离子电推进系统在高通量卫星上的应用测试及在轨飞行试验

亚太 6D 卫星（APSTAR）采用东四增强型平台建造，配置 Ku 频段多波束（Ka 频段馈电链路）载荷，将以中国为核心，面向亚太地区，形成东印度洋到西太平洋覆盖，为亚太区域提供高通量宽带通信服务（HTS）。该卫星由供配电、测控、综合电子、控制、化学推进、电推进、结构、热控、天线、转发器 10 个分系统组成，图 1 为该卫星在轨展开示意图。卫星已于 2020 年 7 月 9 日在西昌卫星发射基地成功发射，7 月 17 日成功定点 GEO 轨道。电推进系统是该卫星平台的标准配置，用于 15 年南北位置保持任务。目前该卫星正常服役超过 1 年，状态良好。

图 1 配置离子电推力器的 HTS 卫星在轨示意图

与化学推进相比，电推进技术具有高比冲优势，因而在国外各类航天器上获得了广泛应用，对航天器承载能力和在轨寿命的提升起到了非常关键的作用[1-2]。然而，电推进技术的工程应用存在很多技术难点，比如电源处理单元的多模块组合的高电压输出、高电压绝缘防护技术及多路稳流源集中设计技术，离子推力器栅极系统耐溅射、热稳定性和耐温度冲击方面的长寿命高可靠技术，以及多级分压隔离气路电绝缘器设计、贮供子系统的高纯高压氙气存储及控制技术，长寿命 Bang-bang 电子减压技术，迷宫型微流量控制技术，以及电推进系统在轨自主控制技术、故障探测、隔离与重组（FDIR）技术等等。

针对地球静止轨道卫星的南北位置保持用需求及电推进关键技术应用的需求，兰州空间技术物理研究所和北京控制工程研究所联合研制了以 LIPS-200 型离子推力器[3]为核心单机的离子电推进系统。2012 年 11 月 5 日，搭载了 LIPS-200 型离子推力器的 SJ-9A 卫星发射，完成了首次离子电推进在轨试验验证[4]。分析结果表明[5]，2012 年 10 月至 2014 年 2 月，离子推力器累计完成 226 次开关机试验，并对飞行试验中的推力、比冲和功率性能进行了计算与统计，分布范围分别为 37.91~39.28 mN，2841~3235s 和 1132~1155 W，全部符合指标要求。2017 年 4 月 12 日，搭载了 LIPS-200 型离子推力器的 SJ-13 卫星发射，完成了电推进系统 NSSK 策略验证。2018 年 3 月，地面完成了超过 14000 小时的 1:1 长寿命试验验证，为目前国内电推力器寿命最长记录。

2016 年 8 月，亚太 6D 卫星启动研制，同时启动了首个电推进商业化应用。该卫星由航天科技集团五院抓总研制，是我国配置电推进系统的新一代东四增强平台卫星首发星，采用电推进系统可以大大减少推进剂在轨消耗，实现 950kg 以上载荷能力。

本文简要介绍该卫星电推进系统的设计状态，单机性能测试、集成性能测试、功能兼容联试、真空点火测试、真空电磁兼容测试等设计验证情况，总结首个在轨应用飞行的电推进系统与卫星的工作兼容性、空间环境适应性等结果，为国产电推进系统的不断商业化应用奠定基础。

根据电推进系统在轨任务需求，电推进 NSSK 过程中点火区域设定在轨道的升交点和降交点附近。卫星进入升交点点火区后，北侧推力器开始点火，产生的推力矢量中的南北向分量使得卫星产生向南的加速度，点火过程持续一段时间后，卫星产生向南的速度分量△V，该速度分量与卫星轨道倾角方向的速度分量合成的最终速度使得轨道倾角下压，卫星在南北方向的漂移得到补偿。当卫星进入降交点点火区后，南侧推力器点火，推动卫星向北做位保，整个过程和升交点类似，方向相反。在整个点火过程中必须保持点火推力器的推力矢量过整星质心，避免给卫星带来额外的姿态扰动。另外，推力器工作产生的推力在垂直轨道面和轨道面内径线方向都有分量。其中轨道面内法向分量会造成卫星轨道偏心率漂移，升降交点对称工作正好抵消偏心率漂移影响。卫星 15 年寿命期间，每年 NSSK 的速度增量Δv 在 41～51m/s 之间。从任务剖析可见，设计的重点在于保证电推进系统具备长寿命高可靠工作能力、南北位保的周期性自主点火控制能力，必要时具备轨道转移救援及离轨能力。

实际工程设计中，考虑到航天器布局、冗余备份情况等，电推进系统选用了 4 台离子推力器，分别布置在卫星南北板上，形成南北各 2:1 的备份冗余关系；选用 2 台电源处理单元，通过 1 台推力器切换单元形成完全备份；采用 2 台高压气瓶对称分布在卫星上；采用的氙气供给系统由压力调节单元和流量控制单元组成，4 台离子推力器共用一套压力调节单元，4 台流量控制单元与离子推力器一对一配置；卫星南北板各设置一台推力指向调节机构，每台机构上安装 2 台离子推力器。电推进系统的原理框图如图 2 所示。

图 2 HTS 卫星上电推进系统布局及工作原理框图

离子电推力器是国际电推进应用领域的主流产品之一，经过 30 余年发展，1997 年正式实现商业应用，当前广泛应用于 GEO 轨道位置保持、GTO-GEO 轨道转移、LEO 轨道维持、深空探测主推进、无拖曳控制等。LIPS-200 型推力器如图 3 所示。该推力器采用金属钼外凸双栅极组件及分压隔离气路电绝缘器设计，束流直径 20cm；放电室采用柱形三极会切磁场设计；采用钽触持硼化镧发射体空心阴极；电源处理单元采用高低压模块化设计思路，包括 DC/AC 控制模块， DC/AC 输出模块，屏栅加速模块，各模块结构独立，并列分布实现 9 路供电输出功能，如图 4 所示；屏栅关键模块的单备份改为双备份，增加了单机的冗余能力，提高了产品的冗余功能。根据系统任务需求，通过配置推力器切换单元 TSU 实现 PPU 对 4 台推力器的供电切换。

图 3 LIPS-200 型离子推力器

图 4 电源处理单元

贮供子系统包括氙气瓶、压力调节单元（图 5）、流量控制单元（图 6）等。压力调节单元采用 bang-bang 电磁阀一级电子减压方案，依靠低压压力传感器的输出进行负反馈控制。流量控制单元采用基于“迷宫”型微流量控制器，利用逐级膨胀的方法增加流阻实现节流。推力器安装在矢量调节机构上，通过矢量调节机构算法使推力矢量方向通过或接近卫星质心方向。矢量调节机构由安装支撑结构、指向调节结构、锁紧释放结构及相关的电缆、管路组成，可以实现离子推力器指向的高精度调节。

图 5 压力调节单元

图 6 流量控制单元

电推进系统的性能评估是在单机性能满足指标要求的前提下，通过系统级真空联试点火进行测试验证的，如图 7 所示，各关键单机配合离子推力器实现在真空下的点火和综合性能指标测试。完成了电推进系统性能联试验证以后，电推进单机交付整星，进行贮供单元及管路焊接、产品总装等。进而，电推进系统各单机开始整星阶段集成测试、精测及漏率检测，如表 1 所列。其中，电推进系统通过接推力器模拟负载在整星上完成了系统级模拟电性能测试和供电接口检测，系统的工作模式和功能性能满足要求；电推进系统的贮供单元在星上通过地面供气完成了压力闭环和流量温度闭环测试，供气功能满足要求；通过推力器的特征阻抗测试检测了推力器各个测试阶段的健康状态。

图 7 地面电推进系统真空联试配置示意图与点火状态

表 1 卫星集成及性能测试

可见，测试验证很好地解决了电推进系统技术应用的很多难点。

卫星变轨期间，电推进系统依次完成了贮供各分支管路子系统的排气预处理、电推力器的预处理等工作。随后，电推进系统推力矢量调节机构进行了在轨火工品起爆展开及目标角转动指向调整，调整精度优于 0.02°。

通过地面遥控指令控制的方式，电推进系统完成阴极预处理、中和器预处理和放电室预处理，处理过程中贮供子系统阀门和加热器工作正常，管路在轨排气正常，四台离子推力器中和器、主阴极和栅极功能正常，压力闭环精度指标±3%；流量控制精度指标±3℃，对应流量精度不超过 0.5%；推力器工作推力40±4mN，比冲要求 3000±300s，各项指标参数稳定，符合后续开展在轨点火测试的要求。

2020 年 7 月 28 日，电推进系统进行电推进栅极预处理、性能及质心标定测试。确认南北主份推力器S1 和 N1 的推力方向已基本经过质心，符合整星干扰力矩控制要求。电推进系统具备进行南北位置保持点火的条件。随后，根据卫星在轨位置保持策略，进行自主位保策略验证和多次自主点火监控。整个电推进工作具体流程如图 9 所示，电推进点火完成后重新对卫星进行测轨，确认电推进位保效果。

图 8 卫星热试验电推进系统真空点火测试

图 9 电推进系统在轨工作流程

电推进系统推力矢量调节机构进行了在轨火工品起爆展开及目标角转动指向调整，解锁展开转动过程曲线，以及压力调节单元的压力调整曲线如图 10 所示。其中图 10（a）矢量机构的转动过程为从压紧位置自主转动至初始零位，然后依据卫星标定的要求转动至指定的角度位置，保证了推力器矢量方向经过卫星质心位置。而压力调整曲线是将上游的 10MPa 的高压氙气瓶的压力通过电子减压器的方式降低至一个设计的压力值。图 10（b）为特定的时间周期下卫星遥测下传压力值，压力调节目标值为 0.277MPa，压力在目标值附近有规律的波动，波动范围控制在 3%。

图 10 压力闭环控制

图 11（a）为 PPU 在一个点火工作周期内的 9 路供电电流电压量的输出遥测值变化曲线，每一路输出的稳定精度均在 5%范围内。图 11（b）为流量控制单元通过控制三路迷宫型流量器的温度精度来达到微流量的高精度输出，目标温度控制精度均在±3℃范围内。

图 11 电源处理单元功率输出及流量控制器的温度闭环控制

电推进在轨环境适应性方面，主要关注各单机在热控系统保障条件下的正常控制温度范围，其中，推力器点火最高温度为 194.5℃，PPU 工作温度范围为-0.13~15.19℃。氙气瓶温度范围为 28.45~31.09℃；压力调节模块单元温度范围为 20.20~24.77℃，流量控制模块单元温度范围为 10.5~35.78℃。氙气瓶与压力模块单元之间及到流量控制模块单元管路温度范围为 19.58~30.53℃。矢量调节机构电机的旋变温度范围为-0.86~28.31℃，底板温度范围为 3.711~13.34℃，推力器安装板温度范围为-9.507~29.88℃。由此可见，电推进系统各部件温度正常。典型的电推力器工作温度变化规律如图 12 所示。

图 12 离子推力器温度变化范围

表 2 为电推进系统在轨工作性能指标，可以看出，系统性能满足卫星应用要求。

表 2 电推进系统在轨性能指标

本文主要介绍了卫星的电推进设计，电推进系统集成性能测试，电推进系统地面真空联试点火测试，电推进整星的真空测试以及电推进系统在轨飞行测试等内容，从地面测试项目和验证效果上看，对电推进系统的地面评估试验完全覆盖了电推进系统在轨应用所需要验证的各项指标，解决了电推进系统与卫星的工作兼容性问题以及空间环境适应性等问题。

卫星在轨工作性能表明，HTS 卫星采用的电推进系统功能性能正常，贮供子系统的压力闭环、温度闭环，供气稳定，PPU 供电正常、稳定，离子推力器工作正常；离子电推进系统温度正常；系统性能以及单机产品性能一致性较好。高轨环境适应性、与通信载荷及整星兼容性和电推进位保策略得到充分验证。