深空探测使命中电推进应用综述_张天平

深空探测使命中电推进应用综述张天平，龙建飞，孙明明（兰州空间技术物理研究所，甘肃兰州，730000）摘要：电推进系统由于其高比冲、长寿命、多点工作模式等显著优势，正在成为深空探测航天器主推进的优选技术。

本文详细调研了国外深空一号、黎明号、隼鸟号等深空探测航天器上电推进系统的应用和飞行工作情况并进行了综合分析，结合我国深空探测领域电推进的应用和发展提出了建议。

主题词：深空探测；电推进；应用；综述；建议1 引言深空探测是未来航天发展的重要领域。

电推进系统由于其高比冲、长寿命、多点工作模式等显著优势，正在成为深空探测航天器主推进的优选技术[1]。

深空探测使命用电推进取代化学推进带来的益处包括降低工作成本、增加有效载荷、缩短飞行时间、避免发射窗口限制（不依赖引力辅助飞行）、小运载发射等。

美国已经成功发射了应用离子电推进系统的深空一号和黎明号小行星探测航天器[2,3]，日本也成功发射了应用了离子电推进系统的隼鸟号小行星采样返回航天器[4],欧洲、日本、美国的后续深空探测计划中都有采用电推进的航天器正在研制[5,6,7]。

我国正在开展深空探测航天计划的论证，“十二五”后期将是我国深空探测技术发展和逐步实施的重要阶段，包括近地小行星探测在内的航天器将计划采用电推进系统完成主推进任务。

因此系统调研和了解国外深空探测任务中电推进应用情况，对我国深空探测计划的制定，特别是对应用电推进系统的深空探测任务的实施具有重要参考作用。

2 美国深空一号（DS-1）2.1 航天器使命及其离子电推进系统[2,8]DS-1航天器作为NASA新千年计划中的第一个项目，1995年11月确定NSTAR离子电推进作为DS-1的12个试验项目之一。

验证目标包括：离子推进系统在未来类似环境中的性能和功能、离子推进系统与航天器及科学仪器之间相容性、最小地面支撑下电推进系统自主导航和控制。

DS-1航天器入轨质量374公斤，氙气81.5公斤，离子电推进系统的主要使命就是完成在航天器巡航阶段的主推进，同时承担部分时期内的俯仰和偏航控制任务。

航天器有目标导航的自治系统，以每周数次的频率计算航天器相对目标的位置，确定太阳轨道和下一步目标优化轨迹，由电推进推力方向和周期实施，由此显著降低使命的支持需求。

DS-1离子电推进系统由1台NSTAR离子推力器、1台电源处理单元（PPU）、1套氙气供给子系统（XFS）和1台数字控制与接口单元（DCIU）组成。

其中XFS给推力器供应氙气推进剂，PPU把太阳阵电源变换为推力器工作电源给推力器供电，DCIU控制XFS和PPU的工作、接收和执行航天器计算机指令、给航天器数据系统提供电推进系统遥测。

2.2 DS-1离子电推进系统工作情况[2,9,10]833DS-1航天器于1998年10月24日发射，经过近一个月的消除第一次点火中出现的连续打火故障后，在3个月内完成了200h的最低飞行目标和工作试验数据获取。

到1999年4月27日完成了交会Braille小行星的主推进任务，电推进工作时间达到1764h。

1999年7月29日实现了Braille的287km 掠飞，电推进累计工作1800h。

2001年5月完成了交会Borrelly彗星的航天器主推进点火工作，离子电推进累计工作达到14000h，为节省化学推进剂保顺利完成交会，电推进还成功进行了2个轴向的航天器姿态控制。

2001年12月DS-1使命结束，电推进系统累计工作达16265h，NSTAR离子电推进成为当时空间工作时间最长的发动机系统。

1）发射后的初始化工作发射后的第三天DCIU第一次开启，遥测数据表明XFS所有阀处于关闭状态，压力和温度在预期范围。

10月30日（发射后的第六天）开始XFS激活和FCD标定，首先对XFS下游进行烘烤，目的是消除XFS在发射前暴露大气的残余污染物。

烘烤前推力器轴背离太阳，推力器温度为-45℃。

旋转航天器使推力器轴与太阳成30度角加热推力器和XFS，29小时后推力器温度超过110℃，XFS管路达到45℃。

接着用阴极活化程序对发射体进行烘烤。

FCD标定用稳压罐落压试验方法，仅打开自锁阀LV1和LV2使流率通过FCD，在8小时内监测稳压罐压力和温度，压力剖面与预期值对比。

11月9日（发射16天后），放电室工作在高功率4小时对推力器进行加高压前的烘烤。

2）初次启动与故障排除初始化工作结束后的第二天（11月10日，发射后第17天），进行了离子电推进系统第一次空间启动，阴极和中和器点火正常，推力器在最小功率点工作4.5分钟后出现连续恢复循环而自动关机，推测是栅极短路造成，但这时还没有排除高压电源失效的可能。

随后进行了不同热条件（朝向太阳或背向太阳）下的14次启动尝试，均由于加高压后的连续恢复循环而失败。

航天器的目标飞行机动还不需要，因此决定对故障进行了详细排查，选择的方案包括栅极清除命令、热循环、恢复循环、诊断等。

PPU提供的4A清除电流主要针对上千小时工作后的溅射沉积剥离物，早期短路可能来自运载或航天器分离带来的较大颗粒物，栅极清除的风险是焊接而不是清除，为此进行了相似环境和条件的地面试验。

热循环中应用了栅极的结构模型和热模型，分析热循环的效力，表明热冷循环可以导致较大的栅极间距变化，风险最小，在2周的问题排查中，进行了多次100℃范围的热循环。

PPU设计上限制了放电室不工作情况下加高压，为此修改了DCIU软件使其能够在PPU恢复循环中获取电参数的高速数据，帮助确认每个电源的影响。

最后进行了无流率下的放电电源开启，如果栅极短路，开启放电开路电压后加速电压应当变化，否则应该不变维持零水平。

发射后的31天进行的放电开路试验表明栅极没有短路，11月24日再次尝试启动离子电推进以利用高速数据进一步诊断，非常幸运地成功点火启动。

分析认为还是热循环消除了短路。

3）第一次空间性能测试离子电推进系统故障排除后的2周内（11月30日开始）进行了第一次性能测试，以确定寿命初期电推进性能，电推进工作对速度增量有贡献，但不是自治控制模式。

推力器首先在低功率（500W）工作了一天后，切换到885W的更高功率运行了4天，随后进行了各个功率等级（工作点）的测试。

期间离子电推进大约工作了335小时。

在空间进行的第一次性能测试表明，离子电推进系统PPU性能、流率、推力等测量结果与地面试验和预期吻合很好。

4）奔向Braille小行星的主推进任务834第一次性能测试后，通过地面命令进行了功率1.7～1.86千瓦范围的95小时初试工作。

然后经过周期74天的惯性飞行，进入7次自动控制和最大峰功率跟踪的巡航工作阶段，巡航工作时间达到912小时。

这是一个功率逐渐降低的向外飞行轨迹，电推进功率从1.73千瓦降低到0.71千瓦。

该阶段工作的完成确定了航天器到达Braille小行星。

再经过一段21天的惯性飞行后，进行了太阳阵功率范围0.49～0.98千瓦的推力器性能第二次测试。

其后用离子电推进进行了到达目标前的轨道修正机动，每次工作2～4小时，确保航天器以15公里距离飞掠Braille。

最后1天的轨道修正用化学推进完成，因为科学载荷要求的航天器姿态使得太阳阵不能面向太阳。

这些工作都是自动控制完成。

截止99年6月底，电推进工作1800小时、消耗11.4 kg、速度增量699.6 m/s、启动次数34。

1999年7月26日，DS-1与小行星交会，最近距离达到了16英里。

5）奔向Borrelly彗星的主推进任务飞掠Braille2天后，航天器以自动控制方式进行系列电推进轨道机动，使得航天器到达合适的交会2颗彗星轨道。

到完成了功率范围0.9～1.3千瓦、12次、累计1700小时的电推进系统工作后，1999年11月由于恒星参考单元失效，航天器进入安全模式，航天器姿态不能完全确定，该故障使DS-1错过了与Wilson-Harrington彗星的会面。

为修复故障修改了航天器软件，用微型集成相机和光谱仪作为恒星敏感器，实现和验证了可靠姿态闭环控制。

2000年6月21日推进工作恢复，新姿态控制无法进行自动控制，采用地面控制方法，每周航天器与地面进行一次通信，到2000年12月中旬共进行了21次、功率范围0.57～1.18千瓦、累计4100小时（总计7600小时）的工作。

到2001年5月1日共进行了40次、功率范围0.57～1.18千瓦、累计11100小时的工作，完成了到达Borrelly彗星的机动。

在长周期安全模式和软件修改测试中，发现化学推进姿态控制燃料不足以完成后续任务需求，因此2001年5月开始对电推进调节矢量方向以提供俯仰和偏行姿态控制节省化学燃料。

在后续巡航推进的间隙，电推进工作在低推力以提供姿态控制。

最后交会的轨道修正也是电推进完成。

由此节省的化学推进剂（3公斤剩余）能够支持后续试验。

2001年8月25日到9月22日对Borrelly彗星进行了11次照相，距离从40.3×106 km到6×105 km，在交会计划实施前的28小时进行了化学推进的2次轨道修正机动（8月29日和9月5日），与彗星交会发生在9月22日，最近距离2171公里、相对速度16.58公里/秒、距离太阳1.36AU，科学载荷获得了彗星详细的照片和收集了它喷射出的气体和尘埃信息。

6）第二次空间性能测试和最后关机交会后的航天器回传数据表明，航天器没有受到损伤，状态正常。

由于没有科学目标，进行了主要针对电推进的硬件试验。

2001年10月～2001年12月间，离子电推进系统在完成目标探测任务后开展了第二次空间性能测试。

对系统的各项性能进行了测试和评估，其中通过电子返流测量获得了栅极磨损信息。

2001年12月18日，地面控制人员发送最后一条指令关闭了离子电推进系统。

在整个飞行任务中，离子电推进系统累计工作16265小时，开关机200多次，共消耗氙气73.4kg，产生速度增量4.3km/s。

3 日本隼鸟号（Hayabusa）3.1 航天器使命及其离子电推进系统[4,11]835隼鸟（Hayabusa）计划开始于1995年，Hayabusa任务的科学目标是探测S类近地小行星25143丝川（Itokawa）并采样返回地球，包括交会小行星后用器载设备对其特性进行的在线测量。

探测器总重量510kg，太阳阵在地球位置提供2.6千瓦功率。

离子电推进系统承担的任务主要是巡航阶段主推进，此外，在某些阶段还承担轨道偏心修正、姿态控制和位置机动保持等任务。

Hayabusa离子电推进系统由4台μ10微波放电离子推力器、4台微波功率放大器、3台电源处理单元（IPPU）、一套推进剂供给子系统、一台推力矢量指向机构（IPM）和一台离子推力器控制单元（ITCU）组成。

系统干重59kg。

氙气携带量66kg。

3.2 离子电推进系统工作情况[11-14]1）发射后的初始工作HAYABUSA于2003年5月9日发射，精确测轨确认30米/秒的发射误差需要化学推进修正，但由于电推进在后续飞行工作中能够补偿，实际没有实施该修正。