网络出版时间：2014-08-21 16:22
网络出版地址：http://www.cnki.net/kcms/doi/10.3969/j.issn.1006-7086.2014.04.001.html
第20卷第4期2014年8月真空与低温Vacuum&Cryogenics
187
小卫星领域应用电推进技术的评述
张天平，周昊澄，孙小菁，王小永
（兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室，甘肃兰州730000）
摘要：小功率电推进已成为最有技术竞争力的小卫星应用的推进系统选择。在总结美国、俄罗斯、欧洲、日本等国家离子、霍尔、电热、PPT、FEEP等小功率电推进技术发展和小卫星应用情况的基础上，从轨道转移、大气阻尼补偿、位置保持、姿态控制、编队飞行等任务方面分析了小卫星对电推进系统的需求和应用电推进的必要性及可行性，针对小卫星主要任务需求分别提出了10W、100W和500W级小功率电推进技术发展和应用方面的具体建议。
关键词：电推进；小功率；小卫星中图分类号：V43
文献标志码：A
文章编号：1006-7086（2014）04-0187-06
DOI：10.3969/j.issn.1006-7086.2014.04.001
REVIEWOFELECTRICPROPULSIONAPPLICABLETOSMALLSATELLITES
ZHANGTian-ping，ZHOUHao-cheng，SUNXiao-jing，WANGXiao-yong（ScienceandTechnologyonVacuumTechnologyandPhysicsLaboratory，LanzhouInstituteofSpaceTechnologyPhysics，Lanzhou
Gansu
730000）
Abstract：Thelowpowerelectricpropulsionisbecomingapowerfulcompetitorcomparedtothetraditionalpropul-sionforsmallsatellites.Asummaryofthedevelopmentanditsapplicationonsmallsatelliteoflowpowerelectricpropul-sionwerepresented，includingbothelectricpropulsiontypesoftheion，theHall，thePPT，theFEEP，andnationsoftheAmerican，theRussian，theEuropeanandtheJapan.Theserequirements，necessaryandfeasibilityofelectricpropulsionapplicabletosmallsatellitewereanalyzedaccordingwithmainmissionsoforbitaltransferring，dragcompensating，stationkeeping，attitudecontrolling，andformationflying.Someadviceaboutlowpowerelectricpropulsiondevelopmentanditsapplicationtosmallsatellitewereadvancedwithinthreepowerlevelsof10W，100W，500W，respectively.
Keywords：electricpropulsion；lowpower；smallsatellite
0引言
低成本、短周期、高性能是发展小卫星的主要
提高性能的主要技术支撑。过去的小卫星主要应用冷气和化学推进系统，但随着具有微推力、高效率、高比冲、长寿命、推力可控等特点的电推进技术发展，小功率电推进已成为最有技术竞争力的小卫星推进系统选择[2]。文章在总结国外小功率电推进技术发展和小卫星应用情况的基础上，分析了小卫星对电推进系统的需求及应用必要性和可行性，提出了小功率电推进技术发展和应用方面的建议。11.1
国外小功率电推进的发展与应用
在传统电热、静电和电磁电推进及新型电推进小功率电推进发展
动力，目前已经应用的小卫星及星座包括通信、遥感、观测、科学试验、技术验证等[1]。广义小卫星重量为500kg以下，狭义小卫星重量为100～500kg，文章小卫星定义重量为100～1000kg、功率为100～1000W。大多数小卫星需要推进系统完成阻尼补偿、轨道升降、位置保持、姿态控制、编队飞行、发射寿命延长变得更加必要。
推进系统一般占航天器总重量的10%～50%，小型化高性能的空间推进系统是小卫星降低重量、
收稿日期：2014-06-11
误差修正等任务，并且随着小卫星使命增强和工作
技术中，小功率电推进可以分为两类：一类是具有
作者简介：张天平（1963-），男，研究员，博导，主要从事航天器推进技术研究和工程研制。E-Mail：[email protected]
188
真空与低温第20卷第4期
内在小功率（小型化）特性的，如场发射（FEEP）、脉冲等离子（PPT）、MEMS、胶体（CT）等电推进；另一类是可以实现小型化的电推进，包括离子（IT）、霍尔（HT）、微型电热（MET）等电推进。小功率电推进技术研究和产品研制主要集中在航天发达国家，包括美国、俄罗斯、欧洲、日本等[3-4]，表1列出了离子、霍尔、微型电热、PPT、FEEP等小功率电推进典型产品的主要性能和成熟度，MEMS、胶体和其他类型小功率电推进，由于技术和产品成熟度较低，或其功率
不在文章关注范围内而没有列入。目前，小功率离子电推进性能覆盖范围为功率10～500W、推力0.5～20mN、比冲1400～5000s，小功率霍尔电推进为70～900W、3～44mN、800～2000s，小功率电热电推进为50～750W、20～400mN、100～800s，PPT电推进为5～200W、0.1～6mN、1000～2000s，FEEP电推进为5～80W、0.02～1.2mN、4000～12000s。离子电推进的小功率化发展比霍尔电推进更好，特别是射频和微波离子电推进已经实现了与PPT和FEEP等电推进的性能交叠。
1.2国外小卫星应用电推进情况
早期卫星质量都比较小，而电推进试验和应用
又开始于1970年，所以在统计上不列入小卫星电推进应用范围。表2给出了1999年以来小卫星电推进应用情况。目前已经实现或正在实施的小卫星电推进应用包括无拖曳控制、大气阻尼补偿、轨道维持、姿态控制等[5]，其中无拖曳控制和大气阻尼补偿主要是离子电推进，轨道维持主要是霍尔电推进和电热电推进，姿态控制主要是PPT电推进。22.1
小卫星应用电推进需求小卫星使命需求
卫星使命对推进系统的需求可以用速度增量表达，表3给出了小卫星轨道转移、低轨道大气阻尼补偿、（轨道）位置保持、姿态控制、星座展开、编队飞行、离轨等使命对应的速度增量需求。注意到应用电推进时，由于小的推力质量比，需要考虑引力损失和有效推力，实际的速度增量比化学推进情况要大。
表1小功率电推进产品性能与成熟度
产品代号BFRIT-1RIT-2.5μ1SPT-25BHT-200MR-502BVELARCATOSLPRTCHT-4D-20国家/公司美国L-3美国Busek德国Astrium日本ISAS俄罗斯火炬局俄罗斯TSNIMASH
美国Busek日本OIT美国Aerojet德国IRS德国斯图加特大学
英国SSTL美国PRIMEX美国AFRL俄罗斯RIAME美国Busek意大利Alta奥地利ARCS
类型直流离子射频离子射频离子微波离子TAL霍尔CHT霍尔肼电热氩电弧胺电弧水电热PTEFPTEFPTEFPTEFCsSPT霍尔SPT霍尔
功率/W19～[***********][1**********]467.2662010
推力/mN0.2～0.50.379173.527451360.006
比冲/s1230～2600
[***********][***********][**************]00
成熟度EMLMLMLMFMLMFMEMFMFMFMFMLM
是否飞行
否否否否否否是否是否是是是是否是否是
EM
2351150.124.23
EO-1PPTAPPT-35μ-PPTFEEP-150APPT
EM
0.150.15
QM
张天平等：小卫星领域应用电推进技术的评述
表2
航天器AMSAT-P3BUK-DMC1FalconSat-3UK-DMC2GOCETacSat-2HayabusaEO-1
国家英国美国德国日本英国美国美国ESA英国俄罗斯加拿大美国
发射2000-112000-112003-052003-092006-122007-032009-042009-072012-072013-02重量/kg[***********]0150975088
小卫星电推进应用情况
轨道400km×47000km、63°676km×695km、98.5°413km×424km、40°
260km、96.5°510km、94.8°750km560km、35°Itokawa往返705km、98.7°
电推进系统氧化氮电热ATOSμ-10电热BHT-200μPPTT5电热SPT-50电热PPT
电推进任务及完成情况
189
轨道提升，速度增量10.4m/s精确姿态控制，精度优于动量轮倾角修正和寿命期间轨道维持
产生速度增量2.2km/s飞行试验，轨道维持轨道维持，速度增量154m/s姿态控制，卫星在轨失效无拖曳控制，累计24000h
轨道维持
轨道修正、星座建立、轨道维持
轨道维持进行轨道升降
SAOOHIRECanopus-V
676km×695km、98.5°
表3
使命类型
序号轨道转移
234
大气阻尼补偿
121231231
星座展开
234
编队飞行123小卫星使命对应的速度增量需求使命描述
速度增量3464.5m/s最大500m/（s·a）最大100m/（s·a）50～55m/（s·a）2～6m/（s·a）2～6m/（s·a）3.9km/s4.1km/s～0.6km/（s·a）～4km/（s·a）100m/（s·a）9.3km/s4km/s5～10m/s70m/（s·a）150m/（s·a）10538m/s5.97km/s
附注无倾角变化28°倾角变化无倾角变化勘察卫星平均80m/（s·a）平均25m/（s·a）Molnya轨道UoSAT-12每次
200kmLEO→GEO800kmLEO0°～90°
300～400km400～500km
GEO800～20000km
位置保持（轨道维持）
4000km×47000km太阳同步轨道三轴稳定增旋或消旋动量轮卸载500kmLEO30°倾角变化500km、45°轨道45°位置改变30m基线、1000km高度
GEO90°倾角变化
姿态控制
500km、45°轨道120°位置改变300m基线、1000km高度
稀疏孔径阵列SWARM
450km、87.4°和530km、86.8°双星
2.2小功率电推进适用性评价
推进的比冲。
（1）轨道转移。轨道转移的速度增量需求相对较大，应用电推进的最大难题是如何实现轨道转移周期和电推进功率的折中。以500kg质量卫星和
对不同类型小功率电推进，建立如表4所列的
参考性能，由此讨论小卫星不同使命需求下电推进的适用性，作为对比表也列出了冷气和单组元化学
190
真空与低温第20卷第4期
表3中1、3、5轨道转移使命为例，计算得到表5所列结果。可见电热电推进相对化学推进没有优势，用离子或霍尔电推进尽管可以节省大量的推进剂，但在目前小卫星的功率范围内，转移周期太长几乎无法接受，只能用于轨道高度或倾角小范围改变的较小速度增量情况。轨道转移周期在没有限制的情况下，小功率电推进才能应用于较大速度增量使命；500kmLEO轨道小卫星，表6给出了三种轨道高度和三个重量小卫星所受到的大气阻尼力。仅从推
力大小看，在300～500kmLEO轨道要完成大气阻
表4
电推进类型
比冲/s[1**********]0
尼补偿，只有离子、霍尔、电热电推进能够满足需求，PPT和FEEP电推进只能用于600km以上轨道。具体电推进类型选择，需要考虑卫星工作寿命、电源
能力、具体使命需求等进行优化折中，例如使命需求为精确的无拖曳控制，则只有离子电推进能满足推力大范围连续可调的要求。当卫星电源能力有限时，应选择电热类型或霍尔类型，其中电热要求的功率水平更低。卫星寿命较短时应选择系统干重更小的电热类型，寿命中等时选择霍尔类型以兼顾系统重量和推进剂重量，寿命较长时选择更高比冲的离子类型；
（2）LEO轨道大气阻尼补偿。主要考虑300～
小功率电推进参考性能效率/%35151580-功率范围/W50～70010～20010～1505～100-推力范围/mN3.5～491～1000.1～2-METFEEP24N2PPT
HT
80000.38～5.6
表5小卫星轨道转移典型算例
项
目
8732710--190-16355-455--6542表6
卫星重量/kg150250500
卫星截面/m21.02.23.5
0.191×10-10
300km
大气密度/
（kg·m-3）
阻尼力/mN0.681.502.38
0.280×10-11
2444---61922--14-961-66--3842460---17573180--329-36590-498--1463624496---推进剂质量/kg20mN离子工作时间/h40mN霍尔工作时间/h100mN电热工作时间/hLEO轨道小卫星的大气阻尼
400km
大气密度/（kg·m-3）
阻尼力/mN0.090.210.33
0.521×10-12
500km
大气密度/（kg·m-3）
阻尼力/mN0.0020.0040.006
张天平等：小卫星领域应用电推进技术的评述
191
（3）位置保持。除了最熟悉的GEO位置保持外，中高轨道位置保持以表3中1、3位保使命为代表，同样以500kg卫星为例，针对不同电推进和卫星寿命得到表7中的计算结果。可见冷气推进仍然不适合应用，而化学、电热、PPT推进比较适合较短寿命卫星，当卫星寿命达到3年以上时，应用离子和霍尔电推进是更好的选择，且寿命越长离子相对霍尔的优势越大；
（4）姿态控制。姿态控制需要的等效速度增量
最小，并且要求最好是微推力或微冲量，PPT和FEEP等类型比较适用，离子、电热、霍尔微型化后也可以应用；
（5）星座展开和编队飞行。星座展开对推进系统的需求包括不同轨道高度、不同轨道倾角、轨道不同位置的展开等，对应速度增量都比较大，适合应用高比冲、总冲量高的离子和霍尔电推进。编队
飞行根据轨道和间距的不同，对速度增量需求差别较大，如表3所列。对应1年寿命和小速度增量情况，可以应用电热、化学、PPT等完成使命，对寿命长、速度增量需求大的使命，离子和霍尔电推进仍然是最有优势的选择；
（6）寿终离轨。卫星的最终离轨，不需要专门配置电推进，只要利用卫星其他使命电推进即可，但要在推进剂余量和工作策略上有相应考虑。33.1
小卫星应用电推进的建议小功率电推进技术发展建议
（1）在100～500W功率范围内，应优先发展性能指标如表8所列的离子和霍尔两种类型电推进，以满足地球轨道大气阻尼补偿（含无拖曳控制）、轨道维持和位置保持、部分轨道转移、部分编队飞行等需求，其中离子电推进具有较大范围功率连续调节能力可满足无拖曳控制需求；
表7小卫星位置保持典型算例Molnya轨道，150m/（s·a）IT3.09.015HT7.622.437MET36.8102159PPT9.52846N2H433.694147N298240332IT1.447太阳同步轨道，70m/（s·a）HT3.51118MET185182PPT4.41322N2H4164675N248132200项目
1年寿命推进剂量/kg3年寿命推进剂量/kg5年寿命推进剂量/kg表8研制小卫星应用电推进的性能
功率范围100～500W
类型离子霍尔离子
10～100W
PPT电热
小于10W
μPPT功率/W100～500100～20010～10010～10010～501～10推力/mN2～155～150.2～30.2～30.01～0.22～10
比冲/s1500～25001000～1500500～800150～200500～600800～1200
工作寿命/h[***********]0500
备注XeXePTEF水PTEFXe
（2）在10～100W功率范围内，应优先发展离子、PPT、电热等三种类型电推进，具体性能指标如表8所列，以满足轨道维持、姿态控制、高轨道无拖
曳控制等需求，其中离子电推进主要为微波或射频类型；
（3）在10W以下功率范围，应优先发展PPT、
192
真空与低温第20卷第4期
CT两种类型电推进，主要满足微、纳卫星姿态控制、无拖曳控制、轨道维持等需求，具体性能指标如表8为：胶体推力器高效、宽比冲工作，无寿命衰减、推进剂污染问题，FEEP高电压需求、金属推进剂污染等决定了其不具备工程应用竞争力。3.2
小卫星应用电推进建议
电推进具有比冲高、推力小、系统相对复杂、性能调节方便、需要电功率源等特点，但并不是所有的航天器都适合应用电推进，例如快速机动要求用
电推进就难以满足。小卫星应用电推进要遵循的基本原则包括：能用传统推进完成的就不用电推进，能用简单电推进完成的就不用复杂电推进，应用电推进要经过飞行试验验证，针对具体使命用好电推进要从小卫星方案设计阶段做起。对小卫星应用电推进的主要建议包括：
（1）重力梯度卫星、超静平台等卫星的无拖曳控制需要连续、快速可调的推力输出，并且有长期工作的寿命要求，目前只有离子电推进可以最有效的满足这一需求；
（2）随着LEO轨道小卫星的工作寿命不断延长，完成轨道维持需要的推进剂量成为重要影响因素，应用高性能电推进的效益将变得非常可观。反过来看，应用电推进将成为延伸卫星工作寿命的最有效手段；
（3）部分科学试验（如电离层环境测量）卫星需要轨道高度连续变化，部分观测卫星需要轨道倾角连续变化以覆盖地球表面更大范围，这些使命需求正好与电推进的小推力、长期连续工作特性相对应，高比冲特性同时带来节省大量推进剂的效益；
（4）多星发射下的星座展开、激光干涉仪空间天线等的编队飞行都需要高性能的推进系统，不仅速度增量需求大，而且要求能够兼顾卫星展开、轨道保持（间距维持）、寿终离轨等机动，离子和霍尔电推进是最好的选择；
（5）仅单独配置姿态控制电推进似乎过于昂贵，除非技术上必要。小卫星姿态控制应尽量与轨道控制电推进系统兼顾使用，或者组合配置姿态控所列。建议发展CT而不是发展FEEP的主要原因
制和轨道控制电推进系统，如PPT和μPPT的组合；
（6）小速度增量需求和转移周期不受限制的小卫星轨道转移使命应用离子或霍尔电推进，不仅具有可实现性，而且能够带来明显效益。对大速度增量需求和转移周期受限制的小卫星轨道转移，采用化学推进和电推进优化组合方法是可行的途径。4
总结
小卫星应用电推进的优点包括减轻重量、提高精度、扩展使命等，针对小卫星应用需求，国外除了继续发展PPT、FEEP等传统小功率电推进外，在离子、霍尔、电热等电推进的小功率化方面已经取得很大进展，实现了小卫星不同使命下的多种类型电推进的应用。
100～500W功率范围的离子和霍尔电推进技术、10～100W功率范围的PPT和离子电推进技术、10W以下功率范围的PPT和CT电推进技术。
小卫星发展规划中，建议在LEO轨道无拖曳控为满足小卫星发展和应用需求，应优先发展
制、长寿命轨道维持、连续轨道变化等使命优先应用电推进，并逐步扩展到星座展开和编队飞行、轨道转移等使命。
参考文献
[1]AkimovVN.Ionthrustersforthesmallspacecraft：elabotationofrequirements，designdevelopment，prospectsofusage[R].AIAA，1997：2780.
[2]SellersJJ.Resultsoflow-costpropulsionsystemresearchforsiumonsmallsatellitesystemsandservices，France，1996.MassachusettsInstituteofTechnology，2000.
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[3]KhaymsV.Advancedpropulsionformicrosatellites[D].USA：[4]ChiassonTM.Modelingthecharacteristicsofpropulsionsys⁃tronauticsattheMassachusettsInstituteofTechnology，2012.2013，19（4）：187-193.
temsprovidinglessthan10Nthrust[D].AeronauticsandAs⁃
[5]张天平.空间电推进技术及应用新进展[J].真空与低温，
网络出版时间：2014-08-21 16:22
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第20卷第4期2014年8月真空与低温Vacuum&Cryogenics
187
小卫星领域应用电推进技术的评述
张天平，周昊澄，孙小菁，王小永
（兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室，甘肃兰州730000）
摘要：小功率电推进已成为最有技术竞争力的小卫星应用的推进系统选择。在总结美国、俄罗斯、欧洲、日本等国家离子、霍尔、电热、PPT、FEEP等小功率电推进技术发展和小卫星应用情况的基础上，从轨道转移、大气阻尼补偿、位置保持、姿态控制、编队飞行等任务方面分析了小卫星对电推进系统的需求和应用电推进的必要性及可行性，针对小卫星主要任务需求分别提出了10W、100W和500W级小功率电推进技术发展和应用方面的具体建议。
关键词：电推进；小功率；小卫星中图分类号：V43
文献标志码：A
文章编号：1006-7086（2014）04-0187-06
DOI：10.3969/j.issn.1006-7086.2014.04.001
REVIEWOFELECTRICPROPULSIONAPPLICABLETOSMALLSATELLITES
ZHANGTian-ping，ZHOUHao-cheng，SUNXiao-jing，WANGXiao-yong（ScienceandTechnologyonVacuumTechnologyandPhysicsLaboratory，LanzhouInstituteofSpaceTechnologyPhysics，Lanzhou
Gansu
730000）
Abstract：Thelowpowerelectricpropulsionisbecomingapowerfulcompetitorcomparedtothetraditionalpropul-sionforsmallsatellites.Asummaryofthedevelopmentanditsapplicationonsmallsatelliteoflowpowerelectricpropul-sionwerepresented，includingbothelectricpropulsiontypesoftheion，theHall，thePPT，theFEEP，andnationsoftheAmerican，theRussian，theEuropeanandtheJapan.Theserequirements，necessaryandfeasibilityofelectricpropulsionapplicabletosmallsatellitewereanalyzedaccordingwithmainmissionsoforbitaltransferring，dragcompensating，stationkeeping，attitudecontrolling，andformationflying.Someadviceaboutlowpowerelectricpropulsiondevelopmentanditsapplicationtosmallsatellitewereadvancedwithinthreepowerlevelsof10W，100W，500W，respectively.
Keywords：electricpropulsion；lowpower；smallsatellite
0引言
低成本、短周期、高性能是发展小卫星的主要
提高性能的主要技术支撑。过去的小卫星主要应用冷气和化学推进系统，但随着具有微推力、高效率、高比冲、长寿命、推力可控等特点的电推进技术发展，小功率电推进已成为最有技术竞争力的小卫星推进系统选择[2]。文章在总结国外小功率电推进技术发展和小卫星应用情况的基础上，分析了小卫星对电推进系统的需求及应用必要性和可行性，提出了小功率电推进技术发展和应用方面的建议。11.1
国外小功率电推进的发展与应用
在传统电热、静电和电磁电推进及新型电推进小功率电推进发展
动力，目前已经应用的小卫星及星座包括通信、遥感、观测、科学试验、技术验证等[1]。广义小卫星重量为500kg以下，狭义小卫星重量为100～500kg，文章小卫星定义重量为100～1000kg、功率为100～1000W。大多数小卫星需要推进系统完成阻尼补偿、轨道升降、位置保持、姿态控制、编队飞行、发射寿命延长变得更加必要。
推进系统一般占航天器总重量的10%～50%，小型化高性能的空间推进系统是小卫星降低重量、
收稿日期：2014-06-11
误差修正等任务，并且随着小卫星使命增强和工作
技术中，小功率电推进可以分为两类：一类是具有
作者简介：张天平（1963-），男，研究员，博导，主要从事航天器推进技术研究和工程研制。E-Mail：[email protected]
188
真空与低温第20卷第4期
内在小功率（小型化）特性的，如场发射（FEEP）、脉冲等离子（PPT）、MEMS、胶体（CT）等电推进；另一类是可以实现小型化的电推进，包括离子（IT）、霍尔（HT）、微型电热（MET）等电推进。小功率电推进技术研究和产品研制主要集中在航天发达国家，包括美国、俄罗斯、欧洲、日本等[3-4]，表1列出了离子、霍尔、微型电热、PPT、FEEP等小功率电推进典型产品的主要性能和成熟度，MEMS、胶体和其他类型小功率电推进，由于技术和产品成熟度较低，或其功率
不在文章关注范围内而没有列入。目前，小功率离子电推进性能覆盖范围为功率10～500W、推力0.5～20mN、比冲1400～5000s，小功率霍尔电推进为70～900W、3～44mN、800～2000s，小功率电热电推进为50～750W、20～400mN、100～800s，PPT电推进为5～200W、0.1～6mN、1000～2000s，FEEP电推进为5～80W、0.02～1.2mN、4000～12000s。离子电推进的小功率化发展比霍尔电推进更好，特别是射频和微波离子电推进已经实现了与PPT和FEEP等电推进的性能交叠。
1.2国外小卫星应用电推进情况
早期卫星质量都比较小，而电推进试验和应用
又开始于1970年，所以在统计上不列入小卫星电推进应用范围。表2给出了1999年以来小卫星电推进应用情况。目前已经实现或正在实施的小卫星电推进应用包括无拖曳控制、大气阻尼补偿、轨道维持、姿态控制等[5]，其中无拖曳控制和大气阻尼补偿主要是离子电推进，轨道维持主要是霍尔电推进和电热电推进，姿态控制主要是PPT电推进。22.1
小卫星应用电推进需求小卫星使命需求
卫星使命对推进系统的需求可以用速度增量表达，表3给出了小卫星轨道转移、低轨道大气阻尼补偿、（轨道）位置保持、姿态控制、星座展开、编队飞行、离轨等使命对应的速度增量需求。注意到应用电推进时，由于小的推力质量比，需要考虑引力损失和有效推力，实际的速度增量比化学推进情况要大。
表1小功率电推进产品性能与成熟度
产品代号BFRIT-1RIT-2.5μ1SPT-25BHT-200MR-502BVELARCATOSLPRTCHT-4D-20国家/公司美国L-3美国Busek德国Astrium日本ISAS俄罗斯火炬局俄罗斯TSNIMASH
美国Busek日本OIT美国Aerojet德国IRS德国斯图加特大学
英国SSTL美国PRIMEX美国AFRL俄罗斯RIAME美国Busek意大利Alta奥地利ARCS
类型直流离子射频离子射频离子微波离子TAL霍尔CHT霍尔肼电热氩电弧胺电弧水电热PTEFPTEFPTEFPTEFCsSPT霍尔SPT霍尔
功率/W19～[***********][1**********]467.2662010
推力/mN0.2～0.50.379173.527451360.006
比冲/s1230～2600
[***********][***********][**************]00
成熟度EMLMLMLMFMLMFMEMFMFMFMFMLM
是否飞行
否否否否否否是否是否是是是是否是否是
EM
2351150.124.23
EO-1PPTAPPT-35μ-PPTFEEP-150APPT
EM
0.150.15
QM
张天平等：小卫星领域应用电推进技术的评述
表2
航天器AMSAT-P3BUK-DMC1FalconSat-3UK-DMC2GOCETacSat-2HayabusaEO-1
国家英国美国德国日本英国美国美国ESA英国俄罗斯加拿大美国
发射2000-112000-112003-052003-092006-122007-032009-042009-072012-072013-02重量/kg[***********]0150975088
小卫星电推进应用情况
轨道400km×47000km、63°676km×695km、98.5°413km×424km、40°
260km、96.5°510km、94.8°750km560km、35°Itokawa往返705km、98.7°
电推进系统氧化氮电热ATOSμ-10电热BHT-200μPPTT5电热SPT-50电热PPT
电推进任务及完成情况
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轨道提升，速度增量10.4m/s精确姿态控制，精度优于动量轮倾角修正和寿命期间轨道维持
产生速度增量2.2km/s飞行试验，轨道维持轨道维持，速度增量154m/s姿态控制，卫星在轨失效无拖曳控制，累计24000h
轨道维持
轨道修正、星座建立、轨道维持
轨道维持进行轨道升降
SAOOHIRECanopus-V
676km×695km、98.5°
表3
使命类型
序号轨道转移
234
大气阻尼补偿
121231231
星座展开
234
编队飞行123小卫星使命对应的速度增量需求使命描述
速度增量3464.5m/s最大500m/（s·a）最大100m/（s·a）50～55m/（s·a）2～6m/（s·a）2～6m/（s·a）3.9km/s4.1km/s～0.6km/（s·a）～4km/（s·a）100m/（s·a）9.3km/s4km/s5～10m/s70m/（s·a）150m/（s·a）10538m/s5.97km/s
附注无倾角变化28°倾角变化无倾角变化勘察卫星平均80m/（s·a）平均25m/（s·a）Molnya轨道UoSAT-12每次
200kmLEO→GEO800kmLEO0°～90°
300～400km400～500km
GEO800～20000km
位置保持（轨道维持）
4000km×47000km太阳同步轨道三轴稳定增旋或消旋动量轮卸载500kmLEO30°倾角变化500km、45°轨道45°位置改变30m基线、1000km高度
GEO90°倾角变化
姿态控制
500km、45°轨道120°位置改变300m基线、1000km高度
稀疏孔径阵列SWARM
450km、87.4°和530km、86.8°双星
2.2小功率电推进适用性评价
推进的比冲。
（1）轨道转移。轨道转移的速度增量需求相对较大，应用电推进的最大难题是如何实现轨道转移周期和电推进功率的折中。以500kg质量卫星和
对不同类型小功率电推进，建立如表4所列的
参考性能，由此讨论小卫星不同使命需求下电推进的适用性，作为对比表也列出了冷气和单组元化学
190
真空与低温第20卷第4期
表3中1、3、5轨道转移使命为例，计算得到表5所列结果。可见电热电推进相对化学推进没有优势，用离子或霍尔电推进尽管可以节省大量的推进剂，但在目前小卫星的功率范围内，转移周期太长几乎无法接受，只能用于轨道高度或倾角小范围改变的较小速度增量情况。轨道转移周期在没有限制的情况下，小功率电推进才能应用于较大速度增量使命；500kmLEO轨道小卫星，表6给出了三种轨道高度和三个重量小卫星所受到的大气阻尼力。仅从推
力大小看，在300～500kmLEO轨道要完成大气阻
表4
电推进类型
比冲/s[1**********]0
尼补偿，只有离子、霍尔、电热电推进能够满足需求，PPT和FEEP电推进只能用于600km以上轨道。具体电推进类型选择，需要考虑卫星工作寿命、电源
能力、具体使命需求等进行优化折中，例如使命需求为精确的无拖曳控制，则只有离子电推进能满足推力大范围连续可调的要求。当卫星电源能力有限时，应选择电热类型或霍尔类型，其中电热要求的功率水平更低。卫星寿命较短时应选择系统干重更小的电热类型，寿命中等时选择霍尔类型以兼顾系统重量和推进剂重量，寿命较长时选择更高比冲的离子类型；
（2）LEO轨道大气阻尼补偿。主要考虑300～
小功率电推进参考性能效率/%35151580-功率范围/W50～70010～20010～1505～100-推力范围/mN3.5～491～1000.1～2-METFEEP24N2PPT
HT
80000.38～5.6
表5小卫星轨道转移典型算例
项
目
8732710--190-16355-455--6542表6
卫星重量/kg150250500
卫星截面/m21.02.23.5
0.191×10-10
300km
大气密度/
（kg·m-3）
阻尼力/mN0.681.502.38
0.280×10-11
2444---61922--14-961-66--3842460---17573180--329-36590-498--1463624496---推进剂质量/kg20mN离子工作时间/h40mN霍尔工作时间/h100mN电热工作时间/hLEO轨道小卫星的大气阻尼
400km
大气密度/（kg·m-3）
阻尼力/mN0.090.210.33
0.521×10-12
500km
大气密度/（kg·m-3）
阻尼力/mN0.0020.0040.006
张天平等：小卫星领域应用电推进技术的评述
191
（3）位置保持。除了最熟悉的GEO位置保持外，中高轨道位置保持以表3中1、3位保使命为代表，同样以500kg卫星为例，针对不同电推进和卫星寿命得到表7中的计算结果。可见冷气推进仍然不适合应用，而化学、电热、PPT推进比较适合较短寿命卫星，当卫星寿命达到3年以上时，应用离子和霍尔电推进是更好的选择，且寿命越长离子相对霍尔的优势越大；
（4）姿态控制。姿态控制需要的等效速度增量
最小，并且要求最好是微推力或微冲量，PPT和FEEP等类型比较适用，离子、电热、霍尔微型化后也可以应用；
（5）星座展开和编队飞行。星座展开对推进系统的需求包括不同轨道高度、不同轨道倾角、轨道不同位置的展开等，对应速度增量都比较大，适合应用高比冲、总冲量高的离子和霍尔电推进。编队
飞行根据轨道和间距的不同，对速度增量需求差别较大，如表3所列。对应1年寿命和小速度增量情况，可以应用电热、化学、PPT等完成使命，对寿命长、速度增量需求大的使命，离子和霍尔电推进仍然是最有优势的选择；
（6）寿终离轨。卫星的最终离轨，不需要专门配置电推进，只要利用卫星其他使命电推进即可，但要在推进剂余量和工作策略上有相应考虑。33.1
小卫星应用电推进的建议小功率电推进技术发展建议
（1）在100～500W功率范围内，应优先发展性能指标如表8所列的离子和霍尔两种类型电推进，以满足地球轨道大气阻尼补偿（含无拖曳控制）、轨道维持和位置保持、部分轨道转移、部分编队飞行等需求，其中离子电推进具有较大范围功率连续调节能力可满足无拖曳控制需求；
表7小卫星位置保持典型算例Molnya轨道，150m/（s·a）IT3.09.015HT7.622.437MET36.8102159PPT9.52846N2H433.694147N298240332IT1.447太阳同步轨道，70m/（s·a）HT3.51118MET185182PPT4.41322N2H4164675N248132200项目
1年寿命推进剂量/kg3年寿命推进剂量/kg5年寿命推进剂量/kg表8研制小卫星应用电推进的性能
功率范围100～500W
类型离子霍尔离子
10～100W
PPT电热
小于10W
μPPT功率/W100～500100～20010～10010～10010～501～10推力/mN2～155～150.2～30.2～30.01～0.22～10
比冲/s1500～25001000～1500500～800150～200500～600800～1200
工作寿命/h[***********]0500
备注XeXePTEF水PTEFXe
（2）在10～100W功率范围内，应优先发展离子、PPT、电热等三种类型电推进，具体性能指标如表8所列，以满足轨道维持、姿态控制、高轨道无拖
曳控制等需求，其中离子电推进主要为微波或射频类型；
（3）在10W以下功率范围，应优先发展PPT、
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真空与低温第20卷第4期
CT两种类型电推进，主要满足微、纳卫星姿态控制、无拖曳控制、轨道维持等需求，具体性能指标如表8为：胶体推力器高效、宽比冲工作，无寿命衰减、推进剂污染问题，FEEP高电压需求、金属推进剂污染等决定了其不具备工程应用竞争力。3.2
小卫星应用电推进建议
电推进具有比冲高、推力小、系统相对复杂、性能调节方便、需要电功率源等特点，但并不是所有的航天器都适合应用电推进，例如快速机动要求用
电推进就难以满足。小卫星应用电推进要遵循的基本原则包括：能用传统推进完成的就不用电推进，能用简单电推进完成的就不用复杂电推进，应用电推进要经过飞行试验验证，针对具体使命用好电推进要从小卫星方案设计阶段做起。对小卫星应用电推进的主要建议包括：
（1）重力梯度卫星、超静平台等卫星的无拖曳控制需要连续、快速可调的推力输出，并且有长期工作的寿命要求，目前只有离子电推进可以最有效的满足这一需求；
（2）随着LEO轨道小卫星的工作寿命不断延长，完成轨道维持需要的推进剂量成为重要影响因素，应用高性能电推进的效益将变得非常可观。反过来看，应用电推进将成为延伸卫星工作寿命的最有效手段；
（3）部分科学试验（如电离层环境测量）卫星需要轨道高度连续变化，部分观测卫星需要轨道倾角连续变化以覆盖地球表面更大范围，这些使命需求正好与电推进的小推力、长期连续工作特性相对应，高比冲特性同时带来节省大量推进剂的效益；
（4）多星发射下的星座展开、激光干涉仪空间天线等的编队飞行都需要高性能的推进系统，不仅速度增量需求大，而且要求能够兼顾卫星展开、轨道保持（间距维持）、寿终离轨等机动，离子和霍尔电推进是最好的选择；
（5）仅单独配置姿态控制电推进似乎过于昂贵，除非技术上必要。小卫星姿态控制应尽量与轨道控制电推进系统兼顾使用，或者组合配置姿态控所列。建议发展CT而不是发展FEEP的主要原因
制和轨道控制电推进系统，如PPT和μPPT的组合；
（6）小速度增量需求和转移周期不受限制的小卫星轨道转移使命应用离子或霍尔电推进，不仅具有可实现性，而且能够带来明显效益。对大速度增量需求和转移周期受限制的小卫星轨道转移，采用化学推进和电推进优化组合方法是可行的途径。4
总结
小卫星应用电推进的优点包括减轻重量、提高精度、扩展使命等，针对小卫星应用需求，国外除了继续发展PPT、FEEP等传统小功率电推进外，在离子、霍尔、电热等电推进的小功率化方面已经取得很大进展，实现了小卫星不同使命下的多种类型电推进的应用。
100～500W功率范围的离子和霍尔电推进技术、10～100W功率范围的PPT和离子电推进技术、10W以下功率范围的PPT和CT电推进技术。
小卫星发展规划中，建议在LEO轨道无拖曳控为满足小卫星发展和应用需求，应优先发展
制、长寿命轨道维持、连续轨道变化等使命优先应用电推进，并逐步扩展到星座展开和编队飞行、轨道转移等使命。
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