楊福全，趙以德，李娟，耿海，張?zhí)炱?，周海?/p>

(1.蘭州空間技術物理研究所，甘肅 730000; 2.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 210000)

主帶小行星采樣返回任務中的離子電推進應用方案

楊福全1，趙以德1，李娟1，耿海1，張?zhí)炱?，周海燕2

(1.蘭州空間技術物理研究所，甘肅 730000; 2.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 210000)

由于離子電推進的高比沖特性，采用它執(zhí)行小行星探測器巡航階段軌道機動任務時，將使探測器在同樣的有效載荷下的發(fā)射重量大大減輕。針對我國規(guī)劃中的主帶小行星采樣返回任務，調研了國外離子電推進在深空探測任務中的應用情況，在借鑒國外成功經驗和任務需求分析的基礎上，設計了主帶小行星探測器離子電推進系統(tǒng)方案和應用策略，計算了在目前離子推力器壽命水平下，既定探測任務對離子電推進推力、比沖、推進劑量以及功耗需求。研究表明，目前研制的離子推力器可以滿足規(guī)劃中的主帶小行星探測任務需求。研究成果對探測器的方案設計有參考價值。

小行星探測;探測器;采樣返回任務;離子電推進;應用方案

0 引 言

迄今為止，人類利用航天器對太陽系的大行星和小行星均開展了不同程度的探測。如果用傳統(tǒng)的化學推進完成更復雜和更遠的深空探測主推進任務，航天器需要攜帶巨大的推進劑量，發(fā)射重量變得很大。所幸的是，近年來國內電推進技術得到了快速發(fā)展，并且取得了空間飛行試驗的成功[1]和通信衛(wèi)星平臺的應用[2]。蘭州空間技術物理研究所正在研制用于深空探測的40 cm口徑離子推力器(LIPS-400)。這為深空探測航天器采用電推進執(zhí)行巡航階段軌道機動任務奠定了良好基礎。眾所周知，離子電推進具有高比沖(≥3 000 s)、長壽命(≥15 000 h)和高度自主巡航等特點。采用離子電推進執(zhí)行巡航階段軌道機動任務，將使航天器在同樣的有效載荷下的發(fā)射重量大大減輕。離子電推進在幾次深空探測任務(如“深空1號” “黎明號”以及“隼鳥號”等)中的應用，表明了其顯著的優(yōu)越性。

本文在分析我國未來主帶小行星探測采樣返回任務的基礎上，提出了離子電推進擔任采樣返回探測器往返全程主推進任務的系統(tǒng)方案設想，并對系統(tǒng)配置、應用策略、關鍵技術等進行了研究和分析。

1 國外深空探測離子電推進應用

1.1 美國“深空一號”(DS-1)離子電推進

DS-1航天器于1998年10月24日發(fā)射，目的是驗證一些新的空間技術。其中最主要的驗證技術之一就是離子電推進系統(tǒng)[3-4]。

DS-1的既定目標是對1992KD小行星的接近探測。擴展任務是對107PBorreiiy和19PWilson-Harrington彗星的探測。離子電推進系統(tǒng)的主要使命就是完成在航天器巡航階段的主推進，同時承擔部分時期內的俯仰和偏航控制任務。離子電推進系統(tǒng)設計計劃使航天器總速度增量達4.5 km/s。

DS-1離子電推進系統(tǒng)(NSTAR)由1臺30 cm離子推力器、1臺電源處理單元(PPU)、1套氙氣供給子系統(tǒng)(XFS)和1臺數(shù)字控制與接口單元(DCIU)組成。單臺推力器最大推力93 mN，最大比沖3 100 s，最大輸入功率2 300 W。推力器安裝在探測器-Z面。

在經過1個多月入軌后的測試后，從1998年12月開始，離子電推進系統(tǒng)在星上導航系統(tǒng)的自主控制下推進航天器向第一個探測目標1992KDBraille小行星前進。1999年7月，DS-1與小行星相遇，最近距離達到了26 km。隨后DS-1對小行星進行了觀測。在該階段離子電推進系統(tǒng)累計工作了3 000 h左右。

2001年9月，在離子電推進系統(tǒng)推進下，DS-1航天器飛臨Borrelly彗星，在距離Borrelly彗星2 170 km的軌道上對其進行了觀測，獲得了該彗星詳細的照片和收集了它噴射出的氣體和塵埃信息。2001年12月18日，地面控制人員發(fā)送最后一條指令關閉了離子電推進系統(tǒng)。在整個飛行任務中，離子電推進系統(tǒng)累計工作16 246小時，開關機200多次，共消耗氙氣72 kg。

1.2 日本“隼鳥號”(HAYABUSA)離子電推進

“隼鳥號”(Hayabusa)探測器的任務是探測近地小行星25143Itokawa并獲取樣本返回。探測器重量510 kg。

發(fā)射“隼鳥號”探測器的主要目的是驗證離子電推進性能[5-6]、自主航行和控制技術、小行星表面取樣和返回技術。離子電推進系統(tǒng)承擔的任務主要是巡航階段主推進，此外，在某些階段還承擔軌道偏心修正、姿態(tài)控制和位置機動保持等任務。

Hayabusa于2003年5月9日發(fā)射。發(fā)射后的第一年在地球同步軌道上飛行，一年地球同步軌道補給了航天器足夠的太陽能、溫和的溫度環(huán)境和足夠的加速時間。航天器于2004年5月19日從4 000 km高度上空經過太平洋，當速度增加到4 km/s時，進入飛向目標小行星的轉移軌道。2004年8月底，在距離目標小行星4 800 km的位置，機動任務交由雙組元化學推進完成，航天器以9 m/s的速度接近目標。9月12日，Hayabusa到達目標并保持在其上空20 km的點上對小行星進行觀測。2005年12月，Hayabusa在小行星Itokawa上著陸并取樣返回。在著陸和返回過程中，由于動量輪失效造成探測器姿態(tài)控制失效。最后，利用Z軸的反作用輪、離子電推進系統(tǒng)推力矢量控制和光壓力矩重新建立了姿態(tài)控制方案，使得探測器得以挽救，并順利返回地球。2010年6月13日結束7年的太空旅行返回地球。全部航程約60億km。離子電推進系統(tǒng)累積工作4萬多h。

Hayabusa離子電推進系統(tǒng)由4臺μ10微波放電離子推力器、4臺微波功率放大器、3臺電源處理單元(IPPU)、一套推進劑供給子系統(tǒng)、一臺推力矢量指向機構(IPM)和一臺離子推力器控制單元(ITCU)組成。4臺離子推力器以陣列形式安裝在同一個推力指向機構上，每次最多有3臺推力器工作。離子推力器安裝在航天器的-Z面上。

1.3 美國“黎明號”離子電推進

“黎明號”(Dawn)深空探測器于2007年9月27日發(fā)射，探測器初始重量1 218 kg，這是NASA第一次真正意義上利用離子電推進的科學探測任務。離子電推進提供發(fā)射后需要的全部ΔV，將近11 km/s。這項任務的目的是對太陽系主行星帶中質量最大的小行星女灶神星Vesta和羅神星Ceres進行科學探測，以研究太陽系早期的形成條件和演變過程。

Dawn與兩個小行星Vesta和Ceres交會，并進入它們的軌道，這是在太陽系內沿兩個不同星體軌道飛行的首次任務，這個任務的推進由離子電推進系統(tǒng)來完成。離子電推進系統(tǒng)提供發(fā)射后的速度增量，以滿足轉移到Vesta、Vesta軌道捕獲、變軌到Vesta科學探測軌道、脫離Vesta軌道、轉移到Ceres、Ceres軌道捕獲、轉移到Ceres科學探測軌道等各個階段的任務要求。

Dawn離子電推進系統(tǒng)[7-8]由兩臺數(shù)字控制與接口單元(DCIU)、2臺電源處理單元(PPU)、一套氙氣供給系統(tǒng)(XFS)、三臺推力矢量調節(jié)機構(TGA)和3臺30 cm離子推力器組成。2臺控制單元互為備份，2臺PPU向3臺推力器供電，PPU1和PPU2交叉?zhèn)浞荨PU1可為T1或T3推力器供電，PPU2可為T2或T3推力器供電。每臺PPU通過一組高電壓繼電器開關在兩個推力器之間進行切換供電。離子電推進系統(tǒng)每次只有1臺推力器工作，單臺推力器工作參數(shù)與DS-1任務中的相同。

Dawn離子電推進系統(tǒng)工作功率范圍設計在470～2 500 W，在這個功率范圍內設計了16個獨立的推進劑主流率設定點(工作點)，使推力器在功率變化時能匹配工作，標記為TH0～TH15，每一個TH又被細分為7個功率等級，共有112個工作點，標記為ML0～ML111。

截止2012年4月，離子電推進系統(tǒng)已經成功地將Dawn探測器推進到Vesta小行星，并實現(xiàn)了Vesta軌道捕獲、變軌到Vesta科學探測軌道以及在科學軌道上的觀測等活動。從2012年5月開始，離子電推進系統(tǒng)正在將探測器向Ceres小行星推進，計劃于2015年8月實現(xiàn)與該小行星的交會。

1.4 日本“隼鳥2號”離子電推進

日本的“隼鳥2號”(Hayabusa2)計劃對近地小行星1999 JU3進行巖石取樣返回探測。要求離子電推進系統(tǒng)產生的總速度增量約2.2 km/s。已經于2014年底發(fā)射。

Hayabusa2離子電推進系統(tǒng)[9]由4臺μ10微波放電離子推力器、4臺微波功率放大器、3臺電源處理單元(IPPU)、一套推進劑供給子系統(tǒng)、一臺推力矢量指向機構(IPM)和一臺離子推力器控制單元(ITCU)組成。與Hayabusa相同。離子電推進系統(tǒng)總工作時間約41 100 h。

2 任務分析

假定我們對主帶小行星的女灶神星Vesta開展取樣返回探測任務，探測器任務指標估算如下：

1) 全程往返軌道控制的速度增量ΔV≥12 km/s；

2) 探測器干重1 500 kg；

3) 探測器能提供的最大功率8 000 W。

基于上述要求，若采用化學推進系統(tǒng)作為主推進，經計算燃料量將達到8萬kg以上，占到探測器總濕重的90%以上。干重為10%比例的飛行器在工程上幾乎是不可能實現(xiàn)的。

小行星質量小、重力加速度在10-4m/s2左右量級，相比火星、金星等大行星探測不會形成引力加速，在靠近小行星時不需要在短時間內提供較大的速度增量用以剎車制動。小行星探測[10]的這些特點非常適合利用小推力、高比沖的電推進作為主推進。對于姿態(tài)控制、著陸階段和返回上升階段的軌道控制任務可由化學推進完成。

采用電推進系統(tǒng)則燃料量只占探測器總重的25%(離子)或40%(霍爾)，在探測器規(guī)模一定的情況下，可以大大減少燃料攜帶量，增加探測器干重，可以使整個工程方案更加合理。

巡航飛行期間探測器與太陽之間距離變化在幾億千米范圍內，太陽常數(shù)變化范圍較大，因此太陽陣功率密度變化達幾倍之多。由于電推進工作需要的功率大，因此需要對探測器電源系統(tǒng)的方案和工作方式進行專門分析和設計，使電源系統(tǒng)滿足電推進要求。同時，為了適應探測器與太陽距離變化而導致的太陽帆板輸出功率下降，離子電推進系統(tǒng)可采用多種推力模式的工作方式。

電推進產生的推力與化學推進相比要小得多，因此對應用電推進的探測器必須在軌道控制策略上進行較大的調整，需對其發(fā)射軌道、中間飛行軌道進行重新反演計算。

電推進系統(tǒng)在巡航飛行時，一般都采用連續(xù)推進方式，一次工作幾百上千小時。為了縮短到探測目標的飛行時間和節(jié)省推進劑，大多采用電推進系統(tǒng)推進與其它行星引力輔助作用相結合的軌道轉移方式。

3 離子電推進系統(tǒng)應用方案

3.1 離子電推進系統(tǒng)推進劑與功率預算

離子電推進系統(tǒng)提供的探測器總速度增量按12 km/s計算，探測器干重按1 500 kg，離子推力器平均比沖按照4 000 s，推進效率按0.95計算，利用火箭方程[11]可以得到氙氣需求量為555 kg，再考慮全程泄漏5 kg、剩余不可用5 kg、初期在軌測試用量5 kg和5%裕度，實際需要裝載氙氣597 kg。

離子電推進系統(tǒng)采用40 cm口徑的離子推力器，單臺工作時最大推力220 mN對應的輸入功率為6 850 W，該功率由電源處理單元提供。電源處理單元的效率按92%計算，其輸入功率為7 445 W。此外，離子電推進系統(tǒng)控制單元功耗不大于50 W，貯供單元功耗不大于80 W，單臺矢量指向機構功耗不大于50 W。由于矢量指向機構一般在離子電推進系統(tǒng)不工作時開啟，因此最終離子電推進系統(tǒng)工作時最大總功率需求為7 575 W。

3.2 離子電推進系統(tǒng)組成方案

提供探測器總速度增量達到12 km/s的離子電推進系統(tǒng)實際消耗推進劑為555 kg，輸出推力為220 mN時，單臺離子推力器的工作流率為5.0 mg/s，經計算推力器總工作時間為3萬h。離子推力器的工作設計壽命為2萬 h。由此可見，不考慮備份的話，系統(tǒng)配置2臺LIPS-400離子推力器就可完成使命。

從簡化配置和提高系統(tǒng)可靠性等不同角度出發(fā)，離子電推進系統(tǒng)考慮以下兩種組成方案。

3.2.1 方案Ⅰ

該方案由1臺離子電推進系統(tǒng)控制單元(DCIU)、2臺LIPS-400推力器(T)、1個貯氣單元(包括2個氙氣瓶)、1臺推進劑調壓單元、2臺電源處理單元(PPU)、2臺推進劑流量調節(jié)模塊和2個矢量調節(jié)機構(TGA)組成，如圖1所示。PPU1和PPU2交叉互為備份，每臺PPU通過一組高電壓繼電器開關在兩個推力器之間切換供電。離子電推進系統(tǒng)每次只有1臺推力器工作。

系統(tǒng)工作時，由上位機發(fā)出工作指令到離子電推進系統(tǒng)控制單元。控制單元通過選擇可以控制1臺PPU向2臺推力器中的一臺供電。同時控制單元控制貯氣單元、減壓單元和流量調節(jié)模塊向對應的離子推力器供氣。離子電推進系統(tǒng)每次只啟動1臺推力器工作。每臺推力器配1個推力矢量調節(jié)機構，可以實現(xiàn)兩個方向的推力矢量指向調節(jié)。

圖1 離子電推進系統(tǒng)組成方案Ⅰ示意圖Fig.1 Schematic diagram of the ion propulsion system designⅠ

3.2.2 方案Ⅱ

方案Ⅱ從提高系統(tǒng)可靠性角度出發(fā)，考慮關鍵單機的適當備份。離子電推進系統(tǒng)包括3臺LIPS-400推力器、1臺離子電推進系統(tǒng)控制單元、3個矢量調節(jié)機構、1個貯氣單元(包括2個氙氣瓶)、1臺減壓單元、2臺電源處理單元、3臺流量調節(jié)模塊，組成示意圖如圖2所示。

圖2 離子電推進系統(tǒng)組成方案Ⅱ示意圖Fig.2 Schematic diagram of the ion propulsion system designⅡ

如圖2所示，PPU1可為T1或T2推力器供電，PPU2可為T3或T2推力器供電。每臺PPU通過一組高電壓繼電器開關在兩個推力器之間進行切換供電。離子電推進系統(tǒng)每次只有1臺推力器工作。

3.2.3 方案的優(yōu)選

方案Ⅰ的優(yōu)點是系統(tǒng)組成相對簡單，缺點是推力器沒有備份，系統(tǒng)可靠性較低。

方案Ⅱ的優(yōu)點是可靠性得到提高；缺點是系統(tǒng)較復雜。

方案Ⅱ中的控制單元、壓力調節(jié)模塊和流量控制模塊單機不備份，但是內部電路或關鍵組件可以進行備份冗余設計。這樣既提高了系統(tǒng)的可靠性，又使得系統(tǒng)干重和體積的增加不太明顯。

綜上所述，從保證任務成功的角度考慮，建議主帶小行星探測器采用方案Ⅱ的離子電推進系統(tǒng)。

3.3 離子電推進系統(tǒng)工作模態(tài)

為了與不同太陽距離條件下太陽帆板輸出功率的變化相匹配，離子推力器的工作功率范圍設計在1 100～6 850 W之間可調節(jié)，在這個功率范圍內可設計10個獨立的工作模態(tài)，使推力器在輸入功率變化時能匹配工作，標記為TM1～TM10。每一個TM又可以細分為5個功率等級，共有50個工作點。對于獨立工作模態(tài)TM1～TM10，除了功率不同，每個工作點的流率也根據(jù)推力器性能匹配的需要不同。但是在每個獨立的工作模態(tài)之間的細分工作點，流率與其對應的獨立工作模態(tài)TM保持一致，只是對功率進行調節(jié)。根據(jù)對任務的分析，在主帶小行星取樣返回探測任務中，離子電推進系統(tǒng)的工作模態(tài)設計如表1所示。當探測器和太陽之間的距離變化，探測器的軌道機動推進可根據(jù)表1選擇相應的離子推力器工作模態(tài)。

表1 離子推力器工作模態(tài)

3.4 星上布局與安裝考慮

由于離子電推進系統(tǒng)主要承擔主推進任務，因此推力器安裝在探測器的-Z面上，為了變軌的需要離子推力器均配有推力矢量調節(jié)機構，以便根據(jù)需要隨時調整推力矢量，同時使探測器的耦合力矩盡量小。此外，推力器布局還要考慮推力器的羽流，使安裝在星體上的敏感設備和太陽帆板等盡量不受羽流的污染損害。離子電推進工作消耗的氙氣占探測器重量的比例較大，因此氙氣瓶一般布置在探測器飛行軸上靠近質心的位置。由于電源處理單元功效率較大，工作時的熱耗較大，在安裝布局時，需要重點關注其散熱措施，一般均采用主動加被動的散熱方式。

4 離子電推進關鍵技術

深空探測離子電推進系統(tǒng)由于其承擔的任務和系統(tǒng)應用方案的特殊性，有其自身的技術特點。需要進行一些關鍵技術的攻關。主要關鍵技術有：系統(tǒng)集成技術和長壽命技術。

4.1 系統(tǒng)集成技術

由于主帶小行星采樣返回任務的特殊性，在離子電推進系統(tǒng)應用方案、指標、組成和配置等方面需要全新設計，幾個重點需要解決的問題包括系統(tǒng)的組成關系、各單機設備在探測器上的布局和安裝關系、系統(tǒng)主備份切換關系、系統(tǒng)工作時序和工作策略等。

4.2 長壽命技術

主帶小行星采樣返回任務對離子電推進系統(tǒng)的壽命要求較高，根據(jù)最大推力工作點的推力計算，完成10 km/s的速度增量需要單臺推力器工作2萬h左右。但是如前所述，由于探測器與太陽之間的距離變化，當探測器與太陽之間的距離較遠時，太陽帆板輸出功率下降，離子電推進有相當?shù)臅r間工作在低推力，離子推力器實際工作壽命會更長。因此，系統(tǒng)長壽命尤其是離子推力器長壽命技術成為最關鍵的技術，需要對關鍵單機和部組件進行長壽命設計和驗證。

4.3 推力(工作點)調節(jié)技術

離子電推進系統(tǒng)的工作點達50個之多，對于不同推力和比沖要求，需要進行推力器工作點優(yōu)化研究。為了與推力器輸入?yún)?shù)相匹配，需要研究解決電源處理單元參數(shù)和流率參數(shù)的大范圍調節(jié)技術、離子推力器推力變化適應性技術和離子電推進系統(tǒng)匹配性技術。

4.4 地面驗證試驗技術

針對主帶小行星采樣返回任務特點，離子電推進系統(tǒng)需要在地面開展充分的系統(tǒng)集成試驗和壽命試驗，目的是驗證離子電推進系統(tǒng)的集成性能和壽命指標，使系統(tǒng)滿足任務應用要求，最終具備飛行條件。離子電推進系統(tǒng)集成試驗的驗證項目要覆蓋系統(tǒng)設計功能和性能以及與整星相互效應。壽命試驗主要對關鍵單機的設計壽命按照空間飛行條件進行驗證。

5 結束語

主帶小行星采樣返回任務的工程實現(xiàn)，使得采用電推進作為巡航階段主推進成為必然的選擇。

近年來，隨著離子電推進在航天器上的應用，離子電推進技術和產品成熟度大大提高，再加上針對深空探測應用離子電推進技術的研究和產品的研制，使得深空探測器選擇離子電推進系統(tǒng)作為主推進成為現(xiàn)實的可能。

本文研究表明主帶小行星探測器采用LIPS-400離子電推進系統(tǒng)方案完全能夠滿足任務需求。

縱觀國外深空探測離子電推進發(fā)展歷程，第一階段的應用已經取得成功，離子電推進作為深空探測航天器主推進的優(yōu)勢得到充分體現(xiàn)。針對深空探測的新一代離子電推進研制在美國、日本和歐洲已經取得較大進展，有些已經列入深空探測實施計劃。在借鑒國外成功經驗的基礎上，結合我國深空探測規(guī)劃目標，及早開展更遠深空探測使離子電推進的研制勢在必行。

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[責任編輯：宋宏]

Application Scheme of Ion Electric Propulsion System for Main-Belt Asteroid Sample and Return Mission

YANG Fuquan1， ZHAO Yide1， LI Juan1， GENG Hai1， ZHANG Tianping1， ZHOU Haiyan2

(1.Lanzhou Institute of Physics， Lanzhou 730000， China； 2.Shanghai Institute of Satellite Engineering，Shanghai 210000， China)

Due to the ion electric propulsion high specific impulse feature， the launch weight of the spacecraft will be greatly reduced under the same payload to implement the orbit maneuver of an asteroid exploration. The application of ion electric propulsion in deep space exploration is investigated in this paper. On the basis of the successful experience of foreign countries and the analysis of the requirements of the task， the scheme and application strategy of the ion electric propulsion system are designed， and its thrust ，specific impulse， propellant weight and power are calculated for the main-belt asteroid exploring spacecraft to meet the present life level of ion thruster. The research results show that the developing ion thruster can meet the requirements of the main-belt asteroid exploration mission and have reference value for the design of the spacecraft．

asteroid exploring； spacecraft； sample and return mission； ion electric propulsion； application scheme

2015-01-16

2015-06-23

國防重點實驗室金項目(9140C550206130C55003)

V439

A

2095-7777(2015)02-0168-06

10.15982/j.issn.2095-7777.2015.02.011

楊福全(1969—)，男，高級工程師，主要研究方向：主要從事空間電推進技術研究。 通信地址：蘭州市城關區(qū)雁興路108號，蘭州空間技術物理研究所(730000)。 電話：(0931)4585956 E-mail:yfq51007@sina.com