全電推進(jìn)GEO衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)展研究

周志成高軍

（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國(guó)家國(guó)防科技工業(yè)局，北京 100048）

全電推進(jìn)GEO衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)展研究

周志成1高軍2

（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國(guó)家國(guó)防科技工業(yè)局，北京 100048）

介紹了國(guó)外電推進(jìn)系統(tǒng)在地球靜止軌道（GEO）衛(wèi)星上的應(yīng)用階段，以及包括波音衛(wèi)星系統(tǒng)-702SP（BSS-702SP）在內(nèi)的主要全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)；總結(jié)了全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)在商業(yè)市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)、平臺(tái)技術(shù)創(chuàng)新、中型通信衛(wèi)星市場(chǎng)需求方面的發(fā)展動(dòng)因；提煉了全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)涉及的大推力、高比沖、雙模式電推進(jìn)系統(tǒng)，以及全軌道、小推力、自主變軌和位置保持等關(guān)鍵技術(shù)；提出了我國(guó)全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)開發(fā)的目標(biāo)及發(fā)展途徑。

通信衛(wèi)星平臺(tái)；全電推進(jìn)系統(tǒng)；小推力變軌

1 引言

美國(guó)波音衛(wèi)星系統(tǒng)公司研制的全電推進(jìn)地球靜止軌道（GEO）衛(wèi)星亞洲廣播衛(wèi)星-3A（ABS-3A）和歐洲通信衛(wèi)星-115B（Eutelsat-115B），在2015年3月1日采用獵鷹-9火箭以“一箭雙星”的方式成功發(fā)射。當(dāng)前，國(guó)際上已訂購(gòu)的全電推進(jìn)衛(wèi)星有13顆，包括波音衛(wèi)星系統(tǒng)公司的8顆，歐洲空中客車公司的3顆，俄德合資衛(wèi)星制造商Dauria建造的2顆。此外，美國(guó)軌道科學(xué)公司、洛馬商業(yè)空間系統(tǒng)公司和勞拉空間系統(tǒng)公司，以及德國(guó)OHB公司等，也在開展全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的開發(fā)。我國(guó)也開始了全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的關(guān)鍵技術(shù)研究及平臺(tái)開發(fā)工作。全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)主要指GEO衛(wèi)星平臺(tái)，采用高比沖的電推進(jìn)系統(tǒng)（如離子電推進(jìn)或霍爾電推進(jìn)等），實(shí)現(xiàn)星箭分離后的衛(wèi)星轉(zhuǎn)移軌道變軌、衛(wèi)星入軌后的軌道位置保持、動(dòng)量輪卸載及離軌等任務(wù)，可取消復(fù)雜的雙組元統(tǒng)一化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)。

全電推進(jìn)GEO衛(wèi)星平臺(tái)的最大優(yōu)點(diǎn)是:可大幅縮減推進(jìn)劑攜帶量，在承載同等有效載荷質(zhì)量的情況下能使衛(wèi)星發(fā)射質(zhì)量降低約50%，使推進(jìn)劑與衛(wèi)星干質(zhì)量比從約1.5降至約0.3，從而實(shí)現(xiàn)“一箭雙星”發(fā)射，有效降低綜合研制費(fèi)用，顯著提升衛(wèi)星平臺(tái)的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力［1］。其主要缺點(diǎn)是:由于變軌推力微小，需要較長(zhǎng)的變軌時(shí)間，如全電推進(jìn)GEO衛(wèi)星平臺(tái)需要3～8個(gè)月的變軌時(shí)間，才能從地球同步轉(zhuǎn)移軌道（GTO）進(jìn)入GEO，相對(duì)推遲了衛(wèi)星的運(yùn)營(yíng)服務(wù)時(shí)間。

本文分析了國(guó)外全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的發(fā)展情況和發(fā)展動(dòng)因，提煉了我國(guó)全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)開發(fā)需要解決的關(guān)鍵技術(shù)，最后提出了我國(guó)全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)開發(fā)的目標(biāo)及發(fā)展途徑建議。

2 國(guó)外全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)展分析

2.1 電推進(jìn)系統(tǒng)的應(yīng)用階段

電推進(jìn)系統(tǒng)的應(yīng)用，主要在于節(jié)省衛(wèi)星的推進(jìn)劑攜帶量，從而有效降低衛(wèi)星發(fā)射質(zhì)量或提升有效載荷承載能力。以某在軌工作壽命15年的GEO衛(wèi)星為例，衛(wèi)星在西昌發(fā)射場(chǎng)發(fā)射，其軌道轉(zhuǎn)移、南北及東西位置保持、姿態(tài)控制等任務(wù)的速度增量需求如圖1所示，可見，電推進(jìn)系統(tǒng)用于軌道轉(zhuǎn)移帶來的效益最大，其次是南北位置保持。

圖1 GEO衛(wèi)星各階段任務(wù)的速度增量需求Fig.1 Velocity increment requirements of each flight phase of GEO satellite

電推進(jìn)系統(tǒng)在GEO衛(wèi)星上的應(yīng)用經(jīng)歷了循序漸進(jìn)、由易到難、逐步深入的過程，先用于軌道位置保持，再擴(kuò)展到變軌。

（1）電推進(jìn)系統(tǒng)用于衛(wèi)星軌道位置保持。從1995年開始，俄羅斯的MSS-2500-GSO衛(wèi)星平臺(tái)就配置了霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)，用于衛(wèi)星在軌位置保持。當(dāng)前，國(guó)際上主流的GEO通信衛(wèi)星平臺(tái)均配置電推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行南北位置保持，如波音衛(wèi)星系統(tǒng)公司的BSS-702平臺(tái)，洛馬商業(yè)空間系統(tǒng)公司的A2100平臺(tái)，勞拉空間系統(tǒng)公司的LS-1300平臺(tái)，泰雷茲-阿萊尼亞空間公司的空間客車-4000（Spacebus-4000）平臺(tái)，阿斯特里姆（Astrium）公司的歐洲星-3000（EuroStar-3000）平臺(tái)，此外還有ESA的“阿特米斯”（Artemis）衛(wèi)星，俄羅斯的“快訊”（Express）通信衛(wèi)星等。對(duì)于干質(zhì)量2100 kg、工作壽命15年的通信衛(wèi)星，采用電推進(jìn)實(shí)現(xiàn)南北位置保持后，有效載荷承載質(zhì)量可增加約300 kg。

（2）從軌道位置保持進(jìn)一步擴(kuò)展到軌道轉(zhuǎn)移和動(dòng)量輪卸載等任務(wù)。在此階段，根據(jù)衛(wèi)星的規(guī)模，有不同的應(yīng)用方式:①對(duì)于大型GEO衛(wèi)星（發(fā)射質(zhì)量超過5000 kg），受電推力器推力的限制，先用遠(yuǎn)地點(diǎn)化學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)變軌到中間轉(zhuǎn)移軌道，再用電推力器完成變軌，以有效縮減推進(jìn)劑攜帶量，從而突破衛(wèi)星的有效載荷承載能力瓶頸，滿足大容量有效載荷的裝載需求。例如，基于A2100M平臺(tái)的“先進(jìn)極高頻”（AEHF）衛(wèi)星［2］，采用電推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行部分變軌和南北位置保持后，有效載荷承載能力提升約700 kg，但變軌時(shí)間延長(zhǎng)為100 d。②對(duì)于小型GEO衛(wèi)星（發(fā)射質(zhì)量一般小于2500 kg），采用電推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)全過程變軌、軌道位置保持和動(dòng)量輪卸載、離軌等任務(wù)，即“全電推進(jìn)衛(wèi)星”。

2.2 主要衛(wèi)星平臺(tái)

限于電推力器的推力水平和衛(wèi)星姿態(tài)軌道控制要求，目前國(guó)際上主要針對(duì)GEO通信衛(wèi)星市場(chǎng)需求提出了全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)，取消了化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)。美國(guó)和歐洲提出的GEO在軌服務(wù)衛(wèi)星，也采用全電推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行全過程變軌、軌道位置保持和軌道機(jī)動(dòng)等任務(wù)。

1）BSS-702SP衛(wèi)星平臺(tái)

2012年3月，波音衛(wèi)星系統(tǒng)公司宣布正在開發(fā)中小型全電推進(jìn)通信衛(wèi)星平臺(tái)——BSS-702SP平臺(tái)［3］，并已獲得亞洲廣播衛(wèi)星（ABS）公司和歐洲通信衛(wèi)星（Eutelsat）公司等多顆衛(wèi)星的研制合同。這兩家公司的4顆衛(wèi)星均選用獵鷹-9火箭采用“一箭雙星”方式發(fā)射。

BSS-702SP平臺(tái)本體尺寸為1.8 m×1.9 m× 3.5 m；發(fā)射質(zhì)量不超過2000 kg，氙氣加注量可達(dá)400 kg；可承載500 kg有效載荷（51路轉(zhuǎn)發(fā)器），有效載荷功率為3～8 kW；衛(wèi)星工作壽命15年。該平臺(tái)采用4臺(tái)XIPS-25氙離子推力器，單臺(tái)推力為165 mN，比沖為3500 s，功率為4.5 k W，變軌時(shí)需要2臺(tái)離子推力器同時(shí)工作。

BSS-702SP平臺(tái)在充分繼承BSS-702HP平臺(tái)成熟技術(shù)的基礎(chǔ)上（如超三結(jié)砷化鎵太陽電池陣、鋰離子蓄電池、零動(dòng)量三軸控制技術(shù)），還采用了創(chuàng)新技術(shù)，如采用新一代綜合電子系統(tǒng)構(gòu)架，簡(jiǎn)化數(shù)據(jù)管理并增強(qiáng)衛(wèi)星健康管理能力。

2）OHB公司全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)

2013年10月，ESA及德國(guó)OHB公司與全球第二大衛(wèi)星運(yùn)營(yíng)商SES公司簽訂協(xié)議，聯(lián)合開發(fā)全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)——Electra平臺(tái)，其首顆衛(wèi)星是一顆SES公司的衛(wèi)星，計(jì)劃在2018年發(fā)射。Electra平臺(tái)基于德國(guó)OHB公司的SGEO（Small GEO，2009年首發(fā)）［4］平臺(tái)開發(fā)，發(fā)射質(zhì)量為2～3 t，有效載荷質(zhì)量為700 kg，有效載荷功率為8 k W，可替代現(xiàn)有的5 t發(fā)射質(zhì)量的歐洲中型衛(wèi)星平臺(tái)。

3）其他全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)

2013年9月，洛馬商業(yè)空間系統(tǒng)公司宣布正在升級(jí)改造A2100平臺(tái)，其中一項(xiàng)重點(diǎn)內(nèi)容就是進(jìn)行全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)改造，以支持“一箭雙星”發(fā)射，能采用更大推力的電推力器使衛(wèi)星入軌時(shí)間比其他全電推進(jìn)衛(wèi)星縮減一半。另外，軌道科學(xué)公司計(jì)劃投資2500萬美元完成平臺(tái)升級(jí)任務(wù)，并開展星-3（Star-3）平臺(tái)的全電推進(jìn)設(shè)計(jì)。阿斯特里姆公司、勞拉空間系統(tǒng)公司等也宣布已開展全電推進(jìn)通信衛(wèi)星平臺(tái)的開發(fā)。

由于全電推進(jìn)GEO衛(wèi)星平臺(tái)為輕小型平臺(tái)，具有發(fā)射成本低、構(gòu)型配置靈活、有效載荷適應(yīng)性強(qiáng)、能在軌長(zhǎng)期自主運(yùn)行等特點(diǎn)，因此國(guó)外論證的GEO在軌服務(wù)項(xiàng)目多采用電推進(jìn)系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)GTO變軌和軌道位置保持，如歐洲的“軌道延壽飛行器”（Orbit Life Extension Vehicle，OLEV）、美國(guó)VIVISAT公司的“任務(wù)擴(kuò)展飛行器”（Mission Extension Vehicle，MEV）等，從而降低發(fā)射質(zhì)量，或可實(shí)現(xiàn)“一箭雙星”發(fā)射。GEO在軌服務(wù)衛(wèi)星一般另配備1套簡(jiǎn)單的化學(xué)或冷氣推進(jìn)系統(tǒng)，用于快速軌道機(jī)動(dòng)及姿態(tài)控制。

2.3 發(fā)展動(dòng)因

全電推進(jìn)衛(wèi)星的快速發(fā)展，主要源于衛(wèi)星市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)和衛(wèi)星技術(shù)創(chuàng)新的驅(qū)動(dòng)。

（1）全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)首先來源于商業(yè)通信衛(wèi)星市場(chǎng)的全系統(tǒng)低成本要求。采用電推進(jìn)替代化學(xué)推進(jìn)完成變軌和位置保持任務(wù)，是當(dāng)前大幅降低高軌通信衛(wèi)星發(fā)射質(zhì)量或顯著提升衛(wèi)星有效載荷承載能力、降低衛(wèi)星研制費(fèi)用的最有效途徑。波音衛(wèi)星系統(tǒng)公司BSS-702SP平臺(tái)直接迎合了運(yùn)營(yíng)商的低成本要求，是在ABS和Satmex通信衛(wèi)星競(jìng)標(biāo)中正式確定開發(fā)的。另一方面，采用“一箭雙星”發(fā)射可降低發(fā)射成本，如BSS-702SP平臺(tái)衛(wèi)星采用獵鷹-9火箭“一箭雙星”發(fā)射，費(fèi)用僅約6500萬美元，低于阿里安-5火箭（約1億美元）和質(zhì)子號(hào)火箭（約8000萬美元），從而可大大降低項(xiàng)目的綜合運(yùn)營(yíng)成本。以基于BSS-702SP平臺(tái)的ABS-3A衛(wèi)星為例，衛(wèi)星裝載51路C、Ku頻段轉(zhuǎn)發(fā)器，單星價(jià)格約為1億美元，發(fā)射費(fèi)用約為3250萬美元，每路轉(zhuǎn)發(fā)器價(jià)格僅為300萬美元，遠(yuǎn)低于目前國(guó)際市場(chǎng)上每路轉(zhuǎn)發(fā)器500萬美元的平均價(jià)格，競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)非常顯著。

（2）全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)開發(fā)將促進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的重大技術(shù)進(jìn)步。目前，各衛(wèi)星研制公司都在尋求衛(wèi)星平臺(tái)技術(shù)的突破和升級(jí)改造，而全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)將引發(fā)衛(wèi)星系列技術(shù)的創(chuàng)新，促進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的升級(jí)改造，能顯著提升衛(wèi)星平臺(tái)的綜合能力，符合衛(wèi)星平臺(tái)的創(chuàng)新發(fā)展要求。

（3）全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)符合拓展中型商業(yè)通信衛(wèi)星市場(chǎng)的需求。當(dāng)前，國(guó)外研制的電推力器推力一般不超過300 m N、功率達(dá)到5000 W，需要2臺(tái)推力器同時(shí)工作進(jìn)行軌道提升。因此，受電推力器推力和功率要求的限制，全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)主要適用于中小型通信衛(wèi)星（發(fā)射質(zhì)量1500～2500 kg，有效載荷質(zhì)量300～600 kg，有效載荷功率3～8 k W，裝載20～50路轉(zhuǎn)發(fā)器），既可用于新興市場(chǎng)的探索性開拓，也可用于接替在軌中型衛(wèi)星，受到中小型通信衛(wèi)星運(yùn)營(yíng)商的青睞。據(jù)統(tǒng)計(jì)，2015—2022年，國(guó)際上質(zhì)量4200 kg以下中小型通信衛(wèi)星的市場(chǎng)需求將占到41%，如表1所示。

表1 國(guó)際通信衛(wèi)星發(fā)射情況預(yù)測(cè)Table 1 Telecommunication satellite launch forecast

3 我國(guó)全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)展方向分析

3.1 全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)展目標(biāo)

1）全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的研制基礎(chǔ)

我國(guó)已完成了LIPS-200氙離子電推力器（推力40 m N）和HET-40霍爾電推力器（推力40 m N）的工程研制，并實(shí)現(xiàn)了在軌飛行驗(yàn)證［5-7］，已開展推力200 m N左右的大功率離子電推力器和霍爾電推力器的攻關(guān)研制［8］；同時(shí)，已開展電推進(jìn)通信衛(wèi)星平臺(tái)的開發(fā)［9］。

2）電推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)展目標(biāo)

衛(wèi)星電推進(jìn)系統(tǒng)的主要指標(biāo)有比沖Isp、推力F、功率P和效率η等參數(shù)，其關(guān)系如下:F·Isp=2ηP。可見，電推進(jìn)的推力與功率成正比，與比沖成反比。此外，變軌時(shí)間是全電推進(jìn)衛(wèi)星的重要指標(biāo)，其與衛(wèi)星推力具有密切的關(guān)系。以起飛質(zhì)量為2000 kg的全電推進(jìn)衛(wèi)星為例，對(duì)于軌道傾角28°、近地點(diǎn)高度200 km、遠(yuǎn)點(diǎn)地高度42 000 km的GTO，如果將變軌周期控制在6個(gè)月以內(nèi)，要求電推進(jìn)變軌點(diǎn)推力大于350 m N。

電推進(jìn)性能指標(biāo)及技術(shù)成熟度是影響其應(yīng)用的首要因素，空間電源供電水平是影響電推進(jìn)應(yīng)用的第二個(gè)因素。綜合考慮各種因素，建議全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)所用電推力器定位于:適應(yīng)高軌衛(wèi)星GTO變軌和GEO位置保持、離軌等任務(wù)要求，開發(fā)高功率、雙模式、高比沖電推力器，即推力（80～300 mN）、功率（2～5 k W）、比沖（1600～4000 s）可調(diào)的雙模式電推力器，其工作壽命為10 000～20 000 h。

3）全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)開發(fā)目標(biāo)

將全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)作為技術(shù)跨越性平臺(tái)，開展創(chuàng)新性開發(fā)，打造技術(shù)先進(jìn)、綜合性能指標(biāo)高、承載比高、可靈活柔性配置的高軌衛(wèi)星平臺(tái)。全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)基本型的主要指標(biāo)為:衛(wèi)星發(fā)射質(zhì)量為2000～2500 kg，整星功率為15～17 k W，有效載荷質(zhì)量為500～700 kg，有效載荷功率為6～9 k W，壽命為16年。全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)擴(kuò)展型的主要指標(biāo)為:衛(wèi)星發(fā)射質(zhì)量為2500～3500 kg，整星功率為17～22 k W，有效載荷質(zhì)量為700～1200 kg，有效載荷功率為9～14 k W，工作壽命為16年。

全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)主要支撐我國(guó)商業(yè)通信衛(wèi)星研制，有效提升國(guó)內(nèi)外通信衛(wèi)星市場(chǎng)的競(jìng)爭(zhēng)力；同時(shí)還可用于民用、軍用GEO通信衛(wèi)星研制，提升衛(wèi)星的綜合性能。此外，通過柔性配置，可擴(kuò)展為全電推進(jìn)遙感衛(wèi)星平臺(tái)，支持高軌遙感衛(wèi)星研制。全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)適用于長(zhǎng)征-3B火箭“一箭雙星”自身入軌發(fā)射、長(zhǎng)征-3C火箭“一箭單星”自身入軌發(fā)射。

3.2 需要解決的關(guān)鍵問題

1）大推力、高比沖、長(zhǎng)壽命、高可靠及雙模式電推進(jìn)技術(shù)

全電推進(jìn)衛(wèi)星變軌過程需要2臺(tái)推力200 m N以上、比沖1800 s以上的推力器同時(shí)工作，以盡量短的時(shí)間和盡量少的推進(jìn)劑進(jìn)入GEO；衛(wèi)星入軌后，有效載荷開機(jī)，使得電推進(jìn)系統(tǒng)功率受限，位置保持需要電推力器以小功率（不超過3000 W）、高比沖模式進(jìn)行工作。因此，要求電推力器具備大功率和小功率兩種工作模式。當(dāng)前國(guó)內(nèi)已鑒定的推力器只有單模式40 m N和80 m N推力，要加緊開展更大推力的雙模式電推力器研制。同時(shí)，全電推進(jìn)衛(wèi)星的變軌和南北位置保持工作時(shí)間長(zhǎng)，且沒有化學(xué)推力器作為備份，要求電推進(jìn)系統(tǒng)必須具備長(zhǎng)壽命（大于10 000 h）和高可靠性。

對(duì)于電推力器，要突破高效電離放電室設(shè)計(jì)、高性能磁聚焦、長(zhǎng)壽命空心陰極等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)；對(duì)于電源處理系統(tǒng)，要實(shí)現(xiàn)大功率高效率多模式電源、高壓切換繼電器等技術(shù)；對(duì)于推進(jìn)劑貯供系統(tǒng)，須突破高精度大調(diào)節(jié)比電磁閥、高壓電子減壓閥等技術(shù)。此外，還要完成電推進(jìn)系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)、推力器配置布局及使用方案優(yōu)化設(shè)計(jì)等；作為變軌和位置保持共用的電推力器，須完成具備大角度調(diào)節(jié)能力的矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證。

電推力器羽流會(huì)對(duì)衛(wèi)星產(chǎn)生力、熱、刻蝕、污染和電磁兼容等多種影響，須通過充分的羽流試驗(yàn)，并結(jié)合仿真系統(tǒng)開發(fā)，完成對(duì)羽流場(chǎng)和羽流效應(yīng)的精確建模，實(shí)現(xiàn)對(duì)羽流影響的全面正確評(píng)估。

2）長(zhǎng)周期、全軌道、小推力自主變軌及位置保持控制技術(shù)

全電推進(jìn)轉(zhuǎn)移軌道變軌本質(zhì)上是一個(gè)長(zhǎng)周期小推力變軌問題。在小推力變軌過程中，衛(wèi)星運(yùn)行受到大氣阻力、地球扁率、光壓、日月引力等攝動(dòng)影響，并與火箭入軌參數(shù)、衛(wèi)星質(zhì)量、變軌推力等密切相關(guān)，衛(wèi)星運(yùn)行圈數(shù)多，最優(yōu)變軌策略難以確定［10］。選取合理的優(yōu)化目標(biāo)、約束條件和優(yōu)化變量，采用有效的優(yōu)化方法，考慮姿態(tài)控制及太陽翼指向控制等問題，開展變軌策略優(yōu)化設(shè)計(jì)，是全電推進(jìn)衛(wèi)星任務(wù)設(shè)計(jì)的一大難點(diǎn)。

按照軌道優(yōu)化理論，并考慮各類工程約束，變軌過程要分階段進(jìn)行:第一階段，為減小大氣阻力影響，在軌道平面內(nèi)盡快抬高軌道近地點(diǎn)；第二階段，進(jìn)一步抬高軌道高度，同時(shí)減小軌道傾角；第三階段，在進(jìn)一步減小軌道傾角的同時(shí)，調(diào)整軌道偏心率。變軌過程如圖2所示。

圖2 全電推進(jìn)衛(wèi)星變軌過程Fig.2 Orbit maneuver process of all-electric propulsion satellite

衛(wèi)星小推力變軌過程中，為縮短變軌時(shí)間，幾乎全部軌道都在點(diǎn)火變軌，地面測(cè)控站難以全部覆蓋，要求衛(wèi)星必須具備自主測(cè)定軌、自主變軌計(jì)算、自主姿態(tài)調(diào)整和自主生存能力，因此必須突破衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道段復(fù)雜姿態(tài)情況下的自主導(dǎo)航技術(shù)和自主健康管理技術(shù)等。

衛(wèi)星在軌運(yùn)行過程中，由于推力小，電推進(jìn)系統(tǒng)幾乎每天都處于位置保持工作狀態(tài)，全電推進(jìn)衛(wèi)星的位置保持策略設(shè)計(jì)具有自身的特點(diǎn)和難點(diǎn)；而且，為提高位置保持效率和電推進(jìn)配置的工程實(shí)現(xiàn)性，南北位置保持和東西位置保持需要聯(lián)合控制，并在位置保持過程中同時(shí)實(shí)現(xiàn)動(dòng)量輪的卸載，這就涉及位置保持及角動(dòng)量卸載聯(lián)合控制的設(shè)計(jì)問題。如果衛(wèi)星南北兩側(cè)各安裝2臺(tái)電推力器（見圖3），在正常模式下每天進(jìn)行2次南北位置保持（升、降交點(diǎn)各1次），兼顧東西位置保持和動(dòng)量輪卸載，見圖4。衛(wèi)星在運(yùn)行至升交點(diǎn)附近時(shí)，北側(cè)1臺(tái)電推力器（WN或EN）點(diǎn)火，位于北側(cè)的2臺(tái)推力器可以根據(jù)需要依次進(jìn)行點(diǎn)火；衛(wèi)星在運(yùn)行至降交點(diǎn)附近時(shí)，南側(cè)1臺(tái)電推力器（WS或ES）點(diǎn)火，位于南側(cè)的2臺(tái)推力器可以根據(jù)需要依次進(jìn)行點(diǎn)火。當(dāng)同側(cè)2臺(tái)推力器中的1臺(tái)損壞時(shí)，用其他正常推力器可以完成南北位置保持，但推力器點(diǎn)火對(duì)偏心率的影響不會(huì)在升、降交點(diǎn)中消除，這時(shí)須采取故障點(diǎn)火模式，以實(shí)現(xiàn)全軌道控制。

圖3 電推力器布局示意Fig.3 Electric thruster layout configuration

圖4 正常模式下位置保持點(diǎn)火策略Fig.4 Position keeping ignition strategy in normal model

3）適于“一箭雙星”發(fā)射的衛(wèi)星構(gòu)型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

為提高經(jīng)濟(jì)性，全電推進(jìn)衛(wèi)星主要考慮“一箭雙星”發(fā)射。國(guó)內(nèi)外常用的“一箭雙星”發(fā)射方式主要有外支撐、內(nèi)支撐和衛(wèi)星自串聯(lián)3種，為提高對(duì)現(xiàn)有運(yùn)載火箭的適應(yīng)性，最大程度利用火箭運(yùn)載能力，全電推進(jìn)衛(wèi)星更適于“一箭雙星”自串聯(lián)發(fā)射，BSS-702SP平臺(tái)即采用這種形式。因此，根據(jù)全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)特點(diǎn)及“一箭雙星”自串聯(lián)發(fā)射約束，須完成具備高承載效率、柔性可配置的新型衛(wèi)星構(gòu)型設(shè)計(jì)、新型衛(wèi)星主承力結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)、雙星自身串聯(lián)接口設(shè)計(jì)、星箭接口優(yōu)化設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證方案設(shè)計(jì)等。

4）高效電源和高效熱控技術(shù)

全電推進(jìn)衛(wèi)星的電推進(jìn)系統(tǒng)功率需求較大，在變軌過程中約為10 k W，這對(duì)太陽電池陣提出了較高要求。另外，在長(zhǎng)時(shí)間變軌過程中，衛(wèi)星會(huì)反復(fù)穿越地球輻射帶，太陽電池陣的輻射總劑量會(huì)有所增加，導(dǎo)致太陽電池陣的衰退率增大。經(jīng)分析，當(dāng)玻璃蓋片厚度為0.12 mm時(shí)，三結(jié)砷化鎵太陽電池的輻射衰降因子約為80%。因此，必須研究采用更高效的太陽電池（如超三結(jié)或四結(jié)砷化鎵太陽電池等），并適當(dāng)增加玻璃蓋片厚度，以提高太陽電池陣的輸出效率。

在全電推進(jìn)衛(wèi)星熱控技術(shù)上，由于衛(wèi)星在變軌過程中有效載荷不開機(jī)，加熱功率需求較大，因此須研究智能熱控措施，以有效降低轉(zhuǎn)移軌道段的加熱功率；同時(shí)，全電推進(jìn)衛(wèi)星一般為中小型衛(wèi)星，本體尺寸較小，在有效載荷開機(jī)后，自身散熱面積有限，因此必須研究采用新型、高效、智能的散熱措施。

5）星箭全系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)

全電推進(jìn)衛(wèi)星的綜合效益體現(xiàn)在星箭匹配優(yōu)化設(shè)計(jì)上。全電推進(jìn)衛(wèi)星的最大優(yōu)勢(shì)在于發(fā)射質(zhì)量縮減一半，可采用“一箭雙星”發(fā)射或采用小型運(yùn)載火箭進(jìn)行單星發(fā)射。為充分發(fā)揮我國(guó)全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)的應(yīng)用效益，必須基于已有或在研的運(yùn)載火箭開展適用“一箭雙星”發(fā)射整流罩的開發(fā)。衛(wèi)星的長(zhǎng)周期、小推力變軌策略分析結(jié)果表明，星箭分離點(diǎn)的遠(yuǎn)地點(diǎn)高度對(duì)全電推進(jìn)衛(wèi)星的變軌時(shí)間影響較大，因此須開展星箭分離點(diǎn)參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)，以取得最佳效益。

4 結(jié)束語

全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)是較大限度提升衛(wèi)星荷載比、充分發(fā)揮衛(wèi)星平臺(tái)承載能力、提升衛(wèi)星平臺(tái)綜合性能的有效途徑，可顯著提升通信衛(wèi)星的國(guó)際市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力，符合先進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)創(chuàng)新的迫切性要求。結(jié)合我國(guó)GEO衛(wèi)星發(fā)展對(duì)電推進(jìn)技術(shù)的需求，并考慮電推力器的研制進(jìn)展，借鑒美國(guó)波音衛(wèi)星系統(tǒng)公司和德國(guó)OHB公司的全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)展模式，制定我國(guó)電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)展路線，全面提升衛(wèi)星平臺(tái)能力和國(guó)際市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力。

（1）以市場(chǎng)需求為牽引，在完成現(xiàn)有電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)（采用電推進(jìn)系統(tǒng)完成在軌位置保持）研制的基礎(chǔ)上［9］，同步開展全電推進(jìn)衛(wèi)星平臺(tái)研制，同時(shí)牽引多模式、高功率電推力器發(fā)展，促進(jìn)電推力器的技術(shù)成熟及進(jìn)一步推廣應(yīng)用。

（2）在科研技術(shù)攻關(guān)方面，須進(jìn)一步聚焦關(guān)鍵技術(shù)，集合優(yōu)勢(shì)力量，加大投入，突破長(zhǎng)周期、小推力自主變軌控制、電推進(jìn)在軌位置保持控制等關(guān)鍵技術(shù)，開展支持雙模式、百毫牛級(jí)電推力器的攻關(guān)研制和驗(yàn)證。

（3）在能力建設(shè)方面，積極推進(jìn)電推力器型譜化等基礎(chǔ)能力建設(shè)；同時(shí)，市場(chǎng)開拓與衛(wèi)星平臺(tái)開發(fā)同步開展，并加強(qiáng)國(guó)際對(duì)標(biāo)，提高市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力。

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［1］M Konstantinov.The analysis of influence of electrical propulsion characteristics on efficiency of transport maneuvers［C/OL］.［2014-12-20］.http://erps.spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_articledownload_ 1988-2007/2007index/IEPC-2007-212.pdf

［2］Defense Industry Daily.Next-stage C4ISR bandwidth: the AEHF satellite program［EB/OL］.［2014-12-20］.https://www.defenseindustrydaily.com/nextstagec4isr-bandwidth-the-us-militarys-aehf-program-updated-02165/

［3］Steven A Feuerborn1，David A Neary，Julie M Perkins.Finding a way:Boeing's“All electric propulsion satellite”［C］//Proceedings of the 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference.Washington D.C.: AIAA，2013:1-5

［4］H Lübberstedt，A Schneider，H Schuff，et al.Development of the European small geostationary satellite SGEO［C］//Proceedings of the IAA Symposium on Small Satellite Systems and Services（4S）.Stockholm: IAA，2008

［5］周志成，王敏，李烽，等.我國(guó)通信衛(wèi)星電推進(jìn)技術(shù)的工程應(yīng)用［J］.國(guó)際太空，2013（6）:40-45 Zhou Zhicheng，Wang Min，Li Feng，et al.Engineering application of electric propulsion technology in China's telecommunication satellite［J］.Space International，2013（6）:40-45（in Chinese）

［6］張?zhí)炱?，田華兵，陳娟娟.LIPS-200離子推力器壽命地面試驗(yàn)方案研究［J］.航天器工程，2012，21（4）:111-116 Zhang Tianping，Tian Huabing，Chen Juanjuan.A study of LIPS-200 ion thruster life test on ground［J］.Spacecraft Engineering，2012，21（4）:111-116（in Chinese）

［7］張志遠(yuǎn)，田楊，王平陽，等.霍爾推力器壽命實(shí)驗(yàn)和計(jì)算分析［J］.火箭推進(jìn)，2014，40（3）:16-22 Zhang Zhiyuan，Tian Yang，Wang Pingyang，et al.Experiment and calculation analysis of Hall thruster lifetime［J］.Journal of Rocket Propulsion，2014，40（3）: 16-22（in Chinese）

［8］孫明明，張?zhí)炱?，王?30 cm口徑離子推力器熱特性模擬分析［J］.真空與低溫，2014，20（3）:158-162 Sun Mingming，Zhang Tianping，Wang Liang.Thermal analysis of 30 cm diameter thruster［J］.Vacuum& Cryonenics:2014，20（3）:158-162（in Chinese）

［9］Zhong Xiaoqing.Electric propulsion DFH-3B communications satellite platform［J］.Aerospace China，2014，14（4）:17-18

［10］Ronald L Corey，Nicolas Gascon，Jorge J Delgado，et al.Performance and evolution of stationary plasma［C］//Proceedings of the 28th AIAA International Communications Satellite Systems Conference（ICSSC-2010）.Washington D.C.:AIAA，2010:1-20

（編輯：夏光）

Development Approach to All-electric Propulsion GEO Satellite Platform

ZHOU Zhicheng1GAO Jun2
（1 Institute of Telecommunication Satellite，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）
（2 State Administration of Science，Technology and Industry for National Defence，Beijing 100048，China）

The development stage of electric propulsion system and the main all-electric propulsion GEO satellite platforms including BSS-702SP are introduced.The development motivations of allelectric propulsion satellite platform are summarized including the commercial market competition，platform technical innovation，and market demand for medium-sized telecommunication satellites.The key technologies of all-electric propulsion satellite platform are refined such as high thrust，high impulse，dual mode electric propulsion system，the whole orbit and low-thrust autonomous orbit maneuver，and position keeping.Finally，the paper proposes the development target and the approach of China's all-electric propulsion platform.

telecommunication satellite platform；all-electric propulsion system；low-thrust orbit maneuver

V423.4

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.02.001

2015-01-14；

2015-03-10

周志成，男，研究員，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w技術(shù)。Email：zhouzhicheng@cast.cn。