月球探测器推进系统展望

于杭健 许映乔 （北京空间飞行器总体设计部）

月球探测器推进系统展望

于杭健 许映乔 （北京空间飞行器总体设计部）

Development of Lunar Probe Propulsion System

推进系统作为月球探测器的关键分系统，为探测器在轨任务各阶段提供轨道机动的速度增量，为探测器姿态调整提供控制力矩，为月球软着陆时探测器悬停、避障和月球轨道交会对接提供所需的平移推力。推进系统能否正常、可靠地工作，对探测器任务的成败起到至关重要的作用。此外，推进系统性能的优劣决定了探测器携带的有效载荷比例，具有巨大的科学和工程价值。

1 月球探测器推进系统发展历程及现状

目前，全球共进行了100多次月球探测活动。其中苏联、美国自20世纪50年代就围绕月球探测在空间科学和技术方面展开了竞赛，先后发射了多个月球探测器。1959年发射的月球－1（Luna－1）是世界上第一个飞越月球的探测器，也是第一个进入日心轨道的航天器；1966年发射的月球－9是世界上第一个实现软着陆的探测器；1970年发射的月球－16成功实现了第一次月球样品无人采样返回。美国在月球探测方面起步很早，开展了60余次月球无人探测及载人登月探测。“阿波罗”（Apollo）载人月球探测计划是迄今为止人类对月球进行的最为宏伟的探测活动。此外，欧洲航天局（ESA）、日本、印度以及我国也开展了月球探测活动。

国外月球探测器推进系统

（1）美国“勘测者”月球探测器

美国于1966年5月－1968年1月发射了7个“勘测者”（Surveyor）探测器，任务目标为开发和验证月面软着陆技术，获取月球表面的近距离照片，勘测月面地貌，为“阿波罗”载人飞船在月球表面着陆提供数据。

“勘测者”推进系统指标

勘测者－1推进系统由冷气推力器、固体火箭发动机和液体辅助推进系统组成。探测器装有2种制动火箭，一种为推力40kN的大推力火箭，主要用于近月制动和探测器月球离轨；另一种是安装在主制动发动机周围的3台小型机动发动机，每台发动机推力为130～460N，用于轨道中途修正和着陆器着陆过程中姿态控制。

（2）美国“阿波罗”载人登月飞船

“阿波罗”飞船由指令舱、服务舱和登月舱组成。指令舱是飞船控制中心；服务舱用于轨道转移和变轨机动；登月舱由下降舱和上升舱组成，下降舱具有减速机动的能力，月面任务完成后，上升舱上升进入月球轨道。3个舱段均采用了液体双组元反作用控制推进系统。

指令舱推进系统具有2个独立的推进系统，每个推进系统包含6台414N发动机（滚动4台、偏航4台、俯仰4台），可分别进行3个方向的控制，2个推进系统可交叉供应推进剂。服务舱推进系统包括主推进系统和反作用控制推进系统：主推进系统可提供97.5kN推力；反作用控制推进系统由4个发动机机组组成，共16台发动机，推力为455N。

登月舱的下降级发动机为氦气挤压式供应系统，采用变推力发动机，能在10%～100%的推力范围内（4655～44737N）调节推力，比冲298～305s，混合比1.6，燃烧室压力0.103～1.03MPa。“阿波罗”登月舱下降级发动机强大的变推力能力，对确定合适的着陆点是至关重要的。

登月舱上升级发动机采用氦气挤压式RS－18液体火箭发动机，它可提供15.9kN推力，推进剂为N2O4和混肼－50，启动次数35次。为提高发动机的工作可靠性，系统上大量采用双重和四重的冗余布置，推进剂阀门组件采用串联并联备份形式。

（3）苏联“月球”系列探测器

“月球”系列探测器是苏联1963－1972年实施的无人月球探测器计划。月球－15～24软着陆探测器推进系统均采用泵压式液体火箭发动机；月球－4～14采用KTDU－5A型泵压式液体火箭发动机，额定推力45.5kN；月球－15～24下降级发动机采用KTDU－417型泵压式液体火箭发动机，额定推力7.35～18.92kN，推力室压力8.3MPa，比冲315s，工作时间650s。需要取样返回的月球－16、20和24上升级发动机采用KRD－61型泵压式液体火箭发动机，额定推力18.8kN。

在推进系统设计上，苏联月球着陆器下降和上升动力系统均采用了双重冗余。备份发动机以双喷管方式，对称布置在主发动机的两侧，当主发动机出现故障时，启动备份发动机以保障任务的完成，大大提高了可靠性和安全性。主发动机为变推力发动机，采用泵压式推进剂供应方案，推力调节范围25N～3kN，比冲315s，发动机启动次数可达12次，实际飞行启动次数为2次。该动力系统性能高，具有实际载人月球探测任务的能力。

苏联载人着陆器发动机性能

“嫦娥”探测器推进系统性能指标

我国月球探测器推进系统

目前，我国已发射4个探测器：嫦娥－1～3和5试验器。完成了绕月、落月及巡视任务，后续的嫦娥－5任务将完成采样返回任务。

嫦娥－1推进系统为整星提供调相轨道段、地月转移轨道段和环月轨道段的轨控推力及姿态调整力矩。探测器推进系统为双组元推进系统，由氦气增压系统和管路输送系统组成。氦气增压系统在490N发动机进行变轨时为贮箱提供恒定的压力，该阶段推进系统采用恒压工作模式，保证490N发动机在变轨时获得稳定的推力，保持在高比冲状态。12台10N推力器作为姿态和轨道控制系统的执行部件，490N发动机作为调相轨道段、地月转移轨道段和环月轨道段轨道调整的推力装置。

相比嫦娥－1推进系统，嫦娥－2推进系统根据环月工作过程中再次启动490N发动机实施轨道控制的任务要求，作了两方面变化：在高压自锁阀前增加气体过滤器，在减压阀和2个单向阀之间增加了2个温度遥测点。

嫦娥－3推进系统是月球软着陆探测任务成败的关键，它不仅为地月转移轨道提供中途修正速度增量，而且为月球捕获减速提供动力，为着陆器软着陆提供推力，为探测器姿态控制提供力矩。推进系统由贮箱、气瓶、姿控推力器、轨控发动机、推进配电盒、推进线路盒、过滤器、传感器、阀门和管路等组成。推进系统采用绿色四氧化二氮（MON－1）/ MMH恒压挤压式双组元推进系统，增压气体为氦，贮存在2只100L、35MPa复合材料气瓶内，贮箱为4只相同的金属膜片式贮箱，2只贮存氧化剂、2只贮存燃料。轨控发动机采用1台7500N变推力发动机，配置16台150N和12台10N推力器，这28台推力器负责探测器的姿态控制，按推力器功能、安装部位、数量分为完全相同的2组，当某一组推力器故障时，可切换到另一组，具有一定的姿控重组能力。

嫦娥－5试验器推进系统设计方案与嫦娥－2相同。

小结

从各国月球探测的经历看，可获得以下结论：

1）探测器多采用双组元推进系统完成姿轨控制，部分探测器采用冷气推力器完成姿态控制；

2）为满足月面软着陆及后续载人登月需求，轨控发动机普遍考虑了变推力的方案；

3）各国月球探测器在可靠性和冗余方面做了诸多考虑，个别方案主发动机考虑了备份方案；

4）对于月球软着陆及载人登月，仍然依靠传统的化学推进，亟需更加先进的推进技术提高推进系统效率。

2 先进的推进技术

电推进

电推进是利用太阳电池帆板产生的电能，加热、离解、加速推进剂，使其形成高速射流，产生推力的技术。按加速工质的原理，电推进可分为电热式、静电式和电磁式3种类型。

1）电热式，利用电能加热推进剂（通常为肼），增加焓值，从而获得较高的比冲；

2）静电式，选用电离势较低的推进剂，经电离后在静电场中加速，其比冲是电推进系统中最高的；

3）电磁式，电击穿推进剂产生等离子体，等离子体在电场力和磁场力的综合作用下加速，通常比冲高于电热推力器而低于静电推力器。

当前，美国、俄罗斯等国家已在轨成功应用且比较主流的是霍尔推力器和离子推力器。

我国在电推进系统的研究方面起步较晚，目前尚处于快速发展阶段。实践－9卫星成功搭载了1套氙离子推进系统和1套霍尔推进系统。高轨公用卫星平台东方红－4增强型已将20cm离子发动机电推进系统作为了标准配置，通信卫星平台东方红－3B已经确立将200mm离子电推力器－200（LIPS－200）作为平台的可选配置。

核推进

核推进技术是将核能转化为动能的推进技术。目前主流的核推进技术是核热推进与核电推进。

核热推进是利用核裂变产生热能，将工质加热到很高的温度，然后通过收缩扩张喷管加速到超音流而产生推力的发动机系统。核热推进技术具有推力大、比冲高和可多次启动等优点。

核电推进是将核反应堆裂变能转换成电能为电推进系统供电，然后由电推进系统产生推力。目前，美国和俄罗斯也在开发推进与发电两用的空间核反应堆动力系统。相对核热或化学类型的大推力、低效率推进，核电推进为小推力、高比冲推进，核反应堆、放射性同位素发电机的高功率密度特性和电推进的高效率特性组合，使得核电推进应用于星际距离任务具有显著优势。

核热推进代表了未来空间推进技术领域的制高点，是必然的发展方向，它的发展必将引领空间探索领域质的跨越。对于核电推进技术，国外已经有放射性同位素、裂变反应堆核电推进系统的飞行试验和应用。

先进化学推进

探测器的可靠性和性能，在很大程度上取决于所采用的推进剂。绝大多数探测器的双组元推进系统采用可贮存推进剂。选择推进剂的重要原则是其比冲、工作温度、密度、点火特性和冷却性能。

其中，N2O4/MMH推进剂组合比冲高，且燃烧温度低，是较好的也是目前常见的推进剂组合。为了寻找比冲更高的组合，对多种推进剂进行了计算。

激光束流能推进

激光束流能推进是利用反冲作用来实现的。激光束流能推进中利用的是激光束辐照靶面产生超音速喷射的等离子体，其具体过程是：将强激光束聚焦于飞行器的靶材上，激光能量由靶材吸收，当靶材被加热到数千以至上万摄氏度的高温时，靶材开始熔融甚至气化，气化的靶物质及靶表面的气体进一步吸收激光能量并被电离形成离子体区。该高温、高压等离子体膨胀形成激光支持的爆轰波，从而对靶产生冲量作用，这需要建立相应的空间加速源。

不同双组元推进剂比冲

常规推进剂特性

太阳帆推进

太阳帆（Solar Sail）是最早提出的“空间帆”概念，它是一种无推进剂的推进技术。太阳帆推进是通过太阳风光子的“光压”作用在非常薄、轻的帆上反射而产生推力。

太阳帆推进可使一些过去未考虑实施的任务变为可能，如沿非开普勒轨道绕地球或太阳运行，或者完成太阳系内部星体采样返回任务。而且，高速度增量可完成快速接近外行星任务和星际起源任务。太阳帆推进技术使得结构设计简单，没有空间环境问题。作为低密度太阳帆，要求帆的密度小于1g/m2，这对帆材料的性能提出了很高的要求。理想的反射器性能指标为9.0μN/m2。

3 月球探测器推进系统发展趋势及设想

高性能、高可靠双组元推进系统

从美国、苏联/俄罗斯等国外月球探测器以及我国“嫦娥”月球探测器来看，双组元推进系统依然是被广泛应用的推进系统。相比冷气、单组元推进系统，双组元推进系统比冲更高，这就意味着在总冲量相同的情况下，双组元推进剂用量更少。此外，双组元推进系统入轨精度高，脉冲重复性好，环境适应能力强。双组元推进系统也是目前我国月球探测器一直选用的推进系统。

然而，随着空间科学技术的发展，系统总体对推进系统性能、质量等指标提出了更高要求。因此，高性能和高可靠的双组元推进系统是近期应用的必然趋势。

（1）性能指标

众所周知，双组元推进系统是通过2种组元推进剂混合燃烧获得所需的推力。2种已定推进剂组元燃烧效率的高低取决于这2种组元的混合比，因此混合比精度的控制对推进系统的性能来说至关重要。混合比精度控制不到位会导致一种推进剂过剩，增加系统无效的“死重”，降低了探测器系统的效率。通过更加严格的压力及流阻设计和控制，以及地面冷流流阻调试，可以提高混合比控制精度。

此外，通过提高单机性能指标，可以达到提升系统指标的目的。例如，发动机采用更耐热的涂层设计，达到提高发动机燃烧室温度和压力的目的。

再者，通过寻求比目前常见的N2O4和MMH比冲更高的推进剂组合，发现N2O4和B5H9双元液体推进剂比冲性能比N2O4和MMH比冲高约19.3s。

（2）减轻质量设计

月球探测器的减轻质量设计一直是科研工作者追逐的目标。设计师希望尽量减轻推进系统的质量，以便增加有效载荷的比例。双组元推进系统可以通过3个方面达到减轻质量的目的：

1）优化系统设计，采用集成化模块。将系统中阀门或者控制器集成化处理，优化布局。例如，将系统中自锁阀或者控制线路进行模块化。

2）优化单机设计，提高单机产品可靠性。对单机设计进行改进，应用先进科技，强化仿真及试验验证，通过提高单机产品可靠性，适当优化系统冗余设计。例如，通过提高减压阀产品可靠性，减少系统减压阀冗余设计。

3）选用新材料，使用新工艺。对推进系统的关键部件（气瓶、贮箱、发动机等）进行新材料、新工艺研究。例如，采用新纤维材料进行气瓶铝本体缠绕，增加强度。

电推进系统

由于传统的化学推进剂化学反应的比能量低，未来发展存在一定的限制，即使推进系统采用最高性能的氢氧推进剂混合，其理论最高比冲仅为500s。自20世纪90年代以来，电推进在国外的深空探测器上已经开始应用，并呈逐年增加趋势。美国光谱航天公司（Spectrum Astro）的深空－1（Deep Space－1）探测器，日本的“隼鸟”（Hayabusa）小行星探测器，ESA的智慧－1（SMART－1）月球探测器，美国的“黎明”（DAWN）小行星探测器，均采用了电推进系统。

电推进的应用将成为后续月球探测器的一种选择，尤其随着我国霍尔推力器及离子推力器技术水平的提高，电推进的应用只是时间问题，对于月球探测器电推进应用过程中需考虑的关键技术有：

1）大发射电流变比空心阴极。月球探测电推进需多模式工作，调节比大，这就要求空心阴极具备大发射电流变比能力，需要对空心阴极发射体、推进剂流道、结构设计和热设计进行研究。

2）高电压、大功率电源。电推进需要高电压、大功率电源的支撑，离子推力器栅极电压高达1100V，高电压、大功率的需求对电源拓扑结构设计、效率优化，以及高电压、大功率器件提出了需求。

3）长寿命、高可靠空心阴极。月球探测的大速度增量对推力器长寿命提出了较高要求，无论霍尔推力器还是离子推力器，点火和羽流中和均需要空心阴极，空心阴极是电推力器的可靠性和寿命的决定因素之一。

4）羽流的影响。离子电推进系统工作过程中，羽流对探测器的污染和离子溅射，羽流对探测器表面电位的影响，以及对射频通信的影响，都是实际应用中需要考虑的问题。

双模式、混合推进系统

双模式推进系统是双组元和单组元系统优化组合形成的。轨控采用双组元发动机，姿控采用单组元发动机，充分利用了双组元大推力发动机比冲高和单组元推力器脉冲冲量小、控制精度高等优点。双模式推进系统已经成功应用于亚洲卫星－2（AsiaSat－2）等卫星上。针对我国月球探测器可以考虑利用双模式的优点，对于推进剂分配与控制、大推力轨控发动机研制等技术难点，开展关键技术攻关。

混合推进系统顾名思义是几类推进系统的混合，美国的“勘测者”月球探测器便是一种混合推进系统，其结合了双组元与冷气推进系统。采用泵供给式N2O4/N2H4双组元液体远地点发动机，以及单独的冷气姿控推力器和位置保持用的离子推力器，也是国外即将应用的推进系统。

先进推进系统

与电推进相同，核推进、束流能推进和太阳帆推进等先进推进技术，也是目前乃至将来国内外争相研究的重点，其在月球探测以及载人登月等领域具有非常广阔的前景。美国航空航天局（NASA）制定的深空探测推进技术方案中，将更高功率的离子推进和核电推进作为高优先级发展，其次是先进化学推进、霍尔电推进，将太阳帆作为高风险和高回报研究项目。可见，在不久的将来，随着科技进步，先进推进技术也必将在我国月球探测器上获得应用。

4 结论

在月球探测过程中，推进系统的地位和作用举足轻重。因此探测器系统总体对推进系统提出了更高的性能及可靠性要求，如，要求更高的比冲，以便减少推进剂携带量，增加有效载荷，缩短飞行时间，还可以使用较小级别的运载火箭。从而获得更大的经济效益。在各种推进系统中，常规化学推进是技术上最成熟、最可靠的推进系统，追求更高性能指标的化学推进是近期发展的一条道路。电推进技术是国外一直比较重视的推进技术，其高比冲的性能大大提高了载荷比例，延长探测器寿命，是未来必将长足发展及应用的推进技术。双模式、混合推进系统是月球探测器值得考虑的推进系统。核推进、束流能推进、太阳帆推进等先进推进技术是我国后续需增加投入、深入研究的领域，其高投入、高回报的特性值得我们探索、尝试。

陆征/本文编辑