月球探測器推進系統展望

于杭健 許映喬 （北京空間飛行器總體設計部）

月球探測器推進系統展望

于杭健 許映喬 （北京空間飛行器總體設計部）

Development of Lunar Probe Propulsion System

推進系統作為月球探測器的關鍵分系統，為探測器在軌任務各階段提供軌道機動的速度增量，為探測器姿態調整提供控制力矩，為月球軟著陸時探測器懸停、避障和月球軌道交會對接提供所需的平移推力。推進系統能否正常、可靠地工作，對探測器任務的成敗起到至關重要的作用。此外，推進系統性能的優劣決定了探測器攜帶的有效載荷比例，具有巨大的科學和工程價值。

1 月球探測器推進系統發展歷程及現狀

目前，全球共進行了100多次月球探測活動。其中蘇聯、美國自20世紀50年代就圍繞月球探測在空間科學和技術方面展開了競賽，先后發射了多個月球探測器。1959年發射的月球－1（Luna－1）是世界上第一個飛越月球的探測器，也是第一個進入日心軌道的航天器；1966年發射的月球－9是世界上第一個實現軟著陸的探測器；1970年發射的月球－16成功實現了第一次月球樣品無人采樣返回。美國在月球探測方面起步很早，開展了60余次月球無人探測及載人登月探測?！鞍⒉_”（Apollo）載人月球探測計劃是迄今為止人類對月球進行的最為宏偉的探測活動。此外，歐洲航天局（ESA）、日本、印度以及我國也開展了月球探測活動。

國外月球探測器推進系統

（1）美國“勘測者”月球探測器

美國于1966年5月－1968年1月發射了7個“勘測者”（Surveyor）探測器，任務目標為開發和驗證月面軟著陸技術，獲取月球表面的近距離照片，勘測月面地貌，為“阿波羅”載人飛船在月球表面著陸提供數據。

“勘測者”推進系統指標

勘測者－1推進系統由冷氣推力器、固體火箭發動機和液體輔助推進系統組成。探測器裝有2種制動火箭，一種為推力40kN的大推力火箭，主要用于近月制動和探測器月球離軌；另一種是安裝在主制動發動機周圍的3臺小型機動發動機，每臺發動機推力為130～460N，用于軌道中途修正和著陸器著陸過程中姿態控制。

（2）美國“阿波羅”載人登月飛船

“阿波羅”飛船由指令艙、服務艙和登月艙組成。指令艙是飛船控制中心；服務艙用于軌道轉移和變軌機動；登月艙由下降艙和上升艙組成，下降艙具有減速機動的能力，月面任務完成后，上升艙上升進入月球軌道。3個艙段均采用了液體雙組元反作用控制推進系統。

指令艙推進系統具有2個獨立的推進系統，每個推進系統包含6臺414N發動機（滾動4臺、偏航4臺、俯仰4臺），可分別進行3個方向的控制，2個推進系統可交叉供應推進劑。服務艙推進系統包括主推進系統和反作用控制推進系統：主推進系統可提供97.5kN推力；反作用控制推進系統由4個發動機機組組成，共16臺發動機，推力為455N。

登月艙的下降級發動機為氦氣擠壓式供應系統，采用變推力發動機，能在10%～100%的推力范圍內（4655～44737N）調節推力，比沖298～305s，混合比1.6，燃燒室壓力0.103～1.03MPa?！鞍⒉_”登月艙下降級發動機強大的變推力能力，對確定合適的著陸點是至關重要的。

登月艙上升級發動機采用氦氣擠壓式RS－18液體火箭發動機，它可提供15.9kN推力，推進劑為N2O4和混肼－50，啟動次數35次。為提高發動機的工作可靠性，系統上大量采用雙重和四重的冗余布置，推進劑閥門組件采用串聯并聯備份形式。

（3）蘇聯“月球”系列探測器

“月球”系列探測器是蘇聯1963－1972年實施的無人月球探測器計劃。月球－15～24軟著陸探測器推進系統均采用泵壓式液體火箭發動機；月球－4～14采用KTDU－5A型泵壓式液體火箭發動機，額定推力45.5kN；月球－15～24下降級發動機采用KTDU－417型泵壓式液體火箭發動機，額定推力7.35～18.92kN，推力室壓力8.3MPa，比沖315s，工作時間650s。需要取樣返回的月球－16、20和24上升級發動機采用KRD－61型泵壓式液體火箭發動機，額定推力18.8kN。

在推進系統設計上，蘇聯月球著陸器下降和上升動力系統均采用了雙重冗余。備份發動機以雙噴管方式，對稱布置在主發動機的兩側，當主發動機出現故障時，啟動備份發動機以保障任務的完成，大大提高了可靠性和安全性。主發動機為變推力發動機，采用泵壓式推進劑供應方案，推力調節范圍25N～3kN，比沖315s，發動機啟動次數可達12次，實際飛行啟動次數為2次。該動力系統性能高，具有實際載人月球探測任務的能力。

蘇聯載人著陸器發動機性能

“嫦娥”探測器推進系統性能指標

我國月球探測器推進系統

目前，我國已發射4個探測器：嫦娥－1～3和5試驗器。完成了繞月、落月及巡視任務，后續的嫦娥－5任務將完成采樣返回任務。

嫦娥－1推進系統為整星提供調相軌道段、地月轉移軌道段和環月軌道段的軌控推力及姿態調整力矩。探測器推進系統為雙組元推進系統，由氦氣增壓系統和管路輸送系統組成。氦氣增壓系統在490N發動機進行變軌時為貯箱提供恒定的壓力，該階段推進系統采用恒壓工作模式，保證490N發動機在變軌時獲得穩定的推力，保持在高比沖狀態。12臺10N推力器作為姿態和軌道控制系統的執行部件，490N發動機作為調相軌道段、地月轉移軌道段和環月軌道段軌道調整的推力裝置。

相比嫦娥－1推進系統，嫦娥－2推進系統根據環月工作過程中再次啟動490N發動機實施軌道控制的任務要求，作了兩方面變化：在高壓自鎖閥前增加氣體過濾器，在減壓閥和2個單向閥之間增加了2個溫度遙測點。

嫦娥－3推進系統是月球軟著陸探測任務成敗的關鍵，它不僅為地月轉移軌道提供中途修正速度增量，而且為月球捕獲減速提供動力，為著陸器軟著陸提供推力，為探測器姿態控制提供力矩。推進系統由貯箱、氣瓶、姿控推力器、軌控發動機、推進配電盒、推進線路盒、過濾器、傳感器、閥門和管路等組成。推進系統采用綠色四氧化二氮（MON－1）/ MMH恒壓擠壓式雙組元推進系統，增壓氣體為氦，貯存在2只100L、35MPa復合材料氣瓶內，貯箱為4只相同的金屬膜片式貯箱，2只貯存氧化劑、2只貯存燃料。軌控發動機采用1臺7500N變推力發動機，配置16臺150N和12臺10N推力器，這28臺推力器負責探測器的姿態控制，按推力器功能、安裝部位、數量分為完全相同的2組，當某一組推力器故障時，可切換到另一組，具有一定的姿控重組能力。

嫦娥－5試驗器推進系統設計方案與嫦娥－2相同。

小結

從各國月球探測的經歷看，可獲得以下結論：

1）探測器多采用雙組元推進系統完成姿軌控制，部分探測器采用冷氣推力器完成姿態控制；

2）為滿足月面軟著陸及后續載人登月需求，軌控發動機普遍考慮了變推力的方案；

3）各國月球探測器在可靠性和冗余方面做了諸多考慮，個別方案主發動機考慮了備份方案；

4）對于月球軟著陸及載人登月，仍然依靠傳統的化學推進，亟需更加先進的推進技術提高推進系統效率。

2 先進的推進技術

電推進

電推進是利用太陽電池帆板產生的電能，加熱、離解、加速推進劑，使其形成高速射流，產生推力的技術。按加速工質的原理，電推進可分為電熱式、靜電式和電磁式3種類型。

1）電熱式，利用電能加熱推進劑（通常為肼），增加焓值，從而獲得較高的比沖；

2）靜電式，選用電離勢較低的推進劑，經電離后在靜電場中加速，其比沖是電推進系統中最高的；

3）電磁式，電擊穿推進劑產生等離子體，等離子體在電場力和磁場力的綜合作用下加速，通常比沖高于電熱推力器而低于靜電推力器。

當前，美國、俄羅斯等國家已在軌成功應用且比較主流的是霍爾推力器和離子推力器。

我國在電推進系統的研究方面起步較晚，目前尚處于快速發展階段。實踐－9衛星成功搭載了1套氙離子推進系統和1套霍爾推進系統。高軌公用衛星平臺東方紅－4增強型已將20cm離子發動機電推進系統作為了標準配置，通信衛星平臺東方紅－3B已經確立將200mm離子電推力器－200（LIPS－200）作為平臺的可選配置。

核推進

核推進技術是將核能轉化為動能的推進技術。目前主流的核推進技術是核熱推進與核電推進。

核熱推進是利用核裂變產生熱能，將工質加熱到很高的溫度，然后通過收縮擴張噴管加速到超音流而產生推力的發動機系統。核熱推進技術具有推力大、比沖高和可多次啟動等優點。

核電推進是將核反應堆裂變能轉換成電能為電推進系統供電，然后由電推進系統產生推力。目前，美國和俄羅斯也在開發推進與發電兩用的空間核反應堆動力系統。相對核熱或化學類型的大推力、低效率推進，核電推進為小推力、高比沖推進，核反應堆、放射性同位素發電機的高功率密度特性和電推進的高效率特性組合，使得核電推進應用于星際距離任務具有顯著優勢。

核熱推進代表了未來空間推進技術領域的制高點，是必然的發展方向，它的發展必將引領空間探索領域質的跨越。對于核電推進技術，國外已經有放射性同位素、裂變反應堆核電推進系統的飛行試驗和應用。

先進化學推進

探測器的可靠性和性能，在很大程度上取決于所采用的推進劑。絕大多數探測器的雙組元推進系統采用可貯存推進劑。選擇推進劑的重要原則是其比沖、工作溫度、密度、點火特性和冷卻性能。

其中，N2O4/MMH推進劑組合比沖高，且燃燒溫度低，是較好的也是目前常見的推進劑組合。為了尋找比沖更高的組合，對多種推進劑進行了計算。

激光束流能推進

激光束流能推進是利用反沖作用來實現的。激光束流能推進中利用的是激光束輻照靶面產生超音速噴射的等離子體，其具體過程是：將強激光束聚焦于飛行器的靶材上，激光能量由靶材吸收，當靶材被加熱到數千以至上萬攝氏度的高溫時，靶材開始熔融甚至氣化，氣化的靶物質及靶表面的氣體進一步吸收激光能量并被電離形成離子體區。該高溫、高壓等離子體膨脹形成激光支持的爆轟波，從而對靶產生沖量作用，這需要建立相應的空間加速源。

不同雙組元推進劑比沖

常規推進劑特性

太陽帆推進

太陽帆（Solar Sail）是最早提出的“空間帆”概念，它是一種無推進劑的推進技術。太陽帆推進是通過太陽風光子的“光壓”作用在非常薄、輕的帆上反射而產生推力。

太陽帆推進可使一些過去未考慮實施的任務變為可能，如沿非開普勒軌道繞地球或太陽運行，或者完成太陽系內部星體采樣返回任務。而且，高速度增量可完成快速接近外行星任務和星際起源任務。太陽帆推進技術使得結構設計簡單，沒有空間環境問題。作為低密度太陽帆，要求帆的密度小于1g/m2，這對帆材料的性能提出了很高的要求。理想的反射器性能指標為9.0μN/m2。

3 月球探測器推進系統發展趨勢及設想

高性能、高可靠雙組元推進系統

從美國、蘇聯/俄羅斯等國外月球探測器以及我國“嫦娥”月球探測器來看，雙組元推進系統依然是被廣泛應用的推進系統。相比冷氣、單組元推進系統，雙組元推進系統比沖更高，這就意味著在總沖量相同的情況下，雙組元推進劑用量更少。此外，雙組元推進系統入軌精度高，脈沖重復性好，環境適應能力強。雙組元推進系統也是目前我國月球探測器一直選用的推進系統。

然而，隨著空間科學技術的發展，系統總體對推進系統性能、質量等指標提出了更高要求。因此，高性能和高可靠的雙組元推進系統是近期應用的必然趨勢。

（1）性能指標

眾所周知，雙組元推進系統是通過2種組元推進劑混合燃燒獲得所需的推力。2種已定推進劑組元燃燒效率的高低取決于這2種組元的混合比，因此混合比精度的控制對推進系統的性能來說至關重要?；旌媳染瓤刂撇坏轿粫е乱环N推進劑過剩，增加系統無效的“死重”，降低了探測器系統的效率。通過更加嚴格的壓力及流阻設計和控制，以及地面冷流流阻調試，可以提高混合比控制精度。

此外，通過提高單機性能指標，可以達到提升系統指標的目的。例如，發動機采用更耐熱的涂層設計，達到提高發動機燃燒室溫度和壓力的目的。

再者，通過尋求比目前常見的N2O4和MMH比沖更高的推進劑組合，發現N2O4和B5H9雙元液體推進劑比沖性能比N2O4和MMH比沖高約19.3s。

（2）減輕質量設計

月球探測器的減輕質量設計一直是科研工作者追逐的目標。設計師希望盡量減輕推進系統的質量，以便增加有效載荷的比例。雙組元推進系統可以通過3個方面達到減輕質量的目的：

1）優化系統設計，采用集成化模塊。將系統中閥門或者控制器集成化處理，優化布局。例如，將系統中自鎖閥或者控制線路進行模塊化。

2）優化單機設計，提高單機產品可靠性。對單機設計進行改進，應用先進科技，強化仿真及試驗驗證，通過提高單機產品可靠性，適當優化系統冗余設計。例如，通過提高減壓閥產品可靠性，減少系統減壓閥冗余設計。

3）選用新材料，使用新工藝。對推進系統的關鍵部件（氣瓶、貯箱、發動機等）進行新材料、新工藝研究。例如，采用新纖維材料進行氣瓶鋁本體纏繞，增加強度。

電推進系統

由于傳統的化學推進劑化學反應的比能量低，未來發展存在一定的限制，即使推進系統采用最高性能的氫氧推進劑混合，其理論最高比沖僅為500s。自20世紀90年代以來，電推進在國外的深空探測器上已經開始應用，并呈逐年增加趨勢。美國光譜航天公司（Spectrum Astro）的深空－1（Deep Space－1）探測器，日本的“隼鳥”（Hayabusa）小行星探測器，ESA的智慧－1（SMART－1）月球探測器，美國的“黎明”（DAWN）小行星探測器，均采用了電推進系統。

電推進的應用將成為后續月球探測器的一種選擇，尤其隨著我國霍爾推力器及離子推力器技術水平的提高，電推進的應用只是時間問題，對于月球探測器電推進應用過程中需考慮的關鍵技術有：

1）大發射電流變比空心陰極。月球探測電推進需多模式工作，調節比大，這就要求空心陰極具備大發射電流變比能力，需要對空心陰極發射體、推進劑流道、結構設計和熱設計進行研究。

2）高電壓、大功率電源。電推進需要高電壓、大功率電源的支撐，離子推力器柵極電壓高達1100V，高電壓、大功率的需求對電源拓撲結構設計、效率優化，以及高電壓、大功率器件提出了需求。

3）長壽命、高可靠空心陰極。月球探測的大速度增量對推力器長壽命提出了較高要求，無論霍爾推力器還是離子推力器，點火和羽流中和均需要空心陰極，空心陰極是電推力器的可靠性和壽命的決定因素之一。

4）羽流的影響。離子電推進系統工作過程中，羽流對探測器的污染和離子濺射，羽流對探測器表面電位的影響，以及對射頻通信的影響，都是實際應用中需要考慮的問題。

雙模式、混合推進系統

雙模式推進系統是雙組元和單組元系統優化組合形成的。軌控采用雙組元發動機，姿控采用單組元發動機，充分利用了雙組元大推力發動機比沖高和單組元推力器脈沖沖量小、控制精度高等優點。雙模式推進系統已經成功應用于亞洲衛星－2（AsiaSat－2）等衛星上。針對我國月球探測器可以考慮利用雙模式的優點，對于推進劑分配與控制、大推力軌控發動機研制等技術難點，開展關鍵技術攻關。

混合推進系統顧名思義是幾類推進系統的混合，美國的“勘測者”月球探測器便是一種混合推進系統，其結合了雙組元與冷氣推進系統。采用泵供給式N2O4/N2H4雙組元液體遠地點發動機，以及單獨的冷氣姿控推力器和位置保持用的離子推力器，也是國外即將應用的推進系統。

先進推進系統

與電推進相同，核推進、束流能推進和太陽帆推進等先進推進技術，也是目前乃至將來國內外爭相研究的重點，其在月球探測以及載人登月等領域具有非常廣闊的前景。美國航空航天局（NASA）制定的深空探測推進技術方案中，將更高功率的離子推進和核電推進作為高優先級發展，其次是先進化學推進、霍爾電推進，將太陽帆作為高風險和高回報研究項目?？梢?，在不久的將來，隨著科技進步，先進推進技術也必將在我國月球探測器上獲得應用。

4 結論

在月球探測過程中，推進系統的地位和作用舉足輕重。因此探測器系統總體對推進系統提出了更高的性能及可靠性要求，如，要求更高的比沖，以便減少推進劑攜帶量，增加有效載荷，縮短飛行時間，還可以使用較小級別的運載火箭。從而獲得更大的經濟效益。在各種推進系統中，常規化學推進是技術上最成熟、最可靠的推進系統，追求更高性能指標的化學推進是近期發展的一條道路。電推進技術是國外一直比較重視的推進技術，其高比沖的性能大大提高了載荷比例，延長探測器壽命，是未來必將長足發展及應用的推進技術。雙模式、混合推進系統是月球探測器值得考慮的推進系統。核推進、束流能推進、太陽帆推進等先進推進技術是我國后續需增加投入、深入研究的領域，其高投入、高回報的特性值得我們探索、嘗試。

陸征/本文編輯