超低軌道衛(wèi)星應(yīng)用離子電推進(jìn)技術(shù)方案

楊福全，王成飛，胡竟，張宏，吳辰宸，張興民，耿海，傅丹膺

1. 蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理國家重點實驗室，蘭州 730000

2. 航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094

由于在300 km以下的地球外部區(qū)域大氣密度引起的阻尼比較明顯[1]，因此飛行在該區(qū)域的衛(wèi)星數(shù)量受到很大限制。但是對于重力梯度測量衛(wèi)星和對地觀測衛(wèi)星的軌道如果設(shè)計在該區(qū)域，將使得任務(wù)優(yōu)點十分突出。然而殘余大氣對衛(wèi)星造成的阻尼會嚴(yán)重影響飛行狀態(tài)和軌道精度[2]，解決該問題的有效方法就是采用小推力推進(jìn)系統(tǒng)對阻尼進(jìn)行補償[3-4]。不同任務(wù)衛(wèi)星需要的阻尼補償方式不同，對于無拖曳飛行任務(wù)，需要實時抵消對應(yīng)的大氣阻尼。而非無拖曳飛行只需保證任務(wù)要求的衛(wèi)星軌道精度，補償方式有兩種：一是連續(xù)推力調(diào)節(jié)輸出補償，二是間歇式恒定推力輸出補償。前一種方式由于實時根據(jù)大氣阻尼變化調(diào)節(jié)輸出推力，衛(wèi)星受到的飛行方向的殘余力很小，因此可實現(xiàn)精細(xì)的軌道維持；后一種方式工作在一個較大的恒定推力模式，每次開機(jī)時軌道抬升，關(guān)機(jī)時軌道衰減，因此軌道高度呈現(xiàn)波浪式變化，精度相對較低[4]。在實際任務(wù)中，補償方式的選取由任務(wù)對軌道精度的要求決定。重力梯度測量衛(wèi)星等無阻尼慣性飛行任務(wù)，對推進(jìn)系統(tǒng)的特殊要求包括推力寬范圍連續(xù)調(diào)節(jié)(1～20 mN)、推力調(diào)節(jié)的快速響應(yīng)(≥2.5 mN/s)、低推力噪聲(在2 mHz頻率下≤5 mN，在0.2 Hz頻率下≤0.05 mN)、高推力分辨率(≤12 μN)。對地觀測衛(wèi)星的高精度軌道維持任務(wù)，推進(jìn)系統(tǒng)的要求主要為推力寬范圍調(diào)節(jié)(1～25 mN)、相對高的推力分辨率(≤100 μN)等[4-5]。此外，對于上述任務(wù)，考慮衛(wèi)星有足夠長的壽命以完成相應(yīng)的任務(wù)，這就要求推進(jìn)系統(tǒng)具有較長的壽命(≥10 000 h)和較高的額定比沖(≥2 000 s)。由于離子電推進(jìn)具有寬范圍連續(xù)精細(xì)調(diào)節(jié)性能、低噪聲、長壽命和高比沖等特點，使其成為超低軌衛(wèi)星大氣阻尼補償任務(wù)推進(jìn)系統(tǒng)的優(yōu)先選擇。國外已經(jīng)在超低軌衛(wèi)星上成功應(yīng)用的離子電推進(jìn)包括歐空局GOCE衛(wèi)星的無拖曳飛行阻尼補償T5離子電推進(jìn)[6]和日本SLATS計劃“燕”衛(wèi)星阻尼補償12 cm離子電推進(jìn)[7-8]。GOCE衛(wèi)星離子電推進(jìn)阻尼補償工作軌道范圍220～268 km，推力范圍1～20 mN，比沖500～3 500 s，推力分辨率≤12 μN[9-10]。“燕”衛(wèi)星離子電推進(jìn)軌道維持范圍220～268 km，推力調(diào)節(jié)范圍10～28 mN，比沖2 000～2 500 s。

本文分析了220～268 km高度范圍大氣阻尼變化情況和該高度范圍不同任務(wù)類型衛(wèi)星對電推進(jìn)技術(shù)需求。提出了離子電推進(jìn)推力調(diào)節(jié)方案，研究了指標(biāo)體系、系統(tǒng)組成、推力控制方案和在軌應(yīng)用策略，并進(jìn)行了初步的技術(shù)驗證。

1 需求分析

1.1 大氣阻尼變化分析

大氣阻尼是超低軌衛(wèi)星的重要約束條件之一[4]。衛(wèi)星飛行時刻、軌道高度和迎風(fēng)截面積決定了其所受的大氣阻力。對于確定的衛(wèi)星，在某一飛行時刻其受到的阻尼變化與大氣密度成正比，而大氣密度的變化范圍與軌道高度、太陽輻射強(qiáng)度、地磁活動指數(shù)、季節(jié)、晝夜等因素有關(guān)。在自由分子流狀態(tài)下，大氣阻力引起的衛(wèi)星質(zhì)心加速度為：

式中：Cd為大氣對衛(wèi)星的阻力系數(shù)；vs為航天器的軌道速率；M為航天器質(zhì)量；Av為航天器投影到垂直于飛行方向平面上的橫截面(即迎風(fēng)面)的面積；ρa為氣體的質(zhì)量密度。

因此，衛(wèi)星受到的飛行方向大氣阻力計算公式[2]一般形式為：

根據(jù)相關(guān)模型，對不同高度軌道上的大氣平均密度能夠得到粗略的估計，但是實時大氣密度受各種因素的影響有較大的波動范圍，很難精確預(yù)測[11-12]。根據(jù)NRLMSISE-00大氣模型計算得到太陽活動和地磁活動平年單位迎風(fēng)面積上受到的大氣阻尼隨高度變化曲線見圖1。從圖1可以看出，當(dāng)軌道高度從300 km下降到180 km時，單位迎風(fēng)面積上受到的大氣阻尼從1 mN上升到28 mN，變化達(dá)到30倍。在250 km軌道單位迎風(fēng)面積上受到的平均大氣阻尼約為4 mN。

圖1 大氣阻尼與軌道高度的關(guān)系曲線

同時，根據(jù)NRLMSISE-00大氣模型對250 km軌道高度上太陽活動和地磁活動平年大氣阻尼隨季節(jié)變化的情況進(jìn)行計算，計算結(jié)果見圖2。從圖2可以看出，在250 km軌道上，單位迎風(fēng)面積受到的大氣阻尼1年內(nèi)隨季節(jié)變化范圍約為3.5～4.7 mN。

圖2 250 km軌道高度大氣阻尼與時間的關(guān)系曲線

上述曲線基本反映了太陽和地磁活動平年大氣阻尼的變化情況，但是在太陽活動和地磁活動高年，大氣阻尼會高出數(shù)倍，例如GOCE衛(wèi)星在250 km軌道上飛行時于2013年下半年遇到地磁風(fēng)暴，其中6月1日衛(wèi)星受到的阻尼變化為4～21 mN[6,9]。

從上述分析計算可知，衛(wèi)星在超低軌道飛行時，其受到的大氣阻尼隨高度變化、太陽和地磁活動影響變化范圍很大。

1.2 不同任務(wù)類型分析

1.2.1 無拖曳飛行任務(wù)

無拖曳飛行最典型的事例為重力梯度測量衛(wèi)星和引力波測量衛(wèi)星，其中重力梯度測量衛(wèi)星如GOCE衛(wèi)星飛行在200～300 km的超低軌道。這里將以重力梯度測量衛(wèi)星為對象進(jìn)行超低軌無拖曳飛行任務(wù)需求分析。若重力梯度測量衛(wèi)星軌道高度為250 km，為了恢復(fù)200階的重力場，空間分辨率達(dá)到100 km，并使相應(yīng)的大地水準(zhǔn)面分辨率達(dá)到1 cm。對重力梯度儀提出的要求為測量范圍3 000 E、測量精度4 mE/Hz1/2、測量頻帶0.005～0.1 Hz。

對于重力梯度測量衛(wèi)星的科學(xué)測量軌道高度若取250 km，衛(wèi)星質(zhì)量1 050 kg，迎風(fēng)面面積1.1 m2，估算得到在最大和最小大氣密度下衛(wèi)星大氣阻尼分別為約18 mN和2 mN，由此引起的加速度分別為1.7×10-5m/s2和1.7×10-6m/s2。如果衛(wèi)星不通過無拖曳控制來抵消大氣阻尼引起的加速度，那么加速度計的動態(tài)范圍就需要達(dá)到152 dB，這會給加速度計的設(shè)計帶來極大的難度。因此重力梯度測量衛(wèi)星必須通過推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行阻尼補償[13]。考慮了無拖曳控制的作用后，加速度計的共模輸出范圍應(yīng)大于1.7×10-6m/s2，也即要求衛(wèi)星無拖曳控制后殘余加速度小于1.7×10-6m/s2。

重力梯度儀的測量頻率范圍為0.005～0.1 Hz。考慮到濾波存在過渡帶，采樣率最低應(yīng)為測量通帶上限的2.56倍。參考GOCE衛(wèi)星重力梯度儀，梯度測量科學(xué)數(shù)據(jù)輸出速率1 Hz可滿足需求。

加速度計的共模輸出是無拖曳控制系統(tǒng)的被控量，需要更高的輸出速率以提高系統(tǒng)的控制響應(yīng)速度，因此無拖曳控制測量數(shù)據(jù)的輸出速率定為10 Hz。

為了獲取足夠詳細(xì)的重力場數(shù)據(jù)，重力梯度測量衛(wèi)星在軌工作時間不應(yīng)小于3年，對應(yīng)阻尼補償推進(jìn)系統(tǒng)的總沖不應(yīng)小于106N·s。

由上面分析可知，考慮太陽高低年大氣阻尼變化、擾動、控制精度等因素并取一定的裕度后，重力梯度測量衛(wèi)星阻尼補償推進(jìn)系統(tǒng)的推力范圍為1～20 mN、推力分辨率小于100 μN、推力輸出測量頻率不低于10 Hz、總沖不小于106N·s。

目前主要應(yīng)用的推進(jìn)系統(tǒng)有化學(xué)推進(jìn)、冷氣推進(jìn)、電推進(jìn)等。對于重力梯度測量衛(wèi)星任務(wù)，傳統(tǒng)的化學(xué)推進(jìn)由于推力大(>1 N)、比沖低(<300 s)，無法適應(yīng)任務(wù)需求。冷氣推進(jìn)雖然推力大小和推力精度能適應(yīng)任務(wù)，但是比沖太低(<100 s)，完成任務(wù)所需的推進(jìn)劑量非常大；霍爾電推進(jìn)推力調(diào)節(jié)范圍有限(調(diào)節(jié)比小于3∶1)、推力調(diào)節(jié)分辨率低(>1 mN)，難以滿足任務(wù)需求；離子電推進(jìn)推力調(diào)節(jié)范圍寬(調(diào)節(jié)比大于20∶1)、推力調(diào)節(jié)分辨率高(≤12 μN)、比沖高(≥3 000 s)，完全滿足重力梯度測量衛(wèi)星的任務(wù)需求。

1.2.2 軌道維持任務(wù)

工作在300 km軌道高度以下的衛(wèi)星在沒有主動維軌的情況下，由于大氣阻尼作用軌道高度衰減很快，因此要實現(xiàn)超低軌道任務(wù)目標(biāo)，衛(wèi)星必需采用推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行阻尼補償以實現(xiàn)軌道高度的維持。假定在220～268 km高度范圍飛行的衛(wèi)星迎風(fēng)面積為0.8m2，考慮極端情況衛(wèi)星受到的大氣阻尼大約在2.0～25 mN之間。為了使衛(wèi)星飛行在較精確的近圓軌道上，實現(xiàn)平滑的軌道維持，就需要推進(jìn)系統(tǒng)對大氣阻尼進(jìn)行實時補償。對于超低軌衛(wèi)星軌道維持任務(wù)，由1.2.1分析可知，傳統(tǒng)的化學(xué)推進(jìn)和冷氣推進(jìn)只能滿足短期任務(wù)和軌道精度要求不高的任務(wù)；霍爾電推進(jìn)和離子電推進(jìn)由于推力適中(1～102mN)、比沖較高(>1 500 s)，成為長壽命超低軌衛(wèi)星的優(yōu)選。對于220～268 km高度軌道的超低軌任務(wù)，要使衛(wèi)星任務(wù)總沖在5×105N·s以上，而且衛(wèi)星7天自主維持軌道精度優(yōu)于100 m和1天自主維持軌道精度優(yōu)于10 m，推進(jìn)系統(tǒng)的推力調(diào)節(jié)分辨率應(yīng)小于100 μN[4]，這時離子電推進(jìn)最具有任務(wù)適應(yīng)性。

2 離子電推進(jìn)技術(shù)方案

2.1 系統(tǒng)組成

要實現(xiàn)重力梯度測量衛(wèi)星和對地觀測衛(wèi)星阻尼補償要求的功能和性能，離子電推進(jìn)系統(tǒng)需通過各組成部分的協(xié)調(diào)配合工作才能實現(xiàn)。系統(tǒng)基本組成至少應(yīng)包括電推進(jìn)控制單元、電源處理單元、離子推力器和氙氣比例供給子系統(tǒng)，對它們的要求如下[14-16]：

1)離子推力器須具備推力寬范圍精細(xì)調(diào)節(jié)功能和工作的高穩(wěn)定性。

2)電源處理模塊須具備輸出電壓、電流的寬范圍輸出以及高穩(wěn)定性、高精度和高分辨率。

3)氙氣比例供給單元需具備寬范圍精確調(diào)節(jié)功能。

4)控制模塊需具備精確反饋控制功能。

從降低系統(tǒng)復(fù)雜性和控制效率角度考慮，將控制模塊和電源處理模塊集成在一個單機(jī)中是合理的選擇。氙氣比例供給單元從模塊化角度可分為氙氣瓶、調(diào)壓模塊和流量控制模塊。從壽命、可靠性以及推力輸出能力需求綜合考慮，離子電推進(jìn)系統(tǒng)可采用適當(dāng)?shù)娜哂嗪蛡浞荨；窘M成與工作關(guān)系如圖3所示。具體配置為2臺10 cm離子推力器[13-14]、2臺電源控制單元(包括控制模塊和電源處理模塊)、1套氙氣比例供給單元(包括1個氙氣瓶，1臺調(diào)壓模塊和2臺流率控制模塊)。為了實現(xiàn)更高的可靠性，2臺離子推力器與2臺電源處理與控制單元進(jìn)行交叉?zhèn)浞荨?/p>

圖3 離子電推進(jìn)系統(tǒng)組成示意

系統(tǒng)工作過程如下：由衛(wèi)星發(fā)出工作指令到電源控制單元，電源處理與控制單元通過相應(yīng)的控制和變換后向離子推力器供電，同時電源處理與控制單元控制氙氣比例供給單元向推力器供氣。

電源處理與控制單元可根據(jù)衛(wèi)星發(fā)出的阻尼補償需求指令，通過特定的控制算法控制氙氣比例供給單元的流量控制模塊和電源處理與控制單元的電源處理模塊隨時調(diào)節(jié)氙氣流率和電參數(shù)，實現(xiàn)推力的實時快速精確調(diào)節(jié)。

2.2 系統(tǒng)技術(shù)指標(biāo)

如前所述，在超低軌道執(zhí)行任務(wù)的衛(wèi)星，其飛行狀態(tài)由任務(wù)類型決定，基本分為無拖曳飛行和保持一定軌道精度的非無拖曳飛行。對于重力梯度測量衛(wèi)星而言，一般在一個相對固定的軌道上運行，已經(jīng)成功飛行的GOCE衛(wèi)星和我國規(guī)劃的重力梯度衛(wèi)星設(shè)計軌道均為250 km。對于對地觀測衛(wèi)星，根據(jù)觀測目標(biāo)的不同軌道變化范圍較寬，可以在220～268 km范圍機(jī)動。為了滿足任務(wù)對衛(wèi)星飛行狀態(tài)的要求，進(jìn)行大氣阻尼補償?shù)碾x子電推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)指標(biāo)就需要覆蓋可能出現(xiàn)的所有極端情況。結(jié)合前面的超低軌大氣阻尼分析和任務(wù)分析，提出了滿足不同應(yīng)用目標(biāo)的離子電推進(jìn)系統(tǒng)主要技術(shù)指標(biāo)見表1。

表1 離子電推進(jìn)系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)

2.3 推力調(diào)節(jié)方案

超低軌衛(wèi)星不論是無拖曳飛行還是精確近圓軌道飛行，均需要進(jìn)行大氣阻尼補償。如果衛(wèi)星在220～268 km高度范圍進(jìn)行機(jī)動或分段工作，考慮最嚴(yán)酷環(huán)境，需要補償?shù)淖枘岱秶鷳?yīng)在1～25 mN之間變化。

離子電推進(jìn)具有放電過程與離子加速引出過程相對分離的特點，使得其在實現(xiàn)寬范圍推力調(diào)節(jié)時，工作穩(wěn)定性和性能均能保持相對較優(yōu)的水平[6,13]。通常通過陽極流率、陽極電流、磁場強(qiáng)度、加速電壓等參數(shù)組合調(diào)節(jié)引起束流密度的變化從而實現(xiàn)推力的調(diào)節(jié)[15]。

一般任務(wù)的離子推力器都設(shè)計為單點或多點工作模式，磁場一般由永磁鐵產(chǎn)生，工作點的變化只能通過陽極流率、陽極電流和加速電壓的調(diào)節(jié)實現(xiàn)[13-15,17]。這種調(diào)節(jié)模式很難實現(xiàn)連續(xù)精細(xì)調(diào)節(jié)。對于超低軌任務(wù)需求，由于推力調(diào)節(jié)范圍要求寬、推力分辨率要求高，因此需要引入磁場調(diào)節(jié)方法，磁場調(diào)節(jié)通過電磁線圈實現(xiàn)[14,18-19]。為了盡量降低系統(tǒng)復(fù)雜性和保證寬范圍內(nèi)相對高的比沖，推力調(diào)節(jié)擬采用陽極流率、陽極電流和勵磁電流三個參數(shù)的組合調(diào)節(jié)方法實現(xiàn)，調(diào)節(jié)過程中加速電壓始終保持恒定。原理如圖4所示。

圖4所代表的具體物理機(jī)理為：輸送到放電室的工質(zhì)氣體是產(chǎn)生等離子體的物質(zhì)源泉，通過改變工質(zhì)氣體流率可改變放電室的中性氣體密度，進(jìn)而改變放電室等離子體密度。在一定電參數(shù)下，工質(zhì)流率保持在一定合理范圍是維持放電室正常放電的必要條件，過大或過小將使得放電性能變差，工質(zhì)流率需根據(jù)輸出推力大小和比沖要求，配合陽極電流和勵磁電流進(jìn)行合理調(diào)節(jié)。陽極電流大小反映陰極發(fā)射的原初電子數(shù)量的多少，調(diào)節(jié)陽極電流可改變放電室氣體放電等離子體密度。磁場在放電區(qū)域?qū)﹄娮悠鸬郊s束作用，使得電子從陰極向陽極運動的過程中繞磁力線做螺旋式前進(jìn)，從而增加了與中性氣體的碰撞電離概率，通過改變放電室磁場強(qiáng)度大小，在較大范圍內(nèi)改變氣體電離率，從而改變放電室氣體放電等離子體密度。在恒定的加速電壓下，放電室等離子體密度的變化決定了引出束流密度的變化，也就決定了推力的變化。

基于該調(diào)節(jié)方案開展了試驗驗證，獲得了推力與陽極流率、陽極電流和勵磁電流之間的變化關(guān)系。圖5(a)～(c)給出了其中三個陽極流率下的陽極電流、勵磁電流與推力的變化關(guān)系曲線。由變化關(guān)系曲線可以看出通過三個參數(shù)的組合調(diào)節(jié)能實現(xiàn)推力的寬范圍精細(xì)調(diào)節(jié)。試驗得到了單臺離子推力器實現(xiàn)推力1～20 mN、比沖500～3 500 s指標(biāo)所需調(diào)節(jié)的陽極流率、陽極電流和勵磁電流范圍分別0.104～0.483 mg/s、0.45～2.5 A和0.045～0.75 A。

圖5 不同陽極流率下推力與陽極電流、勵磁電流關(guān)系

2.4 推力控制方案

根據(jù)衛(wèi)星阻尼補償工作模式可知，衛(wèi)星給出的補償推力信號即系統(tǒng)控制輸入量是預(yù)先未知的隨時間任意變化的函數(shù)，因此從控制的角度來看，該系統(tǒng)是一個隨動系統(tǒng)。該系統(tǒng)對衛(wèi)星阻尼補償需求應(yīng)進(jìn)行快速響應(yīng)，在特定的控制算法支持下，控制模塊將阻尼補償需求信號轉(zhuǎn)化為各調(diào)節(jié)參數(shù)要求分發(fā)給不同功能單機(jī)，并根據(jù)推力器工作參數(shù)的采樣，通過精確和快速反饋控制對電源處理模塊和氙氣比例供給單元的輸出參數(shù)進(jìn)行控制，實現(xiàn)推力器供電、供氣參數(shù)的調(diào)節(jié)，最終通過推力輸出與阻尼補償需求信號的對比實現(xiàn)閉環(huán)控制[16]。

由于離子電推進(jìn)工作機(jī)理的復(fù)雜性，從等離子體的理論建立推力與工作參數(shù)之間的物理模型，即機(jī)理建模十分困難，即使能夠建立關(guān)系，其精度也無法滿足精確控制推力輸出的要求[20]。本方案擬采取基于試驗數(shù)據(jù)的數(shù)學(xué)建模，即辨識建模的方法獲得推力與調(diào)節(jié)參數(shù)之間的精確模型，并在此基礎(chǔ)上設(shè)計推力控制算法，給出開環(huán)和閉環(huán)控制參數(shù)。

離子電推進(jìn)特性表明，通過流率與陽極電流配合可實現(xiàn)大步長推力調(diào)節(jié)，通過勵磁電流可快速改變推力，適合輸出推力的高頻控制。因此，長時間的大步長推力變化依靠流率和陽極電流變化實現(xiàn)，而推力小增量快速變化則通過勵磁電流變化實現(xiàn)。推力調(diào)節(jié)控制優(yōu)先級應(yīng)該為勵磁電流、陽極電流和流率。具體方式為采用開環(huán)模式通過相對較慢的放電室流率和陽極電流調(diào)節(jié)進(jìn)行推力的粗調(diào)節(jié)；采用閉環(huán)模式通過勵磁電流的快速調(diào)節(jié)，提供一個高精度，快速響應(yīng)的微小推力調(diào)節(jié)控制。推力控制框圖如圖6所示，圖中飛行方向的阻尼力作為推力調(diào)節(jié)控制的輸入信號，根據(jù)輸入信號，在基于試驗的控制編表中查找需要調(diào)節(jié)的放電室流率、陽極電流和勵磁電流，這三個參量作為流量控制模塊和電源處理模塊參數(shù)調(diào)節(jié)的輸入信號。推力的精調(diào)通過勵磁電流的閉環(huán)控制調(diào)節(jié)實現(xiàn)，具體的實現(xiàn)過程為控制模塊對反饋的推力輸出信號與重力梯度儀測到X方向的阻尼力輸入信號進(jìn)行比較，二者的差值作為調(diào)節(jié)勵磁電流的驅(qū)動信號。

圖6 離子電推進(jìn)系統(tǒng)推力控制框圖

2.5 與國外離子電推進(jìn)方案對比

本方案離子電推進(jìn)與歐空局GOCE衛(wèi)星的無拖曳飛行阻尼補償T5離子電推進(jìn)[6]、日本SLATS計劃“燕”衛(wèi)星阻尼補償12 cm離子電推進(jìn)[7-8]均屬于考夫曼型離子電推進(jìn)，它們都具有推力調(diào)節(jié)范圍寬、比沖高、推力調(diào)節(jié)分辨率高等特點。本方案與英國T5相近，口徑均為10 cm，磁場均采用電磁場，推力的調(diào)節(jié)均通過陽極電流、勵磁電流、流率的調(diào)節(jié)實現(xiàn)，不同之處為T5離子推力器柵極為凹面雙柵，本方案為凸面雙柵。日本的12 cm離子電推進(jìn)磁場采用永磁場，柵極為凸面雙柵，推力調(diào)節(jié)只通過陽極電流和流率實現(xiàn)，調(diào)節(jié)分辨率不高。具體對比見表2。

表2 與國外方案對比表

對比可知，本方案具有以下技術(shù)優(yōu)勢：

1)與英國T5離子電推進(jìn)相比推力調(diào)節(jié)范圍更寬，多任務(wù)適應(yīng)性更強(qiáng)。

2)與英國T5離子電推進(jìn)相比，由于采用凸面柵，使得束流引出效率更高。

3)與日本12 cm離子電推進(jìn)相比，由于采用可調(diào)節(jié)的電磁場，使得推力范圍、比沖、推力分辨率均具有優(yōu)勢。

3 離子電推進(jìn)在軌應(yīng)用策略

在220～268 km高度范圍飛行的衛(wèi)星，離子電推進(jìn)主要承擔(dān)飛行方向的大氣阻尼補償任務(wù)。為了減小迎風(fēng)面積，衛(wèi)星一般都設(shè)計成細(xì)長型或流線型，為滿足衛(wèi)星結(jié)構(gòu)布局要求和系統(tǒng)工作要求，離子電推進(jìn)各組成部分在衛(wèi)星上應(yīng)合理布局，一般2臺互為備份離子推力器安裝在衛(wèi)星的尾部，關(guān)于衛(wèi)星X軸對稱布置，每一臺的推力矢量過衛(wèi)星質(zhì)心，對應(yīng)的2臺電源控制單元和2臺流量控制模塊靠近推力器對稱布局，氙氣瓶安裝在X軸上[10]。

對于軌道高度約250 km的重力梯度測量衛(wèi)星而言，科學(xué)測量期間的阻尼補償由一臺推力器執(zhí)行。如果需要軌道提升，可考慮2臺推力器同時工作。對于對地觀測衛(wèi)星軌道維持任務(wù)，在任務(wù)軌道高度下限工作時，如果遇上大氣密度高的條件，單臺推力調(diào)節(jié)指標(biāo)1～20 mN的推力器或不滿足軌道維持要求，因此需要2臺推力器同時工作。此外，需要軌道大幅提升時，也可2臺推力器同時工作。

對于無拖曳飛行任務(wù)，離子電推進(jìn)依據(jù)重力梯度儀測得的飛行方向的阻尼需進(jìn)行實時連續(xù)阻尼補償[21]。對地觀測衛(wèi)星軌道維持任務(wù)，如果軌道維持精度要求高，離子電推進(jìn)可依據(jù)測軌數(shù)據(jù)進(jìn)行連續(xù)工作，軌道維持精度要求不高的場合，可根據(jù)任務(wù)需求間歇式工作[4]。

4 結(jié)束語

針對超低軌道衛(wèi)星阻尼補償應(yīng)用需求，通過一定軌道高度大氣阻尼分析和任務(wù)目標(biāo)分析，提出了滿足任務(wù)需求的離子電推進(jìn)方案，得到以下結(jié)論：

1)放電室流率、陽極電流和勵磁電流組合調(diào)節(jié)的方案可實現(xiàn)單臺10 cm離子推力器1～20 mN推力調(diào)節(jié)，推力分辨率12 μN，對應(yīng)比沖500～3 500 s。

2)采用開環(huán)控制通過放電室流率和陽極電流調(diào)節(jié)可實現(xiàn)大步長推力調(diào)節(jié)，采用閉環(huán)控制通過勵磁電流的快速調(diào)節(jié)，可實現(xiàn)高精度、快速響應(yīng)的小增量推力調(diào)節(jié)。推力調(diào)節(jié)控制優(yōu)先級為勵磁電流、陽極電流和流率。

3)研究表明，離子電推進(jìn)具有的寬范圍連續(xù)精細(xì)調(diào)節(jié)和高比沖性能與超低軌衛(wèi)星無拖曳飛行和軌道維持任務(wù)要求相匹配。離子電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計方案滿足無拖曳飛行和對地觀測衛(wèi)星軌道維持任務(wù)推力調(diào)節(jié)范圍1～25 mN，推力分辨率優(yōu)于100 μN的需求。