孫小菁，張?zhí)炱?，王小永，王　亮，劉明?/p>

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州　730000）

電推進技術在全電推進衛(wèi)星平臺的應用研究

孫小菁，張?zhí)炱?，王小永，王亮，劉明?/p>

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州730000）

全電推進衛(wèi)星平臺能夠大幅度降低衛(wèi)星平臺的推進劑需求量，并帶來包括減輕衛(wèi)星發(fā)射重量、提高衛(wèi)星有效載荷能力、延長衛(wèi)星服役壽命等方面的經濟效益。通過調研全電推進衛(wèi)星平臺的進展情況，梳理了全電推進衛(wèi)星平臺對電推進的任務需求，設計了全電推進系統(tǒng)方案及應用模式，經過分析計算，衛(wèi)星發(fā)射重量在2 000～3 000 kg之間，在半年之內完成衛(wèi)星軌道轉移，需要單臺推力器推力達到200～300 mN，選擇適當?shù)能壍啦呗?，全電推進系統(tǒng)是可以滿足任務需求的。

電推進技術；全電推進衛(wèi)星平臺；應用

0　引言

電推進相對于化學推進具有高比沖的突出優(yōu)勢，可大幅降低衛(wèi)星推進劑攜帶量，從而提高衛(wèi)星有效載荷比、延長在軌壽命和降低發(fā)射重量［1-2］。美國波音公司研制了采用氙離子電推進代替化學推進將衛(wèi)星從轉移軌道推進到靜止軌道位置，并完成位置保持等推進任務的全電推進衛(wèi)星平臺BSS-702SP，全電推進通信衛(wèi)星消耗的推進劑僅為化學推進消耗推進劑的十分之一，原本發(fā)射質量為4 000 kg的衛(wèi)星，發(fā)射質量將降低到2 000 kg以下，這將能夠實現(xiàn)“一箭雙星”發(fā)射，在不影響衛(wèi)星通信能力和性能的前提下，發(fā)射費用減少5 000～6 000萬美元。憑借顯著的經濟效益和社會效益，該平臺成為目前世界上具有最高性價比和競爭力的通信衛(wèi)星平臺。世界各國紛紛將目光轉向全電推進衛(wèi)星平臺，擬定全電推進衛(wèi)星平臺研制計劃，以占據未來商用通信衛(wèi)星市場。

文章介紹了全電推進衛(wèi)星平臺的進展情況，分析了全電推進衛(wèi)星平臺的任務需求，介紹了全電推進系統(tǒng)方案及應用模式，最后分析了全電推進平臺對電推進的主要性能需求。

1　全電推進衛(wèi)星平臺進展情況

從國外高軌衛(wèi)星平臺電推進應用的發(fā)展歷程來看，電推進系統(tǒng)在衛(wèi)星上的應用經歷了循序漸進、由易到難、逐步深入的過程，可以分為位置保持、位保+部分軌道轉移、位保+軌道轉移等三個階段。第三個階段完全應用電推進代替化學推進完成在軌推進任務，具有這種功能的平臺稱之為全電推進平臺。目前，國際上已開發(fā)的全電推進衛(wèi)星平臺有BSS-702SP平臺、ESA及德國OHB公司的Electra平臺。

波音公司在2010年之前就設計開發(fā)的中小型全電推進通信衛(wèi)星平臺BSS-702SP衛(wèi)星平臺［3-4］，是世界上首個全電推進平臺。BSS-702SP平臺本體尺寸為1.8 m×1.9 m×3.5 m，發(fā)射重量不超過2 000 kg，氙氣加注量可達400 kg，可承載500 kg有效載荷（51路轉發(fā)器），3～8 kW有效載荷功率，衛(wèi)星壽命15年。BSS-702SP平臺采用四臺XIPS-25離子推力器，單臺推力器推力最大可達到165 mN，比沖3 500 s，功率4.5 kW，變軌時需要兩臺離子推力器同時工作。BSS-702SP平臺通過采用電推進技術大大減輕了衛(wèi)星的發(fā)射質量，因此可采用一箭雙星發(fā)射，從而大幅節(jié)省發(fā)射成本，該平臺在不影響衛(wèi)星通信能力和性能的前提下，發(fā)射費用減少了5 000～6 000萬美元。目前，該衛(wèi)星平臺已訂購了7顆衛(wèi)星。2012年3月，波音公司宣布獲得亞洲廣播衛(wèi)星公司（ABS）和墨西哥衛(wèi)星公司（Satmex）的4顆衛(wèi)星研制合同。4顆衛(wèi)星采取一箭雙星發(fā)射，ABS-3A衛(wèi)星和Satmex 7衛(wèi)星計劃于2015年初采用獵鷹9火箭一箭雙星方式發(fā)射，目前已完成關鍵設計評審（CDR）；ABS-2A衛(wèi)星和Satmex 9衛(wèi)星計劃于2015年第四季度采用獵鷹9火箭一箭雙星方式發(fā)射；另外，美國政府采購了3顆衛(wèi)星。

2013年10月，ESA及德國OHB公司與全球第二大衛(wèi)星運營商SES公司（盧森堡歐洲衛(wèi)星公司）簽訂協(xié)議，聯(lián)合開發(fā)歐洲第一個全電推衛(wèi)星平臺—Electra平臺［5-7］，首顆衛(wèi)星將是一顆SES公司的衛(wèi)星，計劃在2018年發(fā)射。

Electra平臺基于德國OHB公司正在研制中的SGEO（準同步地球軌道衛(wèi)星）平臺進行開發(fā)，SES公司負責Electra整個項目，瑞典OHB公司負責提供電推進系統(tǒng)。該平臺可以滿足起飛重量為2 000～3 000 kg的衛(wèi)星應用需求，根據變軌策略的不同，軌道轉移加速度在2.2～3.5 km之間，選擇適當?shù)淖冘壊呗钥梢允棺冘壷芷谠诎肽曛畠?。如圖1所示，其初步考慮配置六臺電推力器，其中兩臺用于變軌，另四臺主要用于在軌位保等任務。目前計劃選擇的電推進系統(tǒng)包括T6離子電推進和PPS-5000霍爾電推進，其中前者基于ESA水星探測器的研制和應用，產品成熟度更高。

圖1　Electra平臺衛(wèi)星構型和推力器工作指向圖

另外，美國洛馬公司、Astrium公司、美國勞拉公司等相繼提出全電推進通信衛(wèi)星平臺的研制計劃。

2　全電推進衛(wèi)星平臺任務需求

全電推平臺電推進的任務包括：軌道轉移階段完成衛(wèi)星平臺由轉移軌道GTO或小傾角的超同步轉移軌道至地球靜止軌道GEO變軌及壽命期內的南北位置保持、東西位置保持和動量卸載任務。

由于電推進產生的推力很小，如果衛(wèi)星的發(fā)射重量太大，變軌時間會很長，會對變軌期間的運行管理和衛(wèi)星的抗輻射能力提出嚴峻的考驗。根據國外全電推進衛(wèi)星平臺的論證，衛(wèi)星發(fā)射重量一般為2 000～3 000 kg，電推進系統(tǒng)在6～10個月內完成衛(wèi)星軌道轉移（考慮軌道轉移速度增量為2 200～3 000 m/s，軌道轉移策略非常復雜，可以從SGTO軌道轉移到GEO軌道，可以從GTO軌道轉移到GEO軌道，也可以從SSTO軌道轉移到GEO軌道，轉移策略與速度增量、轉移周期、消耗的推進劑都直接相關［6］），并完成15年全壽命周期內的南北位置保持、東西位置保持及卸軌等任務。其中各個任務階段的速度增量需求如表1所列。

表1　各個任務階段的速度增量需求

3　電推進系統(tǒng)方案及應用模式

3.1電推進系統(tǒng)組成方案

電推進系統(tǒng)方案的設計通常受到整星布局、任務執(zhí)行策略、系統(tǒng)各單機技術水平等諸多因素的影響，借鑒國外成熟GEO通信衛(wèi)星電推進系統(tǒng)配置及全電推進系統(tǒng)配置的經驗，配置四臺推力器是較成熟的方案。在軌道轉移階段兩臺推力器同時工作，另外兩臺推力器備份，該方案是較優(yōu)的方案，考慮了衛(wèi)星質量、預期壽命及推力器的壽命、可靠性等因素；另外也可以考慮軌道轉移階段三臺或四臺推力器同時工作，可以減小單臺推力器需要提供的推力，但在可靠性方面存在不足。完整的電推進系統(tǒng)組成包括：四臺推力器及其矢量調節(jié)機構、四臺電源處理單元（含推力器切換單元）、兩個氣瓶、單套調壓單元、四個流量控制單元及單套控制單元，電推進系統(tǒng)組成如圖2所示。

圖2　電推進系統(tǒng)組成

3.2電推進系統(tǒng)應用模式

電推進系統(tǒng)在軌道轉移階段及位置保持階段應設有大小推力兩種模式。軌道轉移階段，兩臺推力器和兩臺PPU同時工作，也可考慮四臺（三臺）推力器和四臺（三臺）PPU同時工作。該階段在大推力工作模式下點火。

位置保持階段，每次只有單臺推力器點火，兩臺推力器和兩臺PPU組合工作，分別完成南北和東西位置保持，該階段在小推力工作模式下點火。

最后卸軌由單臺推力器工作完成，采用小推力點火模式。

4　對電推進主要性能需求分析

4.1推力需求分析

根據第2節(jié)全電推進平臺的任務需求，若考慮電推進系統(tǒng)工作占空比為67%，推力器自身效率為65%，推力效率為0.97。針對不同的衛(wèi)星發(fā)射重量及轉移軌道周期，按照式（1）對軌道轉移階段需要電推進提供的推力作近似計算：

式中：m0為變軌前衛(wèi)星重量；m1為變軌后衛(wèi)星重量。

表2、表3分別給出了在軌道轉移速度增量為2 200 m/s和3 000 m/s的情況下電推進系統(tǒng)需要達到的總推力及單臺推力器需要達到的推力值。

若軌道轉移速度增量滿足下限2 200 m/s，則電推進系統(tǒng)需要提供的總推力在254～634 mN。若考慮兩臺推力器同時工作，則單臺推力器需要提供的推力在127～317 mN范圍；若考慮四臺推力器同時工作，則單臺推力器需要提供的推力在64～159 mN。若軌道轉移速度增量滿足上限3 000 m/s，衛(wèi)星發(fā)射重量為2 000～3 000 kg，軌道轉移周期為6～10個月，則電推進系統(tǒng)需要提供的總推力在346～864 mN。若考慮兩臺推力器同時工作，則單臺推力器需要提供的推力在173～432 mN；若考慮四臺推力器同時工作，則單臺推力器需要提供的推力在87～216 mN。

在位置保持階段，每次只需單臺推力器工作，推力達到80 mN，就完全能夠滿足應用需求。

表2　軌道轉移推力器要滿足的推力需求（速度增量為2 200 m/s）

表3　軌道轉移推力器要滿足的推力需求（速度增量為3 000 m/s）

4.2功率需求分析

考慮到比沖越高功率需求越高及高比沖帶來的推力器和電源處理單元設計制造技術難度增加的實際問題，并參考國外經驗，認為選擇推力器比沖為3 500 s比較合適，按照式（2）計算得到推力器上消耗的功率。

式中：P為功率；F為推力；Is表示比沖；η為推力器效率。

假設電源處理單元的效率為92%，考慮控制單元、推力器切換單元及矢量調節(jié)機構消耗功率不大于130 W，不同條件下軌道轉移階段電推進系統(tǒng)功率消耗情況如表4所列。位置保持階段電推進系統(tǒng)消耗功率為2 425 W。從表4可看出，在軌道轉移階段電推進系統(tǒng)消耗的功率達到7 415～24 908 W。如果軌道轉移速度增量為3 000 m/s，衛(wèi)星發(fā)射質量為3 000 kg，轉移周期為6個月，則電推進系統(tǒng)消耗的功率接近25 kW，功率消耗很大，相對于目前已有的衛(wèi)星平臺功率需求水平有了很大的提升。

表4　電推進系統(tǒng)功率消耗情況

4.3推進劑需求分析

考慮推力器有效推力（效率）在軌道轉移階段為90%，在位置保持階段為55%，卸軌階段為90%，根據不同的速度增量、不同的衛(wèi)星發(fā)射重量，根據式（3）火箭方程：

計算得到不同任務階段推進劑消耗需求，如表5所列。

表5　推進劑需求預算表

4.4工作壽命需求

根據衛(wèi)星質量、需要滿足的速度增量、推力器推力及推力效率等對不同任務階段電推進的工作時間按式（4）進行簡化預算：

式中：Δti是某任務階段需要的電推進工作時間；mi0和mif是該任務階段的始末質量；Δv是該階段所需速度增量；Fi是推力器推力；ηi是推力效率。

表6給出不同條件下，在不同的階段推力器的推進時間。（按照位保及卸軌階段單臺推力器推力為80 mN計算）。

表6　推力器推進時間

單臺推力器最長工作壽命為8 180～12 751 h，按照1.5倍安全裕度考慮，單臺推力器工作壽命要求為12 270～19 127 h。

5　結束語

針對全電推進衛(wèi)星平臺的任務需求，提出了全電推進系統(tǒng)方案及應用模式，分析了全電推進衛(wèi)星平臺對電推進主要的性能需求，衛(wèi)星發(fā)射重量在2 000～3 000 kg之間，如果選擇適當?shù)能壍啦呗裕梢詫崿F(xiàn)推力器推力達到200～300 mN時，保證在半年之內完成全電推進衛(wèi)星軌道轉移，全電推進是行之有效的。

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

［2］黃良甫.電推進系統(tǒng)發(fā)展概況與趨勢［J］.真空與低溫，2005，11（1）：1-8.

［3］702SP Spacecraft.Boeing Defense space&Security［EB/OL］. http//:www.boeing.com，2014.

［4］Gonzalez J A.European Space Agency Activities in Electric Propulsion.Presented at the 33rd International［C］//Electric PropulsionConference，2013.

［5］Gonzalez J，Saccoccia G.ESA Electric Propulsion activities［C］//In 32nd International Electric Propulsion Conference，2011.

［6］Rathsman P.Electre-The Implementation of all-electric propulsion on a geostationary satellite［C］//64th International AstronauticalCongress，2013.

［7］RezuginaE，DemaireA.AllEPPlatform：MissionDesignChallenges andSubsystem Design Opportunities［C］//33rd InternationalElectricPropulsionConference，2013.

THE RESEARCH OF ELECTRIC PROPULSION’S APPLICATION OF ELECTRIC PROPULSION SATELLITE PLATFORM

SUN Xiao-jing，ZHANG Tian-ping，WANG Xiao-yong，WANG Liang，LIU Ming-zheng
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Space Technology and Physics，Lanzhou730000，China）

All electric propulsion satellite platform can reduce the demand for propellant，it will Bring economic benefits on reducing the satellite launch weight，improving the ability of the satellite payload，prolonging the service life of satellite.This paper studied the progress of all electric propulsion satellite platform，combed the requirements of electric propulsion’s mission for all electric propulsion satellite platform，designed the scheme of electric propulsion system and application mode.By analyzing and calculating，if the satellite launch weight between 2 000～3 000 kg，and completed orbit transfer within half a year，the single thruster need output thrust between 200～300 mN.So selected the appropriate strategy，all electric propulsion system can meet the demand of the mission.

electric propulsion technology；all electric propulsion satellite platform；application

V439

A

1006-7086（2015）01-0006-05

10.3969/j.issn.1006-7086.2015.01.002

2014-08-27

孫小菁（1982-），女，甘肅省蘭州市人，工程師，主要從事空間電推進技術研究。E-mail：xjsuncosa@163.com。