，机械减压阀的出口压力可以通过调节弹簧预压缩量来设定，其减压功能无需电子控制部件而可自动实现，因此对控制系统要求低，但是其在轨工作过程中下游压力无法调节且响应慢，使得氙气供给系统的可调节性差。开关控制型采用串联电磁阀和下游缓冲罐共同实现减压功能，通过串联电磁阀开关时序控制来释放少量气体进入下游缓冲罐，进而实现减压和稳压功能，开关控制型又称为“Bang-Bang控制型”，其鲁棒性好、可靠性高，但是压力控制波形呈现“锯齿状”，压力调节精度低。比例控制型采用比例阀作为减压元件，通过控制比例阀的阀口开度来实现下游压力的精确连续控制，压力调节精度高，但比例阀的死区、蠕变及发热等非线性问题给控制带来了困难。

氙气供给系统的流量控制模块根据节流元件的不同，可以分为定节流型和变节流型两种。定节流型采用固定节流面积的节流器作为节流元件，在入口压力一定情况下，利用热控装置控制氙气的黏度实现流量调节(一般将此种节流方式称为“热节流”)，定节流型的流量控制精度高，但其响应慢、调节范围小；固定节流元件按照结构不同，又可以分为固定节流孔型、毛细管型、多孔金属烧结型、串联切向孔型、金属刻蚀型以及迷宫型。变节流型采用比例阀作为节流元件，在入口压力一定情况下，通过调节比例阀的开口实现流量调节，变节流型的流量调节范围大、响应快，但同样存在前文提到的由于比例阀非线性问题所导致的流量调节精度低的缺点。

在设计理念上，最初的电推进氙气供给系统沿袭了化学推进剂供给系统的设计思路，采用金属管路将各种阀门、传感器、过滤器及节流器等连接起来，本文将其称为“传统氙气供给系统”，目前已发射的飞行器绝大多数都采用传统氙气供给系统；后来随着微小卫星平台对电推进系统的需求以及电推进系统自身性能提升的需求，国外开始研究微型化、模块化的氙气供给系统，本文将其称为“先进氙气供给系统”。无论传统氙气供给系统还是先进氙气供给系统均由以上三种压力控制模块和两种流量控制模块自由组合而成。

2 氙气供给系统发展现状

电推进技术的发展，起源于冷战时期的太空竞赛，以美国和俄罗斯最为先进，后来日本和欧盟也相继开展电推进技术研究。作为电推进系统的关键子系统，氙气供给系统也是从以上几个国家率先开展研究并实现在轨应用，我国氙气供给技术起步较晚，但是近几年已经取得了长足进步，并已经在试验卫星平台上实现了电推进系统的在轨验证[3]。

2.1 传统氙气供给系统

目前，传统氙气供给系统已经发展了几十年，并已经广泛应用到了诸多深空探测器和卫星平台上。按照第1.1节中的分类方法，表1列出了国内外已发射空间飞行器所采用的氙气供给系统类型。

2.1.1机械减压型氙气供给系统

1992年，俄罗斯FAKEL中心为GALS卫星研制了SPT-100霍尔推力器。其氙气供给系统的压力控制模块采用两级减压模式，第一级采用机械减压阀，第二级采用两个串联电磁阀和容腔组成的电子减压方式，最终压力稳定在0.24 MPa～0.26 MPa之间，属于机械减压型和开关控制型的复合压力控制。流量控制模块通过毛细管型热节流器实现阳极和阴极总流量的控制，再通过固定节流孔实现阳极和阴极13∶1的流量分配，属于固定节流型流量控制模块。

表1 国内外已发射飞行器的氙气供给系统统计Table 1 Statistics on the xenon feeding system of launched aircrafts at home and abroad

1997年，美国海军研究实验室研制完成了美国第一个霍尔电推进系统的飞行演示系统，并通过空间试验卫星(Space Technology Experiments，STEX)于1998年10月3日完成了首飞。此霍尔推力器功率为600 W，推力为38 mN。其氙气供给系统通过波纹管式机械减压阀将6.2 MPa气瓶压力减压为0.255 MPa±0.01 MPa；流量控制模块采用固定节流孔的热节流方式。

1998年，MOOG公司为俄罗斯和美国的合作飞行试验项目-Module M开发了单一支路、低成本的氙气供给系统，其压力控制模块采用机械减压阀(Moog Model 50E859)实现高压氙气从19 MPa到0.255 MPa±0.027 MPa的减压调节。流量控制模块采用Mott公司的烧结型多孔金属节流器实现阳极1.65 mg/s和阴极0.6 mg/s的流量控制。

1999年，日本宇航开发中心开始研制工程试验卫星8号(Engineering Test Satellite VIII, ETS-VIII)，并于2006年12月18日发射升空。ETS-VIII卫星采用离子电推进系统为其姿态和轨道控制提供动力，美国VACCO公司和三菱电子公司合作为ETS-VIII卫星开发离子推进系统所需要的氙气供给系统。其压力控制模块包含一个Stanford Mu公司双级冗余机械减压阀和两个力矩马达自锁阀，机械减压阀可以将气瓶中的高压氙气调节到0.276 MPa±0.00248 MPa。流量控制模块所采用的流量控制元件为VACCO公司研制的节流孔板，其采用刻蚀技术在单片节流片上进行复杂流体通道的刻蚀，可以提供精确的流阻和很好的耐污染能力。

空间系统/劳拉公司(Space Systems/Loral)在1990年就开始试图努力将俄罗斯的SPT-100霍尔电推力器应用到西方的通信卫星平台上，并于2004年在LS-1300E卫星平台实现了SPT-100的首次飞行。如图2所示，该氙气供给系统的压力控制模块属于典型的机械减压型[4]，由MOOG公司负责研制，采用两个并联布置的MOOG单级波纹管式机械减压阀将18.6 MPa的气瓶压力调节为0.255 MPa±0.01 MPa的下游压力。流量控制模块采用俄罗斯成熟的流量控制模式，通过毛细管型热节流器实现阳极和阴极总流量的控制，再通过固定节流孔实现阳极和阴极13∶1的流量分配。

2009年，欧空局的地球重力场和海洋环流探测卫星GOCE发射升空，采用可变推力的离子推进系统作为动力系统。荷兰的Bradford Engineering B.V.公司为GOCE研制了一款比例氙气供给组件PXFA[5]，为阳极、阴极和中和器供气。其压力控制部分包含自锁阀、高压传感器和机械减压器，属于机械减压型压力控制模式；每个流量控制单元均包括三个支路，其中阳极支路通过比例流量控制阀和质量流量传感器闭环控制，实现了0.01 mg/s ～0.63 mg/s可调氙气流量；阴极和中和器通过固定节流孔来实现流量控制，其中阴极流量为0.01±0.007 mg/s，中和器流量为0.041±0.006 mg/s，属于变节流和固定节流的混合流量控制模式。

图2 LS-1300E卫星平台的氙气供给系统Fig.2 Xenon feeding system of LS-1300E platform

2010年8月14日，世界上首个采用霍尔电推进系统执行轨道提升任务的地球同步轨道GEO卫星的首发星AEHF-1由Atlas-5运载火箭发射升空。它继承了A2100平台构架，但不采用电弧推力器而采用Aerojet公司的BPT-4000霍尔推力器。其氙气供给系统同样采用图2所示的MOOG公司的压力控制模块。但是其流量控制模块采用基于MOOG公司比例电磁阀的低功耗、轻质的氙气流量控制器[6](型号为MOOG Model 50E947)，如图3所示，属于变节流型流量控制模块。

图3 MOOG公司的比例氙气流量控制模块Fig.3 MOOG xenon proportional flow control module

法国自20世纪90年代初开始与俄罗斯合作开展等离子体推进技术研究，研制成功了PPS-1350霍尔推力器，并应用在了AlphaBus平台上，并于2013年发射了首发星Inmarsat-4A F4。泰雷兹-阿尔尼亚宇航公司负责AlphaBus平台电推进系统研制，其氙气供给系统的压力控制模块包含两个高压传感器、两个Ampac Ireland公司双余度机械减压器、四个力矩马达自锁阀和四个低压传感器，属于机械减压型氙气供给系统。

2.1.2开关控制型氙气供给系统

1996年，日本国家航天发展局研制的工程试验卫星-6(ETS-VI)完成发射。其电推进氙气供给系统的压力控制模块采用并联双冗余设计，每个支路均通过控制自锁阀向下游容腔充气，并通过检测下游容腔中的压力来决定自锁阀的开关时序，以此完成氙气压力调节功能，属于单级开关控制型压力控制模式。流量控制模块采用由电热驱动的比例节流元件和毛细管式流量传感器组成的流量控制器来进行流量调节，该流量调节模块实现阳极10 sccm，阴极和中和器5 sccm的氙气流量，控制精度可达±5%，功耗小于9 W，重量小于1 kg，属于变节流型流量控制。

1998年10月24日，深空1号(Deep Space 1, DS1)随Delta II型火箭发射升空，其采用30 cm离子发动机。深空1号中的氙气供给系统采用典型的开关控制型压力控制模块，也称为“Bang-Bang控制型”[7]，如图4所示。其压力控制模块采用双余度设计，每个支路均通过两个电磁阀SV1、SV2(或SV3、SV4)的异步开关动作将少量气体释放到下游缓冲罐A1或A2中，最终将A1或A2中氙气压力控制在0.275 MPa～0.68 MPa之间。Bang-Bang控制工作原理如图5所示，当缓冲罐中的压力P2下降到P2min时，将上游电磁阀打开给中间小容腔充气，经过时间t1后关闭，然后两个电磁阀同时处于关闭状态且经过时间t2，最后下游电磁阀打开将中间小容腔中的氙气释放到下游缓冲罐中，经过时间t3后关闭，完成一个完整的Bang-Bang控制周期。流量控制模块采用烧结多孔金属型热节流器TJ1、TJ2和TJ3实现阳极流量0.6～2.4 mg/s、阴极流量0.25～0.37 mg/s及中和器流量0.24～0.36 mg/s。2006年，美国JPL实验室完成了黎明号(Dawn)探测器的电推进系统研制工作，并在2007年9月发射升空。黎明号的氙气供给系统继承了深空1号的开关控制型压力控制模式[9]，不同之处在于黎明号考虑了更多的冗余设计并采用了容量更大的复合材料气瓶。

图4 深空1号的氙气供给系统Fig.4 Xenon feeding system of DS1

图5 深空1号的Bang-Bang压力控制原理图Fig.5 Bang-Bang control schematic of DS1

2003年5月9日，日本空间探索局开发的隼鸟号小行星探测器发射升空，隼鸟号最初称为MUSES-C(Mu Space Engineering Spacecraft)，MUSE-C飞行器采用24 mN的微波离子发动机作为动力。MUSE-C的氙气供给系统采用开关控制型压力控制模块，并采用冗余设计提高可靠性，其中压力控制分为两个冗余支路。流量控制模块采用Lee公司的串联切向孔型节流器，实现2.35 sccm阳极流量和0.5 sccm中和器流量。

2003年，欧空局ESA开始研制SMART-1飞行器，它是一个借助太阳能电推进器进入月球轨道的环月人造卫星。SMART-1发射于2003年9月27日，是欧洲第一个飞向月球的太空飞船，采用法国的PPS-1350霍尔推力器作为动力。氙气供给系统的压力调节采用开关压力控制单元实现(由西班牙的Snecma Moteurs and Iberespacio公司研制[8]，如图6所示)，通过Bang-Bang控制算法可以将初始压力15 MPa的氙气调节在0.2 MPa附近。低压氙气通过如图6所示的氙气流量控制器给霍尔推力器的阳极和阴极供气，跟LS-1300E卫星平台一样，属于毛细管型定节流方式。

图6 SMART-1的压力控制模块与流量控制模块Fig.6 Pressure/flow control module of SMART-1

2005年，阿斯特留姆公司(EADS Astrium)为欧洲之星-3000平台(Eurostar-3000)研发氙气供给系统。Eurostar-3000采用双组元推进系统和霍尔推进系统作为轨道转移的动力系统，其电推力器为SPT-100霍尔推力器。氙气供给系统采用一套并联冗余的开关控制型压力调节机构，实现高压气瓶到低压氙气的压力调节，每个支路含有3个串联的电磁阀，在下游设置缓冲罐，用来稳定压力脉动；最终实现15 MPa高压气瓶到缓冲罐0.265 MPa±0.02 MPa的压力调节。其流量控制模块采用固定节流孔实现阳极和阴极的流量控制。

2012年10月14日，我国成功发射了SJ-9A卫星，搭载了离子推力器和霍尔推力器，完成了我国电推进系统的飞行演示验证。其氙气供给系统是北京控制工程研究所研制的我国首套开关控制型氙气供给系统，采用Bang-Bang电磁阀和下游缓冲罐进行压力控制；流量控制模块采用带热控的迷宫型流量控制器进行流量控制，属于固定节流型流量控制模式[10]。2017年4月12日发射的SJ-13卫星，是我国首颗采用电推进系统执行轨道控制任务的卫星，也是DFH-3B平台的全配套首发星，其氙气供给系统继承SJ-9A的技术状态，流量调节范围可达到0.2 mg/s～10 mg/s，调节精度5%。

2.1.3比例控制型氙气供给系统

2003年，MOOG公司为美国空军战术星-2(TacSat-2)研制氙气供给系统。战术星-2于2006年12月16日发射升空，其采用200 W霍尔推进系统作为动力系统。MOOG公司在自主研制的比例流量控制阀基础上，为200 W霍尔推力器研制了一款结构简单的氙气供给系统[11]，如图7所示。其主要优点体现在：1)比例流量控制阀既作为压力调节部件，又作为流体隔离部件；2)比例流量阀下游无缓冲罐，实现了轻质化。氙气供给系统通过比例流量控制阀和低压传感器构成PID闭环控制实现压力调节，阳极和阴极节流器均采用在金属膜片上激光打孔形成的固定节流孔实现流量控制。该系统实现了入口压力15 MPa～0.7 MPa到出口压力0.034 MPa±0.00017MPa的压力调节效果，阳极流量控制在0.84 mg/s，阴极流量控制在0.068 mg/s。

图7 战术星-2的氙气供给系统Fig.7 Xenon feeding system of TacSat-2

2003年，美国JPL实验室、Aerojet公司以及波音电气公司联合为NASA研制了用于外行星探索任务的下一代离子推进系统NEXT(NASA’s Evolu-tionary Xenon Thruster)，目标是研制25 kW量级大功率太阳能电推进系统。NASA选择了Aerojet公司为NEXT设计下一代氙气供给系统[12]，一方面要减小氙气浪费和系统体积，另一方面要实现阳极、阴极和中和器流量的单独调节。NEXT氙气供给系统包含一个高压组件和三个低压组件，如图8所示。高压组件通过MOOG比例电磁阀和低压压力传感器实现压力闭环控制，属于比例控制型压力控制模块。低压组件为一个双闭环控制系统，一方面通过低压传感器与比例电磁阀组成压力控制闭环进行二次压力调节；另一方面通过温度传感器和加热器组成的温度控制闭环对Mott公司的多孔金属介质型节流器进行温度控制，最终实现多支路流量独立主动控制。

图8 NEXT的氙气供给系统Fig.8 Xenon feeding system of NEXT

2013年，泰雷兹电子系统公司为Small GEO平台的首发星Hispasat AG1研制了一种新型电推进系统，其核心部件为高效多级霍尔推力器HEMPT3050。其氙气供给系统通过常闭隔离阀实现高压氙气隔离，阳极通过电磁比例阀和固定节流器共同实现流量控制，其中电磁比例阀和阳极电流组成闭环控制；阴极通过隔离阀和固定节流器实现流量控制。

2017年前后，为了满足未来大型通信卫星平台(DFH-5平台)对电推进系统更强调节能力的需求，北京控制工程研究所开始为电推进系统研制比例型氙气供给系统。为了系统可靠性及冗余设计考虑，采用一级Bang-Bang减压和二级比例减压相结合的方式，属于开关控制和比例控制的混合压力控制模式；流量控制模块继承了SJ-13的串联切向孔型流量控制器进行流量控制。目前，该氙气供给系统已经完成技术攻关并交付DFH-5平台的试验星SJ20,预计2019年年底发射。

2.2 先进氙气供给系统发展现状

2.2.1开关控制型先进氙气供给系统

2001年，为了适应微小卫星对电推进系统的需求，VACCO公司借助其在化学刻蚀方面的优势，研制了一种一体化数字式MEMS氙气供给系统[13]，具有轻质化及宽范围流量调节能力等优点。该系统如图9所示，采用微型电磁阀阵列实现压力控制和流量控制，其中流体通道采用MEMS加工技术刻蚀在金属表面上。压力控制模块由两路并联冗余微型电磁阀(每个支路串联3个电磁阀)、低压压力传感器组成的Bang-Bang式电子压力控制系统实现，下游缓冲腔用于吸收压力脉动。流量控制模块包含10路由微型电磁阀和微型节流器组成的数字流量控制器(8路供给阳极，2路供给阴极)。微型节流器是一种基于MEMS微流道的固定节流器，不同的微流道几何形状决定了不同的流阻特性；通过特定的微流道设计，使阳极8路微型MEMS节流器的流量呈现8位二进制权系数比例关系，这样就实现了最大255倍的阳极流量调节范围。最终实现阳极流量调节范围为0～25.5 mg/s，精度为±0.1 mg/s；阴极流量调节范围为0～2.55 mg/s，精度为±0.01 mg/s。

图9 VACCO的数字式MEMS氙气供给系统Fig.9 VACCO digital MEMS xenon feeding system

2013年，AST先进空间技术研究中心为电推进系统开发了一款微型化氙气流量控制单元μFCU[14]，其采用微型电磁阀的PWM控制来实现氙气流量调节，流量调节范围为0.01 sccm～100 sccm，重量仅为60 g。该氙气流量控制单元采用全焊接结构，体积54 mm×46 mm×25 mm。μFCU的系统构架如图10所示，主干路上包含一个入口过滤器和一个隔离阀，然后分成两个独立的流量控制支路，两个支路分别包含一个电磁阀、一个节流孔和一个出口过滤器，支路上的电磁阀通过脉宽调制模式PWM实现流量调节。经过电磁阀的流体进入微细通道和流体容腔共同组成了低通滤波器，来消除流体脉动。

图10 AST的微型氙气流量控制单元Fig.10 AST miniaturized flow control unit for xenon

2.2.2比例控制型先进氙气供给系统

2002年，瑞典埃斯特朗空间技术中心ASTC为离子推进系统研发了一款微型化氙气供给单元[15]，其基于MEMS技术。如图11所示，该系统包含两部分：高压单元HPU和流量控制单元FCU。HPU由过滤器、高压传感器、两个压电阀和两个二级压力传感器组成；每个流量控制单元FCU均包含一个过滤器、一个流量传感器、一个热节流器、一个压力传感器和一个固定节流孔。高压单元HPU通过压电比例阀与压力传感器组成闭环压力控制，温度传感器和加热器用来给减压后氙气加热以防止其经过比例阀的阀口后膨胀而液化。流量控制单元FCU分为三个流量支路，分别给阳极、阴极和中和器供气，通过热节流的方式实现流量调节。整个氙气供给模块通过MEMS工艺集成在一起，总重量仅为150 g，体积52 mm×52 mm×42.4 mm，比传统氙气供给系统重量减小了10～20倍。该模块的入口压力在4～200 bar之间，流量调节范围在0～40 mg/s，流量调节分辨率为40 ug/s，功耗小于8 W。

图11 ASTC的MEMS氙气供给单元Fig.11 ASTC MEMS xenon feeding unit

2009年，VACCO公司在美国海军研究实验室的资助下开展先进氙气供给系统研究，旨在为200 W～4.5 kW之间的霍尔推力器提供体积小、重量轻、成本低而可靠性高的氙气供给系统。VACCO公司提出的先进氙气供给系统，由压力控制模块和流量控制模块两部分组成，每个模块均采用扩散焊工艺将流体控制部件集成在一个模块上。压力控制模块采用并联双支路设计，每个支路包括一个自锁阀和一个压电比例阀[16]，比例阀与流量控制模块中的压力传感器组成闭环控制实现压力调节，属于比例控制型压力调节，其可以实现入口压力20 MPa～0.14 MPa到出口压力0.7 MPa～0.07 MPa的精确调节，压力控制精度±3%，重量为730 g。流量控制模块包含阳极、阴极和中和器三个支路，均采用双余度设计，每个支路都包括一个自锁阀和一个压电比例阀实现变节流流量控制，最终实现阳极流量5.5 mg/s，阴极和中和器流量0.6 mg/s，其稳态功耗小于1 W,重量仅为700 g。

图12 VACCO的先进氙气供给模块Fig.12 VACCO advanced xenon feeding module

3 氙气供给系统的关键技术

3.1 建模与仿真技术

氙气供给系统是典型的机-电-磁-热-流体多场耦合系统，需要借助建模与仿真技术对其进行优化设计。国外对于氙气供给技术的理论研究多集中于节流部件的建模和仿真。Brunean等[17]对基于磁致伸缩多功能阀的氙气供给系统进行了理论分析，首先采用连续性方程和能量方程建立了容腔内理想气体压力状态方程，然后用标准节流公式建立了经过阀口的亚声速流量和超声速流量方程。Dyer等[18]对利用刻蚀技术加工的环形微细通道型热节流器的流量特性进行了研究，建立了流量特性与微细通道的结构参数、氙气的黏度及密度的关系，并且考虑了温度对氙气黏度的影响。Ganapathi等[19]对多孔介质型热节流器的流量特性进行了建模，并对流量的不确定度进行了分析。Kirtley等[20]利用范德华方程推导出了流入固定容腔中氙气的流量与该容腔压力变化之间的关系，以此关系式来指导氙气流量控制器的在线标定。Collard等[21]利用阻塞流理论建立了经过高压气瓶下游节流孔的流量方程，方程中考虑了气体熵和比热的影响。

国内对氙气供给系统理论研究起步于近几年。北京控制工程研究所的苟浩亮等[22]对电推进系统压力调节单元进行建模，模型中考虑了压力对氙气密度的影响，以此模型为基础分析了系统结构参数对系统减压性能的影响。北京控制工程研究所的刘国西等[23]采用AMESim软件搭建了氙气供给系统压力控制模块的仿真模型，分析了结构参数和工作参数对压力控制模型性能的影响。北京控制工程研究所的张兵等[24]对我国DFH-3B试验卫星中采用的多层孔板型流量控制器的流阻特性进行了研究，通过节流孔质量流量方程、缝隙质量流量方程和容腔热力学方程建立了完整的流阻特性方程。北京控制工程研究所的陈涛等[25]对电推进使用的氙气工质特性开展了研究，建立了一种基于对比态原理的氙气物理特性计算方法，该方法能够对包括气相、液相和超临界区域的所有状态氙气物理性质进行准确计算。

3.2 流体控制部件技术

流体控制部件是实现氙气供给系统的基础，任何类型的氙气供给系统均是在其核心流体控制部件基础上建立起来的。对于压力控制模块来说，其核心流体控制部件为减压元件(如机械减压阀、Bang-Bang电磁阀或比例压力控制阀)；对于流量控制模块来说，其核心流体控制部件是节流元件(如固定节流孔、毛细管型节流器、烧结型金属介质节流器、串联切向孔型节流器、迷宫型流量控制器及比例流量控制阀)。

在压力控制部件研究方面，美国MOOG公司具有明显的技术优势，其先后开发了机械减压阀、Bang-Bang电磁阀和比例电磁阀，并具有丰富的在轨飞行经验；此外，Stanford Mu公司和Ampac Ireland公司也分别研制过氙气供给系统所用的机械减压阀；Marrotta公司专门为比例氙气供给系统研制过一款磁致伸缩材料驱动的多功能阀MFV，用于实现高压隔离和压力控制；VACCO公司为先进氙气供给系统开发了压电比例阀，用于压力控制和流量控制，可实现大范围、高精度的流量调节。国内，北京控制工程研究所先后为开关型和比例型氙气供给系统开发了Bang-Bang电磁阀和比例电磁阀，并且在压电比例阀技术方面具有很好的研究基础[26]。

在流量控制部件方面，国外有俄罗斯FAKEL公司的毛细管型节流器、Mott公司的多孔介质金属塞、VACCO公司基于化学刻蚀的节流片和LEE公司由多层节流片叠加而成的串联切向孔型节流器。国内，北京控制工程研究所研制了不同规格的迷宫型流量控制器，成功实现了在轨应用；西北有色金属研究院为氙气供给系统开发了金属烧结型节流器[27]。

3.3 系统集成技术

先进氙气供给系统摒弃了传统氙气供给系统管路连接的形式，采用先进制造工艺(如化学刻蚀工艺、激光刻蚀工艺等)加工微小流体通道，然后采用先进集成技术(如扩散焊技术、MEMS技术等)将流体部件与微细通道组合起来，实现微型化的氙气供给模块。VACCO公司就是借助其在化学刻蚀技术和扩散焊工艺技术方面的优势，率先研制了模块化的先进氙气供给系统，并一直在该领域处于领先地位。随着MEMS技术的发展及其在流体控制领域的应用，出现了MEMS微阀、MEMS微传感器等MEMS流体部件，基于MEMS的微型化集成技术开始在先进氙气供给系统中得到应用。此外，近年来低温共烧陶瓷(Low Temperature Co-fired Ceramic，LTCC)被广泛应用在了微流体系统中，它可以方便地将流体控制部件、微电子器件与流体通道烧结为一个整体，目前已经应用到了生物反应器和热交换器中[28]；相比于硅基的MEMS集成技术，LTCC被认为是一种更加高效和低成本的微流体系统集成工艺技术，使其在微型氙气供给系统中的应用成为可能。

4 氙气供给系统的现状总结及发展趋势

4.1 现状总结

美国及欧盟在氙气供给技术方面的研究及应用处于领先地位，正处于从传统氙气供给技术向先进氙气供给技术的过渡时期。国外的传统氙气供给系统按照机械减压型、开关控制型和比例控制型的三个阶段逐步发展，并且同时存在多种类型氙气供给系统以适应不同需求的空间飞行任务；以上三种类型的传统氙气供给系统均已成功在轨应用，特别是机械减压型和开关控制型的飞行经验最为丰富(见表1)，比例控制型氙气供给系统已经越来越多地在试验卫星平台上开展飞行验证工作。先进氙气供给系统目前仍处于技术验证阶段，特别是VACCO公司已经在该技术方面取得了一定的技术突破，积累了丰富的地面试验数据。总而言之，机械减压型和开关控制型氙气供给系统将在现阶段继续承担大部分的发射任务，但随着比例控制型氙气供给技术成熟度不断提高，它将会在越来越多的飞行器中得到应用。而先进氙气供给系统尚需要一定时间完成技术验证才能实现在轨应用。

我国氙气供给系统的研究起步较晚，但是经过二十几年的发展，取得了长足的进步。北京控制工程研究所作为国内主要的氙气供给系统及部件研制单位，自2000年左右开始为空间电推进系统研制氙气供给系统，先后成功研制了Bang-Bang电子减压型和比例控制型氙气供给系统，其中Bang-Bang减压型已经实现了在轨应用并成为DFH-3B平台的标配产品，比例减压型已具备发射条件，将在DFH-5平台的首发星上实现首飞。但是与国外相比，我国氙气供给技术尚存在以下不足：1)飞行经验明显不足，在轨数据积累不够，问题暴露不充分，系统尚存在优化设计空间；2)类型不齐备，尚缺少机械减压型氙气供给系统，该类系统可减小电推进控制单元的工作量，仍然具有广阔的应用前景；3)比例控制型氙气供给技术成熟度尚需提高，结构亟待优化；4)我国在先进氙气供给系统方面的研究还处于空白状态。

4.2 发展趋势

1)微型化、轻质化

传统氙气供给系统沿袭了化学推进系统的设计理念，造成了与其微小流量不相匹配的庞大体积和重量，不能完全发挥电推进系统比冲高的优势，也无法满足微小卫星平台对电推进系统的需求，因此微型化和轻质化一直是氙气供给系统追求的目标。先进氙气供给系统正是基于这一出发点发展起来的，它借助微型化流体控制部件(如微型电磁阀、微型压电阀、微型MEMS阀等)和先进的制造工艺(如扩散焊工艺及MEMS工艺)，实现氙气供给系统的集成化设计。

2)宽流量范围、高分辨率

随着卫星平台向超精、超稳、超敏捷方向发展，要求电推进系统能够产生高精度、宽范围的可变推力，以实现卫星平台的高精度姿态和轨道控制，这就需要氙气供给系统具有更宽范围和更高分辨率的流量调节能力。因此，无论是传统氙气供给系统还是先进氙气供给系统，都在向比例控制方向发展。比例控制型氙气供给系统的流量调节范围和精度主要取决于其流体控制部件的性能，如压电比例阀、磁致伸缩阀等。通过比例阀结构设计和控制算法研究提高系统控制精度，是实现氙气供给系统高精度、宽范围调节的关键。

5 我国氙气供给系统的发展建议

1)建立齐备的传统氙气供给系统序列，满足不同需求飞行任务，积累飞行经验

虽然我国电推进氙气供给系统已经完成了开关控制型和比例控制型氙气供给系统及部件的成功研制，并实现了在轨飞行，但我国氙气供给系统种类还不齐备、飞行经验也远远不足。随着我国深空探测任务和商用卫星平台对电推进系统的需求不断增加，未来几年我国氙气供给系统必然迎来大量的飞行机会。因此，需要抓住千载难逢的机会，发展齐备的传统氙气供给系统，积累飞行经验，并改进和优化系统设计，提高技术成熟度。一方面，开发微型化机械减压器，并以此为基础研制机械减压型氙气供给系统，并将其用于流量调节范围不大、控制资源有限的电推进系统；另一方面，在现有比例控制技术基础上，继续开发纯比例型氙气供给系统，减小系统重量和复杂度，将其应用到高精度连续可调推力的电推进系统。构建包括机械减压型、开关控制型和比例控制型的全序列传统氙气供给系统，以适应不同任务需求的电推进卫星平台。

2)立足基础元件开发，结合先进集成工艺技术，发展先进氙气供给系统

在完备传统氙气供给系统序列和提高其技术成熟度的同时，还要发展先进氙气供给系统，为电推进系统应用到微小卫星平台并最大限度发挥电推进系统的优势做技术储备。首先，利用机械-电-磁-热-流体多场仿真软件对先进氙气供给系统及微型化流体控制部件进行仿真分析，确定系统方案并优化结构参数和控制参数，是实现先进氙气供给系统的前提；其次，通过优化设计、特殊工艺方法及新型材料等手段实现传统流体控制部件的微型化或开发新型MEMS流体控制部件，是实现先进氙气供给系统的基础；最后，基于先进的制造和集成工艺技术(如MEMS技术、LTCC技术)，进行微型流体控制部件与流体流道的结合，是实现先进氙气供给系统的关键。

6 结束语

氙气供给系统是空间电推进系统的关键子系统。本文对国内外氙气供给系统进行了分类综述，概括了其关键技术，总结了研究现状和发展趋势，对我国氙气供给系统的发展进行了展望，具有重要的参考价值。