1、1 氣浮式推平台開發及應用於推進器之推測研究 修任、曾坤樟、白志剛、詹勇、詹永安、陳又華、郭添全* 國家實驗研究院國家太空中心 *tckuonspo.narl.org.tw 摘要 太空中心先前建置的懸吊式推平台，推測因受推進器的推指向誤差與線束干擾的影響，以至於推的測誤差過大。本文進以氣浮動方式設計一組推測平台，並進一牛頓等級推進器的推測，並以無線控制及據傳輸方式，解決線束預干擾載台測的問題。本研究以一牛頓級過氧化氫推進器在此氣浮推平台上進續噴發120秒的穩態推特性測，在大氣環境下，穩態推約為0.57牛頓，比衝值約113秒；脈衝式操作進0.3秒/5.0秒、0.5秒/5.0秒及1.0秒/10.0
2、秒等三開/關操作週期之實驗，在電磁閥啟動後，推進器約有0.15秒的建壓延遲及0.50秒達到推穩定的啟動延遲，測試結果也顯示本研究所發展的氣浮平台已可直接使用於推進器的推動態測。 關鍵字：推測平台、氣浮平台、衛星推進次系統、穩態推、脈衝推 一、簡介與文獻回顧 衛星推進次系統提供人造衛星在軌道上進軌道轉換及軌道維持所需要的推，並且也可用於進衛星的飛姿態控制，以及卸載(unloading)反應(reaction wheel)動(momentum)之用。推進次系統主要由燃儲槽、推進器、動控制閥件與管件、壓與溫監控元件所構成。燃槽裝填衛星任務需要使用的燃，藉由燃供應管及閥件控制，將燃送達推進器以產生推；
3、燃通過電磁閥注入反應艙，在觸媒床進化學分解反應形成高溫高壓氣體，再經由噴嘴的收縮段與擴張段加速到超音速後噴出高速氣體，因氣體本身的反作用而生成推。藉由配置在衛星同位置之推進器及與安排推指向，搭配推進器間的啟動/關閉組合，推進系統可以在進軌道高調整期間，同步達到對衛星姿態進控制的目的。 推進系統中產生推的關鍵元件是推進器，但當前國際上對衛星推進系統技術與元件輸出採取嚴格的管制措施，使得推進器模組發展所需的配組件取得。國家太空中心為建自主衛星推進系統的能，與國內研究機構共同進推進器模組與燃儲槽等關鍵元件的長期合作開發計畫。因應研究推進器飛模組特性的測需要，太空中心亦著手開發相關的技術與設備1-2。
4、 推進器模組的特性研究題目之一是推特性的探討，測須依照推等級的同，建置專屬合適的推平台(Thrust Stand)。文獻上測微牛頓(N)等級的推平台，常採用扭式(torsional style)3-4或是單擺式(pendulum style)5-6進設計。測牛頓級則是使用軌式平台，搭配應變規荷重計(strain-gauge load cell)7 或壓電式(piezoelectricity)推計7-9的設2 計。 太空中心先前曾提出一可測推範圍介於0.1 0.2牛頓之懸吊式推平台1。經實際測試時發現，推的測值僅達預計推的80%，評估造成測誤差的源是因平台受推進器的推方向，因推進器組裝時的指向誤
5、差，產生側向推的分；另外對於推在1牛頓等級的推測，存在線束預(Harness Pre-load)的潛在影響因素，而此效應無法以靜態砝碼校正的方式排除此誤差源，因此，在探討推進器推特性時，需要針對對原推平台測方式及系統設計進適當的修改。 氣浮載台因具備有防震、高敏及摩擦之特性，在小衛星姿態判定(determination)與控制器的測試平台11，以及面板輸送載台12等域有非常廣泛的應用。本文依據氣浮載台摩擦之特點，進氣浮軌式推測平台的設計，搭配無線電氣介面系統，進過氧化氫一牛頓級推進器的推測研究。在線性桿的導引下，除可確保平台僅有單一自由的運動，以及沒有摩擦的影響外，同時只需要對荷重計進獨的校正
6、與組裝控制，而無需考慮其他隊測誤差的源。在改善訊號線束的預問題方面，將推進系統、資擷取與控制系統、電供應系統及無線傳輸系統硬體均安裝在推平台上，採用無線傳輸技術，以遠端控制模組對平台進監控、據收集與據處等工作。在推的測介面，使用荷重計由應變規變形的程決定推值，所發展的氣浮平台在搭配同推測範圍的荷重計後，即可彈性調整同等級推進器的推測，擴大氣浮平台之應用範圍。 二、推測平台設計 2.1 懸吊式推測平台 文獻1所提出之懸吊式推測平台，推進系統是架設在四條鋼片所懸吊之載台上，測推用的荷重元是安裝於台架正對於推進器。圖1是懸吊式推測平台置入真空艙進脈衝式操作時的一組推測據。測試結果顯示在推進器開始啟動
7、前，平台即受到外部真空馬達與艙體結真空管系統的震動現象影響，荷重計訊號無法達到穩定的態，一方面荷重計容歸，另一方面在進測試期間，也難以判別推是否達到原有設計的推等級。 3 0 1 2 3 4 5 6x 104-0.1-0.0500.050.10.15Kyowa Load Cell(moving average)Time (10ms)Newton圖1 懸吊式推測平台推測據 2.2 氣浮式推測平台 懸吊式推測平台的動態測誤差源，無法經由靜態砝碼校正的方式確認，為確測推的據，需要針對推平台進設計修改。氣浮平台設計在線性桿的導引下，側向的推可以透過氣浮系統的機械介面消除，平台可確保僅有單一自由的運動。
8、推進系統、資擷取與控制電腦安裝在平台上，透過無線傳輸介面，由遠端的控制系統發送對平台的監控指與記擷取的據訊號，亦可克服線束預問題。圖2為氣浮推平台之設計構型，由氣浮平台模組、推測模組與推進系統及資擷取與控制系統等三個模組所組合而成。各模組之特性分別描述於後。 圖2 氣浮推平台之構型 4 2.2.1 氣浮平台模組 氣浮平台模組是由氣浮軸襯(air bushing)、軸襯座、線性桿、桿支座、桿底座、承載台及平台底板所組成，如圖3所示。桿底座及平台底板上佈有彈性調整桿長及跨距的絲孔位，可因應同長與跨距的線性桿使用。線性桿的最大尺寸為40 mm 1700 mm，最大跨距600 mm。透過提供氣源到氣浮
9、軸襯座，通過氣浮軸襯的多孔性材後，氣體會均勻地排放到與線性桿表面，在線性桿與氣浮軸襯間形成約50m間距的氣膜，以達到氣浮的功能，選用的四組氣浮軸襯可承載的最大荷重為240公斤；氣浮平台需要供應的氣體由推進系統的氣體貯存槽提供，其壓與氣體消耗分別是40100 psi和 2840 NLPM(Normal Liter Per Minute)。 圖3 氣浮平台模組與推測模組 2.2.2 推測模組 推測模組包含荷重元(或荷重計)與荷重元支座。荷重元為將機械轉換成電子訊號的傳感器13，包含應變規和惠司敦電橋（Wheatstone bridge）電。應變規受伸縮時，其屬物質電阻值隨之產生變化，經惠司敦電橋電
10、將應變所造成細微的電阻變化，轉成可測之電壓訊號，再透過資擷取與控制系統處後，可計算出在應變規上作用的大小。推測模組之設計亦如圖3所示，在進測前，頂桿將對荷重元施以微幅預(約0.1牛頓)，在輸出訊號達到穩定之後，將其輸出進歸，隨後啟動推進器，在推的驅動下，承載台會隨線性桿的導引朝推的方向運動，由於沒有受到摩擦的影響，氣浮平台會損耗所產生的推，故推會經由頂桿直接傳遞至荷重元，並由應變規變形的程決定推進器的推值。 2.2.3 推進系統及資擷取與控制系統 推進測試系統構型顯示於圖4中。推進測試系統中所使用的元件，包含裝填/卸載閥(Fill and 5 Drain Valve, FDV)、氮氣貯氣槽(G
11、N2Tank)、過氧化氫燃槽(H2O2Propellant Tank)、高壓感測器(High Pressure Transducer, HPT)、二個調壓閥(Pressure Regulator, PR)與組低壓感測器(Low Pressure Transducer, LPT)、推進器模組(Thruster)、以及位於推進器噴嘴上游的壓感知器與熱電偶(Thermocouple)，規格詳於表1。 考氣浮平台與過氧化氫儲槽均有氣體供應的需求，在平台空間與承載重的限制下，推進測試系統設計由同一貯氣槽提供氣源，透過系統所配備的組調壓閥，可分別將貯氣槽內的高壓氣體，調整壓到推進系統與氣浮平台所需的壓等級
12、。接到過氧化氫模組（由成功大學航空太空科技研究中心，以下簡稱航太中心）的管部分，提供約170 psi的壓源到過氧化氫燃儲槽，作為驅動過氧化氫動的動；而接到氣浮平台軸襯座的管部分，則提供約50-70 psi的氣體，作為平台產生氣浮功能之用，此部分的氣體屬消耗性的需求，所以將會限制氣浮平台的操作時間，當壓填充到900 psi (約61.2 bar)時，系統可以續操作約4-5分鐘。 圖4 推進測試系統構型 表1 推平台元件規格 推平台元件 規格 貯氣槽 體積：2250毫升 重：5.9 kg 操作壓：2000 psi 調壓閥 1 壓控制範園：0 220 psi 調壓閥 2 壓控制範園：0 400 ps
13、i 高壓感測器 壓範圍： 0 1500 psig 供應電源： 8 30 Vdc 輸出訊號： 0 5 Vdc 6 低壓感測器1 壓範圍： 0 300 psig 供應電源： 8 30 Vdc 輸出訊號： 0 5 Vdc 低壓感測器2 壓範圍： 0 100 psig 供應電源： 8 30 Vdc 輸出訊號： 0 5 Vdc 推進器模組 推：0.15 1 N 供給電壓： 12 24 Vdc 開啟時間： 100 ms 噴嘴壓感測器 壓範圍： 0 200 psig 供應電源： 8 30 Vdc 輸出訊號： 0 5 Vdc 熱電偶 T-type，溫範園： -200 350 C 另外，依推進系統元件的電氣特性
14、及即時(real time) 監控與無線資傳輸的操作需求，本研究建構的推平台之資擷取與控制系統，採用LabVIEW圖形化開發環境，搭配CompactRIO即時處器，以監控推進測試平台之壓、溫、控制電磁閥開關與測推進器的推。圖5為推平台之電氣訊號介面設計方塊圖，資擷取與控制系統所使用的介面計有比輸入模組、通用比輸入模組、應變測模組及繼電器模組，各模組之規格於表2。 圖5電氣訊號介面設計 表2 資擷取與控制系統規格 CompactRIO系統 規格 cRIO-9014嵌入式即時處器 z 400 MHz 處器、2 GB 非揮發性記憶體、128 MB DRAM 記憶體，可執 LabVIEW Real-T
15、ime z 10/100BASE-T 乙太網埠 z 雙 9 35 Vdc 電源輸入 通用比輸入模組 (NI 9219) z 250 Vrms 通道對通道隔 z 熱電偶、RTD、電阻、電壓，與電測 7 z 每通道 100 S/s 取樣的同步化輸入 (熱電偶則為每通道 50 S/s) 比輸入模組 (NI 9215) z 4個 100 kS/s 同步取樣比輸入 z 10 Vdc、16 位元解析 應變測模組 (NI 9237) z 25 mV/V 比輸入、24 位元解析 z 最高50 kS/s 取樣與 10 V 內部激發 繼電器模組 (NI 9485) z 8 個固態繼電器 (SSR) 輸出 z 60
16、 Vdc、30 Vrms 換電壓 z 4個通道的每通道 1.2 A 換電；全部通道的每通道 750 mA 換電 為克服訊號線束的預問題，將推進測試系統、資擷取與控制系統、供應系統之電及無線基地台均安裝在推平台上(如圖6為所示)，使用無線傳輸技術監控平台上所有的感測器訊號，可完全免除訊號線束與監控系統間之結。搭載於氣浮測試平台線性桿上可移動的模組元件總值約為54公斤，按所設計的推進器在大氣環境下的推等級，平台在進測試時將產生約0.011 m/s2的加速，相對於線性桿有效的移動長，最大的運動速約僅有0.15 m/s，因此載台在執測試時，相對運動所產生的空氣阻可以忽計。 圖6 推進測試系統和資擷取與
17、控制系統元件佈置 三、推進器推特性測 衛星推進系統在軌道上執軌道任務操作，主要以續模式或脈衝模式提供衛星推進的功能。續模式主要用於軌道轉換操作或是需要長時間操作的任務需求，推進系統的推進器配對是以關閉調節(Off-Modulation)達成衛星姿態調整，亦即正常情況下所有的推進器處於啟動態，當姿態需要進調節時，關閉對應的推進器。相對的操作是啟動調節(On-Modulation)，也就是正常情況下推進系統所有的推進器均關閉，當衛星姿態需要調整時再啟動對應的推進器，此操作主要是以脈衝模式進。 8 3.1 續操作模式 氣浮推測平台組裝完成後，與成功大學航太究中心之的過氧化氫推進模組結合，進續模式操作
18、實驗持續點火120秒，期間同時監控推進系統的壓與溫，以及記與推的實驗據，由此推導推進器的比衝值(Specific Impulse, Isp)。圖7為燃槽壓、推進器艙壓及推進器艙溫的變化圖；圖8則是推和比衝值隨噴發時間的變化圖。雖然圖7顯示推進器在艙壓及艙溫從啟動到穩定之間大約分別有28秒及9秒的延遲，但圖8中的推據很快就達到穩定(0.57牛頓左右)，據在操作期間並沒有太大的變，因此比衝值穩定於113秒。 Time secPressurepsiTemperaturedeg-C20 40 60 80 1001501601701801902000200400600800Tank PressureCh
19、amber PressureChamber Temperature圖7 過氧化氫推進器進續模式操作之壓與溫測試據 Time secThrustNSpecificImpulsesec20 40 60 80 10000.511.52050100150200ThrustSpecific Impulse圖8 過氧化氫推進器進續模式操作之推與比衝值測試據 現有之推進器雖是以艙壓150 psi、艙溫700、真空推為一牛頓為設計基準進喉部9 尺寸計算，但實際之推值僅達設計值的57%，其主要原因在於目前的測試仍在大氣環境下進，同時實驗後發現可能有觸媒材沉積於喉部的現象發生，因而造成喉部面積變小，導致推據偏低無
20、法與分析結果一致，後續解決方案包括進真空推測，以及確定噴嘴喉部面積變原因討。 3.2 脈衝操作模式 本文規畫透過同的開關週期，探討現有推進器設計在脈衝模式下的操作特性。實驗分別就0.3秒/5.0秒、0.5秒/5.0秒及1.0秒/10.0秒等三開/關操作模式進測，圖9和圖10分別是推進器艙壓和推的實驗據（0.3秒/5.0秒共有18組據、0.5秒/5.0秒有9組、1.0秒/10.0秒有4組）。在三種實驗條件下，艙壓建壓情況均正確反映出各自的開啟/關閉時間長，同時艙壓在建壓過程中，發現約有0.15秒的啟動延遲；同樣的現象也發生在電磁閥關閉的情況，亦即在反應停止後，推衰減至也約有0.15秒的延遲時間。
21、評估其延遲原因，應包含電磁閥開啟時間（約20ms）、燃由電磁閥出口端動到觸媒床的時間、燃的分解反應時間以及觸媒床殘存燃滯時間等因素而造成時間的延遲。 推在電磁閥啟動後，圖10顯示推據會產生一個高峰值，然後下到0.55牛頓左右，並且之後就穩定在此值附近，推的高峰值應該是目前推進器中的燃噴注器設計尚未達到最佳化設計，使得當電磁閥在啟動時，推進器上下游壓差過大，導致啟動後過多的燃注入觸媒床，燃因而產生過的分解反應，使得壓值高於穩定值，隨後燃調節至穩定態後，推也逐漸達到穩定的值，由電磁閥開始啟動(t = 0)到推穩定間的延遲時間總共約有0.5秒。圖10也可以看到，當脈衝模式開啟時間較長(0.5秒與1.
22、0秒)的實驗情況下，在電磁閥啟動期間的後期，推達到穩定的值，此值與續模式的推等級相當。 10 Time secChamberPressurepsi-101234050100150200On/Off: 0.3 sec / 5.0 secTime secChamberPressurepsi-101234050100150200On/Off: 0.5 sec / 5.0 secTime secChamberPressurepsi-101234050100150200On/Off: 1.0 sec / 10.0 sec圖9 過氧化氫推進器進三種脈衝模式操作之壓測試據 Time secThrustN-1
23、0123400.20.40.60.81On/Off: 0.3 sec / 5.0 secTime secThrustN-10123400.20.40.60.81On/Off: 0.5 sec / 5.0 secTime secThrustN-10123400.20.40.60.81On/Off: 1.0 sec / 10.0 sec圖10過氧化氫推進器進三種脈衝模式操作之推測試據 11 四、結 本研究已成功發展一組以氣浮系統搭配無線傳輸方式的氣浮推平台，可克服推進器對載台推側向分及線束預對於測實驗的干擾；透過變荷重元的應測範圍，可提供進同推等級推進器的推特性測環境；搭載系統總質上限可達240公
24、斤；此氣浮推平台可以續進續模式及脈衝模式操作約5分鐘的推測實驗。 本研究以一組過氧化氫一牛頓級推進器的推進系統搭載於此氣浮平台，進在大氣環境下續噴發120秒的穩態推特性，其穩定推為0.57牛頓，比衝值約113秒；而在脈衝模式下進0.3秒/5.0秒、0.5秒/5.0秒及1.0秒/10.0秒等三開/關週期之實驗操作，當啟動電磁閥操作後，推進器約有0.15秒的建壓延遲及0.50秒的啟動延遲，測試結果顯示本研究所發展的氣浮平台可適用於未太空中心規劃的推進器推動態測實驗。 致謝 本研究進測試期間，蒙國成功大學航空太空科技研究中心趙怡欽教授、許紘瑋博士、陳建安先生及衛星推進實驗室團隊提供過氧化氫推進器模組
25、組裝、燃置備與測試支援，特致忱謝。 考文獻 1 修任、曾坤樟、詹勇、白志剛、郭添全, “衛星推進器特性測技術發展,” 中華民國航空太空學會會刊, 第四十二卷 第二期。 2 修任、白志剛、郭添全、曾坤樟、詹勇, “氣浮式平台應用於推測之設計, 2012中華民國航太學會學術研討會, 新竹, 12/15, 2012。 3 Koizumi, H., Komurasaki, K., and Arakawa, Y., ” Development of Thrust Stand for Low Impulse Measurement from Microthrusters”, Review of Scien
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