电推进技术在全电推进卫星平台的应用研究

孙小菁，张天平，王小永，王　亮，刘明正

（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州　730000）

电推进技术在全电推进卫星平台的应用研究

孙小菁，张天平，王小永，王亮，刘明正

（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州730000）

全电推进卫星平台能够大幅度降低卫星平台的推进剂需求量，并带来包括减轻卫星发射重量、提高卫星有效载荷能力、延长卫星服役寿命等方面的经济效益。通过调研全电推进卫星平台的进展情况，梳理了全电推进卫星平台对电推进的任务需求，设计了全电推进系统方案及应用模式，经过分析计算，卫星发射重量在2 000～3 000 kg之间，在半年之内完成卫星轨道转移，需要单台推力器推力达到200～300 mN，选择适当的轨道策略，全电推进系统是可以满足任务需求的。

电推进技术；全电推进卫星平台；应用

0　引言

电推进相对于化学推进具有高比冲的突出优势，可大幅降低卫星推进剂携带量，从而提高卫星有效载荷比、延长在轨寿命和降低发射重量［1-2］。美国波音公司研制了采用氙离子电推进代替化学推进将卫星从转移轨道推进到静止轨道位置，并完成位置保持等推进任务的全电推进卫星平台BSS-702SP，全电推进通信卫星消耗的推进剂仅为化学推进消耗推进剂的十分之一，原本发射质量为4 000 kg的卫星，发射质量将降低到2 000 kg以下，这将能够实现“一箭双星”发射，在不影响卫星通信能力和性能的前提下，发射费用减少5 000～6 000万美元。凭借显著的经济效益和社会效益，该平台成为目前世界上具有最高性价比和竞争力的通信卫星平台。世界各国纷纷将目光转向全电推进卫星平台，拟定全电推进卫星平台研制计划，以占据未来商用通信卫星市场。

文章介绍了全电推进卫星平台的进展情况，分析了全电推进卫星平台的任务需求，介绍了全电推进系统方案及应用模式，最后分析了全电推进平台对电推进的主要性能需求。

1　全电推进卫星平台进展情况

从国外高轨卫星平台电推进应用的发展历程来看，电推进系统在卫星上的应用经历了循序渐进、由易到难、逐步深入的过程，可以分为位置保持、位保+部分轨道转移、位保+轨道转移等三个阶段。第三个阶段完全应用电推进代替化学推进完成在轨推进任务，具有这种功能的平台称之为全电推进平台。目前，国际上已开发的全电推进卫星平台有BSS-702SP平台、ESA及德国OHB公司的Electra平台。

波音公司在2010年之前就设计开发的中小型全电推进通信卫星平台BSS-702SP卫星平台［3-4］，是世界上首个全电推进平台。BSS-702SP平台本体尺寸为1.8 m×1.9 m×3.5 m，发射重量不超过2 000 kg，氙气加注量可达400 kg，可承载500 kg有效载荷（51路转发器），3～8 kW有效载荷功率，卫星寿命15年。BSS-702SP平台采用四台XIPS-25离子推力器，单台推力器推力最大可达到165 mN，比冲3 500 s，功率4.5 kW，变轨时需要两台离子推力器同时工作。BSS-702SP平台通过采用电推进技术大大减轻了卫星的发射质量，因此可采用一箭双星发射，从而大幅节省发射成本，该平台在不影响卫星通信能力和性能的前提下，发射费用减少了5 000～6 000万美元。目前，该卫星平台已订购了7颗卫星。2012年3月，波音公司宣布获得亚洲广播卫星公司（ABS）和墨西哥卫星公司（Satmex）的4颗卫星研制合同。4颗卫星采取一箭双星发射，ABS-3A卫星和Satmex 7卫星计划于2015年初采用猎鹰9火箭一箭双星方式发射，目前已完成关键设计评审（CDR）；ABS-2A卫星和Satmex 9卫星计划于2015年第四季度采用猎鹰9火箭一箭双星方式发射；另外，美国政府采购了3颗卫星。

2013年10月，ESA及德国OHB公司与全球第二大卫星运营商SES公司（卢森堡欧洲卫星公司）签订协议，联合开发欧洲第一个全电推卫星平台—Electra平台［5-7］，首颗卫星将是一颗SES公司的卫星，计划在2018年发射。

Electra平台基于德国OHB公司正在研制中的SGEO（准同步地球轨道卫星）平台进行开发，SES公司负责Electra整个项目，瑞典OHB公司负责提供电推进系统。该平台可以满足起飞重量为2 000～3 000 kg的卫星应用需求，根据变轨策略的不同，轨道转移加速度在2.2～3.5 km之间，选择适当的变轨策略可以使变轨周期在半年之内。如图1所示，其初步考虑配置六台电推力器，其中两台用于变轨，另四台主要用于在轨位保等任务。目前计划选择的电推进系统包括T6离子电推进和PPS-5000霍尔电推进，其中前者基于ESA水星探测器的研制和应用，产品成熟度更高。

图1　Electra平台卫星构型和推力器工作指向图

另外，美国洛马公司、Astrium公司、美国劳拉公司等相继提出全电推进通信卫星平台的研制计划。

2　全电推进卫星平台任务需求

全电推平台电推进的任务包括：轨道转移阶段完成卫星平台由转移轨道GTO或小倾角的超同步转移轨道至地球静止轨道GEO变轨及寿命期内的南北位置保持、东西位置保持和动量卸载任务。

由于电推进产生的推力很小，如果卫星的发射重量太大，变轨时间会很长，会对变轨期间的运行管理和卫星的抗辐射能力提出严峻的考验。根据国外全电推进卫星平台的论证，卫星发射重量一般为2 000～3 000 kg，电推进系统在6～10个月内完成卫星轨道转移（考虑轨道转移速度增量为2 200～3 000 m/s，轨道转移策略非常复杂，可以从SGTO轨道转移到GEO轨道，可以从GTO轨道转移到GEO轨道，也可以从SSTO轨道转移到GEO轨道，转移策略与速度增量、转移周期、消耗的推进剂都直接相关［6］），并完成15年全寿命周期内的南北位置保持、东西位置保持及卸轨等任务。其中各个任务阶段的速度增量需求如表1所列。

表1　各个任务阶段的速度增量需求

3　电推进系统方案及应用模式

3.1电推进系统组成方案

电推进系统方案的设计通常受到整星布局、任务执行策略、系统各单机技术水平等诸多因素的影响，借鉴国外成熟GEO通信卫星电推进系统配置及全电推进系统配置的经验，配置四台推力器是较成熟的方案。在轨道转移阶段两台推力器同时工作，另外两台推力器备份，该方案是较优的方案，考虑了卫星质量、预期寿命及推力器的寿命、可靠性等因素；另外也可以考虑轨道转移阶段三台或四台推力器同时工作，可以减小单台推力器需要提供的推力，但在可靠性方面存在不足。完整的电推进系统组成包括：四台推力器及其矢量调节机构、四台电源处理单元（含推力器切换单元）、两个气瓶、单套调压单元、四个流量控制单元及单套控制单元，电推进系统组成如图2所示。

图2　电推进系统组成

3.2电推进系统应用模式

电推进系统在轨道转移阶段及位置保持阶段应设有大小推力两种模式。轨道转移阶段，两台推力器和两台PPU同时工作，也可考虑四台（三台）推力器和四台（三台）PPU同时工作。该阶段在大推力工作模式下点火。

位置保持阶段，每次只有单台推力器点火，两台推力器和两台PPU组合工作，分别完成南北和东西位置保持，该阶段在小推力工作模式下点火。

最后卸轨由单台推力器工作完成，采用小推力点火模式。

4　对电推进主要性能需求分析

4.1推力需求分析

根据第2节全电推进平台的任务需求，若考虑电推进系统工作占空比为67%，推力器自身效率为65%，推力效率为0.97。针对不同的卫星发射重量及转移轨道周期，按照式（1）对轨道转移阶段需要电推进提供的推力作近似计算：

式中：m0为变轨前卫星重量；m1为变轨后卫星重量。

表2、表3分别给出了在轨道转移速度增量为2 200 m/s和3 000 m/s的情况下电推进系统需要达到的总推力及单台推力器需要达到的推力值。

若轨道转移速度增量满足下限2 200 m/s，则电推进系统需要提供的总推力在254～634 mN。若考虑两台推力器同时工作，则单台推力器需要提供的推力在127～317 mN范围；若考虑四台推力器同时工作，则单台推力器需要提供的推力在64～159 mN。若轨道转移速度增量满足上限3 000 m/s，卫星发射重量为2 000～3 000 kg，轨道转移周期为6～10个月，则电推进系统需要提供的总推力在346～864 mN。若考虑两台推力器同时工作，则单台推力器需要提供的推力在173～432 mN；若考虑四台推力器同时工作，则单台推力器需要提供的推力在87～216 mN。

在位置保持阶段，每次只需单台推力器工作，推力达到80 mN，就完全能够满足应用需求。

表2　轨道转移推力器要满足的推力需求（速度增量为2 200 m/s）

表3　轨道转移推力器要满足的推力需求（速度增量为3 000 m/s）

4.2功率需求分析

考虑到比冲越高功率需求越高及高比冲带来的推力器和电源处理单元设计制造技术难度增加的实际问题，并参考国外经验，认为选择推力器比冲为3 500 s比较合适，按照式（2）计算得到推力器上消耗的功率。

式中：P为功率；F为推力；Is表示比冲；η为推力器效率。

假设电源处理单元的效率为92%，考虑控制单元、推力器切换单元及矢量调节机构消耗功率不大于130 W，不同条件下轨道转移阶段电推进系统功率消耗情况如表4所列。位置保持阶段电推进系统消耗功率为2 425 W。从表4可看出，在轨道转移阶段电推进系统消耗的功率达到7 415～24 908 W。如果轨道转移速度增量为3 000 m/s，卫星发射质量为3 000 kg，转移周期为6个月，则电推进系统消耗的功率接近25 kW，功率消耗很大，相对于目前已有的卫星平台功率需求水平有了很大的提升。

表4　电推进系统功率消耗情况

4.3推进剂需求分析

考虑推力器有效推力（效率）在轨道转移阶段为90%，在位置保持阶段为55%，卸轨阶段为90%，根据不同的速度增量、不同的卫星发射重量，根据式（3）火箭方程：

计算得到不同任务阶段推进剂消耗需求，如表5所列。

表5　推进剂需求预算表

4.4工作寿命需求

根据卫星质量、需要满足的速度增量、推力器推力及推力效率等对不同任务阶段电推进的工作时间按式（4）进行简化预算：

式中：Δti是某任务阶段需要的电推进工作时间；mi0和mif是该任务阶段的始末质量；Δv是该阶段所需速度增量；Fi是推力器推力；ηi是推力效率。

表6给出不同条件下，在不同的阶段推力器的推进时间。（按照位保及卸轨阶段单台推力器推力为80 mN计算）。

表6　推力器推进时间

单台推力器最长工作寿命为8 180～12 751 h，按照1.5倍安全裕度考虑，单台推力器工作寿命要求为12 270～19 127 h。

5　结束语

针对全电推进卫星平台的任务需求，提出了全电推进系统方案及应用模式，分析了全电推进卫星平台对电推进主要的性能需求，卫星发射重量在2 000～3 000 kg之间，如果选择适当的轨道策略，可以实现推力器推力达到200～300 mN时，保证在半年之内完成全电推进卫星轨道转移，全电推进是行之有效的。

［1］张天平，张雪儿.空间电推进技术及应用新进展［J］.真空与低温，2013，19（4）：187-193.

［2］黄良甫.电推进系统发展概况与趋势［J］.真空与低温，2005，11（1）：1-8.

［3］702SP Spacecraft.Boeing Defense space&Security［EB/OL］. http//:www.boeing.com，2014.

［4］Gonzalez J A.European Space Agency Activities in Electric Propulsion.Presented at the 33rd International［C］//Electric PropulsionConference，2013.

［5］Gonzalez J，Saccoccia G.ESA Electric Propulsion activities［C］//In 32nd International Electric Propulsion Conference，2011.

［6］Rathsman P.Electre-The Implementation of all-electric propulsion on a geostationary satellite［C］//64th International AstronauticalCongress，2013.

［7］RezuginaE，DemaireA.AllEPPlatform：MissionDesignChallenges andSubsystem Design Opportunities［C］//33rd InternationalElectricPropulsionConference，2013.

THE RESEARCH OF ELECTRIC PROPULSION’S APPLICATION OF ELECTRIC PROPULSION SATELLITE PLATFORM

SUN Xiao-jing，ZHANG Tian-ping，WANG Xiao-yong，WANG Liang，LIU Ming-zheng
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Space Technology and Physics，Lanzhou730000，China）

All electric propulsion satellite platform can reduce the demand for propellant，it will Bring economic benefits on reducing the satellite launch weight，improving the ability of the satellite payload，prolonging the service life of satellite.This paper studied the progress of all electric propulsion satellite platform，combed the requirements of electric propulsion’s mission for all electric propulsion satellite platform，designed the scheme of electric propulsion system and application mode.By analyzing and calculating，if the satellite launch weight between 2 000～3 000 kg，and completed orbit transfer within half a year，the single thruster need output thrust between 200～300 mN.So selected the appropriate strategy，all electric propulsion system can meet the demand of the mission.

electric propulsion technology；all electric propulsion satellite platform；application

V439

A

1006-7086（2015）01-0006-05

10.3969/j.issn.1006-7086.2015.01.002

2014-08-27

孙小菁（1982-），女，甘肃省兰州市人，工程师，主要从事空间电推进技术研究。E-mail：xjsuncosa@163.com。