楊福全，趙以德，李娟，耿海，張?zhí)炱剑芎Ｑ?/p>

(1.蘭州空間技術(shù)物理研究所，甘肅 730000; 2.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 210000)

主帶小行星采樣返回任務(wù)中的離子電推進(jìn)應(yīng)用方案

楊福全1，趙以德1，李娟1，耿海1，張?zhí)炱?，周海燕2

(1.蘭州空間技術(shù)物理研究所，甘肅 730000; 2.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 210000)

由于離子電推進(jìn)的高比沖特性，采用它執(zhí)行小行星探測(cè)器巡航階段軌道機(jī)動(dòng)任務(wù)時(shí)，將使探測(cè)器在同樣的有效載荷下的發(fā)射重量大大減輕。針對(duì)我國(guó)規(guī)劃中的主帶小行星采樣返回任務(wù)，調(diào)研了國(guó)外離子電推進(jìn)在深空探測(cè)任務(wù)中的應(yīng)用情況，在借鑒國(guó)外成功經(jīng)驗(yàn)和任務(wù)需求分析的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了主帶小行星探測(cè)器離子電推進(jìn)系統(tǒng)方案和應(yīng)用策略，計(jì)算了在目前離子推力器壽命水平下，既定探測(cè)任務(wù)對(duì)離子電推進(jìn)推力、比沖、推進(jìn)劑量以及功耗需求。研究表明，目前研制的離子推力器可以滿足規(guī)劃中的主帶小行星探測(cè)任務(wù)需求。研究成果對(duì)探測(cè)器的方案設(shè)計(jì)有參考價(jià)值。

小行星探測(cè);探測(cè)器;采樣返回任務(wù);離子電推進(jìn);應(yīng)用方案

0 引 言

迄今為止，人類(lèi)利用航天器對(duì)太陽(yáng)系的大行星和小行星均開(kāi)展了不同程度的探測(cè)。如果用傳統(tǒng)的化學(xué)推進(jìn)完成更復(fù)雜和更遠(yuǎn)的深空探測(cè)主推進(jìn)任務(wù)，航天器需要攜帶巨大的推進(jìn)劑量，發(fā)射重量變得很大。所幸的是，近年來(lái)國(guó)內(nèi)電推進(jìn)技術(shù)得到了快速發(fā)展，并且取得了空間飛行試驗(yàn)的成功[1]和通信衛(wèi)星平臺(tái)的應(yīng)用[2]。蘭州空間技術(shù)物理研究所正在研制用于深空探測(cè)的40 cm口徑離子推力器(LIPS-400)。這為深空探測(cè)航天器采用電推進(jìn)執(zhí)行巡航階段軌道機(jī)動(dòng)任務(wù)奠定了良好基礎(chǔ)。眾所周知，離子電推進(jìn)具有高比沖(≥3 000 s)、長(zhǎng)壽命(≥15 000 h)和高度自主巡航等特點(diǎn)。采用離子電推進(jìn)執(zhí)行巡航階段軌道機(jī)動(dòng)任務(wù)，將使航天器在同樣的有效載荷下的發(fā)射重量大大減輕。離子電推進(jìn)在幾次深空探測(cè)任務(wù)(如“深空1號(hào)” “黎明號(hào)”以及“隼鳥(niǎo)號(hào)”等)中的應(yīng)用，表明了其顯著的優(yōu)越性。

本文在分析我國(guó)未來(lái)主帶小行星探測(cè)采樣返回任務(wù)的基礎(chǔ)上，提出了離子電推進(jìn)擔(dān)任采樣返回探測(cè)器往返全程主推進(jìn)任務(wù)的系統(tǒng)方案設(shè)想，并對(duì)系統(tǒng)配置、應(yīng)用策略、關(guān)鍵技術(shù)等進(jìn)行了研究和分析。

1 國(guó)外深空探測(cè)離子電推進(jìn)應(yīng)用

1.1 美國(guó)“深空一號(hào)”(DS-1)離子電推進(jìn)

DS-1航天器于1998年10月24日發(fā)射，目的是驗(yàn)證一些新的空間技術(shù)。其中最主要的驗(yàn)證技術(shù)之一就是離子電推進(jìn)系統(tǒng)[3-4]。

DS-1的既定目標(biāo)是對(duì)1992KD小行星的接近探測(cè)。擴(kuò)展任務(wù)是對(duì)107PBorreiiy和19PWilson-Harrington彗星的探測(cè)。離子電推進(jìn)系統(tǒng)的主要使命就是完成在航天器巡航階段的主推進(jìn)，同時(shí)承擔(dān)部分時(shí)期內(nèi)的俯仰和偏航控制任務(wù)。離子電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)計(jì)劃使航天器總速度增量達(dá)4.5 km/s。

DS-1離子電推進(jìn)系統(tǒng)(NSTAR)由1臺(tái)30 cm離子推力器、1臺(tái)電源處理單元(PPU)、1套氙氣供給子系統(tǒng)(XFS)和1臺(tái)數(shù)字控制與接口單元(DCIU)組成。單臺(tái)推力器最大推力93 mN，最大比沖3 100 s，最大輸入功率2 300 W。推力器安裝在探測(cè)器-Z面。

在經(jīng)過(guò)1個(gè)多月入軌后的測(cè)試后，從1998年12月開(kāi)始，離子電推進(jìn)系統(tǒng)在星上導(dǎo)航系統(tǒng)的自主控制下推進(jìn)航天器向第一個(gè)探測(cè)目標(biāo)1992KDBraille小行星前進(jìn)。1999年7月，DS-1與小行星相遇，最近距離達(dá)到了26 km。隨后DS-1對(duì)小行星進(jìn)行了觀測(cè)。在該階段離子電推進(jìn)系統(tǒng)累計(jì)工作了3 000 h左右。

2001年9月，在離子電推進(jìn)系統(tǒng)推進(jìn)下，DS-1航天器飛臨Borrelly彗星，在距離Borrelly彗星2 170 km的軌道上對(duì)其進(jìn)行了觀測(cè)，獲得了該彗星詳細(xì)的照片和收集了它噴射出的氣體和塵埃信息。2001年12月18日，地面控制人員發(fā)送最后一條指令關(guān)閉了離子電推進(jìn)系統(tǒng)。在整個(gè)飛行任務(wù)中，離子電推進(jìn)系統(tǒng)累計(jì)工作16 246小時(shí)，開(kāi)關(guān)機(jī)200多次，共消耗氙氣72 kg。

1.2 日本“隼鳥(niǎo)號(hào)”(HAYABUSA)離子電推進(jìn)

“隼鳥(niǎo)號(hào)”(Hayabusa)探測(cè)器的任務(wù)是探測(cè)近地小行星25143Itokawa并獲取樣本返回。探測(cè)器重量510 kg。

發(fā)射“隼鳥(niǎo)號(hào)”探測(cè)器的主要目的是驗(yàn)證離子電推進(jìn)性能[5-6]、自主航行和控制技術(shù)、小行星表面取樣和返回技術(shù)。離子電推進(jìn)系統(tǒng)承擔(dān)的任務(wù)主要是巡航階段主推進(jìn)，此外，在某些階段還承擔(dān)軌道偏心修正、姿態(tài)控制和位置機(jī)動(dòng)保持等任務(wù)。

Hayabusa于2003年5月9日發(fā)射。發(fā)射后的第一年在地球同步軌道上飛行，一年地球同步軌道補(bǔ)給了航天器足夠的太陽(yáng)能、溫和的溫度環(huán)境和足夠的加速時(shí)間。航天器于2004年5月19日從4 000 km高度上空經(jīng)過(guò)太平洋，當(dāng)速度增加到4 km/s時(shí)，進(jìn)入飛向目標(biāo)小行星的轉(zhuǎn)移軌道。2004年8月底，在距離目標(biāo)小行星4 800 km的位置，機(jī)動(dòng)任務(wù)交由雙組元化學(xué)推進(jìn)完成，航天器以9 m/s的速度接近目標(biāo)。9月12日，Hayabusa到達(dá)目標(biāo)并保持在其上空20 km的點(diǎn)上對(duì)小行星進(jìn)行觀測(cè)。2005年12月，Hayabusa在小行星Itokawa上著陸并取樣返回。在著陸和返回過(guò)程中，由于動(dòng)量輪失效造成探測(cè)器姿態(tài)控制失效。最后，利用Z軸的反作用輪、離子電推進(jìn)系統(tǒng)推力矢量控制和光壓力矩重新建立了姿態(tài)控制方案，使得探測(cè)器得以挽救，并順利返回地球。2010年6月13日結(jié)束7年的太空旅行返回地球。全部航程約60億km。離子電推進(jìn)系統(tǒng)累積工作4萬(wàn)多h。

Hayabusa離子電推進(jìn)系統(tǒng)由4臺(tái)μ10微波放電離子推力器、4臺(tái)微波功率放大器、3臺(tái)電源處理單元(IPPU)、一套推進(jìn)劑供給子系統(tǒng)、一臺(tái)推力矢量指向機(jī)構(gòu)(IPM)和一臺(tái)離子推力器控制單元(ITCU)組成。4臺(tái)離子推力器以陣列形式安裝在同一個(gè)推力指向機(jī)構(gòu)上，每次最多有3臺(tái)推力器工作。離子推力器安裝在航天器的-Z面上。

1.3 美國(guó)“黎明號(hào)”離子電推進(jìn)

“黎明號(hào)”(Dawn)深空探測(cè)器于2007年9月27日發(fā)射，探測(cè)器初始重量1 218 kg，這是NASA第一次真正意義上利用離子電推進(jìn)的科學(xué)探測(cè)任務(wù)。離子電推進(jìn)提供發(fā)射后需要的全部ΔV，將近11 km/s。這項(xiàng)任務(wù)的目的是對(duì)太陽(yáng)系主行星帶中質(zhì)量最大的小行星女灶神星Vesta和羅神星Ceres進(jìn)行科學(xué)探測(cè)，以研究太陽(yáng)系早期的形成條件和演變過(guò)程。

Dawn與兩個(gè)小行星Vesta和Ceres交會(huì)，并進(jìn)入它們的軌道，這是在太陽(yáng)系內(nèi)沿兩個(gè)不同星體軌道飛行的首次任務(wù)，這個(gè)任務(wù)的推進(jìn)由離子電推進(jìn)系統(tǒng)來(lái)完成。離子電推進(jìn)系統(tǒng)提供發(fā)射后的速度增量，以滿足轉(zhuǎn)移到Vesta、Vesta軌道捕獲、變軌到Vesta科學(xué)探測(cè)軌道、脫離Vesta軌道、轉(zhuǎn)移到Ceres、Ceres軌道捕獲、轉(zhuǎn)移到Ceres科學(xué)探測(cè)軌道等各個(gè)階段的任務(wù)要求。

Dawn離子電推進(jìn)系統(tǒng)[7-8]由兩臺(tái)數(shù)字控制與接口單元(DCIU)、2臺(tái)電源處理單元(PPU)、一套氙氣供給系統(tǒng)(XFS)、三臺(tái)推力矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)(TGA)和3臺(tái)30 cm離子推力器組成。2臺(tái)控制單元互為備份，2臺(tái)PPU向3臺(tái)推力器供電，PPU1和PPU2交叉?zhèn)浞?。PPU1可為T(mén)1或T3推力器供電，PPU2可為T(mén)2或T3推力器供電。每臺(tái)PPU通過(guò)一組高電壓繼電器開(kāi)關(guān)在兩個(gè)推力器之間進(jìn)行切換供電。離子電推進(jìn)系統(tǒng)每次只有1臺(tái)推力器工作，單臺(tái)推力器工作參數(shù)與DS-1任務(wù)中的相同。

Dawn離子電推進(jìn)系統(tǒng)工作功率范圍設(shè)計(jì)在470～2 500 W，在這個(gè)功率范圍內(nèi)設(shè)計(jì)了16個(gè)獨(dú)立的推進(jìn)劑主流率設(shè)定點(diǎn)(工作點(diǎn))，使推力器在功率變化時(shí)能匹配工作，標(biāo)記為T(mén)H0～TH15，每一個(gè)TH又被細(xì)分為7個(gè)功率等級(jí)，共有112個(gè)工作點(diǎn)，標(biāo)記為ML0～ML111。

截止2012年4月，離子電推進(jìn)系統(tǒng)已經(jīng)成功地將Dawn探測(cè)器推進(jìn)到Vesta小行星，并實(shí)現(xiàn)了Vesta軌道捕獲、變軌到Vesta科學(xué)探測(cè)軌道以及在科學(xué)軌道上的觀測(cè)等活動(dòng)。從2012年5月開(kāi)始，離子電推進(jìn)系統(tǒng)正在將探測(cè)器向Ceres小行星推進(jìn)，計(jì)劃于2015年8月實(shí)現(xiàn)與該小行星的交會(huì)。

1.4 日本“隼鳥(niǎo)2號(hào)”離子電推進(jìn)

日本的“隼鳥(niǎo)2號(hào)”(Hayabusa2)計(jì)劃對(duì)近地小行星1999 JU3進(jìn)行巖石取樣返回探測(cè)。要求離子電推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)生的總速度增量約2.2 km/s。已經(jīng)于2014年底發(fā)射。

Hayabusa2離子電推進(jìn)系統(tǒng)[9]由4臺(tái)μ10微波放電離子推力器、4臺(tái)微波功率放大器、3臺(tái)電源處理單元(IPPU)、一套推進(jìn)劑供給子系統(tǒng)、一臺(tái)推力矢量指向機(jī)構(gòu)(IPM)和一臺(tái)離子推力器控制單元(ITCU)組成。與Hayabusa相同。離子電推進(jìn)系統(tǒng)總工作時(shí)間約41 100 h。

2 任務(wù)分析

假定我們對(duì)主帶小行星的女灶神星Vesta開(kāi)展取樣返回探測(cè)任務(wù)，探測(cè)器任務(wù)指標(biāo)估算如下：

1) 全程往返軌道控制的速度增量ΔV≥12 km/s；

2) 探測(cè)器干重1 500 kg；

3) 探測(cè)器能提供的最大功率8 000 W。

基于上述要求，若采用化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)作為主推進(jìn)，經(jīng)計(jì)算燃料量將達(dá)到8萬(wàn)kg以上，占到探測(cè)器總濕重的90%以上。干重為10%比例的飛行器在工程上幾乎是不可能實(shí)現(xiàn)的。

小行星質(zhì)量小、重力加速度在10-4m/s2左右量級(jí)，相比火星、金星等大行星探測(cè)不會(huì)形成引力加速，在靠近小行星時(shí)不需要在短時(shí)間內(nèi)提供較大的速度增量用以剎車(chē)制動(dòng)。小行星探測(cè)[10]的這些特點(diǎn)非常適合利用小推力、高比沖的電推進(jìn)作為主推進(jìn)。對(duì)于姿態(tài)控制、著陸階段和返回上升階段的軌道控制任務(wù)可由化學(xué)推進(jìn)完成。

采用電推進(jìn)系統(tǒng)則燃料量只占探測(cè)器總重的25%(離子)或40%(霍爾)，在探測(cè)器規(guī)模一定的情況下，可以大大減少燃料攜帶量，增加探測(cè)器干重，可以使整個(gè)工程方案更加合理。

巡航飛行期間探測(cè)器與太陽(yáng)之間距離變化在幾億千米范圍內(nèi)，太陽(yáng)常數(shù)變化范圍較大，因此太陽(yáng)陣功率密度變化達(dá)幾倍之多。由于電推進(jìn)工作需要的功率大，因此需要對(duì)探測(cè)器電源系統(tǒng)的方案和工作方式進(jìn)行專(zhuān)門(mén)分析和設(shè)計(jì)，使電源系統(tǒng)滿足電推進(jìn)要求。同時(shí)，為了適應(yīng)探測(cè)器與太陽(yáng)距離變化而導(dǎo)致的太陽(yáng)帆板輸出功率下降，離子電推進(jìn)系統(tǒng)可采用多種推力模式的工作方式。

電推進(jìn)產(chǎn)生的推力與化學(xué)推進(jìn)相比要小得多，因此對(duì)應(yīng)用電推進(jìn)的探測(cè)器必須在軌道控制策略上進(jìn)行較大的調(diào)整，需對(duì)其發(fā)射軌道、中間飛行軌道進(jìn)行重新反演計(jì)算。

電推進(jìn)系統(tǒng)在巡航飛行時(shí)，一般都采用連續(xù)推進(jìn)方式，一次工作幾百上千小時(shí)。為了縮短到探測(cè)目標(biāo)的飛行時(shí)間和節(jié)省推進(jìn)劑，大多采用電推進(jìn)系統(tǒng)推進(jìn)與其它行星引力輔助作用相結(jié)合的軌道轉(zhuǎn)移方式。

3 離子電推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用方案

3.1 離子電推進(jìn)系統(tǒng)推進(jìn)劑與功率預(yù)算

離子電推進(jìn)系統(tǒng)提供的探測(cè)器總速度增量按12 km/s計(jì)算，探測(cè)器干重按1 500 kg，離子推力器平均比沖按照4 000 s，推進(jìn)效率按0.95計(jì)算，利用火箭方程[11]可以得到氙氣需求量為555 kg，再考慮全程泄漏5 kg、剩余不可用5 kg、初期在軌測(cè)試用量5 kg和5%裕度，實(shí)際需要裝載氙氣597 kg。

離子電推進(jìn)系統(tǒng)采用40 cm口徑的離子推力器，單臺(tái)工作時(shí)最大推力220 mN對(duì)應(yīng)的輸入功率為6 850 W，該功率由電源處理單元提供。電源處理單元的效率按92%計(jì)算，其輸入功率為7 445 W。此外，離子電推進(jìn)系統(tǒng)控制單元功耗不大于50 W，貯供單元功耗不大于80 W，單臺(tái)矢量指向機(jī)構(gòu)功耗不大于50 W。由于矢量指向機(jī)構(gòu)一般在離子電推進(jìn)系統(tǒng)不工作時(shí)開(kāi)啟，因此最終離子電推進(jìn)系統(tǒng)工作時(shí)最大總功率需求為7 575 W。

3.2 離子電推進(jìn)系統(tǒng)組成方案

提供探測(cè)器總速度增量達(dá)到12 km/s的離子電推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)際消耗推進(jìn)劑為555 kg，輸出推力為220 mN時(shí)，單臺(tái)離子推力器的工作流率為5.0 mg/s，經(jīng)計(jì)算推力器總工作時(shí)間為3萬(wàn)h。離子推力器的工作設(shè)計(jì)壽命為2萬(wàn) h。由此可見(jiàn)，不考慮備份的話，系統(tǒng)配置2臺(tái)LIPS-400離子推力器就可完成使命。

從簡(jiǎn)化配置和提高系統(tǒng)可靠性等不同角度出發(fā)，離子電推進(jìn)系統(tǒng)考慮以下兩種組成方案。

3.2.1 方案Ⅰ

該方案由1臺(tái)離子電推進(jìn)系統(tǒng)控制單元(DCIU)、2臺(tái)LIPS-400推力器(T)、1個(gè)貯氣單元(包括2個(gè)氙氣瓶)、1臺(tái)推進(jìn)劑調(diào)壓?jiǎn)卧?臺(tái)電源處理單元(PPU)、2臺(tái)推進(jìn)劑流量調(diào)節(jié)模塊和2個(gè)矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)(TGA)組成，如圖1所示。PPU1和PPU2交叉互為備份，每臺(tái)PPU通過(guò)一組高電壓繼電器開(kāi)關(guān)在兩個(gè)推力器之間切換供電。離子電推進(jìn)系統(tǒng)每次只有1臺(tái)推力器工作。

系統(tǒng)工作時(shí)，由上位機(jī)發(fā)出工作指令到離子電推進(jìn)系統(tǒng)控制單元?？刂茊卧ㄟ^(guò)選擇可以控制1臺(tái)PPU向2臺(tái)推力器中的一臺(tái)供電。同時(shí)控制單元控制貯氣單元、減壓?jiǎn)卧土髁空{(diào)節(jié)模塊向?qū)?yīng)的離子推力器供氣。離子電推進(jìn)系統(tǒng)每次只啟動(dòng)1臺(tái)推力器工作。每臺(tái)推力器配1個(gè)推力矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，可以實(shí)現(xiàn)兩個(gè)方向的推力矢量指向調(diào)節(jié)。

圖1 離子電推進(jìn)系統(tǒng)組成方案Ⅰ示意圖Fig.1 Schematic diagram of the ion propulsion system designⅠ

3.2.2 方案Ⅱ

方案Ⅱ從提高系統(tǒng)可靠性角度出發(fā)，考慮關(guān)鍵單機(jī)的適當(dāng)備份。離子電推進(jìn)系統(tǒng)包括3臺(tái)LIPS-400推力器、1臺(tái)離子電推進(jìn)系統(tǒng)控制單元、3個(gè)矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)、1個(gè)貯氣單元(包括2個(gè)氙氣瓶)、1臺(tái)減壓?jiǎn)卧?臺(tái)電源處理單元、3臺(tái)流量調(diào)節(jié)模塊，組成示意圖如圖2所示。

圖2 離子電推進(jìn)系統(tǒng)組成方案Ⅱ示意圖Fig.2 Schematic diagram of the ion propulsion system designⅡ

如圖2所示，PPU1可為T(mén)1或T2推力器供電，PPU2可為T(mén)3或T2推力器供電。每臺(tái)PPU通過(guò)一組高電壓繼電器開(kāi)關(guān)在兩個(gè)推力器之間進(jìn)行切換供電。離子電推進(jìn)系統(tǒng)每次只有1臺(tái)推力器工作。

3.2.3 方案的優(yōu)選

方案Ⅰ的優(yōu)點(diǎn)是系統(tǒng)組成相對(duì)簡(jiǎn)單，缺點(diǎn)是推力器沒(méi)有備份，系統(tǒng)可靠性較低。

方案Ⅱ的優(yōu)點(diǎn)是可靠性得到提高；缺點(diǎn)是系統(tǒng)較復(fù)雜。

方案Ⅱ中的控制單元、壓力調(diào)節(jié)模塊和流量控制模塊單機(jī)不備份，但是內(nèi)部電路或關(guān)鍵組件可以進(jìn)行備份冗余設(shè)計(jì)。這樣既提高了系統(tǒng)的可靠性，又使得系統(tǒng)干重和體積的增加不太明顯。

綜上所述，從保證任務(wù)成功的角度考慮，建議主帶小行星探測(cè)器采用方案Ⅱ的離子電推進(jìn)系統(tǒng)。

3.3 離子電推進(jìn)系統(tǒng)工作模態(tài)

為了與不同太陽(yáng)距離條件下太陽(yáng)帆板輸出功率的變化相匹配，離子推力器的工作功率范圍設(shè)計(jì)在1 100～6 850 W之間可調(diào)節(jié)，在這個(gè)功率范圍內(nèi)可設(shè)計(jì)10個(gè)獨(dú)立的工作模態(tài)，使推力器在輸入功率變化時(shí)能匹配工作，標(biāo)記為T(mén)M1～TM10。每一個(gè)TM又可以細(xì)分為5個(gè)功率等級(jí)，共有50個(gè)工作點(diǎn)。對(duì)于獨(dú)立工作模態(tài)TM1～TM10，除了功率不同，每個(gè)工作點(diǎn)的流率也根據(jù)推力器性能匹配的需要不同。但是在每個(gè)獨(dú)立的工作模態(tài)之間的細(xì)分工作點(diǎn)，流率與其對(duì)應(yīng)的獨(dú)立工作模態(tài)TM保持一致，只是對(duì)功率進(jìn)行調(diào)節(jié)。根據(jù)對(duì)任務(wù)的分析，在主帶小行星取樣返回探測(cè)任務(wù)中，離子電推進(jìn)系統(tǒng)的工作模態(tài)設(shè)計(jì)如表1所示。當(dāng)探測(cè)器和太陽(yáng)之間的距離變化，探測(cè)器的軌道機(jī)動(dòng)推進(jìn)可根據(jù)表1選擇相應(yīng)的離子推力器工作模態(tài)。

表1 離子推力器工作模態(tài)

3.4 星上布局與安裝考慮

由于離子電推進(jìn)系統(tǒng)主要承擔(dān)主推進(jìn)任務(wù)，因此推力器安裝在探測(cè)器的-Z面上，為了變軌的需要離子推力器均配有推力矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，以便根據(jù)需要隨時(shí)調(diào)整推力矢量，同時(shí)使探測(cè)器的耦合力矩盡量小。此外，推力器布局還要考慮推力器的羽流，使安裝在星體上的敏感設(shè)備和太陽(yáng)帆板等盡量不受羽流的污染損害。離子電推進(jìn)工作消耗的氙氣占探測(cè)器重量的比例較大，因此氙氣瓶一般布置在探測(cè)器飛行軸上靠近質(zhì)心的位置。由于電源處理單元功效率較大，工作時(shí)的熱耗較大，在安裝布局時(shí)，需要重點(diǎn)關(guān)注其散熱措施，一般均采用主動(dòng)加被動(dòng)的散熱方式。

4 離子電推進(jìn)關(guān)鍵技術(shù)

深空探測(cè)離子電推進(jìn)系統(tǒng)由于其承擔(dān)的任務(wù)和系統(tǒng)應(yīng)用方案的特殊性，有其自身的技術(shù)特點(diǎn)。需要進(jìn)行一些關(guān)鍵技術(shù)的攻關(guān)。主要關(guān)鍵技術(shù)有：系統(tǒng)集成技術(shù)和長(zhǎng)壽命技術(shù)。

4.1 系統(tǒng)集成技術(shù)

由于主帶小行星采樣返回任務(wù)的特殊性，在離子電推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用方案、指標(biāo)、組成和配置等方面需要全新設(shè)計(jì)，幾個(gè)重點(diǎn)需要解決的問(wèn)題包括系統(tǒng)的組成關(guān)系、各單機(jī)設(shè)備在探測(cè)器上的布局和安裝關(guān)系、系統(tǒng)主備份切換關(guān)系、系統(tǒng)工作時(shí)序和工作策略等。

4.2 長(zhǎng)壽命技術(shù)

主帶小行星采樣返回任務(wù)對(duì)離子電推進(jìn)系統(tǒng)的壽命要求較高，根據(jù)最大推力工作點(diǎn)的推力計(jì)算，完成10 km/s的速度增量需要單臺(tái)推力器工作2萬(wàn)h左右。但是如前所述，由于探測(cè)器與太陽(yáng)之間的距離變化，當(dāng)探測(cè)器與太陽(yáng)之間的距離較遠(yuǎn)時(shí)，太陽(yáng)帆板輸出功率下降，離子電推進(jìn)有相當(dāng)?shù)臅r(shí)間工作在低推力，離子推力器實(shí)際工作壽命會(huì)更長(zhǎng)。因此，系統(tǒng)長(zhǎng)壽命尤其是離子推力器長(zhǎng)壽命技術(shù)成為最關(guān)鍵的技術(shù)，需要對(duì)關(guān)鍵單機(jī)和部組件進(jìn)行長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)和驗(yàn)證。

4.3 推力(工作點(diǎn))調(diào)節(jié)技術(shù)

離子電推進(jìn)系統(tǒng)的工作點(diǎn)達(dá)50個(gè)之多，對(duì)于不同推力和比沖要求，需要進(jìn)行推力器工作點(diǎn)優(yōu)化研究。為了與推力器輸入?yún)?shù)相匹配，需要研究解決電源處理單元參數(shù)和流率參數(shù)的大范圍調(diào)節(jié)技術(shù)、離子推力器推力變化適應(yīng)性技術(shù)和離子電推進(jìn)系統(tǒng)匹配性技術(shù)。

4.4 地面驗(yàn)證試驗(yàn)技術(shù)

針對(duì)主帶小行星采樣返回任務(wù)特點(diǎn)，離子電推進(jìn)系統(tǒng)需要在地面開(kāi)展充分的系統(tǒng)集成試驗(yàn)和壽命試驗(yàn)，目的是驗(yàn)證離子電推進(jìn)系統(tǒng)的集成性能和壽命指標(biāo)，使系統(tǒng)滿足任務(wù)應(yīng)用要求，最終具備飛行條件。離子電推進(jìn)系統(tǒng)集成試驗(yàn)的驗(yàn)證項(xiàng)目要覆蓋系統(tǒng)設(shè)計(jì)功能和性能以及與整星相互效應(yīng)。壽命試驗(yàn)主要對(duì)關(guān)鍵單機(jī)的設(shè)計(jì)壽命按照空間飛行條件進(jìn)行驗(yàn)證。

5 結(jié)束語(yǔ)

主帶小行星采樣返回任務(wù)的工程實(shí)現(xiàn)，使得采用電推進(jìn)作為巡航階段主推進(jìn)成為必然的選擇。

近年來(lái)，隨著離子電推進(jìn)在航天器上的應(yīng)用，離子電推進(jìn)技術(shù)和產(chǎn)品成熟度大大提高，再加上針對(duì)深空探測(cè)應(yīng)用離子電推進(jìn)技術(shù)的研究和產(chǎn)品的研制，使得深空探測(cè)器選擇離子電推進(jìn)系統(tǒng)作為主推進(jìn)成為現(xiàn)實(shí)的可能。

本文研究表明主帶小行星探測(cè)器采用LIPS-400離子電推進(jìn)系統(tǒng)方案完全能夠滿足任務(wù)需求。

縱觀國(guó)外深空探測(cè)離子電推進(jìn)發(fā)展歷程，第一階段的應(yīng)用已經(jīng)取得成功，離子電推進(jìn)作為深空探測(cè)航天器主推進(jìn)的優(yōu)勢(shì)得到充分體現(xiàn)。針對(duì)深空探測(cè)的新一代離子電推進(jìn)研制在美國(guó)、日本和歐洲已經(jīng)取得較大進(jìn)展，有些已經(jīng)列入深空探測(cè)實(shí)施計(jì)劃。在借鑒國(guó)外成功經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，結(jié)合我國(guó)深空探測(cè)規(guī)劃目標(biāo)，及早開(kāi)展更遠(yuǎn)深空探測(cè)使離子電推進(jìn)的研制勢(shì)在必行。

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[責(zé)任編輯：宋宏]

Application Scheme of Ion Electric Propulsion System for Main-Belt Asteroid Sample and Return Mission

YANG Fuquan1， ZHAO Yide1， LI Juan1， GENG Hai1， ZHANG Tianping1， ZHOU Haiyan2

(1.Lanzhou Institute of Physics， Lanzhou 730000， China； 2.Shanghai Institute of Satellite Engineering，Shanghai 210000， China)

Due to the ion electric propulsion high specific impulse feature， the launch weight of the spacecraft will be greatly reduced under the same payload to implement the orbit maneuver of an asteroid exploration. The application of ion electric propulsion in deep space exploration is investigated in this paper. On the basis of the successful experience of foreign countries and the analysis of the requirements of the task， the scheme and application strategy of the ion electric propulsion system are designed， and its thrust ，specific impulse， propellant weight and power are calculated for the main-belt asteroid exploring spacecraft to meet the present life level of ion thruster. The research results show that the developing ion thruster can meet the requirements of the main-belt asteroid exploration mission and have reference value for the design of the spacecraft．

asteroid exploring； spacecraft； sample and return mission； ion electric propulsion； application scheme

2015-01-16

2015-06-23

國(guó)防重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室金項(xiàng)目(9140C550206130C55003)

V439

A

2095-7777(2015)02-0168-06

10.15982/j.issn.2095-7777.2015.02.011

楊福全(1969—)，男，高級(jí)工程師，主要研究方向：主要從事空間電推進(jìn)技術(shù)研究。 通信地址：蘭州市城關(guān)區(qū)雁興路108號(hào)，蘭州空間技術(shù)物理研究所(730000)。 電話：(0931)4585956 E-mail:yfq51007@sina.com