电推进在深空微纳卫星的应用及展望.docx

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1、电推进在深空微纳卫星的应用及展望目录目录11 .深空微纳卫星的现状12 .深空探测任务对电推进的需求42.1. 地月系任务62.2. 行星际转移任务92.2.1. 行星轨道转移任务92.2.2. 小行星任务112.2.3. 深空探测器伴星与编队飞行任务123 .微小型电推进器的种类与特点153.1. 场效应与胶体推进器153.2. 离子推进器173.3. 霍尔推进器213.4. 高效的阴极与自中和离子推进器233.5. 电热推进器244 .总结与展望25参考文献261 .深空微纳卫星的现状近十年来，电子、通信技术发展迅速，曾经被认为是“玩具的微纳卫星，已经成为各项复杂航天任务的探路者，以较低的

2、成本对推进、通讯、制导及载荷等技术进行验证。一般认为10100kg的卫星属于微卫星，110kg属于纳卫星，许多微纳卫星由10cm边长的立方体模块组成，也被称为立方星。当前各国的深空探测活动空前活跃，商业化航天大幅降低了进入太空的成本，可回收火箭的近地轨道发射价格已低至每千克5000美元，这些条件为微纳卫星走向深空带来了绝佳的搭车发射机会。2018年是微纳卫星走向深空的起点。我国的龙江二号微卫星搭载鹊桥卫星任务升空，其质量仅47kg（含15kg燃料），首次实现了微小卫星自主地月转移、近月制动、绕月飞行和受控撞击月球。卫星用于观测月球对超长波的遮挡，并验证了微卫星执行深空任务的能力。如果不是微纳卫

3、星技术的成熟，学生团队不可能主导曾经举国之力才能实现的科研任务。在科研价值之外，微纳卫星对于科普有重要的意义。例如龙江二号上搭载了本科生团队研制的微型emos相机，拍摄的照片被誉为最美地月合影，激励了更多大学生投入航天事业，其意义不言而喻。同年，美国的洞察号抵达火星并释放两颗名为MarCo的6U立方星，测试了微纳卫星为着陆器提供通信中继的技术。图1国防部长劳埃德J奥斯汀三世于2021年7月13日在华盛顿举行的全球新兴技术峰会上向国家人工智能安全委员会发表讲话。Solar arrays图2 MarC。卫星结构及冷气推进器安装的位置除以上任务外，还有使用微纳卫星探测小行星的计划。2018年11月，

4、首届中国微小卫星大会在西北工业大学举办，西北工业大学计划发起立方星星座深空探索计划，用68颗6U12U立方星，在奔赴小行星的各个阶段分离部署，组成星座，开展国际深空探测和小行星探测任务。微纳卫星作为搭车载荷从地球轨道走向深空时，将面临以下挑战：1）对于地球轨道发射的搭载任务，从地球轨道逃逸需要的速度增量高，从700m/s（GTO）到3000m/s（LEO）不等，微小尺寸的化学火箭推重比低且无法实现高比冲，且微纳卫星没有空间携带足够的燃料，导致常规微纳卫星的速度增量（delta,后文简写为dV）很低。2）对于搭载深空任务的微纳卫星，微纳卫星往往需要中途下车，在地球逃逸之后仍需要依靠自身动力变轨，

5、如微纳卫星搭载TLI轨道发射任务，利用月球引力弹射逃逸并使用自身动力飞往近地小行星。如果主载荷的任务延期，微纳卫星也只能错过发射窗口，导致更多的dV需求或被迫更换任务目标。3）很多搭车发射任务特别是从载人航天器中释放微纳卫星的任务，出于安全考虑，卫星不允许携带易燃易爆的燃料，直接限制了化学火箭在微纳卫星上的应用。出于以上限制，微型电推进系统将为搭载任务提供巨大的便利。近年来太阳能电池取得突破性进展，使微纳卫星也能产生几十至数百瓦的功率，因此电推进成为了微纳深空卫星的首选。高比冲、高功重比的电推进微纳卫星将具有自行逃离地球引力场和大幅度变轨的能力，对发射窗口要求将宽松得多，将使深空探测常态化，甚

6、至产生商业价值。2 .深空探测任务对电推进的需求电源功率限制使电推进卫星的加速度很小，普通的开普勒轨道不再适用，为轨道设计带来较大的困难。目前连续小推力轨道已经有成熟的理论，也在一些电推进深空探测器上进行了验证，迄今为止无一失败。微纳卫星与一般电推进深空探测器的区别在于作为附加载荷发射，轨道设计受到主载荷的制约。受到太阳能电池、PPU及备份推进器等质量的制约，目前整套电推进系统（不含太阳能电池）的推重比大约为每kg质量产生03mN推力，与推进器种类有关。以黎明号探测器离子推进系统的质量为例，整个系统包含了 3个推进器和2个PPU,而每次只有1个推进器工作，其余均为备份。该系统推力92mN,自重

7、128.8kg,如果取消所有的备份，自重也达到79.7kg。可见电推进系统中，除推进器自身外，推力矢量机构、贮箱系统、PPU也都各占据了很大一部分质量。由推进系统自身推重比*推进系统质量占总质量的比例二航天器的加速度，而普通的卫星上推进系统，载荷质量可按各占1/3估算，可得当前的电推进航天器加速度一般不益超过0.3mm/s2,否则会导致有效载荷占比过低。黎明号电推进系统重量合计128.8kg0206离子推进器*3 推力器支架组件*3 数字控制和接口单元*2 高电压线路若干0.114怎气控制组件 柜压罐*27氤气贮箱阀门管路若干高压了组件图3黎明号探测器电推进系统各模块的质量占推进系统自重的比例

8、几种电推进深空探测器的加速度如下：型号电推迸器的任务推力mN总质量kg加速度mm/sA2每天速度增量（忽略质量变化）m/sSmart-1地球逃逸和绕月70.13500.20017.28深空1号小行星彗星交会924860.18916.33隼鸟1号小行星采样返回245100.0474.06黎明号小行星环绕92.712180.0766.57Eqicolombo水星可虢40041000.0988.47Lun alee Cube月球制动和环绕1 15140.0827.08以地球200kmLEO连续小推力逃逸任务为例，加速度与逃逸所需时间的对应关系如图4,从低推重比到高推重比的逃逸时间从400100天左右

9、。为减少逃逸所需的dV和时间，深空微纳卫星应尽量搭载GTO任务发射，否则对卫星和推进器的寿命是巨大的考验。1800 0, t q , 一 o 251厂AO104 ,QkKTAooaMion(m2)图4从LEO逃逸的加速度飞行时间关系接下来简单介绍一下深空微纳卫星可以实现的任务。2.1 .地月系任务地月系任务包括地球逃逸、月球捕获及Ll、L2平动点任务等，由于地月系仍在地球引力场范围内，电推进产生的较小加速度导致任务往往需要采用非常规的轨道，任务时间远高于化学火箭。对于搭车发射的微纳卫星，地球逃逸任务从LEO或GTO开始，经过多次加速至地月转移轨道需要几个月至一年时间。欧洲的Smart；小型探测

10、器首次实现了从GTO进入月球轨道的演示，搭载升空后，探测器首先把近地点抬高至范艾伦辐射带以外，随后在近地点多次连续加速，直到进入高离心率的椭圆轨道，多次飞掠月球并被捕获。微纳卫星从LE。出发到达月球的任务也在论证中。2011年，加利福尼亚大学Ryan.W等人设计了 3U立方星的地月转移并撞击月球的任务，使用最大推力1.5mN的离子推进器，从600km的LEO到达月球需431天，仅消耗抗气2.172kg,但抗气贮箱占据了较大的空间。如果在现在重新设计该方案，替换为碘工质可以大幅压缩卫星尺寸。该任务最大的风险是3U立方星在范艾伦辐射带中会长时间停留，其是否会出现故障是未知的。Figure 5. L

11、uMi power subsystem. PPU (blue), PDU (bluet HVEA(bluek bauuiy cells (yellowy and charger (orange) shown with otherinternal components. Solar arrays and external panels are hidden.图5 3U立方星结构，筑气贮箱占据大部分空间第11页共28页图6从LEO到月球的螺旋爬升轨道为了避免漫长的爬升过程，另一种相对简单的方案是微纳卫星直接随其他月球任务发射，进入TLI轨道，随后自行完成近月制动和环绕。随着探月热潮重新开始，各国将

12、在未来几年里多次发射月球探测器，也为微小深空探测器提供了 TLI轨道发射搭车的机会。我国龙江二号卫星和美国即将随EM-1任务发射的LunarlceCube卫星都采用该方案，但近月制动并被捕获需要至少0.14km/s,而进入月球低轨道需要额外约0.65km/s的dV,这样的速度增量电推进需要数天至数十天才能达到，此时卫星早已被月球引力甩出地月系。因此电推进卫星会采取一条迂回的转移轨道，不仅能换取更长的制动时间，也能够利用日月地的三体引力，减小被月球捕获需要的速度增量。LunarlceCube在地心坐标系中的轨道方案如图所示，红色为推进器工作，蓝色为滑行。在从SLS火箭上分离后，第一次靠近月球时，

13、卫星将利用一次月球引力弹射，并借助太阳引力进入一条狭窄的月球捕获走廊，随后推进器持续工作使卫星进入月球极地轨道，整个过程耗时近一年。xlO5x kmx!O0图7地心坐标系中LunarlceCube的轨道Sun - Farth lineLow Thrustarcs (rd)lunar Ofbit(Blue Circle)Transfer Trajectory with Low Thrust(Sun-Earth Rotating Coordinate Frame)Coast arc (Blue)Coast arc (Blue)lunarAssistCapture LunEncounter 4 Da

14、y Low Thrust Arc from Deployment to lrt Lunar Encounter 59 Day Low Thrust Arc before Lunar Capture图8日心旋转坐标系中的轨道2.2 .行星际转移任务2.2.1. 行星轨道转移任务2019年，Delft大学的Angelo Cervone等人论证了使用化学动力+离子推进的组合方法，将30kg的小卫星作为同步卫星发射时的附加载荷，发射至火星圆轨道，期望大幅降低火星探测成本。卫星中化学动力（含燃料）质量占21.96%,电推进系统（含工质）占比27.66%。整个转移过程耗时约4.5年，首先卫星搭载猎鹰9号火箭进入超同步轨道，使用化学推进产生359.66m/sdV,从地球逃逸（C3=0）,随后用类似BIT-3的碘工质离子推进器螺旋爬升至火星轨道并被火星弹道捕获，期间共需要5792m/sdV,绕日公转约2.5圈。随后用化学推进产生45m/sdV稳定在大椭圆轨道，再使用离子推进产生867m/s dV圆化轨道。整个电推进系统仅重0.9kg,包含了 0.