王韻臣，陳昌亞

(上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109)

0 引言

隨著航天任務要求的提高，傳統(tǒng)化學推進方式雖然技術成熟，但其比沖小、攜帶燃料量大，存在有效載荷搭載能力不強、使用壽命較短等缺點。而電推進具有比沖高、綜合性能好的優(yōu)勢，因此發(fā)展電推進的需求日益強烈。使用高比沖的電推進方式可有效減少所需推進劑，減輕衛(wèi)星的承力結構質量，增加載重比(載荷與整星質量之比)，最終達到整星輕量化的目的[1-2]，為之后的“一箭雙星”發(fā)射奠定基礎。

國外靜止軌道衛(wèi)星平臺電推進應用的發(fā)展經歷了循序漸進、由易到難、逐步深入的過程。電推進的應用由位置保持向軌道轉移轉變，電推進的使用由化電雙模向全電推進方向發(fā)展[3-5]?；婋p模是指使用傳統(tǒng)的化學推進方式，快速到達衛(wèi)星的運行軌道，再使用電推進實行位置保持；全電推進則是在軌道轉移階段就使用電推進[6]。使用全電推進時，對霍爾推力器提出變模式的工作要求。軌道轉移時，大功率下輸出大推力、小比沖；軌道保持階段時，小功率下輸出小推力、高比沖，以滿足衛(wèi)星在不同階段的工作需要。

波音公司的BSS-702HP和BSS-702MP平臺配置2套完全冗余的離子電推進系統(tǒng)，具有變軌和動量輪卸載的備份功能。洛馬公司基于A2100M平臺研制的新一代“先進極高頻”(AEHF)軍用通信衛(wèi)星，采用5 kW級變模式霍爾電推進系統(tǒng)，執(zhí)行發(fā)射后的部分軌道提升和在軌位置保持任務，使有效載荷的質量提高了908 kg[7-8]。俄羅斯Fakel設計局研制的SPT-100霍爾推力器，目前已經形成一系列產品型譜，用于軌道保持任務，新型的SPT-140推力器可滿足軌道機動要求。Fakel設計局還計劃實現(xiàn)大功率、大推力霍爾電推進，用于軌道轉移任務[9-10]。2015年，SpaceX公司使用“獵鷹-9”火箭將2顆BSS-702SP衛(wèi)星平臺的全電推衛(wèi)星串聯(lián)發(fā)射。2012年發(fā)射的“實踐九號”衛(wèi)星已使用離子和霍爾推力器進行試驗?？梢妵鴥韧饩鶎㈦娡七M技術應用于衛(wèi)星上，且不局限于在軌的位置保持，會更多地應用在軌道轉移階段。

任務需求的提升對電推力器在功率和推力方面提出了更高的要求，也促進了變模式電推力器的發(fā)展。以霍爾推力器為例，在工作時，首先利用陰極內部的加熱絲對陰極發(fā)射體進行加熱，使其達到工作溫度后開始向外發(fā)射電子，從而產生推力。變模式霍爾電推力器則是基于同一套硬件系統(tǒng)，通過雙極化設計分離出電離級和加速級，或改變放電室的設計，可提高電源處理單元的輸出效率，實現(xiàn)不同模式的切換。有3種方式能改變功率大?。焊淖兎烹娏髀省⒄{節(jié)陽極電源和改變推力器磁場。國內科研機構研究出的具有在軌應用能力的電推進系統(tǒng)，為國內發(fā)展全電推進衛(wèi)星平臺奠定了基礎。

1 關鍵技術分析

根據國外使用全電推進軌道轉移技術的經驗來看，從地球同步轉移軌道(GTO)轉移到地球同步靜止軌道(GEO)需要近6個月的時間。在這段時間內，衛(wèi)星不能開展主任務的研究探測工作，但可開展輔助工作，如對太空環(huán)境進行探測等，讓星上某些單機進行工作，從而獲得更多效益。軌道轉移需要多次穿越范艾倫輻射帶，對衛(wèi)星自身的抗輻射能力要求較高，以目前的技術可滿足需求。

由于推力較小，電推力器的時間開機較長。2003年5月日本發(fā)射的“隼鳥號”航天器用4臺μ-10微波離子電推進系統(tǒng)在絲川完成了S類近地小行星的采樣返回任務。在整個飛行任務中離子電推進系統(tǒng)累計工作時間39 637 h，消耗氙氣47 kg，產生速度增量2.2 km/s，單臺推力器總計最長工作時間達到14 830 h，最多開關次數(shù)達到1 805次。目前，離子和霍爾推力器長壽命驗證取得了新突破。XIPS-13、NSTAR-30推力器壽命驗證達到30 000 h，NEXT推力器的壽命驗證已超過48 000 h，PPS-1350G推力器的壽命驗證達到10 000 h，BPT-4000推力器的壽命驗證預計超過20 000 h，LEEP-150推力器完成了3 000 h試驗。國內的離子、霍爾電推力器技術成熟度達到了6級以上，經歷了飛行演示驗證考核，能進行工程應用。

電推力器工作時會在航天器周圍的局部空間內產生人工羽流環(huán)境。羽流會對航天器產生多種危害，如撞擊、污染等，會造成航天器表面性能退化。針對這些負面效應，國外除了開展地面模擬試驗外，還開展了大量空間飛行試驗，如洛克希德·馬丁公司在商用衛(wèi)星上搭載了表面電位監(jiān)測儀等設備，實時監(jiān)測電推進器工作對衛(wèi)星表面電位的影響。國內也正在開展相關研究，結合地面模擬和空間試驗，進行電推進系統(tǒng)空間適應性研究[11]。

國內的“實踐-9A”、“實踐-9B”衛(wèi)星使用2種主流電推進技術，即霍爾電推進和離子電推進。這2種推進方式突破了電推進與整星的電磁兼容性設計驗證、羽流污染的分析和防護、故障的自主診斷和實時處理等關鍵技術，為后續(xù)衛(wèi)星向全電推進方向發(fā)展奠定了基礎。

2 軌道轉移模型建立

某通信衛(wèi)星將使用某GEO衛(wèi)星平臺。原平臺本體采用六面柱體結構，尺寸為Φ3 400 mm×2 095 mm，背地方向裝有490 N發(fā)動機，南、北面板安裝可伸展的太陽電池陣。

傳統(tǒng)化學推進衛(wèi)星平臺如圖1所示，平臺推進分系統(tǒng)有4只貯箱，最大裝填量達3 100 kg。由于自身攜帶燃料較重，導致衛(wèi)星載重比較低。將化學推進平臺改為全電推進平臺后，原有的4只貯箱被舍棄，極大地減輕了整星質量，同時優(yōu)化了承力結構設計，如圖2所示。

圖1 傳統(tǒng)化學推進衛(wèi)星平臺Fig.1 Traditional chemical propulsion satellite platform

圖2 全電推進衛(wèi)星平臺Fig.2 Integrated electric propulsion satellite platform

化學推進與全電推進衛(wèi)星平臺比較見表1。衛(wèi)星平臺改為全電推進后，若載荷不變，載重比將大幅提升。由于全電推進衛(wèi)星平臺在軌道轉移和位置保持階段需提供不同大小的推力，因此本文采用變模式霍爾電推力器，電推進系統(tǒng)的具體參數(shù)見表2。該電推進系統(tǒng)的推力能在90～300 mN之間連續(xù)調節(jié)。全電推進衛(wèi)星平臺功率分配見表3，帆板尺寸為2 m×3 m，裝配8塊帆板，總功率9 600 W，除去平臺功率，可提供載荷功率4 600 W。

表1 化學推進與全電推進衛(wèi)星平臺比較

表2 變模式電推力器工作模式

表3 全電推進衛(wèi)星平臺功率分配

若采用化學推進進行軌道轉移，應依據脈沖推力原理。在其作用前后，航天器的位置不發(fā)生變化，速度在瞬間改變Δv。速度增量Δv與消耗的燃料質量Δm滿足齊奧爾科夫斯基公式

(1)

式中：m0為變軌前航天器的質量；ue為有效排氣速度，等于發(fā)動機的真空比沖Isp與海平面引力加速度g0的乘積，即

ue=Ispg0

(2)

采用電推力器將衛(wèi)星由GTO向GEO轉移，并進行分析。衛(wèi)星初始軌道參數(shù)和目標軌道參數(shù)見表4。

表4 衛(wèi)星軌道轉移初始和目標軌道參數(shù)

衛(wèi)星在進行軌道轉移時，單個電推力器比沖為1 888 s，推力大小為300 mN，2臺推力器同時工作。軌道轉移任務需調整以下3個參數(shù)：半長軸、偏心率和傾角。由于電推進系統(tǒng)提供的推力加速度為10-3～10-5m/s2，與航天器自身受到的攝動加速度處于同一量級。因此，可將電推進加速度作為攝動加速度進行處理。本文采用高斯攝動方程作為軌道控制模型[12]，該模型成熟度高，可作為電推進系統(tǒng)軌道轉移的參考公式，形式如下：

(3)

Ei+1=M+esinEi

(4)

當|Ei+1-Ei|<ε，取E=Ei+1，ε為給定的精度，迭代的初值可取E1=M。設真近點角為f，有

(5)

定義控制推力角α為推力矢量在軌道面內投影與航天器地心矢徑垂線方向的夾角，推力矢量指向徑向為正；定義控制推力角β為推力矢量與軌道面的夾角，推力矢量指向角動量方向為正，則fr、ft、fn可表示為

(6)

3 仿真試驗及結果分析

3.1 仿真結果

根據式(1)，可計算出化學推進所需的燃料質量和軌道轉移時間。由表5可知，使用化學推進需要進行5次變軌，使用比沖為312 s、推力為490 N的推力器，所需的速度增量為1 835.3 m/s，共消耗燃料2 408.4 kg，飛行時間約為5.63 d。

對式(3)進行仿真，軌道轉移階段電推進系統(tǒng)在全弧段工作，結果如圖3所示。消耗推進劑528 kg，轉移時間約為188.7 d。

表5 化學推進軌道轉移所需燃料

圖3 變軌期間參數(shù)變化歷程Fig.3 Variation of parameters during orbit transfer

3.2 結果分析

使用全電推進實現(xiàn)從GTO至GEO的轉移，主要分為2個步驟：1)調整軌道傾角；2)調整軌道半長軸和軌道偏心率，以到達目標軌道。全電推進軌道轉移過程如圖4所示。電推力器共有4臺，其中兩兩備份，2臺推力器24 h開機并共同工作，以減少軌道轉移時間。結合圖3、4可知，前60 d以軌道傾角的變化為主，將其逐漸降低到0°，該時間段內，電推力器主要提供軌道法向上的分力。之后的轉移時間，電推力器提供軌道面內的分力，圓化軌道使偏心率降為0，并使半長軸與目標軌道參數(shù)吻合。

軌道轉移時間和推進劑預算見表6。由于化學推進比沖小，因此消耗的燃料遠多于電推進。除了軌道轉移階段，軌道保持階段也會消耗燃料，考慮到在軌壽命，使用化學推進燃料消耗量為3 100 kg，使用全電推進燃料消耗量為650 kg，相比減少2 450 kg。兩者所需的燃料種類不同，電推進系統(tǒng)所需要的燃料的是氙，電離后產生推力；而化學推進所需要的燃料是CH3N2H3和N2O4，氧化后產生推力。

表6 軌道轉移時間和推進劑預算

4 工程實現(xiàn)

本文的討論是國內某一成熟的變模式推力器，其最大功率為4 500 W，最大推力為300 mN。國內外正在研制更大功率的電推進系統(tǒng)，如：美國正在研制1～240 kW級的變模式霍爾推力器；國內預計到2 020年，可實現(xiàn)kW級霍爾電推進產品的批量化推廣應用。電推進系統(tǒng)技術的開發(fā)將會極大促進全電推進衛(wèi)星平臺的發(fā)展。

全電推進衛(wèi)星平臺可使用“一箭雙星”進行發(fā)射，能降低發(fā)射成本，但也存在一些問題。與單星發(fā)射相比，雙星發(fā)射質心更高，剛度與單星相比有所降低，動力學特性更難滿足。在設計全電推進衛(wèi)星時，不僅單顆衛(wèi)星動力學特性要滿足發(fā)射工況，雙星串聯(lián)發(fā)射時總體也得滿足發(fā)射工況。通過Patran/Nastran仿真建模，保留原六邊形構型，優(yōu)化蜂窩夾層板結構，使其質量更輕，結構更剛強，從而設計出滿足“一箭雙星”發(fā)射要求的全電推進衛(wèi)星。

以基于BSS-702SP平臺研制的ABS-3 A衛(wèi)星為例，該衛(wèi)星以“一箭雙星”方式成功發(fā)射，發(fā)射費用為6 500萬美元，低于“阿里安娜-5”火箭(約1億美元)和“質子號”火箭(約8 000萬美元)。ABS-3A衛(wèi)星裝載了若干個C頻段和Ku頻段的轉發(fā)器，單星造價約1億美元，每顆衛(wèi)星的火箭發(fā)射費用3 250萬美元，分攤至每路轉發(fā)器僅為300萬美元(考慮研制和發(fā)射成本等折合后的價格)，遠低于目前國際市場上每路轉發(fā)器500萬美元的平均價格，競爭優(yōu)勢明顯。

全電推進還可延長衛(wèi)星壽命。采用電推進進行軌道位置保持和姿態(tài)控制，平均每年氙氣的消耗量約為7 kg，而化學推進每年推進劑的消耗量約為55 kg。若攜帶與化學推進相同的推進劑量，可增加衛(wèi)星在軌服務壽命。

與化學推進相比，使用全電推進會導致轉移時間明顯變長，轉移期間，星上主要載荷不開機，因此不能產生收益，但是可以安排一些搭載試驗，以降低轉移成本。在軌道轉移階段，軌道傾角、偏心率和半長軸先后改變，今后也可改進方法，將傾角、偏心率和半長軸同時改變從而節(jié)約轉移時間，使衛(wèi)星盡快入軌。

使用全電推進會使衛(wèi)星軌道的轉移時間變長，對電池性能要求變高。因此在軌道轉移時，要控制衛(wèi)星帆板進行微轉動，及時調姿使其始終對日。轉移時間變長，也將使衛(wèi)星多次穿越范艾倫輻射帶，對抗電離輻射要求變高，在衛(wèi)星外表面要包裹更厚的防電離層。

由于不使用化學推進，衛(wèi)星結構質量減輕。在平臺質量降低，載荷不變的前提下，衛(wèi)星總質量從5 300 kg降為2 700 kg。國內某運載火箭的地球同步轉移軌道運載能力為5.5 t，改進之后，能實現(xiàn)“一箭雙星”發(fā)射。與BSS-702SP平臺使用的“自串聯(lián)”方式不同，可采用“內支撐”的方式進行發(fā)射?！耙患p星”構型如圖5所示。

圖5 “一箭雙星”構型簡圖Fig.5 Configuration of “dual satellites in one launch”

5 結束語

以某GEO衛(wèi)星平臺為例，將化學推進改進為全電推進有以下幾點優(yōu)勢：1)攜帶燃料質量減少，由3 000 kg降為650 kg，若載荷不變，則衛(wèi)星載重比上升，搭載效率提高；2)整星質量減輕，由5 300 kg降為2 700 kg，對衛(wèi)星的承力要求變低，通過拓撲優(yōu)化和尺寸優(yōu)化能對衛(wèi)星結構進行改進；3)能使用“一箭雙星”進行發(fā)射，節(jié)省發(fā)射費用，但同時也帶來轉移時間變長，衛(wèi)星需反復穿越范艾倫輻射帶的問題，對抗輻射能力提出了更高要求。

在國外已成功發(fā)射了多顆全電推進通信衛(wèi)星的大背景下，我國開展全電推進衛(wèi)星研究是非常迫切的，不僅是通信衛(wèi)星，遙感和氣象衛(wèi)星也可使用電推進技術。在平臺研制之初，電推進技術尚不成熟，如今電推進技術發(fā)展迅猛，可對該平臺進行一定優(yōu)化設計。當然，全電推進衛(wèi)星對電推力器技術要求較高，且羽流效應也一直存在，這都是今后所需要解決的問題。