為了獲得電推力器工作時的電磁輻射干擾(EMI)數據，通過試驗對電推力器的電磁輻射開展測試，測試時推力器必須工作在具有良好透波性的真空副艙內，根據此需求研制了一種集成于現有不銹鋼真空室主艙的玻璃纖維透波副艙，針對研制的透波副艙設計指標，提出了從透波率、工作熱特性和系統極限真空等方面開展透波副艙綜合性能評價的方法。通過測試獲得的透波副艙工作特性以及分析評價結果，為透波副艙用于推力器產品電磁輻射試驗提供了可靠依據。

0、引言

　　電推力器工作時產生的電磁輻射對航天器的通信、制導、導航、有效載荷以及其他電子設備會造成潛在的影響。要實現電推進在星上的應用，必須對電推力器產生的電磁干擾充分了解，而試驗是最直接有效的方法。通過試驗結果可以評估電推力器產生的電磁輻射對星上其他系統的影響程度，并且找出防護和減輕電磁干擾的措施。

　　由于電推力器工作的特殊性，在電推力器電磁輻射試驗時，推力器必須工作在具有透波功能的真空副艙內。國外開展的電推力器電磁輻射試驗普遍采用真空透波副艙。針對試驗衛星和通信衛星平臺離子推力器電磁輻射測試試驗需求，結合現有TS-6試驗系統結構，研制了玻璃纖維復合材料透波真空副艙。

　　由于透波副艙既要滿足透波率要求，又要達到跟主艙組裝后的系統極限真空要求，而且必須具有良好的外壓穩定性和耐熱性，而這類集綜合性能為一身的玻璃纖維復合材料產品的研制尚未達到十分成熟的程度，因此非常有必要對研制完成后的透波副艙綜合性能進行評價。通過評價驗證設計參數的正確性，掌握透波副艙在工作條件下的特性，為電推力器電磁輻射試驗提供可靠的保障條件。主要進行的透波副艙性能評價項目有透波率測試評價、極限真空測試評價和工作熱特性測試評價。

1、設計概述

　　1.1、技術要求

　　根據透波副艙使用要求，提出的功能和性能要求主要體現在5個方面：(1)提供與不銹鋼主真空室連接接口；(2)在工作條件下的結構強度應滿足3倍安全系數要求；(3)與TS-6試驗設備連接后的系統極限真空度：6.7×10-4Pa；(4)在80℃工作環境溫度下，保證結構的穩定性和密封性；(5)頻率為1~3.0GHz電磁波透過率逸80%，3.0~5.0GHz電磁波透過率逸65%。

　　1.2、設計要求

　　透波副艙設計為圓柱形，一端面為球形封頭，另一開口端面通過活套法蘭與TS-6不銹鋼主真空室連接。透波副艙采用玻璃短纖維增強熱固樹脂復合材料結構制作。為了增加結構剛性，設計了周向加強筋。副艙主體壁厚6mm。為了保證透波副艙的真空性能，在內壁敷了一層氣密薄膜。

　　電推力器電磁輻射測試時，測試天線位于推力器出口平面上，因此透波副艙透波率測試選擇與電推力器電磁輻射測試相同的位置進行，如圖1所示。

圖1 透波副艙透波率測試方位示意圖

　　3.3、工作熱特性測試結果評價

　　在圖4的3個測溫點上測得的溫度與時間的關系曲線如圖7所示。從曲線上看出，推力器引出束流后大約工作4h，透波副艙各部分基本達到熱平衡，溫度不再發生明顯變化。熱平衡后推力器支架上的測溫點2溫度最高，達到48.5益。從測試曲線可以得出以下結論：

圖7 工作環境溫度測試曲線

　　(1)透波副艙(包括推力器支架)的實際工作溫度遠低于設計工作溫度要求(臆80益)，因此推力器工作熱環境不影響復合材料的結構穩定性；

　　(2)測溫點3與測溫點1相比溫度始終較高，這是由于測溫點3所在的區域獲得的推力器和羽流的輻射熱遠大于測溫點1；

　　(3)在測溫開始1.5h內，測溫點2的溫升比測溫點3緩慢，而1.5h之后測溫點2的溫度高出了測溫點3。分析認為有兩個原因導致該結果：一是在工作初期推力器安裝環溫度還較低，再加上玻璃纖維支架的熱傳導較差，而輻射傳遞熱量較快，所以此時間段測溫點2的溫度比測溫點3高；二是由于測溫點2所處的區域距離推力器較近，而且通過輻射和傳導兩種方式從推力器獲得熱量，工作一段時間后，隨著推力器安裝環的溫度升高，測溫點2所處區域獲得熱量增大，因此溫度升高超過了測溫點3。

4、結論

　　針對電推力器EMI試驗透波副艙設計要求，從透波率、極限真空度和工作熱特性三個方面，采用測試手段對其進行了其綜合性能的評價。通過測試獲得了透波副艙在工作條件下的特性，并驗證了透波副艙設計的合理性和正確性。研制和評價后的透波副艙已用于推力器研制任務要求的電磁輻射測試試驗，使用效果良好。