離子電推進(jìn)系統(tǒng)在高通量衛(wèi)星上的應(yīng)用測(cè)試及飛行試驗(yàn)

溫 正，石 明，耿 海，張文爽，李宗良

（1.中國(guó)空間技術(shù)研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094；2.蘭州空間技術(shù)物理研究所，蘭州 730000；3.北京控制工程研究所，北京 100190）

0 引言

亞太6D衛(wèi)星（APSTAR）采用東四增強(qiáng)型平臺(tái)建造，配置Ku頻段多波束（Ka頻段饋電鏈路）載荷，將以中國(guó)為核心，面向亞太地區(qū)，形成東印度洋到西太平洋覆蓋，為亞太區(qū)域提供高通量寬帶通信服務(wù)（HTS）。該衛(wèi)星由供配電、測(cè)控、綜合電子、控制、化學(xué)推進(jìn)、電推進(jìn)、結(jié)構(gòu)、熱控、天線、轉(zhuǎn)發(fā)器10個(gè)分系統(tǒng)組成，圖1為該衛(wèi)星在軌展開示意圖。衛(wèi)星已于2020年7月9日在西昌衛(wèi)星發(fā)射基地成功發(fā)射，7月17日成功定點(diǎn)GEO軌道。電推進(jìn)系統(tǒng)是該衛(wèi)星平臺(tái)的標(biāo)準(zhǔn)配置，用于15年南北位置保持任務(wù)。目前該衛(wèi)星正常服役超過1年，狀態(tài)良好。

圖1 配置離子電推力器的HTS衛(wèi)星在軌示意圖Fig.1 Schematic diagram of in-orbit work for HTS satellites with ion thrusters

與化學(xué)推進(jìn)相比，電推進(jìn)技術(shù)具有高比沖優(yōu)勢(shì)，因而在國(guó)外各類航天器上獲得了廣泛應(yīng)用，對(duì)航天器承載能力和在軌壽命的提升起到了非常關(guān)鍵的作用[1-2]。然而，電推進(jìn)技術(shù)的工程應(yīng)用存在很多技術(shù)難點(diǎn)，比如電源處理單元的多模塊組合的高電壓輸出、高電壓絕緣防護(hù)技術(shù)及多路穩(wěn)流源集中設(shè)計(jì)技術(shù)，離子推力器柵極系統(tǒng)耐濺射、熱穩(wěn)定性和耐溫度沖擊方面的長(zhǎng)壽命高可靠技術(shù)，以及多級(jí)分壓隔離氣路電絕緣器設(shè)計(jì)、貯供子系統(tǒng)的高純高壓氙氣存儲(chǔ)及控制技術(shù)，長(zhǎng)壽命Bang-Bang電子減壓技術(shù)，迷宮型微流量控制技術(shù)，以及電推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主控制技術(shù)、故障探測(cè)、隔離與重組（FDIR）技術(shù)等。

針對(duì)地球靜止軌道衛(wèi)星的南北位置保持及電推進(jìn)關(guān)鍵技術(shù)應(yīng)用的需求，蘭州空間技術(shù)物理研究所和北京控制工程研究所聯(lián)合研制了以LIPS-200型離子推力器[3]為核心單機(jī)的離子電推進(jìn)系統(tǒng)。2012年11月5日，搭載了LIPS-200型離子推力器的SJ-9A衛(wèi)星發(fā)射，完成了首次離子電推進(jìn)在軌試驗(yàn)驗(yàn)證[4]。分析結(jié)果表明[5]，2012年10月至2014年2月，離子推力器累計(jì)完成226次開關(guān)機(jī)試驗(yàn)，并對(duì)飛行試驗(yàn)中的推力、比沖和功率進(jìn)行了計(jì)算與統(tǒng)計(jì)，分布范圍分別為37.91～39.28 mN，2 841～3 235 s和1 132～1 155 W，全部符合指標(biāo)要求。2017年4月12日，搭載了LIPS-200型離子推力器的SJ-13衛(wèi)星發(fā)射，完成了電推進(jìn)系統(tǒng)南北位保策略驗(yàn)證[6]。2018年3月，地面完成了超過14 000 h的1∶1長(zhǎng)壽命試驗(yàn)驗(yàn)證，為目前國(guó)內(nèi)電推力器壽命最長(zhǎng)記錄。

2016年8月，亞太6D衛(wèi)星啟動(dòng)研制，同時(shí)啟動(dòng)了首個(gè)電推進(jìn)商業(yè)化應(yīng)用。該衛(wèi)星由航天科技集團(tuán)五院抓總研制，是我國(guó)配置電推進(jìn)系統(tǒng)的新一代東四增強(qiáng)平臺(tái)衛(wèi)星首發(fā)星，采用電推進(jìn)系統(tǒng)可以大幅減少推進(jìn)劑在軌消耗，實(shí)現(xiàn)950 kg以上載荷能力。

本文簡(jiǎn)要介紹該衛(wèi)星電推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)狀態(tài)，單機(jī)性能測(cè)試、集成性能測(cè)試、功能兼容聯(lián)試、真空點(diǎn)火測(cè)試、真空電磁兼容測(cè)試等設(shè)計(jì)驗(yàn)證情況，總結(jié)首個(gè)在軌應(yīng)用飛行的電推進(jìn)系統(tǒng)與衛(wèi)星的工作兼容性、空間環(huán)境適應(yīng)性等結(jié)果，為國(guó)產(chǎn)電推進(jìn)系統(tǒng)的不斷商業(yè)化應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

1 衛(wèi)星電推進(jìn)設(shè)計(jì)

1.1 電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)概述

根據(jù)電推進(jìn)系統(tǒng)在軌任務(wù)需求，電推進(jìn)南北位保過程中點(diǎn)火區(qū)域設(shè)定在軌道的升交點(diǎn)和降交點(diǎn)附近。衛(wèi)星進(jìn)入升交點(diǎn)點(diǎn)火區(qū)后，北側(cè)推力器開始點(diǎn)火，產(chǎn)生的推力矢量中的南北向分量使得衛(wèi)星產(chǎn)生向南的加速度，點(diǎn)火過程持續(xù)一段時(shí)間后，衛(wèi)星產(chǎn)生向南的速度分量ΔV，該速度分量與衛(wèi)星軌道傾角方向的速度分量合成的最終速度使得軌道傾角下壓，衛(wèi)星在南北方向的漂移得到補(bǔ)償。當(dāng)衛(wèi)星進(jìn)入降交點(diǎn)點(diǎn)火區(qū)后，南側(cè)推力器點(diǎn)火，推動(dòng)衛(wèi)星向北做位保，整個(gè)過程和升交點(diǎn)類似，方向相反。在整個(gè)點(diǎn)火過程中必須保持點(diǎn)火推力器的推力矢量過整星質(zhì)心，避免給衛(wèi)星帶來額外的姿態(tài)擾動(dòng)。另外，推力器工作產(chǎn)生的推力在垂直軌道面和軌道面內(nèi)徑線方向都有分量。其中軌道面內(nèi)法向分量會(huì)造成衛(wèi)星軌道偏心率漂移，升降交點(diǎn)對(duì)稱工作正好抵消偏心率漂移影響。衛(wèi)星15年壽命期間，每年南北位保的速度增量Δv在41～51 m/s之間。從任務(wù)剖析可見，設(shè)計(jì)的重點(diǎn)在于保證電推進(jìn)系統(tǒng)具備長(zhǎng)壽命高可靠工作能力、南北位保的周期性自主點(diǎn)火控制能力，必要時(shí)具備軌道轉(zhuǎn)移救援及離軌能力。

實(shí)際工程設(shè)計(jì)中，考慮到航天器布局、冗余備份情況等，電推進(jìn)系統(tǒng)選用了4臺(tái)離子推力器，分別布置在衛(wèi)星南北板上，形成南北各2∶1的備份冗余關(guān)系；選用2臺(tái)電源處理單元，通過1臺(tái)推力器切換單元形成完全備份；采用2臺(tái)高壓氣瓶對(duì)稱分布在衛(wèi)星上；采用的氙氣供給系統(tǒng)由壓力調(diào)節(jié)單元和流量控制單元組成，4臺(tái)離子推力器共用1套壓力調(diào)節(jié)單元，4臺(tái)流量控制單元與離子推力器一對(duì)一配置；衛(wèi)星南北板各設(shè)置1臺(tái)推力指向調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，每臺(tái)機(jī)構(gòu)上安裝2臺(tái)離子推力器。電推進(jìn)系統(tǒng)的原理框圖 如圖2所示。

圖2 HTS衛(wèi)星上電推進(jìn)系統(tǒng)布局及工作原理框圖Fig.2 The layout and working principle block diagram of EP system for HTS satellites

1.2 電推進(jìn)產(chǎn)品介紹及系統(tǒng)測(cè)試

離子電推力器是國(guó)際電推進(jìn)應(yīng)用領(lǐng)域的主流產(chǎn)品之一，經(jīng)過30余年發(fā)展，1997年正式實(shí)現(xiàn)商業(yè)應(yīng)用，當(dāng)前廣泛應(yīng)用于GEO軌道位置保持、GTOGEO軌道轉(zhuǎn)移、LEO軌道維持、深空探測(cè)主推進(jìn)、無拖曳控制等。LIPS-200型推力器如圖3所示。該推力器采用金屬鉬外凸雙柵極組件及分壓隔離氣路電絕緣器設(shè)計(jì)，束流直徑20 cm；放電室采用柱形三極會(huì)切磁場(chǎng)設(shè)計(jì)；采用鉭觸持硼化鑭發(fā)射體空心陰極；電源處理單元采用高低壓模塊化設(shè)計(jì)思路，包括DC/AC控制模塊、DC/AC輸出模塊和屏柵加速模塊，各模塊結(jié)構(gòu)獨(dú)立，并列分布實(shí)現(xiàn)9路供電輸出功能，如圖4所示；屏柵關(guān)鍵模塊的單備份改為雙備份，增加了單機(jī)的冗余能力，提高了產(chǎn)品的冗余功能。根據(jù)系統(tǒng)任務(wù)需求，通過配置推力器切換單元TSU實(shí)現(xiàn)PPU對(duì)4臺(tái)推力器的供電切換。

圖3 LIPS-200型離子推力器Fig.3 Schematic of LIPS-200 ion thruster

圖4 電源處理單元Fig.4 Packaging schematic of PPU

貯供子系統(tǒng)包括氙氣瓶、壓力調(diào)節(jié)單元（PCM）（圖5）、流量控制單元（FMC）（圖6）等。壓力調(diào)節(jié)單元采用Bang-Bang電磁閥一級(jí)電子減壓方案，依靠低壓壓力傳感器的輸出進(jìn)行負(fù)反饋控制。流量控制單元采用基于“迷宮”型微流量控制器，利用逐級(jí)膨脹的方法增加流阻實(shí)現(xiàn)節(jié)流。推力器安裝在矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)（TPAM）上，通過矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)算法使推力矢量方向通過或接近衛(wèi)星質(zhì)心方向。矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)由安裝支撐結(jié)構(gòu)、指向調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)、鎖緊釋放結(jié)構(gòu)及相關(guān)的電纜、管路組成，可以實(shí)現(xiàn)離子推力器指向的高精度調(diào)節(jié)。

圖5 壓力調(diào)節(jié)單元Fig.5 PCM of Xenon feed system unit

圖6 流量控制單元Fig.6 FCM of Xenon feed system unit

電推進(jìn)系統(tǒng)的性能評(píng)估是在單機(jī)性能滿足指標(biāo)要求的前提下，通過系統(tǒng)級(jí)真空聯(lián)試點(diǎn)火進(jìn)行測(cè)試驗(yàn)證的，如圖7所示，各關(guān)鍵單機(jī)配合離子推力器實(shí)現(xiàn)在真空下的點(diǎn)火和綜合性能指標(biāo)測(cè)試。完成了電推進(jìn)系統(tǒng)性能聯(lián)試驗(yàn)證以后，電推進(jìn)單機(jī)交付整星，進(jìn)行貯供單元及管路焊接、產(chǎn)品總裝等。進(jìn)而，電推進(jìn)系統(tǒng)各單機(jī)開始整星階段集成測(cè)試、精測(cè)及漏率檢測(cè)，如表1所列。其中，通過將推力器模擬負(fù)載與整星相連完成了系統(tǒng)級(jí)模擬電性能測(cè)試和供電接口檢測(cè)，系統(tǒng)的工作模式和功能性能滿足要求；電推進(jìn)系統(tǒng)的貯供單元在星上通過地面供氣完成了壓力閉環(huán)和流量溫度閉環(huán)測(cè)試，供氣功能滿足要求；通過推力器的特征阻抗測(cè)試檢測(cè)了推力器各個(gè)測(cè)試階段的健康狀態(tài)。

圖7 電推進(jìn)系統(tǒng)地面真空聯(lián)試與點(diǎn)火Fig.7 Ground vacuum test and ignition of EP system

表1 衛(wèi)星集成及性能測(cè)試Tab.1 Coupling and performance testing

圖8 衛(wèi)星熱試驗(yàn)及電推進(jìn)系統(tǒng)真空點(diǎn)火測(cè)試Fig.8 Thermal test of satellites with EP system in vacuum chamber

可見，測(cè)試驗(yàn)證很好地解決了電推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)應(yīng)用的很多難點(diǎn)。

2 電推進(jìn)系統(tǒng)初步飛行結(jié)果

衛(wèi)星變軌期間，電推進(jìn)系統(tǒng)依次完成了貯供各分支管路子系統(tǒng)的排氣預(yù)處理、電推力器的預(yù)處理等。隨后，電推進(jìn)系統(tǒng)推力矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了在軌火工品起爆展開及目標(biāo)角轉(zhuǎn)動(dòng)指向調(diào)整，調(diào)節(jié)精度優(yōu)于0.02°。

通過地面遙控指令控制的方式，電推進(jìn)系統(tǒng)完成陰極預(yù)處理、中和器預(yù)處理和放電室預(yù)處理，處理過程中貯供子系統(tǒng)閥門和加熱器工作正常，管路在軌排氣正常，4臺(tái)離子推力器中和器、主陰極和柵極功能正常，壓力閉環(huán)精度指標(biāo)±3%，流量控制精度指標(biāo)±3℃，對(duì)應(yīng)流量精度不超過0.5%，推力器工作推力40 mN±4 mN，比沖要求3 000 s±300 s，各項(xiàng)指標(biāo)參數(shù)穩(wěn)定，符合后續(xù)開展在軌點(diǎn)火測(cè)試的要求。

2020年7月28日，電推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行電推進(jìn)柵極預(yù)處理、性能及質(zhì)心標(biāo)定測(cè)試。確認(rèn)南北主份推力器S1和N1的推力方向已基本經(jīng)過質(zhì)心，符合整星干擾力矩控制要求。電推進(jìn)系統(tǒng)具備進(jìn)行南北位置保持點(diǎn)火的條件。隨后，根據(jù)衛(wèi)星在軌位置保持策略，進(jìn)行自主位保策略驗(yàn)證和多次自主點(diǎn)火監(jiān)控。整個(gè)電推進(jìn)工作具體流程如圖9所示，電推進(jìn)點(diǎn)火完成后重新對(duì)衛(wèi)星進(jìn)行測(cè)軌，確認(rèn)電推進(jìn)位保效果。

圖9 電推進(jìn)系統(tǒng)在軌工作流程Fig.9 Automatic mode workflow of EP system

電推進(jìn)系統(tǒng)推力矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了在軌火工品起爆展開及目標(biāo)角轉(zhuǎn)動(dòng)指向調(diào)整，解鎖展開轉(zhuǎn)動(dòng)過程以及壓力調(diào)節(jié)單元的壓力調(diào)整曲線如圖10所示。其中圖10（a）矢量機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)動(dòng)過程為從壓緊位置自主轉(zhuǎn)動(dòng)至初始零位，然后依據(jù)衛(wèi)星標(biāo)定的要求轉(zhuǎn)動(dòng)至指定的角度位置，保證了推力器矢量方向經(jīng)過衛(wèi)星質(zhì)心位置。而壓力調(diào)節(jié)曲線是將上游的10 MPa的高壓氙氣瓶的壓力通過電子減壓器的方式降低至一個(gè)設(shè)計(jì)的壓力值。圖10（b）為特定的時(shí)間周期內(nèi)衛(wèi)星遙測(cè)下傳壓力值，壓力調(diào)節(jié)目標(biāo)值為0.277 MPa，壓力在目標(biāo)值附近有規(guī)律地波動(dòng)，波動(dòng)范圍控制在3%。

圖10 矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)解鎖展開及壓力調(diào)節(jié)控制曲線Fig.10 Pointing of TPAM and pressure regulation control of PCM

圖11（a）為PPU在一個(gè)點(diǎn)火工作周期內(nèi)的9路供電電流和電壓的輸出遙測(cè)值變化曲線，每一路輸出的穩(wěn)定精度均在5%范圍內(nèi)。圖11（b）為南推力器流量控制單元通過控制陽(yáng)極、陰極、中和器三路迷宮型流量器的溫度精度達(dá)到微流量的高精度輸出。

電推進(jìn)在軌環(huán)境適應(yīng)性方面，主要關(guān)注各單機(jī)在熱控系統(tǒng)保障條件下的正?？刂茰囟确秶?，其中，推力器點(diǎn)火最高溫度為194.5℃，PPU工作溫度范圍為-0.13～15.19℃。氙氣瓶溫度范圍為28.45～31.09℃，壓力調(diào)節(jié)模塊單元溫度范圍為20.20～24.77℃，流量控制模塊單元溫度范圍為10.5～35.78℃。氙氣瓶與壓力模塊單元之間及到流量控制模塊單元管路溫度為19.58～30.53℃。矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)電機(jī)的旋變溫度為-0.86～28.31℃，底板溫度為3.711～13.34℃，推力器安裝板溫度為-9.507～29.88℃。由此可見，電推進(jìn)系統(tǒng)各部件溫度正常。典型的離子推力器工作溫度變化如圖12所示。

圖11 電源處理單元功率輸出及南推力器流量控制器的溫度閉環(huán)控制Fig.11 Power output of PPU and south thruster regulation control of FCM

圖12 離子推力器溫度變化范圍Fig.12 Working temperature range of thrusters

表2為電推進(jìn)系統(tǒng)在軌工作性能指標(biāo)，可以看出，系統(tǒng)性能滿足衛(wèi)星應(yīng)用要求。

表2 電推進(jìn)系統(tǒng)在軌性能指標(biāo)Tab.2 On ortit performance of EP system

3 結(jié)論

本文主要介紹了衛(wèi)星的電推進(jìn)設(shè)計(jì)，電推進(jìn)系統(tǒng)集成性能測(cè)試，電推進(jìn)系統(tǒng)地面真空聯(lián)試點(diǎn)火測(cè)試，電推進(jìn)整星的真空測(cè)試以及電推進(jìn)系統(tǒng)在軌飛行測(cè)試等內(nèi)容。從地面測(cè)試項(xiàng)目和驗(yàn)證效果上看，對(duì)電推進(jìn)系統(tǒng)的地面評(píng)估試驗(yàn)完全覆蓋了電推進(jìn)系統(tǒng)在軌應(yīng)用所需要驗(yàn)證的各項(xiàng)指標(biāo)，解決了電推進(jìn)系統(tǒng)與衛(wèi)星的工作兼容性以及空間環(huán)境適應(yīng)性等問題。

衛(wèi)星在軌工作性能表明，HTS衛(wèi)星采用的電推進(jìn)系統(tǒng)功能性能正常，貯供子系統(tǒng)的壓力閉環(huán)、溫度閉環(huán)，供氣穩(wěn)定，PPU供電正常、穩(wěn)定，離子推力器工作正常；離子電推進(jìn)系統(tǒng)溫度正常；系統(tǒng)性能以及單機(jī)產(chǎn)品性能一致性較好。高軌環(huán)境適應(yīng)性、與通信載荷及整星兼容性和電推進(jìn)位保策略得到充分驗(yàn)證。