張?zhí)炱剑荜怀?，孫小菁，王小永

（蘭州空間技術(shù)物理研究所真空技術(shù)與物理重點實驗室，甘肅蘭州 730000）

市場信息

小衛(wèi)星領(lǐng)域應用電推進技術(shù)的評述

張?zhí)炱?，周昊澄，孫小菁，王小永

（蘭州空間技術(shù)物理研究所真空技術(shù)與物理重點實驗室，甘肅蘭州 730000）

小功率電推進已成為最有技術(shù)競爭力的小衛(wèi)星應用的推進系統(tǒng)選擇。在總結(jié)美國、俄羅斯、歐洲、日本等國家離子、霍爾、電熱、PPT、FEEP等小功率電推進技術(shù)發(fā)展和小衛(wèi)星應用情況的基礎(chǔ)上，從軌道轉(zhuǎn)移、大氣阻尼補償、位置保持、姿態(tài)控制、編隊飛行等任務方面分析了小衛(wèi)星對電推進系統(tǒng)的需求和應用電推進的必要性及可行性，針對小衛(wèi)星主要任務需求分別提出了10 W、100 W和500 W級小功率電推進技術(shù)發(fā)展和應用方面的具體建議。

電推進；小功率；小衛(wèi)星

0 引言

低成本、短周期、高性能是發(fā)展小衛(wèi)星的主要動力，目前已經(jīng)應用的小衛(wèi)星及星座包括通信、遙感、觀測、科學試驗、技術(shù)驗證等[1]。廣義小衛(wèi)星重量為500 kg以下，狹義小衛(wèi)星重量為100～500 kg，文章小衛(wèi)星定義重量為100～1 000 kg、功率為100～1 000 W。大多數(shù)小衛(wèi)星需要推進系統(tǒng)完成阻尼補償、軌道升降、位置保持、姿態(tài)控制、編隊飛行、發(fā)射誤差修正等任務，并且隨著小衛(wèi)星使命增強和工作壽命延長變得更加必要。

推進系統(tǒng)一般占航天器總重量的10%～50%，小型化高性能的空間推進系統(tǒng)是小衛(wèi)星降低重量、提高性能的主要技術(shù)支撐。過去的小衛(wèi)星主要應用冷氣和化學推進系統(tǒng)，但隨著具有微推力、高效率、高比沖、長壽命、推力可控等特點的電推進技術(shù)發(fā)展，小功率電推進已成為最有技術(shù)競爭力的小衛(wèi)星推進系統(tǒng)選擇[2]。文章在總結(jié)國外小功率電推進技術(shù)發(fā)展和小衛(wèi)星應用情況的基礎(chǔ)上，分析了小衛(wèi)星對電推進系統(tǒng)的需求及應用必要性和可行性，提出了小功率電推進技術(shù)發(fā)展和應用方面的建議。

1 國外小功率電推進的發(fā)展與應用

1.1 小功率電推進發(fā)展

在傳統(tǒng)電熱、靜電和電磁電推進及新型電推進技術(shù)中，小功率電推進可以分為兩類：一類是具有內(nèi)在小功率（小型化）特性的，如場發(fā)射（FEEP）、脈沖等離子（PPT）、MEMS、膠體（CT）等電推進；另一類是可以實現(xiàn)小型化的電推進，包括離子（IT）、霍爾（HT）、微型電熱（MET）等電推進。小功率電推進技術(shù)研究和產(chǎn)品研制主要集中在航天發(fā)達國家，包括美國、俄羅斯、歐洲、日本等[3-4]，表1列出了離子、霍爾、微型電熱、PPT、FEEP等小功率電推進典型產(chǎn)品的主要性能和成熟度，MEMS、膠體和其他類型小功率電推進，由于技術(shù)和產(chǎn)品成熟度較低，或其功率不在文章關(guān)注范圍內(nèi)而沒有列入。目前，小功率離子電推進性能覆蓋范圍為功率10～500 W、推力0.5～20 mN、比沖1 400～5 000 s，小功率霍爾電推進為70～900 W、3～44 mN、800～2 000 s，小功率電熱電推進為50～750 W、20～400 mN、100～800 s，PPT電推進為5～200 W、0.1～6 mN、1 000～2 000 s，F(xiàn)EEP電推進為5～80 W、0.02～1.2 mN、4 000～12 000 s。離子電推進的小功率化發(fā)展比霍爾電推進更好，特別是射頻和微波離子電推進已經(jīng)實現(xiàn)了與PPT和FEEP等電推進的性能交疊。

1.2 國外小衛(wèi)星應用電推進情況

早期衛(wèi)星質(zhì)量都比較小，而電推進試驗和應用又開始于1970年，所以在統(tǒng)計上不列入小衛(wèi)星電推進應用范圍。表2給出了1999年以來小衛(wèi)星電推進應用情況。目前已經(jīng)實現(xiàn)或正在實施的小衛(wèi)星電推進應用包括無拖曳控制、大氣阻尼補償、軌道維持、姿態(tài)控制等[5]，其中無拖曳控制和大氣阻尼補償主要是離子電推進，軌道維持主要是霍爾電推進和電熱電推進，姿態(tài)控制主要是PPT電推進。

2 小衛(wèi)星應用電推進需求

2.1 小衛(wèi)星使命需求

衛(wèi)星使命對推進系統(tǒng)的需求可以用速度增量表達，表3給出了小衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移、低軌道大氣阻尼補償、（軌道）位置保持、姿態(tài)控制、星座展開、編隊飛行、離軌等使命對應的速度增量需求。注意到應用電推進時，由于小的推力質(zhì)量比，需要考慮引力損失和有效推力，實際的速度增量比化學推進情況要大。

表1 小功率電推進產(chǎn)品性能與成熟度

表2 小衛(wèi)星電推進應用情況

表3 小衛(wèi)星使命對應的速度增量需求

2.2 小功率電推進適用性評價

對不同類型小功率電推進，建立如表4所列的參考性能，由此討論小衛(wèi)星不同使命需求下電推進的適用性，作為對比表也列出了冷氣和單組元化學推進的比沖。

（1）軌道轉(zhuǎn)移。軌道轉(zhuǎn)移的速度增量需求相對較大，應用電推進的最大難題是如何實現(xiàn)軌道轉(zhuǎn)移周期和電推進功率的折中。以500 kg質(zhì)量衛(wèi)星和表3中1、3、5軌道轉(zhuǎn)移使命為例，計算得到表5所列結(jié)果?？梢婋姛犭娡七M相對化學推進沒有優(yōu)勢，用離子或霍爾電推進盡管可以節(jié)省大量的推進劑，但在目前小衛(wèi)星的功率范圍內(nèi)，轉(zhuǎn)移周期太長幾乎無法接受，只能用于軌道高度或傾角小范圍改變的較小速度增量情況。軌道轉(zhuǎn)移周期在沒有限制的情況下，小功率電推進才能應用于較大速度增量使命；

（2）LEO軌道大氣阻尼補償。主要考慮300～500 km LEO軌道小衛(wèi)星，表6給出了三種軌道高度和三個重量小衛(wèi)星所受到的大氣阻尼力。僅從推力大小看，在300～500 km LEO軌道要完成大氣阻尼補償，只有離子、霍爾、電熱電推進能夠滿足需求，PPT和FEEP電推進只能用于600 km以上軌道。具體電推進類型選擇，需要考慮衛(wèi)星工作壽命、電源能力、具體使命需求等進行優(yōu)化折中，例如使命需求為精確的無拖曳控制，則只有離子電推進能滿足推力大范圍連續(xù)可調(diào)的要求。當衛(wèi)星電源能力有限時，應選擇電熱類型或霍爾類型，其中電熱要求的功率水平更低。衛(wèi)星壽命較短時應選擇系統(tǒng)干重更小的電熱類型，壽命中等時選擇霍爾類型以兼顧系統(tǒng)重量和推進劑重量，壽命較長時選擇更高比沖的離子類型；

表4 小功率電推進參考性能

表5 小衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移典型算例

表6 LEO軌道小衛(wèi)星的大氣阻尼

（3）位置保持。除了最熟悉的GEO位置保持外，中高軌道位置保持以表3中1、3位保使命為代表，同樣以500 kg衛(wèi)星為例，針對不同電推進和衛(wèi)星壽命得到表7中的計算結(jié)果?？梢娎錃馔七M仍然不適合應用，而化學、電熱、PPT推進比較適合較短壽命衛(wèi)星，當衛(wèi)星壽命達到3年以上時，應用離子和霍爾電推進是更好的選擇，且壽命越長離子相對霍爾的優(yōu)勢越大；

（4）姿態(tài)控制。姿態(tài)控制需要的等效速度增量最小，并且要求最好是微推力或微沖量，PPT和FEEP等類型比較適用，離子、電熱、霍爾微型化后也可以應用；

（5）星座展開和編隊飛行。星座展開對推進系統(tǒng)的需求包括不同軌道高度、不同軌道傾角、軌道不同位置的展開等，對應速度增量都比較大，適合應用高比沖、總沖量高的離子和霍爾電推進。編隊飛行根據(jù)軌道和間距的不同，對速度增量需求差別較大，如表3所列。對應1年壽命和小速度增量情況，可以應用電熱、化學、PPT等完成使命，對壽命長、速度增量需求大的使命，離子和霍爾電推進仍然是最有優(yōu)勢的選擇；

（6）壽終離軌。衛(wèi)星的最終離軌，不需要專門配置電推進，只要利用衛(wèi)星其他使命電推進即可，但要在推進劑余量和工作策略上有相應考慮。

3 小衛(wèi)星應用電推進的建議

3.1 小功率電推進技術(shù)發(fā)展建議

（1）在100～500 W功率范圍內(nèi)，應優(yōu)先發(fā)展性能指標如表8所列的離子和霍爾兩種類型電推進，以滿足地球軌道大氣阻尼補償（含無拖曳控制）、軌道維持和位置保持、部分軌道轉(zhuǎn)移、部分編隊飛行等需求，其中離子電推進具有較大范圍功率連續(xù)調(diào)節(jié)能力可滿足無拖曳控制需求；

表7 小衛(wèi)星位置保持典型算例

表8 研制小衛(wèi)星應用電推進的性能

（2）在10～100 W功率范圍內(nèi)，應優(yōu)先發(fā)展離子、PPT、電熱等三種類型電推進，具體性能指標如表8所列，以滿足軌道維持、姿態(tài)控制、高軌道無拖曳控制等需求，其中離子電推進主要為微波或射頻類型；

（3）在10 W以下功率范圍，應優(yōu)先發(fā)展PPT、CT兩種類型電推進，主要滿足微、納衛(wèi)星姿態(tài)控制、無拖曳控制、軌道維持等需求，具體性能指標如表8所列。建議發(fā)展CT而不是發(fā)展FEEP的主要原因為：膠體推力器高效、寬比沖工作，無壽命衰減、推進劑污染問題，F(xiàn)EEP高電壓需求、金屬推進劑污染等決定了其不具備工程應用競爭力。

3.2 小衛(wèi)星應用電推進建議

電推進具有比沖高、推力小、系統(tǒng)相對復雜、性能調(diào)節(jié)方便、需要電功率源等特點，但并不是所有的航天器都適合應用電推進，例如快速機動要求用電推進就難以滿足。小衛(wèi)星應用電推進要遵循的基本原則包括：能用傳統(tǒng)推進完成的就不用電推進，能用簡單電推進完成的就不用復雜電推進，應用電推進要經(jīng)過飛行試驗驗證，針對具體使命用好電推進要從小衛(wèi)星方案設(shè)計階段做起。對小衛(wèi)星應用電推進的主要建議包括：

（1）重力梯度衛(wèi)星、超靜平臺等衛(wèi)星的無拖曳控制需要連續(xù)、快速可調(diào)的推力輸出，并且有長期工作的壽命要求，目前只有離子電推進可以最有效的滿足這一需求；

（2）隨著LEO軌道小衛(wèi)星的工作壽命不斷延長，完成軌道維持需要的推進劑量成為重要影響因素，應用高性能電推進的效益將變得非?？捎^。反過來看，應用電推進將成為延伸衛(wèi)星工作壽命的最有效手段；

（3）部分科學試驗（如電離層環(huán)境測量）衛(wèi)星需要軌道高度連續(xù)變化，部分觀測衛(wèi)星需要軌道傾角連續(xù)變化以覆蓋地球表面更大范圍，這些使命需求正好與電推進的小推力、長期連續(xù)工作特性相對應，高比沖特性同時帶來節(jié)省大量推進劑的效益；

（4）多星發(fā)射下的星座展開、激光干涉儀空間天線等的編隊飛行都需要高性能的推進系統(tǒng)，不僅速度增量需求大，而且要求能夠兼顧衛(wèi)星展開、軌道保持（間距維持）、壽終離軌等機動，離子和霍爾電推進是最好的選擇；

（5）僅單獨配置姿態(tài)控制電推進似乎過于昂貴，除非技術(shù)上必要。小衛(wèi)星姿態(tài)控制應盡量與軌道控制電推進系統(tǒng)兼顧使用，或者組合配置姿態(tài)控制和軌道控制電推進系統(tǒng)，如PPT和μPPT的組合；

（6）小速度增量需求和轉(zhuǎn)移周期不受限制的小衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移使命應用離子或霍爾電推進，不僅具有可實現(xiàn)性，而且能夠帶來明顯效益。對大速度增量需求和轉(zhuǎn)移周期受限制的小衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移，采用化學推進和電推進優(yōu)化組合方法是可行的途徑。

4 總結(jié)

小衛(wèi)星應用電推進的優(yōu)點包括減輕重量、提高精度、擴展使命等，針對小衛(wèi)星應用需求，國外除了繼續(xù)發(fā)展PPT、FEEP等傳統(tǒng)小功率電推進外，在離子、霍爾、電熱等電推進的小功率化方面已經(jīng)取得很大進展，實現(xiàn)了小衛(wèi)星不同使命下的多種類型電推進的應用。

為滿足小衛(wèi)星發(fā)展和應用需求，應優(yōu)先發(fā)展100～500 W功率范圍的離子和霍爾電推進技術(shù)、10～100 W功率范圍的PPT和離子電推進技術(shù)、10 W以下功率范圍的PPT和CT電推進技術(shù)。

小衛(wèi)星發(fā)展規(guī)劃中，建議在LEO軌道無拖曳控制、長壽命軌道維持、連續(xù)軌道變化等使命優(yōu)先應用電推進，并逐步擴展到星座展開和編隊飛行、軌道轉(zhuǎn)移等使命。

[1]Akimov V N.Ion thrusters for the small spacecraft：elabota tion of requirements，design development，prospects of usage [R].AIAA，1997：2780.

[2]Sellers J J. Results of low-cost propulsion system research for small satellite application[C]. The 3rd international sympo-sium on small satellite systems and services，F(xiàn)rance，1996.

[3]Khayms V.Advanced propulsion for microsatellites[D].USA：Massachusetts Institute of Technology，2000.

[4]ChiassonT M.Modeling the characteristics of propulsion sys-tems providing less than 10 N thrust[D].Aeronautics and As-tronautics at the Massachusetts Institute of Technology，2012.

[5]張?zhí)炱?空間電推進技術(shù)及應用新進展[J].真空與低溫，2013，19（4）：187-193.

REVIEW OF ELECTRIC PROPULSION APPLICABLE TO SMALL SATELLITES

ZHANG Tian-ping，ZHOU Hao-cheng，SUN Xiao-jing，WANG Xiao-yong
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Space Technology Physics，LanzhouGansu730000）

The low power electric propulsion is becoming a powerful competitor compared to the traditional propulsion for small satellites.A summary of the development and its application on small satellite of low power electric propulsion were presented，including both electric propulsion types of the ion，the Hall，the PPT，the FEEP，and nations of the American，the Russian，the European and the Japan.These requirements，necessary and feasibility of electric propulsion applicable to small satellite were analyzed according with main missions of orbital transferring，drag compensating，station keeping，attitude controlling，and formation flying.Some advice about low power electric propulsion development and its application to small satellite were advanced within three power levels of 10 W，100 W，500 W，respectively.

electric propulsion；low power；small satellite

V43

A

1006-7086（2014）04-0187-06

10.3969/j.issn.1006-7086.2014.04.001

2014-06-11

張?zhí)炱剑?963-），男，研究員，博導，主要從事航天器推進技術(shù)研究和工程研制。

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