一種GEO衛星平臺電推進軌道轉移技術

王韻臣，陳昌亞

(上海衛星工程研究所，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、綜合性能好的優勢，因此發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”發射奠定基礎。

國外靜止軌道衛星平臺電推進應用的發展經歷了循序漸進、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展[3-5]。化電雙模是指使用傳統的化學推進方式，快速到達衛星的運行軌道，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，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)軍用通信衛星，采用5 kW級變模式霍爾電推進系統，執行發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衛星平臺的全電推衛星串聯發射。2012年發射的“實踐九號”衛星已使用離子和霍爾推力器進行試驗。可見國內外均將電推進技術應用于衛星上，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射體進行加熱，使其達到工作溫度后開始向外發射電子，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，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，實現不同模式的切換。有3種方式能改變功率大小：改變放電流率、調節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，為國內發展全電推進衛星平臺奠定了基礎。

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月日本發射的“隼鳥號”航天器用4臺μ-10微波離子電推進系統在絲川完成了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·馬丁公司在商用衛星上搭載了表面電位監測儀等設備，實時監測電推進器工作對衛星表面電位的影響。國內也正在開展相關研究，結合地面模擬和空間試驗，進行電推進系統空間適應性研究[11]。

國內的“實踐-9A”、“實踐-9B”衛星使用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，為后續衛星向全電推進方向發展奠定了基礎。

2 軌道轉移模型建立

某通信衛星將使用某GEO衛星平臺。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發動機，南、北面板安裝可伸展的太陽電池陣。

傳統化學推進衛星平臺如圖1所示，平臺推進分系統有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，同時優化了承力結構設計，如圖2所示。

圖1 傳統化學推進衛星平臺Fig.1 Traditional chemical propulsion satellite platform

圖2 全電推進衛星平臺Fig.2 Integrated electric propulsion satellite platform

化學推進與全電推進衛星平臺比較見表1。衛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，電推進系統的具體參數見表2。該電推進系統的推力能在90～300 mN之間連續調節。全電推進衛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)

采用電推力器將衛星由GTO向GEO轉移，并進行分析。衛星初始軌道參數和目標軌道參數見表4。

表4 衛星軌道轉移初始和目標軌道參數

衛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：半長軸、偏心率和傾角。由于電推進系統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

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，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kW級霍爾電推進產品的批量化推廣應用。電推進系統技術的開發將會極大促進全電推進衛星平臺的發展。

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

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

全電推進還可延長衛星壽命。采用電推進進行軌道位置保持和姿態控制，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約轉移時間，使衛星盡快入軌。

使用全電推進會使衛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，也將使衛星多次穿越范艾倫輻射帶，對抗電離輻射要求變高，在衛星外表面要包裹更厚的防電離層。

由于不使用化學推進，衛星結構質量減輕。在平臺質量降低，載荷不變的前提下，衛星總質量從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“一箭雙星”發射。與BSS-702SP平臺使用的“自串聯”方式不同，可采用“內支撐”的方式進行發射。“一箭雙星”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衛星平臺為例，將化學推進改進為全電推進有以下幾點優勢：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，對衛星的承力要求變低，通過拓撲優化和尺寸優化能對衛星結構進行改進；3)能使用“一箭雙星”進行發射，節省發射費用，但同時也帶來轉移時間變長，衛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。

在國外已成功發射了多顆全電推進通信衛星的大背景下，我國開展全電推進衛星研究是非常迫切的，不僅是通信衛星，遙感和氣象衛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，如今電推進技術發展迅猛，可對該平臺進行一定優化設計。當然，全電推進衛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。