一種GEO衛(wèi)星平臺(tái)電推進(jìn)軌道轉(zhuǎn)移技術(shù)

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(wù)要求的提高，傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)方式雖然技術(shù)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(qiáng)、使用壽命較短等缺點(diǎn)。而電推進(jìn)具有比沖高、綜合性能好的優(yōu)勢(shì)，因此發(fā)展電推進(jìn)的需求日益強(qiáng)烈。使用高比沖的電推進(jìn)方式可有效減少所需推進(jìn)劑，減輕衛(wèi)星的承力結(jié)構(gòu)質(zhì)量，增加載重比(載荷與整星質(zhì)量之比)，最終達(dá)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(chǔ)。

國外靜止軌道衛(wèi)星平臺(tái)電推進(jìn)應(yīng)用的發(fā)展經(jīng)歷了循序漸進(jìn)、由易到難、逐步深入的過程。電推進(jìn)的應(yīng)用由位置保持向軌道轉(zhuǎn)移轉(zhuǎn)變，電推進(jìn)的使用由化電雙模向全電推進(jìn)方向發(fā)展[3-5]?；婋p模是指使用傳統(tǒng)的化學(xué)推進(jìn)方式，快速到達(dá)衛(wèi)星的運(yùn)行軌道，再使用電推進(jìn)實(shí)行位置保持；全電推進(jìn)則是在軌道轉(zhuǎn)移階段就使用電推進(jìn)[6]。使用全電推進(jìn)時(shí)，對(duì)霍爾推力器提出變模式的工作要求。軌道轉(zhuǎn)移時(shí)，大功率下輸出大推力、小比沖；軌道保持階段時(shí)，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(tái)配置2套完全冗余的離子電推進(jìn)系統(tǒng)，具有變軌和動(dòng)量輪卸載的備份功能。洛馬公司基于A2100M平臺(tái)研制的新一代“先進(jìn)極高頻”(AEHF)軍用通信衛(wèi)星，采用5 kW級(jí)變模式霍爾電推進(jìn)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(wù)，使有效載荷的質(zhì)量提高了908 kg[7-8]。俄羅斯Fakel設(shè)計(jì)局研制的SPT-100霍爾推力器，目前已經(jīng)形成一系列產(chǎn)品型譜，用于軌道保持任務(wù)，新型的SPT-140推力器可滿足軌道機(jī)動(dòng)要求。Fakel設(shè)計(jì)局還計(jì)劃實(shí)現(xiàn)大功率、大推力霍爾電推進(jìn)，用于軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)[9-10]。2015年，SpaceX公司使用“獵鷹-9”火箭將2顆BSS-702SP衛(wèi)星平臺(tái)的全電推衛(wèi)星串聯(lián)發(fā)射。2012年發(fā)射的“實(shí)踐九號(hào)”衛(wèi)星已使用離子和霍爾推力器進(jìn)行試驗(yàn)?？梢妵鴥?nèi)外均將電推進(jìn)技術(shù)應(yīng)用于衛(wèi)星上，且不局限于在軌的位置保持，會(huì)更多地應(yīng)用在軌道轉(zhuǎn)移階段。

任務(wù)需求的提升對(duì)電推力器在功率和推力方面提出了更高的要求，也促進(jìn)了變模式電推力器的發(fā)展。以霍爾推力器為例，在工作時(shí)，首先利用陰極內(nèi)部的加熱絲對(duì)陰極發(fā)射體進(jìn)行加熱，使其達(dá)到工作溫度后開始向外發(fā)射電子，從而產(chǎn)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(shè)計(jì)分離出電離級(jí)和加速級(jí)，或改變放電室的設(shè)計(jì)，可提高電源處理單元的輸出效率，實(shí)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?、調(diào)節(jié)陽極電源和改變推力器磁場(chǎng)。國內(nèi)科研機(jī)構(gòu)研究出的具有在軌應(yīng)用能力的電推進(jìn)系統(tǒng)，為國內(nèi)發(fā)展全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)奠定了基礎(chǔ)。

1 關(guān)鍵技術(shù)分析

根據(jù)國外使用全電推進(jìn)軌道轉(zhuǎn)移技術(shù)的經(jīng)驗(yàn)來看，從地球同步轉(zhuǎn)移軌道(GTO)轉(zhuǎn)移到地球同步靜止軌道(GEO)需要近6個(gè)月的時(shí)間。在這段時(shí)間內(nèi)，衛(wèi)星不能開展主任務(wù)的研究探測(cè)工作，但可開展輔助工作，如對(duì)太空環(huán)境進(jìn)行探測(cè)等，讓星上某些單機(jī)進(jìn)行工作，從而獲得更多效益。軌道轉(zhuǎn)移需要多次穿越范艾倫輻射帶，對(duì)衛(wèi)星自身的抗輻射能力要求較高，以目前的技術(shù)可滿足需求。

由于推力較小，電推力器的時(shí)間開機(jī)較長(zhǎng)。2003年5月日本發(fā)射的“隼鳥號(hào)”航天器用4臺(tái)μ-10微波離子電推進(jìn)系統(tǒng)在絲川完成了S類近地小行星的采樣返回任務(wù)。在整個(gè)飛行任務(wù)中離子電推進(jìn)系統(tǒng)累計(jì)工作時(shí)間39 637 h，消耗氙氣47 kg，產(chǎn)生速度增量2.2 km/s，單臺(tái)推力器總計(jì)最長(zhǎng)工作時(shí)間達(dá)到14 830 h，最多開關(guān)次數(shù)達(dá)到1 805次。目前，離子和霍爾推力器長(zhǎng)壽命驗(yàn)證取得了新突破。XIPS-13、NSTAR-30推力器壽命驗(yàn)證達(dá)到30 000 h，NEXT推力器的壽命驗(yàn)證已超過48 000 h，PPS-1350G推力器的壽命驗(yàn)證達(dá)到10 000 h，BPT-4000推力器的壽命驗(yàn)證預(yù)計(jì)超過20 000 h，LEEP-150推力器完成了3 000 h試驗(yàn)。國內(nèi)的離子、霍爾電推力器技術(shù)成熟度達(dá)到了6級(jí)以上，經(jīng)歷了飛行演示驗(yàn)證考核，能進(jìn)行工程應(yīng)用。

電推力器工作時(shí)會(huì)在航天器周圍的局部空間內(nèi)產(chǎn)生人工羽流環(huán)境。羽流會(huì)對(duì)航天器產(chǎn)生多種危害，如撞擊、污染等，會(huì)造成航天器表面性能退化。針對(duì)這些負(fù)面效應(yīng)，國外除了開展地面模擬試驗(yàn)外，還開展了大量空間飛行試驗(yàn)，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(cè)儀等設(shè)備，實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)電推進(jìn)器工作對(duì)衛(wèi)星表面電位的影響。國內(nèi)也正在開展相關(guān)研究，結(jié)合地面模擬和空間試驗(yàn)，進(jìn)行電推進(jìn)系統(tǒng)空間適應(yīng)性研究[11]。

國內(nèi)的“實(shí)踐-9A”、“實(shí)踐-9B”衛(wèi)星使用2種主流電推進(jìn)技術(shù)，即霍爾電推進(jìn)和離子電推進(jìn)。這2種推進(jìn)方式突破了電推進(jìn)與整星的電磁兼容性設(shè)計(jì)驗(yàn)證、羽流污染的分析和防護(hù)、故障的自主診斷和實(shí)時(shí)處理等關(guān)鍵技術(shù)，為后續(xù)衛(wèi)星向全電推進(jìn)方向發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。

2 軌道轉(zhuǎn)移模型建立

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

傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)如圖1所示，平臺(tái)推進(jìn)分系統(tǒng)有4只貯箱，最大裝填量達(dá)3 100 kg。由于自身攜帶燃料較重，導(dǎo)致衛(wèi)星載重比較低。將化學(xué)推進(jìn)平臺(tái)改為全電推進(jìn)平臺(tái)后，原有的4只貯箱被舍棄，極大地減輕了整星質(zhì)量，同時(shí)優(yōu)化了承力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，如圖2所示。

圖1 傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)Fig.1 Traditional chemical propulsion satellite platform

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

化學(xué)推進(jìn)與全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)比較見表1。衛(wèi)星平臺(tái)改為全電推進(jìn)后，若載荷不變，載重比將大幅提升。由于全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)在軌道轉(zhuǎn)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(jìn)系統(tǒng)的具體參數(shù)見表2。該電推進(jìn)系統(tǒng)的推力能在90～300 mN之間連續(xù)調(diào)節(jié)。全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)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(tái)功率，可提供載荷功率4 600 W。

表1 化學(xué)推進(jìn)與全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)比較

表2 變模式電推力器工作模式

表3 全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)功率分配

若采用化學(xué)推進(jìn)進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移，應(yīng)依據(jù)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?chǔ)。速度增量Δv與消耗的燃料質(zhì)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(zhì)量；ue為有效排氣速度，等于發(fā)動(dòng)機(jī)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(zhuǎn)移，并進(jìn)行分析。衛(wèi)星初始軌道參數(shù)和目標(biāo)軌道參數(shù)見表4。

表4 衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移初始和目標(biāo)軌道參數(shù)

衛(wèi)星在進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移時(shí)，單個(gè)電推力器比沖為1 888 s，推力大小為300 mN，2臺(tái)推力器同時(shí)工作。軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)需調(diào)整以下3個(gè)參數(shù)：半長(zhǎng)軸、偏心率和傾角。由于電推進(jìn)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(dòng)加速度處于同一量級(jí)。因此，可將電推進(jìn)加速度作為攝動(dòng)加速度進(jìn)行處理。本文采用高斯攝動(dòng)方程作為軌道控制模型[12]，該模型成熟度高，可作為電推進(jìn)系統(tǒng)軌道轉(zhuǎn)移的參考公式，形式如下：

(3)

Ei+1=M+esinEi

(4)

當(dāng)|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(shè)真近點(diǎn)角為f，有

(5)

定義控制推力角α為推力矢量在軌道面內(nèi)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?yàn)檎?；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(dòng)量方向?yàn)檎?，則fr、ft、fn可表示為

(6)

3 仿真試驗(yàn)及結(jié)果分析

3.1 仿真結(jié)果

根據(jù)式(1)，可計(jì)算出化學(xué)推進(jìn)所需的燃料質(zhì)量和軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間。由表5可知，使用化學(xué)推進(jìn)需要進(jìn)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(shí)間約為5.63 d。

對(duì)式(3)進(jìn)行仿真，軌道轉(zhuǎn)移階段電推進(jìn)系統(tǒng)在全弧段工作，結(jié)果如圖3所示。消耗推進(jìn)劑528 kg，轉(zhuǎn)移時(shí)間約為188.7 d。

表5 化學(xué)推進(jìn)軌道轉(zhuǎn)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(jié)果分析

使用全電推進(jìn)實(shí)現(xiàn)從GTO至GEO的轉(zhuǎn)移，主要分為2個(gè)步驟：1)調(diào)整軌道傾角；2)調(diào)整軌道半長(zhǎng)軸和軌道偏心率，以到達(dá)目標(biāo)軌道。全電推進(jìn)軌道轉(zhuǎn)移過程如圖4所示。電推力器共有4臺(tái)，其中兩兩備份，2臺(tái)推力器24 h開機(jī)并共同工作，以減少軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間。結(jié)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(shí)間段內(nèi)，電推力器主要提供軌道法向上的分力。之后的轉(zhuǎn)移時(shí)間，電推力器提供軌道面內(nèi)的分力，圓化軌道使偏心率降為0，并使半長(zhǎng)軸與目標(biāo)軌道參數(shù)吻合。

軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間和推進(jìn)劑預(yù)算見表6。由于化學(xué)推進(jìn)比沖小，因此消耗的燃料遠(yuǎn)多于電推進(jìn)。除了軌道轉(zhuǎn)移階段，軌道保持階段也會(huì)消耗燃料，考慮到在軌壽命，使用化學(xué)推進(jìn)燃料消耗量為3 100 kg，使用全電推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)所需要的燃料的是氙，電離后產(chǎn)生推力；而化學(xué)推進(jìn)所需要的燃料是CH3N2H3和N2O4，氧化后產(chǎn)生推力。

表6 軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間和推進(jìn)劑預(yù)算

4 工程實(shí)現(xiàn)

本文的討論是國內(nèi)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(nèi)外正在研制更大功率的電推進(jìn)系統(tǒng)，如：美國正在研制1～240 kW級(jí)的變模式霍爾推力器；國內(nèi)預(yù)計(jì)到2 020年，可實(shí)現(xiàn)kW級(jí)霍爾電推進(jìn)產(chǎn)品的批量化推廣應(yīng)用。電推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)的開發(fā)將會(huì)極大促進(jìn)全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的發(fā)展。

全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)可使用“一箭雙星”進(jìn)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(zhì)心更高，剛度與單星相比有所降低，動(dòng)力學(xué)特性更難滿足。在設(shè)計(jì)全電推進(jìn)衛(wèi)星時(shí)，不僅單顆衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)特性要滿足發(fā)射工況，雙星串聯(lián)發(fā)射時(shí)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(gòu)型，優(yōu)化蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)，使其質(zhì)量更輕，結(jié)構(gòu)更剛強(qiáng)，從而設(shè)計(jì)出滿足“一箭雙星”發(fā)射要求的全電推進(jìn)衛(wèi)星。

以基于BSS-702SP平臺(tái)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(fèi)用為6 500萬美元，低于“阿里安娜-5”火箭(約1億美元)和“質(zhì)子號(hào)”火箭(約8 000萬美元)。ABS-3A衛(wèi)星裝載了若干個(gè)C頻段和Ku頻段的轉(zhuǎn)發(fā)器，單星造價(jià)約1億美元，每顆衛(wèi)星的火箭發(fā)射費(fèi)用3 250萬美元，分?jǐn)傊撩柯忿D(zhuǎn)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(jià)格)，遠(yuǎn)低于目前國際市場(chǎng)上每路轉(zhuǎn)發(fā)器500萬美元的平均價(jià)格，競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)明顯。

全電推進(jìn)還可延長(zhǎng)衛(wèi)星壽命。采用電推進(jìn)進(jìn)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(xué)推進(jìn)每年推進(jìn)劑的消耗量約為55 kg。若攜帶與化學(xué)推進(jìn)相同的推進(jìn)劑量，可增加衛(wèi)星在軌服務(wù)壽命。

與化學(xué)推進(jìn)相比，使用全電推進(jìn)會(huì)導(dǎo)致轉(zhuǎn)移時(shí)間明顯變長(zhǎng)，轉(zhuǎn)移期間，星上主要載荷不開機(jī)，因此不能產(chǎn)生收益，但是可以安排一些搭載試驗(yàn)，以降低轉(zhuǎn)移成本。在軌道轉(zhuǎn)移階段，軌道傾角、偏心率和半長(zhǎng)軸先后改變，今后也可改進(jìn)方法，將傾角、偏心率和半長(zhǎng)軸同時(shí)改變從而節(jié)約轉(zhuǎn)移時(shí)間，使衛(wèi)星盡快入軌。

使用全電推進(jìn)會(huì)使衛(wèi)星軌道的轉(zhuǎn)移時(shí)間變長(zhǎng)，對(duì)電池性能要求變高。因此在軌道轉(zhuǎn)移時(shí)，要控制衛(wèi)星帆板進(jìn)行微轉(zhuǎn)動(dòng)，及時(shí)調(diào)姿使其始終對(duì)日。轉(zhuǎn)移時(shí)間變長(zhǎng)，也將使衛(wèi)星多次穿越范艾倫輻射帶，對(duì)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(xué)推進(jìn)，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕。在平臺(tái)質(zhì)量降低，載荷不變的前提下，衛(wèi)星總質(zhì)量從5 300 kg降為2 700 kg。國內(nèi)某運(yùn)載火箭的地球同步轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)載能力為5.5 t，改進(jìn)之后，能實(shí)現(xiàn)“一箭雙星”發(fā)射。與BSS-702SP平臺(tái)使用的“自串聯(lián)”方式不同，可采用“內(nèi)支撐”的方式進(jìn)行發(fā)射?！耙患p星”構(gòu)型如圖5所示。

圖5 “一箭雙星”構(gòu)型簡(jiǎn)圖Fig.5 Configuration of “dual satellites in one launch”

5 結(jié)束語

以某GEO衛(wèi)星平臺(tái)為例，將化學(xué)推進(jìn)改進(jìn)為全電推進(jìn)有以下幾點(diǎn)優(yōu)勢(shì)：1)攜帶燃料質(zhì)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(zhì)量減輕，由5 300 kg降為2 700 kg，對(duì)衛(wèi)星的承力要求變低，通過拓?fù)鋬?yōu)化和尺寸優(yōu)化能對(duì)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)；3)能使用“一箭雙星”進(jìn)行發(fā)射，節(jié)省發(fā)射費(fèi)用，但同時(shí)也帶來轉(zhuǎn)移時(shí)間變長(zhǎng)，衛(wèi)星需反復(fù)穿越范艾倫輻射帶的問題，對(duì)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(jìn)通信衛(wèi)星的大背景下，我國開展全電推進(jìn)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(jìn)技術(shù)。在平臺(tái)研制之初，電推進(jìn)技術(shù)尚不成熟，如今電推進(jìn)技術(shù)發(fā)展迅猛，可對(duì)該平臺(tái)進(jìn)行一定優(yōu)化設(shè)計(jì)。當(dāng)然，全電推進(jìn)衛(wèi)星對(duì)電推力器技術(shù)要求較高，且羽流效應(yīng)也一直存在，這都是今后所需要解決的問題。