超低軌道衛星應用離子電推進技術方案

楊福全，王成飛，胡竟，張宏，吳辰宸，張興民，耿海，傅丹膺

1. 蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理國家重點實驗室，蘭州 730000

2. 航天東方紅衛星有限公司，北京 100094

由于在300 km以下的地球外部區域大氣密度引起的阻尼比較明顯[1]，因此飛行在該區域的衛星數量受到很大限制。但是對于重力梯度測量衛星和對地觀測衛星的軌道如果設計在該區域，將使得任務優點十分突出。然而殘余大氣對衛星造成的阻尼會嚴重影響飛行狀態和軌道精度[2]，解決該問題的有效方法就是采用小推力推進系統對阻尼進行補償[3-4]。不同任務衛星需要的阻尼補償方式不同，對于無拖曳飛行任務，需要實時抵消對應的大氣阻尼。而非無拖曳飛行只需保證任務要求的衛星軌道精度，補償方式有兩種：一是連續推力調節輸出補償，二是間歇式恒定推力輸出補償。前一種方式由于實時根據大氣阻尼變化調節輸出推力，衛星受到的飛行方向的殘余力很小，因此可實現精細的軌道維持；后一種方式工作在一個較大的恒定推力模式，每次開機時軌道抬升，關機時軌道衰減，因此軌道高度呈現波浪式變化，精度相對較低[4]。在實際任務中，補償方式的選取由任務對軌道精度的要求決定。重力梯度測量衛星等無阻尼慣性飛行任務，對推進系統的特殊要求包括推力寬范圍連續調節(1～20 mN)、推力調節的快速響應(≥2.5 mN/s)、低推力噪聲(在2 mHz頻率下≤5 mN，在0.2 Hz頻率下≤0.05 mN)、高推力分辨率(≤12 μN)。對地觀測衛星的高精度軌道維持任務，推進系統的要求主要為推力寬范圍調節(1～25 mN)、相對高的推力分辨率(≤100 μN)等[4-5]。此外，對于上述任務，考慮衛星有足夠長的壽命以完成相應的任務，這就要求推進系統具有較長的壽命(≥10 000 h)和較高的額定比沖(≥2 000 s)。由于離子電推進具有寬范圍連續精細調節性能、低噪聲、長壽命和高比沖等特點，使其成為超低軌衛星大氣阻尼補償任務推進系統的優先選擇。國外已經在超低軌衛星上成功應用的離子電推進包括歐空局GOCE衛星的無拖曳飛行阻尼補償T5離子電推進[6]和日本SLATS計劃“燕”衛星阻尼補償12 cm離子電推進[7-8]。GOCE衛星離子電推進阻尼補償工作軌道范圍220～268 km，推力范圍1～20 mN，比沖500～3 500 s，推力分辨率≤12 μN[9-10]。“燕”衛星離子電推進軌道維持范圍220～268 km，推力調節范圍10～28 mN，比沖2 000～2 500 s。

本文分析了220～268 km高度范圍大氣阻尼變化情況和該高度范圍不同任務類型衛星對電推進技術需求。提出了離子電推進推力調節方案，研究了指標體系、系統組成、推力控制方案和在軌應用策略，并進行了初步的技術驗證。

1 需求分析

1.1 大氣阻尼變化分析

大氣阻尼是超低軌衛星的重要約束條件之一[4]。衛星飛行時刻、軌道高度和迎風截面積決定了其所受的大氣阻力。對于確定的衛星，在某一飛行時刻其受到的阻尼變化與大氣密度成正比，而大氣密度的變化范圍與軌道高度、太陽輻射強度、地磁活動指數、季節、晝夜等因素有關。在自由分子流狀態下，大氣阻力引起的衛星質心加速度為：

式中：Cd為大氣對衛星的阻力系數；vs為航天器的軌道速率；M為航天器質量；Av為航天器投影到垂直于飛行方向平面上的橫截面(即迎風面)的面積；ρa為氣體的質量密度。

因此，衛星受到的飛行方向大氣阻力計算公式[2]一般形式為：

根據相關模型，對不同高度軌道上的大氣平均密度能夠得到粗略的估計，但是實時大氣密度受各種因素的影響有較大的波動范圍，很難精確預測[11-12]。根據NRLMSISE-00大氣模型計算得到太陽活動和地磁活動平年單位迎風面積上受到的大氣阻尼隨高度變化曲線見圖1。從圖1可以看出，當軌道高度從300 km下降到180 km時，單位迎風面積上受到的大氣阻尼從1 mN上升到28 mN，變化達到30倍。在250 km軌道單位迎風面積上受到的平均大氣阻尼約為4 mN。

圖1 大氣阻尼與軌道高度的關系曲線

同時，根據NRLMSISE-00大氣模型對250 km軌道高度上太陽活動和地磁活動平年大氣阻尼隨季節變化的情況進行計算，計算結果見圖2。從圖2可以看出，在250 km軌道上，單位迎風面積受到的大氣阻尼1年內隨季節變化范圍約為3.5～4.7 mN。

圖2 250 km軌道高度大氣阻尼與時間的關系曲線

上述曲線基本反映了太陽和地磁活動平年大氣阻尼的變化情況，但是在太陽活動和地磁活動高年，大氣阻尼會高出數倍，例如GOCE衛星在250 km軌道上飛行時于2013年下半年遇到地磁風暴，其中6月1日衛星受到的阻尼變化為4～21 mN[6,9]。

從上述分析計算可知，衛星在超低軌道飛行時，其受到的大氣阻尼隨高度變化、太陽和地磁活動影響變化范圍很大。

1.2 不同任務類型分析

1.2.1 無拖曳飛行任務

無拖曳飛行最典型的事例為重力梯度測量衛星和引力波測量衛星，其中重力梯度測量衛星如GOCE衛星飛行在200～300 km的超低軌道。這里將以重力梯度測量衛星為對象進行超低軌無拖曳飛行任務需求分析。若重力梯度測量衛星軌道高度為250 km，為了恢復200階的重力場，空間分辨率達到100 km，并使相應的大地水準面分辨率達到1 cm。對重力梯度儀提出的要求為測量范圍3 000 E、測量精度4 mE/Hz1/2、測量頻帶0.005～0.1 Hz。

對于重力梯度測量衛星的科學測量軌道高度若取250 km，衛星質量1 050 kg，迎風面面積1.1 m2，估算得到在最大和最小大氣密度下衛星大氣阻尼分別為約18 mN和2 mN，由此引起的加速度分別為1.7×10-5m/s2和1.7×10-6m/s2。如果衛星不通過無拖曳控制來抵消大氣阻尼引起的加速度，那么加速度計的動態范圍就需要達到152 dB，這會給加速度計的設計帶來極大的難度。因此重力梯度測量衛星必須通過推進系統進行阻尼補償[13]。考慮了無拖曳控制的作用后，加速度計的共模輸出范圍應大于1.7×10-6m/s2，也即要求衛星無拖曳控制后殘余加速度小于1.7×10-6m/s2。

重力梯度儀的測量頻率范圍為0.005～0.1 Hz。考慮到濾波存在過渡帶，采樣率最低應為測量通帶上限的2.56倍。參考GOCE衛星重力梯度儀，梯度測量科學數據輸出速率1 Hz可滿足需求。

加速度計的共模輸出是無拖曳控制系統的被控量，需要更高的輸出速率以提高系統的控制響應速度，因此無拖曳控制測量數據的輸出速率定為10 Hz。

為了獲取足夠詳細的重力場數據，重力梯度測量衛星在軌工作時間不應小于3年，對應阻尼補償推進系統的總沖不應小于106N·s。

由上面分析可知，考慮太陽高低年大氣阻尼變化、擾動、控制精度等因素并取一定的裕度后，重力梯度測量衛星阻尼補償推進系統的推力范圍為1～20 mN、推力分辨率小于100 μN、推力輸出測量頻率不低于10 Hz、總沖不小于106N·s。

目前主要應用的推進系統有化學推進、冷氣推進、電推進等。對于重力梯度測量衛星任務，傳統的化學推進由于推力大(>1 N)、比沖低(<300 s)，無法適應任務需求。冷氣推進雖然推力大小和推力精度能適應任務，但是比沖太低(<100 s)，完成任務所需的推進劑量非常大；霍爾電推進推力調節范圍有限(調節比小于3∶1)、推力調節分辨率低(>1 mN)，難以滿足任務需求；離子電推進推力調節范圍寬(調節比大于20∶1)、推力調節分辨率高(≤12 μN)、比沖高(≥3 000 s)，完全滿足重力梯度測量衛星的任務需求。

1.2.2 軌道維持任務

工作在300 km軌道高度以下的衛星在沒有主動維軌的情況下，由于大氣阻尼作用軌道高度衰減很快，因此要實現超低軌道任務目標，衛星必需采用推進系統進行阻尼補償以實現軌道高度的維持。假定在220～268 km高度范圍飛行的衛星迎風面積為0.8m2，考慮極端情況衛星受到的大氣阻尼大約在2.0～25 mN之間。為了使衛星飛行在較精確的近圓軌道上，實現平滑的軌道維持，就需要推進系統對大氣阻尼進行實時補償。對于超低軌衛星軌道維持任務，由1.2.1分析可知，傳統的化學推進和冷氣推進只能滿足短期任務和軌道精度要求不高的任務；霍爾電推進和離子電推進由于推力適中(1～102mN)、比沖較高(>1 500 s)，成為長壽命超低軌衛星的優選。對于220～268 km高度軌道的超低軌任務，要使衛星任務總沖在5×105N·s以上，而且衛星7天自主維持軌道精度優于100 m和1天自主維持軌道精度優于10 m，推進系統的推力調節分辨率應小于100 μN[4]，這時離子電推進最具有任務適應性。

2 離子電推進技術方案

2.1 系統組成

要實現重力梯度測量衛星和對地觀測衛星阻尼補償要求的功能和性能，離子電推進系統需通過各組成部分的協調配合工作才能實現。系統基本組成至少應包括電推進控制單元、電源處理單元、離子推力器和氙氣比例供給子系統，對它們的要求如下[14-16]：

1)離子推力器須具備推力寬范圍精細調節功能和工作的高穩定性。

2)電源處理模塊須具備輸出電壓、電流的寬范圍輸出以及高穩定性、高精度和高分辨率。

3)氙氣比例供給單元需具備寬范圍精確調節功能。

4)控制模塊需具備精確反饋控制功能。

從降低系統復雜性和控制效率角度考慮，將控制模塊和電源處理模塊集成在一個單機中是合理的選擇。氙氣比例供給單元從模塊化角度可分為氙氣瓶、調壓模塊和流量控制模塊。從壽命、可靠性以及推力輸出能力需求綜合考慮，離子電推進系統可采用適當的冗余和備份。基本組成與工作關系如圖3所示。具體配置為2臺10 cm離子推力器[13-14]、2臺電源控制單元(包括控制模塊和電源處理模塊)、1套氙氣比例供給單元(包括1個氙氣瓶，1臺調壓模塊和2臺流率控制模塊)。為了實現更高的可靠性，2臺離子推力器與2臺電源處理與控制單元進行交叉備份。

圖3 離子電推進系統組成示意

系統工作過程如下：由衛星發出工作指令到電源控制單元，電源處理與控制單元通過相應的控制和變換后向離子推力器供電，同時電源處理與控制單元控制氙氣比例供給單元向推力器供氣。

電源處理與控制單元可根據衛星發出的阻尼補償需求指令，通過特定的控制算法控制氙氣比例供給單元的流量控制模塊和電源處理與控制單元的電源處理模塊隨時調節氙氣流率和電參數，實現推力的實時快速精確調節。

2.2 系統技術指標

如前所述，在超低軌道執行任務的衛星，其飛行狀態由任務類型決定，基本分為無拖曳飛行和保持一定軌道精度的非無拖曳飛行。對于重力梯度測量衛星而言，一般在一個相對固定的軌道上運行，已經成功飛行的GOCE衛星和我國規劃的重力梯度衛星設計軌道均為250 km。對于對地觀測衛星，根據觀測目標的不同軌道變化范圍較寬，可以在220～268 km范圍機動。為了滿足任務對衛星飛行狀態的要求，進行大氣阻尼補償的離子電推進系統技術指標就需要覆蓋可能出現的所有極端情況。結合前面的超低軌大氣阻尼分析和任務分析，提出了滿足不同應用目標的離子電推進系統主要技術指標見表1。

表1 離子電推進系統關鍵參數

2.3 推力調節方案

超低軌衛星不論是無拖曳飛行還是精確近圓軌道飛行，均需要進行大氣阻尼補償。如果衛星在220～268 km高度范圍進行機動或分段工作，考慮最嚴酷環境，需要補償的阻尼范圍應在1～25 mN之間變化。

離子電推進具有放電過程與離子加速引出過程相對分離的特點，使得其在實現寬范圍推力調節時，工作穩定性和性能均能保持相對較優的水平[6,13]。通常通過陽極流率、陽極電流、磁場強度、加速電壓等參數組合調節引起束流密度的變化從而實現推力的調節[15]。

一般任務的離子推力器都設計為單點或多點工作模式，磁場一般由永磁鐵產生，工作點的變化只能通過陽極流率、陽極電流和加速電壓的調節實現[13-15,17]。這種調節模式很難實現連續精細調節。對于超低軌任務需求，由于推力調節范圍要求寬、推力分辨率要求高，因此需要引入磁場調節方法，磁場調節通過電磁線圈實現[14,18-19]。為了盡量降低系統復雜性和保證寬范圍內相對高的比沖，推力調節擬采用陽極流率、陽極電流和勵磁電流三個參數的組合調節方法實現，調節過程中加速電壓始終保持恒定。原理如圖4所示。

圖4所代表的具體物理機理為：輸送到放電室的工質氣體是產生等離子體的物質源泉，通過改變工質氣體流率可改變放電室的中性氣體密度，進而改變放電室等離子體密度。在一定電參數下，工質流率保持在一定合理范圍是維持放電室正常放電的必要條件，過大或過小將使得放電性能變差，工質流率需根據輸出推力大小和比沖要求，配合陽極電流和勵磁電流進行合理調節。陽極電流大小反映陰極發射的原初電子數量的多少，調節陽極電流可改變放電室氣體放電等離子體密度。磁場在放電區域對電子起到約束作用，使得電子從陰極向陽極運動的過程中繞磁力線做螺旋式前進，從而增加了與中性氣體的碰撞電離概率，通過改變放電室磁場強度大小，在較大范圍內改變氣體電離率，從而改變放電室氣體放電等離子體密度。在恒定的加速電壓下，放電室等離子體密度的變化決定了引出束流密度的變化，也就決定了推力的變化。

基于該調節方案開展了試驗驗證，獲得了推力與陽極流率、陽極電流和勵磁電流之間的變化關系。圖5(a)～(c)給出了其中三個陽極流率下的陽極電流、勵磁電流與推力的變化關系曲線。由變化關系曲線可以看出通過三個參數的組合調節能實現推力的寬范圍精細調節。試驗得到了單臺離子推力器實現推力1～20 mN、比沖500～3 500 s指標所需調節的陽極流率、陽極電流和勵磁電流范圍分別0.104～0.483 mg/s、0.45～2.5 A和0.045～0.75 A。

圖5 不同陽極流率下推力與陽極電流、勵磁電流關系

2.4 推力控制方案

根據衛星阻尼補償工作模式可知，衛星給出的補償推力信號即系統控制輸入量是預先未知的隨時間任意變化的函數，因此從控制的角度來看，該系統是一個隨動系統。該系統對衛星阻尼補償需求應進行快速響應，在特定的控制算法支持下，控制模塊將阻尼補償需求信號轉化為各調節參數要求分發給不同功能單機，并根據推力器工作參數的采樣，通過精確和快速反饋控制對電源處理模塊和氙氣比例供給單元的輸出參數進行控制，實現推力器供電、供氣參數的調節，最終通過推力輸出與阻尼補償需求信號的對比實現閉環控制[16]。

由于離子電推進工作機理的復雜性，從等離子體的理論建立推力與工作參數之間的物理模型，即機理建模十分困難，即使能夠建立關系，其精度也無法滿足精確控制推力輸出的要求[20]。本方案擬采取基于試驗數據的數學建模，即辨識建模的方法獲得推力與調節參數之間的精確模型，并在此基礎上設計推力控制算法，給出開環和閉環控制參數。

離子電推進特性表明，通過流率與陽極電流配合可實現大步長推力調節，通過勵磁電流可快速改變推力，適合輸出推力的高頻控制。因此，長時間的大步長推力變化依靠流率和陽極電流變化實現，而推力小增量快速變化則通過勵磁電流變化實現。推力調節控制優先級應該為勵磁電流、陽極電流和流率。具體方式為采用開環模式通過相對較慢的放電室流率和陽極電流調節進行推力的粗調節；采用閉環模式通過勵磁電流的快速調節，提供一個高精度，快速響應的微小推力調節控制。推力控制框圖如圖6所示，圖中飛行方向的阻尼力作為推力調節控制的輸入信號，根據輸入信號，在基于試驗的控制編表中查找需要調節的放電室流率、陽極電流和勵磁電流，這三個參量作為流量控制模塊和電源處理模塊參數調節的輸入信號。推力的精調通過勵磁電流的閉環控制調節實現，具體的實現過程為控制模塊對反饋的推力輸出信號與重力梯度儀測到X方向的阻尼力輸入信號進行比較，二者的差值作為調節勵磁電流的驅動信號。

圖6 離子電推進系統推力控制框圖

2.5 與國外離子電推進方案對比

本方案離子電推進與歐空局GOCE衛星的無拖曳飛行阻尼補償T5離子電推進[6]、日本SLATS計劃“燕”衛星阻尼補償12 cm離子電推進[7-8]均屬于考夫曼型離子電推進，它們都具有推力調節范圍寬、比沖高、推力調節分辨率高等特點。本方案與英國T5相近，口徑均為10 cm，磁場均采用電磁場，推力的調節均通過陽極電流、勵磁電流、流率的調節實現，不同之處為T5離子推力器柵極為凹面雙柵，本方案為凸面雙柵。日本的12 cm離子電推進磁場采用永磁場，柵極為凸面雙柵，推力調節只通過陽極電流和流率實現，調節分辨率不高。具體對比見表2。

表2 與國外方案對比表

對比可知，本方案具有以下技術優勢：

1)與英國T5離子電推進相比推力調節范圍更寬，多任務適應性更強。

2)與英國T5離子電推進相比，由于采用凸面柵，使得束流引出效率更高。

3)與日本12 cm離子電推進相比，由于采用可調節的電磁場，使得推力范圍、比沖、推力分辨率均具有優勢。

3 離子電推進在軌應用策略

在220～268 km高度范圍飛行的衛星，離子電推進主要承擔飛行方向的大氣阻尼補償任務。為了減小迎風面積，衛星一般都設計成細長型或流線型，為滿足衛星結構布局要求和系統工作要求，離子電推進各組成部分在衛星上應合理布局，一般2臺互為備份離子推力器安裝在衛星的尾部，關于衛星X軸對稱布置，每一臺的推力矢量過衛星質心，對應的2臺電源控制單元和2臺流量控制模塊靠近推力器對稱布局，氙氣瓶安裝在X軸上[10]。

對于軌道高度約250 km的重力梯度測量衛星而言，科學測量期間的阻尼補償由一臺推力器執行。如果需要軌道提升，可考慮2臺推力器同時工作。對于對地觀測衛星軌道維持任務，在任務軌道高度下限工作時，如果遇上大氣密度高的條件，單臺推力調節指標1～20 mN的推力器或不滿足軌道維持要求，因此需要2臺推力器同時工作。此外，需要軌道大幅提升時，也可2臺推力器同時工作。

對于無拖曳飛行任務，離子電推進依據重力梯度儀測得的飛行方向的阻尼需進行實時連續阻尼補償[21]。對地觀測衛星軌道維持任務，如果軌道維持精度要求高，離子電推進可依據測軌數據進行連續工作，軌道維持精度要求不高的場合，可根據任務需求間歇式工作[4]。

4 結束語

針對超低軌道衛星阻尼補償應用需求，通過一定軌道高度大氣阻尼分析和任務目標分析，提出了滿足任務需求的離子電推進方案，得到以下結論：

1)放電室流率、陽極電流和勵磁電流組合調節的方案可實現單臺10 cm離子推力器1～20 mN推力調節，推力分辨率12 μN，對應比沖500～3 500 s。

2)采用開環控制通過放電室流率和陽極電流調節可實現大步長推力調節，采用閉環控制通過勵磁電流的快速調節，可實現高精度、快速響應的小增量推力調節。推力調節控制優先級為勵磁電流、陽極電流和流率。

3)研究表明，離子電推進具有的寬范圍連續精細調節和高比沖性能與超低軌衛星無拖曳飛行和軌道維持任務要求相匹配。離子電推進系統設計方案滿足無拖曳飛行和對地觀測衛星軌道維持任務推力調節范圍1～25 mN，推力分辨率優于100 μN的需求。