大功率軌道轉(zhuǎn)移航天器全電推進系統(tǒng)研究

湯章陽，周成，韓冬，馬雪，陳濤

（1.北京控制工程研究所，北京 100190；2.北京市綠色高效能空間推進工程中心，北京 100190）

0 引 言

電推進相對于化學推進具有比沖高的顯著優(yōu)勢。采用基于電推進的空間運輸系統(tǒng)（轉(zhuǎn)移級）完成使命，相對于采用化學推進可節(jié)省大量的推進劑，能夠顯著降低航天器的發(fā)射重量或者把更多的有效載荷送達探測目標地，并有效降低使命對發(fā)射窗口和總體重量的依賴程度。

隨著我國航天技術(shù)的發(fā)展，未來涉及到大功率電推進需求的航天任務主要包括以下幾個方面：

1）近地任務：大型衛(wèi)星平臺的軌道轉(zhuǎn)移、機動和位置保持；

2）中近距離深空探測：載人和機器人月球探測、載人和載物火星探測；

3）遠距離深空探測：機器人帶外行星探測，彗星采樣返回任務和小行星探測等。

本文調(diào)研了國外大功率電推力器的研究情況，針對近地空間的大功率軌道轉(zhuǎn)移航天器任務需求，給出了電推進系統(tǒng)方案設計，并對采用不同性能指標推力器的多種方案進行對比，為后續(xù)方案選擇提供參考。

1 國外大功率電推力器介紹

國外對大功率電推進技術(shù)的研究比較廣泛和深入，主要集中在離子推力器、霍爾推力器、磁等離子體推力器（Magnetoplasmadynamic Thruster，MPDT）、可變比沖磁等離子體火箭（Variable Specific Impulse Magneto-plasma Rocket，VASIMR）這4種類型。下面分別介紹目前它們的研究進展情況。

1.1 離子推力器

美國NASA格林研究中心（Glenn Research Center，GRC）于2002年開始了10 kW量級氙離子推力器NEXT的研究工作。NEXT采用碳基柵極，柵極直徑為40 cm，功率在1～10 kW之間可調(diào)，于2003年8月成功完成了7 kW功率下200 h的系統(tǒng)聯(lián)合試驗，并于2004年開始了工程化研制。工程樣機的推力調(diào)節(jié)比達到10:1，在6.9 kW功率下推力為237 mN，比沖為4 110 s，效率為69%[1]。

NEXIS是2002年由美國噴氣實驗室（JPL）牽頭研制的高比沖、大功率、長壽命核電氙離子推力器。NEXIS的柵極直徑達到65 cm，性能目標為：功率16～25 kW，比沖6 500～7 500 s，效率78%。2004年2月實驗樣機達到的實際性能指標為：功率27 kW，加速電壓6 500 V，推力500 mN，比沖8 700 s，效率78%[2]。

歐洲意大利Alta公司和英國南安普敦大學聯(lián)合研制了HiPER DS3G離子推力器，其主要參數(shù)為功率25 kW，推力0.45 N，比沖10 000 s，效率84%[3]。

RIT-45是由俄羅斯和德國聯(lián)合研制的核電離子推進系統(tǒng)，計劃用于月球和火星貨運飛船。RIT-45重23.5 kg，柵極直徑達到46.5 cm。實驗樣機達到的性能指標為：功率33.6 kW，推力757 mN，比沖7 130 s，效率82%[4]。

1.2 霍爾推力器

俄羅斯（前蘇聯(lián)）是使霍爾推進技術(shù)成熟并取得巨大成功應用的主要國家，其典型產(chǎn)品代表為幾百W的SPT-70以及1 kW級的SPT-100。在大功率霍爾推力器研制方面，俄羅斯主要有兩款樣機。一款是SPT-290，其性能指標為：功率最大30 kW，推力1.5 N，比沖3 300 s。另一款是陽極層霍爾推力器VHITAL-160，其性能指標為：功率25～36 kW，推力527～618 mN，比沖5 375～7 667 s、效率40%～70%[5]。

T-220是由美國GRC和TRW等公司聯(lián)合研制的10 kW量級霍爾推力器，其在10 kW的額定功率下推力可達500 mN，比沖2 450 s，效率59%。T-220具有較寬的變工況范圍，在7～20 kW功率范圍內(nèi)產(chǎn)生的推力為0.5～1.0 N，比沖1 500～2 500 s[6]。

PPS-20K是由法國Snecma公司牽頭研制的20 kW霍爾推力器，其在23.5 kW下的性能指標為推力器1.1 N，比沖2 500 s，效率57%[7]。意大利Alta公司也開展了20 kW量級霍爾推力器HT-20k的研制，其20 kW下的性能指標達到推力1 N、比沖2 500 s、效率60%[8]。

1.3 MPD推力器

美國普林斯頓大學研制的AF-MPD推力器性能為：功率245 kW，推力4.8 N，比沖6 200 s，效率60%。采用鋰作為工質(zhì)的200 kW LFA型MPD代表了美國目前的最先進水平，該MPD能工作在500 kW、推力12.5 N，比沖4 000 s、效率49%[9,10]。

俄羅斯研制的100 kW級Li-MPD采用鋰作為工質(zhì)，可以工作在130～200 kW，推力2.5～3.6 N，比沖3 050～5 610 s；500 kW級Li-MPD工作在設計功率時，推力14 N，比沖4 000 s[10]。

德國斯圖加特空間系統(tǒng)研究所分別開展了ZT系列直環(huán)型MPD以及DT系列噴管型MPD的研究。其獲得的性能指標分別為：ZT-3在350 kW下采用氬作為工質(zhì)時的推力為25 N、效率10%，DT-6在550 kW下采用氬作為工質(zhì)時的推力為27 N、效率27%[11-12]。

1.4 可變比沖磁等離子體火箭（VASIMR）

目前，關(guān)于VASIMR的研究只有美國發(fā)表過公開資料。VASIMR的概念由美籍華裔宇航員張福林博士于20世紀70年代后期提出；1980年，NASA先進推進實驗室與約翰遜空間中心開始進行研發(fā)。

VASIMR最早使用氫為推進劑，當功率為10 kW、氫質(zhì)量流量為1 mg/s時，推力約0.1 N，比沖10 000 s，效率約50%。此后，VASIMR經(jīng)歷了從VX-50（50 kW量級）、VX-100（100 kW量級）到VX-200（200 kW量級）的發(fā)展，探索了氟、氧等新工質(zhì)[13]。

VX-200是取得突破性進展的重要型號。2008年，以氧氣為工質(zhì)，VX-200實現(xiàn)了30 kW工作，比沖在3 000～30 000 s之間隨意轉(zhuǎn)換，能量轉(zhuǎn)換效率高達67%。2009年5月，VX-200空間試驗原型機問世，被美國AIAA列為年度十大航天新興項目之一。2010年11月，VX-200實現(xiàn)了200 kW滿功率運行，其性能指標為推力5.7 N、比沖5 000 s、效率70%[14]。

1.5 小 結(jié)

表1總結(jié)了以上4種大功率電推力器的主要性能指標實測值。

表1 4種大功率電推力器的實測性能指標Table 1 Performances of the 4 types high power electric thrusters

綜上所述，同等功率下，離子推力器的比沖很高，推力較小，而霍爾推力器的推力較大，但比沖相對較低。目前大功率離子和霍爾推進的最大實測功率在30 kW左右，鮮見100 kW量級以上的報道。這是由于離子和霍爾推進的工作原理為靜電式電推進，受空間電場飽和效應的影響，其功率擴展空間有限。但是離子推進與霍爾推進是目前僅有的兩種得到過應用并向大功率方向發(fā)展的電推進技術(shù)，技術(shù)成熟度相對更高。

目前百kW量級MPD的研發(fā)較多，其性能水平是推力幾N，比沖3 000～5 000 s。理論上VASIMR更適合工作在兆瓦級，但由于其結(jié)構(gòu)比較復雜，系統(tǒng)非常龐大，目前只有美國在從事百kW級的相關(guān)研究。相對于離子推進與霍爾推進，MPD與VASIMR的工作原理為電磁式電推進，不受空間飽和電場限制，推力密度更大，更適合大功率工作，目前其實測功率均達到200 kW量級。但是MPD與VASIMR的技術(shù)成熟度相對較低，尚處于原理樣機和地面實驗研究階段，而VASIMR在向空間應用邁進過程中必須先解決其重量巨大的問題。

2 任務需求分析

本文針對近地空間的大功率軌道轉(zhuǎn)移航天器任務需求，開展電推進系統(tǒng)方案研究。

2.1 主要約束條件

LEO-GEO-LEO之間的軌道轉(zhuǎn)移任務主要約束條件如下：

1）航天器發(fā)射重量5 500 kg，航天器干重1 500 kg，推進系統(tǒng)濕重不超過2 000 kg；

2）可用功率30～50 kW；

3）LEO-GEO-LEO軌道轉(zhuǎn)移，總時間不超過12個月；4）有效載荷重量不小于2 000 kg。

2.2 需求分析

從上述主要約束條件可知，該任務需要在12個月的周期內(nèi)完成LEO-GEO-LEO的軌道間往返，且有效載荷能力很大。為盡量提升軌道間系統(tǒng)-大范圍轉(zhuǎn)移航天器的有效載荷承載能力，必須采用大功率高比沖全電推進系統(tǒng)。

因此軌道間系統(tǒng)-大范圍轉(zhuǎn)移航天器電推進分系統(tǒng)具有以下特點：

1）軌道間系統(tǒng)-大范圍轉(zhuǎn)移航天器的供電功率為30～50 kW，為大功率電推進的工作提供了能源保障。

2）軌道間系統(tǒng)-大范圍轉(zhuǎn)移航天器有效載荷能力要求高，電推進分系統(tǒng)的總沖顯著增加，對系統(tǒng)的推力、比沖、推進劑攜帶量都提出了更高要求。

3 電推進系統(tǒng)方案比較

參考目前國際上主要的大功率電推進技術(shù)發(fā)展情況，結(jié)合我國已有電推進技術(shù)的發(fā)展水平，主要考慮以下5種電推進系統(tǒng)方案：

方案1：配置6臺12.5 kW離子電推進系統(tǒng)（2臺備份），比沖4 300 s，單臺推力0.42 N，推力器比質(zhì)量2.4 kg/kW[15]。

方案2：配置6臺12.5 kW霍爾電推進系統(tǒng)（2臺備份），比沖3 800 s，單臺推力0.44 N，推力器比質(zhì)量2.2 kg/kW[16]。

方案3：配置4臺25 kW離子電推進系統(tǒng)（2臺備份），比沖4 500 s，單臺推力0.85 N，推力器比質(zhì)量2.3 kg/kW[15]。

方案4：配置4臺25 kW霍爾電推進系統(tǒng)（2臺備份），比沖3 800 s，單臺推力0.88 N，推力器比質(zhì)量2.0 kg/kW[16]。

方案5：配置2臺50 kW MPD電推進系統(tǒng)（1臺備份），比沖4 000 s，單臺推力1.64 N，推力器比質(zhì)量1.0 kg/kW[16]。

下面以方案1配置6臺12.5 kW離子推力器為例，給出電推進系統(tǒng)的組成、工作方式、重量和布局。采用其他4種方案時，電推進系統(tǒng)的分析方法與之相同，故不在此一一贅述，只給出比較結(jié)果。

3.1 系統(tǒng)組成

系統(tǒng)配置6臺離子推力器（采取6取4工作模式），6臺電源處理單元（PPU）、3臺切換單元（TSU）、6臺矢量調(diào)節(jié)機構(gòu)（TPAM）和1套貯供單元，其中貯供單元由1個推進劑存儲模塊（PSM）、1個壓力調(diào)節(jié)模塊（PRM）和6個流量控制模塊（FCM）組成，正常工作時采用4臺大功率12.5 kW離子推力器實現(xiàn)推力輸出。系統(tǒng)組成圖如圖1所示。

離子推力器是電推進系統(tǒng)的推力輸出設備，在氙氣供給單元和電源處理單元的供氣、供電配合下，將進入推力器的推進工質(zhì)（氙氣）電離，并利用電場加速產(chǎn)生推力。

電源處理單元通過總線接口接收電推進控制單元的控制指令和工作參數(shù)，為離子推力器工作提供各種功率電源。

推力器切換單元將電源處理單元的輸出連接至不同的推力器，用于實現(xiàn)不同推力器負載之間的切換。

氙氣供給子系統(tǒng)為離子推力器工作提供額定流量的推進劑，包含氙氣瓶、壓力調(diào)節(jié)模塊（PRM）和流量控制模塊（FCM）。氙氣瓶用于在貯存超臨界狀態(tài)的氙氣；PRM將上游高壓氙氣減壓，并為下游FCM提供相對穩(wěn)定的壓力輸入條件；流量控制模塊根據(jù)推力器需求，為推力器提供穩(wěn)定的氙氣供應。

電推進控制單元實現(xiàn)電推進系統(tǒng)的壓力傳感器供電、壓力采集，氙氣供給單元閥門驅(qū)動，實現(xiàn)電源處理單元開關(guān)機控制，通過RS422與電源處理單元通信。

3.2 電推進系統(tǒng)工作方式

6臺推力器均布在飛行器底部360°分度圓上，正東、正西方向各布置一臺，其他4臺分別根據(jù)其象限分布標記為NE，NW，SW，SE。點火時，選取其中4臺工作，如圖2所示。

軌道轉(zhuǎn)移使用點火推力器可以用以下7種組合：

1）E + W + NE + SW

2）E + W + SE + NW

3）NE + SW + SE + NW

4）NW + W + NE + SW

5）SE + E + NE + SW

6）NE + E + NW + SE

圖1 電推進系統(tǒng)組成示意圖Fig.1 Scheme of electric propulsion system

圖2 6臺離子推力器在飛行器上均布示意圖Fig.2 Scheme of sixion thrusters uniformly mounted on spacecraft

7）SW + W + NW + SE

使用E + W + NE + SW，須將W和E 2臺推力器推力方向調(diào)至與XOZ平行的平面內(nèi)，且2臺推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心；同時NE + SW兩臺推力器方向調(diào)至與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)，且2臺推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心。

使用E + W + SE + NW，須將W和E 2臺推力器推力方向調(diào)至與XOZ平行的平面內(nèi)，且2臺推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心；同時SE + NW兩臺推力器方向調(diào)至與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)，且2臺推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心。

使用NE + SW + SE + NW，須將NE和SW兩臺推力器方向調(diào)整至與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)，且2臺推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心；同時SE + NW兩臺推力器方向調(diào)至與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)，且2臺推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心。

剩余的4種工作模式情況相對復雜，主要用于故障模式導致前4種方式都不能使用的情況，詳細情況如下：

使用NW + W + NE + SW，首先將NE與SW兩臺推力器方向調(diào)至與過質(zhì)心且與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)；再調(diào)整NW與W兩臺推力器方向，使NW + W推力合力方向過質(zhì)心。此時，飛行器將沿圖示紅色虛線方向變軌。

使用SE + E + NE + SW，首先將NE與SW兩臺推力器方向調(diào)至與過質(zhì)心且與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)；再調(diào)整SE與E兩臺推力器方向，使SE + E推力合力方向過質(zhì)心。

使用NE + E + NW + SE，首先將NW與SE兩臺推力器方向調(diào)至與過質(zhì)心且與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)；再調(diào)整NE與E兩臺推力器方向，使NE + E推力合力方向過質(zhì)心。

使用SW + W + NW + SE，首先將NW與SE兩臺推力器方向調(diào)至與過質(zhì)心且與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)；再調(diào)整SW與W兩臺推力器方向，使SW + W推力合力方向過質(zhì)心。

3.3 電推進系統(tǒng)重量

電推進分系統(tǒng)產(chǎn)品配套情況見表2，系統(tǒng)干重為648 kg。

表2 電推進系統(tǒng)產(chǎn)品配套及重量Table 2 The equipment sets and mass of the electric propul sion system

推進劑攜帶量為1 233 kg，系統(tǒng)濕重1 881 kg。

3.4 系統(tǒng)布局分析

6臺離子推力器安裝布局如圖3所示，推力器均布在飛行器底部360°分度圓上。對于離子推力器，其結(jié)構(gòu)為較厚的筒狀結(jié)構(gòu)，推力大小與推力器直徑平方成正比。參考國內(nèi)產(chǎn)品的參數(shù)，初步估算，12.5 kW功率下，采用離子推力器所需要的單臺推力器外包絡尺寸為750 mm × 550 mm，重量為35 kg，采用離子推力器所需要的單臺推力矢量調(diào)節(jié)機構(gòu)的外包絡尺寸為820 mm ×880 mm × 830 mm，重量為20 kg。

圖3 電推力器布局包絡示意圖（配置6臺12.5 kW離子推力器）Fig.3 Distribution envelop forsix 12.5 kW ion thrusters

推力器（含矢量調(diào)節(jié)機構(gòu)）尺寸分布情況如圖3所示，推進系統(tǒng)安裝包絡直徑為5.3 m。

3.5 系統(tǒng)方案綜合比較

下面對上述采用5種不同性能指標的電推力器的系統(tǒng)方案進行計算，得到其總推進劑消耗量和軌道轉(zhuǎn)移時間，如表3所示。

表3 推進劑消耗量和軌道轉(zhuǎn)移時間Table 3 Propellantcost andorbit transfertime and propellant consumption

根據(jù)以上計算結(jié)果可以看出，對于5.5 t航天器的LEO到GEO到LEO軌道轉(zhuǎn)移，方案1～5均可滿足12個月內(nèi)的往返轉(zhuǎn)移。

但是，5種方案的轉(zhuǎn)移時間和燃料消耗均不相同，其中轉(zhuǎn)移時間主要由推力大小決定、燃料消耗主要由比沖決定。除此之外，采用不同的方案，系統(tǒng)復雜度（配套單機數(shù)量）和系統(tǒng)安裝包絡也有較大差別。表4給出了這5種方案的綜合比較結(jié)果。

表4 方案1至方案5的綜合比較結(jié)果Table 4 Comparations of the selectric propulsion schemes

由表4給出的綜合比較結(jié)果可見，方案1和方案3均采用離子推力器，電推進系統(tǒng)的干重較大，燃料消耗量較少，故系統(tǒng)總重居中，但是所需的軌道轉(zhuǎn)移時間最長，而推力器所需的安裝包絡也最大；方案2和方案4均采用霍爾推力器，電推進系統(tǒng)的干重較小，燃料消耗量最多，系統(tǒng)總重最大，但是軌道轉(zhuǎn)移時間最短，推力器所需的安裝包絡較??；方案5采用MPD推力器的電推進系統(tǒng)干重和總重明顯優(yōu)于其他方案，推力器所需的安裝包絡最小，所需的軌道轉(zhuǎn)移時間與離子方案相當，故為綜合最優(yōu)的方案。

4 結(jié)束語

隨著我國航天技術(shù)的發(fā)展，未來航天任務也將大幅拓展，采用大功率電推進技術(shù)以降低發(fā)射重量或者提高航天器有效載荷成為一個必然趨勢。本文調(diào)研了國外大功率電推力器的研究情況，針對近地空間的大功率軌道轉(zhuǎn)移航天器任務需求，給出了電推進系統(tǒng)方案設計，并對采用不同性能指標推力器的多種方案進行對比，從綜合性能來看，采用MPD推力器的方案最優(yōu)。

我國電推進技術(shù)起步相對較晚，目前正處于快速發(fā)展的時期，已經(jīng)完成1 kW級離子和霍爾電推進系統(tǒng)的在軌飛行驗證，進入在軌應用階段，而大功率電推力器仍處于原理樣機研制階段。結(jié)合我國電推進技術(shù)的發(fā)展情況，給出如下建議，為后續(xù)發(fā)展提供參考：

1）針對10 kW級的軌道轉(zhuǎn)移電推進系統(tǒng)應用，重點發(fā)展大功率離子、霍爾電推力器，重點突破高壓多柵技術(shù)、高效磁路設計技術(shù)、大功率散熱技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)；

2）針對100 kW級的軌道轉(zhuǎn)移電推進系統(tǒng)應用，重點發(fā)展MPD推力器，重點突破大電流多孔空心陰極技術(shù)、強電磁耦合加速優(yōu)化設計等關(guān)鍵技術(shù)。