满梓峰，吴延龙，范 丹，张永安，仲小清

（1.中国空间技术研究院 a.通信卫星事业部，北京 100094）

0 引言

随着航天活动的日益频繁，空间安全环境日趋复杂，空间航天器数量不断增加、空间碎片快速产生、电磁频谱纠纷越发频繁，网络攻击、动能攻击、定向能攻击等概念频繁出现。弹性空间系统是美国等国家从提升空间资产安全性角度提出的系统理念[1]。相对于一味的提高空间系统能力维护空间安全，弹性空间系统采用的是一种截然不同的逻辑，其通过把空间能力的分解和分散，实现局部节点的损害不会导致系统能力丧失。这一思路是基于一定的论断：无论空间能力多么强大，只要存在空间依赖性的短板，对方必然会发展非对称的空间攻击能力，并能造成致命一击。

电推进作为一种先进的推进技术，具有比冲高的突出优势[2]，是提升航天器性能的重要途径。如离子型电推进系统比冲可达3 000 s以上，霍尔型电推进系统可达1 600 s以上；而化学推进的比冲一般为300 s左右。高比冲可以带来三个相互联系的效益：（1）延长工作寿命，在运载和填装推进剂量不变的情况下，应用高比冲电推进节省的推进剂消耗量可以延长卫星服役寿命；（2）增加有效载荷，在运载条件和使命需要的速度增量不变的情况下，应用高比冲电推进可以减少推进剂需求量，这些节省的推进剂质量可以用于增加航天器的有效载荷；（3）减轻发射质量，在最终送入工作轨道航天器质量和使命需要的速度增量不变的情况下，应用高比冲电推进节省的推进剂消耗量使得航天器发射质量能够减轻，从而降低发射成本。

关于电推进应用的研究，前期主要集中在具体某一类型航天器，而弹性空间系统的发展使得这一研究范围需要扩展到空间航天器体系。一方面，相对于具体航天器，弹性空间系统对电推进的适应性和通用性要求更高；另一方面，相对于具体航天器，系统应用对研制模式等需求也将发展根本性的变化。结合弹性空间系统特点，对电推进这一重要且复杂技术在空间系统中的应用问题进行了研究。

1 弹性空间系统

1.1 弹性空间系统概念

按照美国国防部2012版空间政策的描述[1，3]，弹性空间是一个体系在敌对或不利条件下，支持提高任务成功概率所需功能、缩短能力恢复时间。弹性空间系统具有六个方面的特点：

（1）分散：将不同的功能分散到不同的平台和有效载荷上，例如将战术和战略防护卫星通信分离，减少危机或冲突中非受控风险的扩大；

（2）分布：利用大量的节点，作为一个单独的节点执行相同的任务或功能，典型的例子就是全球定位系统（GPS）；

（3）多样化：以多种方式为相同的任务服务，使用不同平台、不同的轨道，以及商业、民用或国际合作伙伴的能力；

（4）防护：包括主动和被动措施，干扰防护、抗核加固等传统措施，还可以扩展到机动性、内部搭载诱饵和其他星上对抗措施等；

（5）扩散：部署大量相同的平台、有效载荷或相同类型的系统来执行相同的任务，例如在宽带全球卫星通信卫星（WGS）星座中部署大量WGS卫星，或者增加下行和数据处理设备的数量；

（6）欺骗：在位置、功能、运行状态、任务类型等方面，混淆或诱导敌人所采取的措施。

1.2 弹性空间的主要途径

弹性空间实现的主要途径包括五种：

（1）结构分解：是由多个相互作用的模块提供单一系统的功能。具体说，分解是将一个系统分化成多个相互作用的模块，提供原有单一型系统的能力，分解通过多个子部分在轨道上相互作用，整体实现单一型卫星的能力；

（2）功能分散：是将一颗卫星上的多个载荷分散到多个卫星上。具体说，功能分散是将以前一个系统上的多个传感器，截然不同的子系统分散到多个独立的平台上；

（3）多轨道分散：是利用多个轨道平面来提高弹性。例如把卫星部署在不同倾角的同步轨道上，增加对系统的攻击难度；

（4）多域分散：是将能力分散于海、陆、空、天、网多域，相互冗余和备份；

（5）搭载有效载荷：是将有效载荷和任务搭载在其他卫星上。搭载有效载荷不需要自己独立的卫星平台，而是利用主星的电源、处理、热控和姿态控制等能力。

2 电推进系统的特点

2.1 比冲高、推力小

相对于化学推进，电推进最突出的优势是比冲高，高比冲可以大幅减少推进剂携带量，进而为航天器性能提升提供解决途径[4～7]。然而，电推进推力较小这给应用带来诸多约束。以使用电推进实施静止轨道卫星轨道转移为例，这些约束可归结为三个方面[9-10]：

（1）安全性降低风险。电推进变轨一般采用超同步轨道，此时卫星轨道演变过程为远地点高度逐渐降低，近地点高度逐渐抬高。这导致卫星将频繁穿越静止轨道，此时卫星与轨道上已知的卫星，尤其是未知的卫星、碎片等碰撞的几率增加，由此增加了卫星变轨过程中的风险；

（2）空间辐射影响风险。使用化学推进发动机变轨时，卫星变轨时间一般小于一周；而对于电推进变轨，变轨时间长达几个月，甚至半年，由此带来空间辐照的影响是系统设计中必须解决的一个问题。根据电推变轨过程进行仿真分析，结果表明在GTO至GEO转移轨道运行半年的总辐射剂量最高达到相当于GEO轨道运行半年总辐射剂量的约5倍；

（3）轨道转移成本增大风险。长时间变轨产生的成本代价，包括地面测控站费用、晚入轨而产生的利息、保险费用增加等。

2.2 整星兼容性复杂

电推进的应用与整星之间存在较为复杂的兼容性设计问题：

首先，电推进羽流和电磁兼容性设计更为复杂。电推进羽流碰撞太阳翼表面，会对整星造成干扰力矩影响；高能粒子碰撞太阳翼表面太阳电池玻璃盖片，造成刻蚀效应，会引起透光率下降，造成太阳翼功率损失；羽流粒子沉积在太阳翼表面太阳电池玻璃盖片表面造成污染，会引起透光率下降，造成太阳翼功率损失；羽流粒子沉积在热控涂层、光学镜头表面造成污染，会引起热控性能衰退或者光学探测性能衰退。电推进工作功率输出大，电推力器的离子束引出可能导致卫星整星电位的变化；电推进本身产生的等离子体放电和等离子体的环境，使得星上设备容易发射藕合或相互干扰。

其次，对卫星需求更高。一般而言，卫星必须具备自主控制电推进工作的能力，电推进需要长期、频繁点火（例如位置保持任务，每天点火两次，每次点火数小时；轨道转移任务，需要几个月连续点火），若仍采取常规地面控制为主的飞行控制手段，需要耗费大量的人力物力资源；电推进工作必须依赖卫星的大功率供电，而且涉及到几百伏甚至上千伏的高电压，这将对整星供电安全提出更高的要求；卫星热控问题突出，电推进长时间点火，卫星需要保障星内电推进供电设备的散热还必须保证星外推力器的散热。

再次，整星试验与测试模式变化。相对于现有航天器试验，电推进的点火等测试均必须在真空系统中才可以实施；而对于航天器，尤其是大型航天器，在真空系统中开展测试存在测试手段、测试设备等现实矛盾。

3 弹性空间系统电推进应用研究

3.1 弹性空间系统推进应用模型

对于单颗卫星，推进任务主要包括轨道转移、在轨位置保持、寿命末期离轨以及在轨姿态控制等。而对于弹性空间系统，推进任务还包括在轨期间的轨道调整，在轨调整能力直接决定了弹性空间系统的性能。在轨期间轨道调整包括同一轨道平面内的调整，所需的速度增量由轨道调整消耗时间决定；也包括不同轨道面间的调整，所需的速度增量由轨道倾角变化的大小决定[8]。单颗卫星和弹性空间系统推进特点比较如表1所列。

表1 单颗卫星与弹性空间系统推比较Table1 Propulsion mission of a satellite and disaggregated space architecture

由于在轨轨道调整需求的引入，使得弹性空间系统对星上推进系统的需求发生了较大变化。对于单颗卫星而言，轨道转移、在轨位置保持和寿命末期离轨的总速度增量基本确定；而对于弹性系统，在轨调整的速度增量随运行次数增加而增加，运行次数能力越大，系统性能越优。

鉴于单颗卫星和弹性空间系统对轨道转移需求基本相同，并且轨道转移涉及效益、风险等多种因素[9-10]，针对在轨段进行分析。记位置保持每年速度为ΔVsk，在轨寿命为l，轨道调整每次速度增量为ΔVpc，轨道调整次数为N，那么弹性空间系统卫星的在轨速度增量需求如式（1）：

为便于比较，把在轨次数调整等效为在轨寿命的增加Δl，那么由式（1）可以得到弹性空间系统在轨阶段的应用模型，如式（2）：

3.2 电推进应用效益模型

对于确定推进系统，可以分析不同推进方案的使用效果。主要比较分析电推进和化学推进，进一步分析相对于单颗卫星弹性空间系统的需求特点。

假设入轨后卫星的质量为M0，其中卫星平台除电推进外的干重为Mf，电推进分系统干重以及电源、热控等相应增加质量的和记为Me（电推进应用需要增加电推进系统，且还需要配置电源、热控等防护质量），推进剂携带量为Mc，每年位置保持速度增量为ΔVsk。如果仅使用化学推进（不配备电推进分系统），卫星寿命Lc如式3所示：

如果使用电推进，那么卫星的寿命Le满足式（4）的关系：

式（3）和式（4）中，η为考虑姿态和误差散布修正的系数，Ispc和Ispe分别表示化学推进和电推进所对应的比冲，ηc和ηe分别表示化学推进和电推进的使用效率。定义电推进应用效益B如式（5）：

当B大于1电推进具有使用效益，B越大效益越高。

3.3 弹性空间系统电推进应用分析

首先定量给出弹性空间系统在轨轨道调整的速度增量需求。对于同一轨道平面内的调整，单次速度增量需求主要取决于要求的轨道调整的时间需求；对于不同轨道平面的调整，单次调整速度增量主要取决与调整倾角的大小，表2和表3分别给出了几种典型情况下的速度增量数据。

表2 同一轨道平面内调整速度增量需求Table2 Velocity increment of orbit adjustment in the orbital plane

表3 倾角调整速度增量需求Table3 Velocity increment of orbit inclination adjustment

从表2和表3结果可以看出，弹性空间系统在轨调整的速度增量需求较大，尤以倾角调整突出。如实施一次10°的倾角调整，相当于消耗11.7年位置保持的推进剂。当前长寿命高轨卫星设计寿命一般为15年，一次倾角调整实施就消耗了超过3/2寿命的推进剂。

其次，分析相同推进剂携带条件下，使用电推进和化学推进时的卫星寿命。分析中卫星入轨质量设定为4 000 kg，每年位置保持速度增量ΔVsk为46 m/s，化学推进比冲Ispc为285 s，电推进系统比冲为3 000 s。仿真结果如图2所示，从图中可以看出，随着在轨等效寿命（包括在轨时间和轨道调整次数）的增加，推进剂消耗量急剧减少；且在轨等效寿命越长，效益越明显。

图1 不同在轨寿命时的电推进系统质量与电推进效益关系曲线图Fig.1 Efficiency of electric propulsion of satellite with different lifetime

从图1仿真结果看出，相对于单颗卫星，弹性空间系统对在轨速度增量更大，电推进应用效益更加显著。从电推进和化学推进比较也可以看出，推进系统比冲越高，效益越显著。

3.4 弹性空间系统对电推进的其他需求

上述从推进剂消耗角度分析了弹性空间系统相对于单颗卫星对卫星的特殊需求，继续分析弹性空间系统对电推进的其他需求。

（1）对电推进小型化需求更高。使用应用效益模型，比较不同卫星入轨质量和不同电推进系统质量下的电推进应用效益，图2给出了电推效益为1时的曲线。

图2 不同卫星入轨质量、不同电推进系统质量与电推进效益关系曲线Fig.2 Efficiency of electric propulsion of satellite with different weight

从图2可以看出，卫星入轨质量越大，电推进使用效益越显著，电推进系统质量越小，电推进使用效益越显著。因此，相对于单颗卫星，弹性空间系统在电推进系统减重等方面的需求更高。

（2）整星兼容性要求更高。如电推进系统的特点部分所言，电推进与整星间存在较为复杂的力、热、污染、电磁等影响，对于单一载荷类型卫星而言，影响的侧重点是不同的。对于通信类载荷，主要需要考虑电推进大功率电源以及电推进羽流的电磁辐射对通信信号的影响，还需要考虑通信信号穿过羽流后幅值、相位的变化等。对于光学类载荷，还需要考虑电推进羽流对光学器件本身的污染、刻蚀等效应，如图3所示。

弹性系统的一个重要途径就是同一功能载荷分散到不同卫星中，这样对于单颗卫星而言，卫星可能同时承载不同类型的载荷。因此，对于弹性系统应用而言，一个重要的需求就是电推进系统的兼容性设计更加严格，需要同时满足多种载荷的应用需求，这对电推进本身的推力器、电源等设计均提出了更高的要求。

图3 电推进对卫星的影响框图Fig.3 Influence of electric propulsion system on the satellite

（3）电推进系统可靠性要求更高。对于弹性空间系统而言，其特点是局部载荷失效时，通过卫星轨道的调整可以实现系统功能的不损失，其前提是卫星具备轨道调整的能力。从这一角度分析，相对于单颗卫星而言，弹性空间系统对单颗卫星的可靠性要求更高。

4 弹性空间系统电推进设计需求

4.1 模块化、标准化设计

对于弹性空间系统，电推进应用对象是一批卫星而不是一颗卫星，模块化和标准化设计就显得尤为重要，这涉及产品和试验两个方面：

（1）电推进系统产品本身模块化，供气、供电、推力器等均实现模块化设计，电推进系统与整星机械接口、供电接口、信息接口的标准化；

（2）电推进系统的功能和性能测试标准化设计，从单机到系统再到整星、从研制厂房到发射基地，不同阶段的测试方法和项目标准化。

4.2 型谱化、批产化

电推进作为卫星平台推进系统可以借鉴通信、导航等卫星中通用产品的研制经验[11]，一方面，完善型谱产品，适应系统的优化设计需求；另一方面，采用批产化的研制思路，缩短研制周期、降低研制成本。

4.3 面向在轨可更换设计

弹性空间系统作为研究中的一种新型体系方案，电推进的应用应考虑当前航天器的在轨可维修性发展趋势。结合电推进系统特点，可以基于现有供气、供电、推力器组成模式，研究单机更换；也应该结合供气密封、高压供电等特点研究整机模块更换的可行性。

5 结论

弹性空间系统是面向提升空间系统安全性的一种新型空间系统，电推进是提升航天器性能的一种有效技术。弹性空间系统的特点可以更好地发挥电推进比冲高的优势，同时也要求电推进具有更高的性能、更好的兼容性。相对于单颗卫星应用，弹性空间系统在模块化、标准化、型谱化、批产化等方面提出新的研制要求，并且作为一种新兴系统还要求电推进适应航天器在轨维护等发展需求。

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