一种GEO卫星平台电推进轨道转移技术

王韵臣，陈昌亚

(上海卫星工程研究所，上海 201109)

0 引言

随着航天任务要求的提高，传统化学推进方式虽然技术成熟，但其比冲小、携带燃料量大，存在有效载荷搭载能力不强、使用寿命较短等缺点。而电推进具有比冲高、综合性能好的优势，因此发展电推进的需求日益强烈。使用高比冲的电推进方式可有效减少所需推进剂，减轻卫星的承力结构质量，增加载重比(载荷与整星质量之比)，最终达到整星轻量化的目的[1-2]，为之后的“一箭双星”发射奠定基础。

国外静止轨道卫星平台电推进应用的发展经历了循序渐进、由易到难、逐步深入的过程。电推进的应用由位置保持向轨道转移转变，电推进的使用由化电双模向全电推进方向发展[3-5]。化电双模是指使用传统的化学推进方式，快速到达卫星的运行轨道，再使用电推进实行位置保持；全电推进则是在轨道转移阶段就使用电推进[6]。使用全电推进时，对霍尔推力器提出变模式的工作要求。轨道转移时，大功率下输出大推力、小比冲；轨道保持阶段时，小功率下输出小推力、高比冲，以满足卫星在不同阶段的工作需要。

波音公司的BSS-702HP和BSS-702MP平台配置2套完全冗余的离子电推进系统，具有变轨和动量轮卸载的备份功能。洛马公司基于A2100M平台研制的新一代“先进极高频”(AEHF)军用通信卫星，采用5 kW级变模式霍尔电推进系统，执行发射后的部分轨道提升和在轨位置保持任务，使有效载荷的质量提高了908 kg[7-8]。俄罗斯Fakel设计局研制的SPT-100霍尔推力器，目前已经形成一系列产品型谱，用于轨道保持任务，新型的SPT-140推力器可满足轨道机动要求。Fakel设计局还计划实现大功率、大推力霍尔电推进，用于轨道转移任务[9-10]。2015年，SpaceX公司使用“猎鹰-9”火箭将2颗BSS-702SP卫星平台的全电推卫星串联发射。2012年发射的“实践九号”卫星已使用离子和霍尔推力器进行试验。可见国内外均将电推进技术应用于卫星上，且不局限于在轨的位置保持，会更多地应用在轨道转移阶段。

任务需求的提升对电推力器在功率和推力方面提出了更高的要求，也促进了变模式电推力器的发展。以霍尔推力器为例，在工作时，首先利用阴极内部的加热丝对阴极发射体进行加热，使其达到工作温度后开始向外发射电子，从而产生推力。变模式霍尔电推力器则是基于同一套硬件系统，通过双极化设计分离出电离级和加速级，或改变放电室的设计，可提高电源处理单元的输出效率，实现不同模式的切换。有3种方式能改变功率大小：改变放电流率、调节阳极电源和改变推力器磁场。国内科研机构研究出的具有在轨应用能力的电推进系统，为国内发展全电推进卫星平台奠定了基础。

1 关键技术分析

根据国外使用全电推进轨道转移技术的经验来看，从地球同步转移轨道(GTO)转移到地球同步静止轨道(GEO)需要近6个月的时间。在这段时间内，卫星不能开展主任务的研究探测工作，但可开展辅助工作，如对太空环境进行探测等，让星上某些单机进行工作，从而获得更多效益。轨道转移需要多次穿越范艾伦辐射带，对卫星自身的抗辐射能力要求较高，以目前的技术可满足需求。

由于推力较小，电推力器的时间开机较长。2003年5月日本发射的“隼鸟号”航天器用4台μ-10微波离子电推进系统在丝川完成了S类近地小行星的采样返回任务。在整个飞行任务中离子电推进系统累计工作时间39 637 h，消耗氙气47 kg，产生速度增量2.2 km/s，单台推力器总计最长工作时间达到14 830 h，最多开关次数达到1 805次。目前，离子和霍尔推力器长寿命验证取得了新突破。XIPS-13、NSTAR-30推力器寿命验证达到30 000 h，NEXT推力器的寿命验证已超过48 000 h，PPS-1350G推力器的寿命验证达到10 000 h，BPT-4000推力器的寿命验证预计超过20 000 h，LEEP-150推力器完成了3 000 h试验。国内的离子、霍尔电推力器技术成熟度达到了6级以上，经历了飞行演示验证考核，能进行工程应用。

电推力器工作时会在航天器周围的局部空间内产生人工羽流环境。羽流会对航天器产生多种危害，如撞击、污染等，会造成航天器表面性能退化。针对这些负面效应，国外除了开展地面模拟试验外，还开展了大量空间飞行试验，如洛克希德·马丁公司在商用卫星上搭载了表面电位监测仪等设备，实时监测电推进器工作对卫星表面电位的影响。国内也正在开展相关研究，结合地面模拟和空间试验，进行电推进系统空间适应性研究[11]。

国内的“实践-9A”、“实践-9B”卫星使用2种主流电推进技术，即霍尔电推进和离子电推进。这2种推进方式突破了电推进与整星的电磁兼容性设计验证、羽流污染的分析和防护、故障的自主诊断和实时处理等关键技术，为后续卫星向全电推进方向发展奠定了基础。

2 轨道转移模型建立

某通信卫星将使用某GEO卫星平台。原平台本体采用六面柱体结构，尺寸为Φ3 400 mm×2 095 mm，背地方向装有490 N发动机，南、北面板安装可伸展的太阳电池阵。

传统化学推进卫星平台如图1所示，平台推进分系统有4只贮箱，最大装填量达3 100 kg。由于自身携带燃料较重，导致卫星载重比较低。将化学推进平台改为全电推进平台后，原有的4只贮箱被舍弃，极大地减轻了整星质量，同时优化了承力结构设计，如图2所示。

图1 传统化学推进卫星平台Fig.1 Traditional chemical propulsion satellite platform

图2 全电推进卫星平台Fig.2 Integrated electric propulsion satellite platform

化学推进与全电推进卫星平台比较见表1。卫星平台改为全电推进后，若载荷不变，载重比将大幅提升。由于全电推进卫星平台在轨道转移和位置保持阶段需提供不同大小的推力，因此本文采用变模式霍尔电推力器，电推进系统的具体参数见表2。该电推进系统的推力能在90～300 mN之间连续调节。全电推进卫星平台功率分配见表3，帆板尺寸为2 m×3 m，装配8块帆板，总功率9 600 W，除去平台功率，可提供载荷功率4 600 W。

表1 化学推进与全电推进卫星平台比较

表2 变模式电推力器工作模式

表3 全电推进卫星平台功率分配

若采用化学推进进行轨道转移，应依据脉冲推力原理。在其作用前后，航天器的位置不发生变化，速度在瞬间改变Δv。速度增量Δv与消耗的燃料质量Δm满足齐奥尔科夫斯基公式

(1)

式中：m0为变轨前航天器的质量；ue为有效排气速度，等于发动机的真空比冲Isp与海平面引力加速度g0的乘积，即

ue=Ispg0

(2)

采用电推力器将卫星由GTO向GEO转移，并进行分析。卫星初始轨道参数和目标轨道参数见表4。

表4 卫星轨道转移初始和目标轨道参数

卫星在进行轨道转移时，单个电推力器比冲为1 888 s，推力大小为300 mN，2台推力器同时工作。轨道转移任务需调整以下3个参数：半长轴、偏心率和倾角。由于电推进系统提供的推力加速度为10-3～10-5m/s2，与航天器自身受到的摄动加速度处于同一量级。因此，可将电推进加速度作为摄动加速度进行处理。本文采用高斯摄动方程作为轨道控制模型[12]，该模型成熟度高，可作为电推进系统轨道转移的参考公式，形式如下：

(3)

Ei+1=M+esinEi

(4)

当|Ei+1-Ei|<ε，取E=Ei+1，ε为给定的精度，迭代的初值可取E1=M。设真近点角为f，有

(5)

定义控制推力角α为推力矢量在轨道面内投影与航天器地心矢径垂线方向的夹角，推力矢量指向径向为正；定义控制推力角β为推力矢量与轨道面的夹角，推力矢量指向角动量方向为正，则fr、ft、fn可表示为

(6)

3 仿真试验及结果分析

3.1 仿真结果

根据式(1)，可计算出化学推进所需的燃料质量和轨道转移时间。由表5可知，使用化学推进需要进行5次变轨，使用比冲为312 s、推力为490 N的推力器，所需的速度增量为1 835.3 m/s，共消耗燃料2 408.4 kg，飞行时间约为5.63 d。

对式(3)进行仿真，轨道转移阶段电推进系统在全弧段工作，结果如图3所示。消耗推进剂528 kg，转移时间约为188.7 d。

表5 化学推进轨道转移所需燃料

图3 变轨期间参数变化历程Fig.3 Variation of parameters during orbit transfer

3.2 结果分析

使用全电推进实现从GTO至GEO的转移，主要分为2个步骤：1)调整轨道倾角；2)调整轨道半长轴和轨道偏心率，以到达目标轨道。全电推进轨道转移过程如图4所示。电推力器共有4台，其中两两备份，2台推力器24 h开机并共同工作，以减少轨道转移时间。结合图3、4可知，前60 d以轨道倾角的变化为主，将其逐渐降低到0°，该时间段内，电推力器主要提供轨道法向上的分力。之后的转移时间，电推力器提供轨道面内的分力，圆化轨道使偏心率降为0，并使半长轴与目标轨道参数吻合。

轨道转移时间和推进剂预算见表6。由于化学推进比冲小，因此消耗的燃料远多于电推进。除了轨道转移阶段，轨道保持阶段也会消耗燃料，考虑到在轨寿命，使用化学推进燃料消耗量为3 100 kg，使用全电推进燃料消耗量为650 kg，相比减少2 450 kg。两者所需的燃料种类不同，电推进系统所需要的燃料的是氙，电离后产生推力；而化学推进所需要的燃料是CH3N2H3和N2O4，氧化后产生推力。

表6 轨道转移时间和推进剂预算

4 工程实现

本文的讨论是国内某一成熟的变模式推力器，其最大功率为4 500 W，最大推力为300 mN。国内外正在研制更大功率的电推进系统，如：美国正在研制1～240 kW级的变模式霍尔推力器；国内预计到2 020年，可实现kW级霍尔电推进产品的批量化推广应用。电推进系统技术的开发将会极大促进全电推进卫星平台的发展。

全电推进卫星平台可使用“一箭双星”进行发射，能降低发射成本，但也存在一些问题。与单星发射相比，双星发射质心更高，刚度与单星相比有所降低，动力学特性更难满足。在设计全电推进卫星时，不仅单颗卫星动力学特性要满足发射工况，双星串联发射时总体也得满足发射工况。通过Patran/Nastran仿真建模，保留原六边形构型，优化蜂窝夹层板结构，使其质量更轻，结构更刚强，从而设计出满足“一箭双星”发射要求的全电推进卫星。

以基于BSS-702SP平台研制的ABS-3 A卫星为例，该卫星以“一箭双星”方式成功发射，发射费用为6 500万美元，低于“阿里安娜-5”火箭(约1亿美元)和“质子号”火箭(约8 000万美元)。ABS-3A卫星装载了若干个C频段和Ku频段的转发器，单星造价约1亿美元，每颗卫星的火箭发射费用3 250万美元，分摊至每路转发器仅为300万美元(考虑研制和发射成本等折合后的价格)，远低于目前国际市场上每路转发器500万美元的平均价格，竞争优势明显。

全电推进还可延长卫星寿命。采用电推进进行轨道位置保持和姿态控制，平均每年氙气的消耗量约为7 kg，而化学推进每年推进剂的消耗量约为55 kg。若携带与化学推进相同的推进剂量，可增加卫星在轨服务寿命。

与化学推进相比，使用全电推进会导致转移时间明显变长，转移期间，星上主要载荷不开机，因此不能产生收益，但是可以安排一些搭载试验，以降低转移成本。在轨道转移阶段，轨道倾角、偏心率和半长轴先后改变，今后也可改进方法，将倾角、偏心率和半长轴同时改变从而节约转移时间，使卫星尽快入轨。

使用全电推进会使卫星轨道的转移时间变长，对电池性能要求变高。因此在轨道转移时，要控制卫星帆板进行微转动，及时调姿使其始终对日。转移时间变长，也将使卫星多次穿越范艾伦辐射带，对抗电离辐射要求变高，在卫星外表面要包裹更厚的防电离层。

由于不使用化学推进，卫星结构质量减轻。在平台质量降低，载荷不变的前提下，卫星总质量从5 300 kg降为2 700 kg。国内某运载火箭的地球同步转移轨道运载能力为5.5 t，改进之后，能实现“一箭双星”发射。与BSS-702SP平台使用的“自串联”方式不同，可采用“内支撑”的方式进行发射。“一箭双星”构型如图5所示。

图5 “一箭双星”构型简图Fig.5 Configuration of “dual satellites in one launch”

5 结束语

以某GEO卫星平台为例，将化学推进改进为全电推进有以下几点优势：1)携带燃料质量减少，由3 000 kg降为650 kg，若载荷不变，则卫星载重比上升，搭载效率提高；2)整星质量减轻，由5 300 kg降为2 700 kg，对卫星的承力要求变低，通过拓扑优化和尺寸优化能对卫星结构进行改进；3)能使用“一箭双星”进行发射，节省发射费用，但同时也带来转移时间变长，卫星需反复穿越范艾伦辐射带的问题，对抗辐射能力提出了更高要求。

在国外已成功发射了多颗全电推进通信卫星的大背景下，我国开展全电推进卫星研究是非常迫切的，不仅是通信卫星，遥感和气象卫星也可使用电推进技术。在平台研制之初，电推进技术尚不成熟，如今电推进技术发展迅猛，可对该平台进行一定优化设计。当然，全电推进卫星对电推力器技术要求较高，且羽流效应也一直存在，这都是今后所需要解决的问题。