首发 | 电推进在深空微纳卫星的应用及展望（上）
一
深空微纳卫星的现状
近十年来，电子、通信技术发展迅速，曾经被认为是“玩具”的微纳卫星，已经成为各项复杂航天任务的探路者，以较低的成本对推进、通讯、制导及载荷等技术进行验证。一般认为10~100kg的卫星属于微卫星，1~10kg属于纳卫星，许多微纳卫星由10cm边长的立方体模块组成，也被称为“立方星”。当前各国的深空探测活动空前活跃，商业化航天大幅降低了进入太空的成本，可回收火箭的近地轨道发射价格已低至每千克5000美元，这些条件为微纳卫星走向深空带来了绝佳的搭车发射机会。
2018年是微纳卫星走向深空的起点。我国的“龙江二号”微卫星搭载鹊桥卫星任务升空，其质量仅47kg（含15kg燃料），首次实现了微小卫星自主地月转移、近月制动、绕月飞行和受控撞击月球。卫星用于观测月球对超长波的遮挡，并验证了微卫星执行深空任务的能力。如果不是微纳卫星技术的成熟，学生团队不可能主导曾经举国之力才能实现的科研任务。在科研价值之外，微纳卫星对于科普有重要的意义。例如“龙江二号”上搭载了本科生团队研制的微型cmos相机，拍摄的照片被誉为“最美地月合影”，激励了更多大学生投入航天事业，其意义不言而喻。同年，美国的“洞察号”抵达火星并释放两颗名为MarCo的6U立方星，测试了微纳卫星为着陆器提供通信中继的技术。
图：国防部长劳埃德·J·奥斯汀三世于 2021 年 7 月 13 日在华盛顿举行的全球新兴技术峰会上向国家人工智能安全委员会发表讲话。
图：MarCo卫星结构及冷气推进器安装的位置
除以上任务外，还有使用微纳卫星探测小行星的计划。2018年11月，首届中国微小卫星大会在西北工业大学举办，西北工业大学计划发起立方星星座深空探索计划，用6 ~8颗 6U ~12U立方星，在奔赴小行星的各个阶段分离部署，组成星座，开展国际深空探测和小行星探测任务。
微纳卫星作为“搭车”载荷从地球轨道走向深空时，将面临以下挑战：
1） 对于地球轨道发射的搭载任务，从地球轨道逃逸需要的速度增量高，从700m/s（GTO）到3000m/s（LEO）不等，微小尺寸的化学火箭推重比低且无法实现高比冲，且微纳卫星没有空间携带足够的燃料，导致常规微纳卫星的速度增量（delta-V，后文简写为dV）很低。
2）对于搭载深空任务的微纳卫星，微纳卫星往往需要中途“下车”，在地球逃逸之后仍需要依靠自身动力变轨，如微纳卫星搭载TLI轨道发射任务，利用月球引力弹射逃逸并使用自身动力飞往近地小行星。如果主载荷的任务延期，微纳卫星也只能错过发射窗口，导致更多的dV需求或被迫更换任务目标。
3）很多搭车发射任务特别是从载人航天器中释放微纳卫星的任务，出于安全考虑，卫星不允许携带易燃易爆的燃料，直接限制了化学火箭在微纳卫星上的应用。
出于以上限制，微型电推进系统将为搭载任务提供巨大的便利。近年来太阳能电池取得突破性进展，使微纳卫星也能产生几十至数百瓦的功率，因此电推进成为了微纳深空卫星的首选。高比冲、高功重比的电推进微纳卫星将具有自行逃离地球引力场和大幅度变轨的能力，对发射窗口要求将宽松得多，将使深空探测常态化，甚至产生商业价值。
二
深空探测任务对电推进的需求
电源功率限制使电推进卫星的加速度很小，普通的开普勒轨道不再适用，为轨道设计带来较大的困难。目前连续小推力轨道已经有成熟的理论，也在一些电推进深空探测器上进行了验证，迄今为止无一失败。微纳卫星与一般电推进深空探测器的区别在于作为附加载荷发射，轨道设计受到主载荷的制约。
受到太阳能电池、PPU及备份推进器等质量的制约，目前整套电推进系统（不含太阳能电池）的推重比大约为每kg质量产生1~3mN推力，与推进器种类有关。以黎明号探测器离子推进系统的质量为例，整个系统包含了3个推进器和2个PPU，而每次只有1个推进器工作，其余均为备份。该系统推力92mN，自重128.8kg，如果取消所有的备份，自重也达到79.7kg。可见电推进系统中，除推进器自身外，推力矢量机构、贮箱系统、PPU也都各占据了很大一部分质量。由推进系统自身推重比*推进系统质量占总质量的比例=航天器的加速度，而普通的卫星上推进系统，载荷质量可按各占1/3估算，可得当前的电推进航天器加速度一般不益超过0.3mm/s^2，否则会导致有效载荷占比过低。
图：黎明号探测器电推进系统各模块的质量占推进系统自重的比例
几种电推进深空探测器的加速度如下：
以地球200kmLEO连续小推力逃逸任务为例，加速度与逃逸所需时间的对应关系如图1.4，从低推重比到高推重比的逃逸时间从400~100天左右。为减少逃逸所需的dV和时间，深空微纳卫星应尽量搭载GTO任务发射，否则对卫星和推进器的寿命是巨大的考验。
图：从LEO逃逸的加速度-飞行时间关系
接下来简单介绍一下深空微纳卫星可以实现的任务。
01
地月系任务
地月系任务包括地球逃逸、月球捕获及L1、L2平动点任务等，由于地月系仍在地球引力场范围内，电推进产生的较小加速度导致任务往往需要采用非常规的轨道，任务时间远高于化学火箭。
对于搭车发射的微纳卫星，地球逃逸任务从LEO或GTO开始，经过多次加速至地月转移轨道需要几个月至一年时间。欧洲的Smart-1小型探测器首次实现了从GTO进入月球轨道的演示，搭载升空后，探测器首先把近地点抬高至范艾伦辐射带以外，随后在近地点多次连续加速，直到进入高离心率的椭圆轨道，多次飞掠月球并被捕获。
微纳卫星从LEO出发到达月球的任务也在论证中。2011年，加利福尼亚大学Ryan.W等人设计了3U立方星的地月转移并撞击月球的任务，使用最大推力1.5mN的离子推进器，从600km的LEO到达月球需431天，仅消耗氙气2.172kg，但氙气贮箱占据了较大的空间。如果在现在重新设计该方案，替换为碘工质可以大幅压缩卫星尺寸。该任务最大的风险是3U立方星在范艾伦辐射带中会长时间停留，其是否会出现故障是未知的。
图：3U立方星结构，氙气贮箱占据大部分空间
图：从LEO到月球的螺旋爬升轨道
为了避免漫长的爬升过程，另一种相对简单的方案是微纳卫星直接随其他月球任务发射，进入TLI轨道，随后自行完成近月制动和环绕。随着探月热潮重新开始，各国将在未来几年里多次发射月球探测器，也为微小深空探测器提供了TLI轨道发射搭车的机会。我国龙江二号卫星和美国即将随EM-1任务发射的LunarIceCube卫星都采用该方案，但近月制动并被捕获需要至少0.14km/s，而进入月球低轨道需要额外约0.65km/s的dV，这样的速度增量电推进需要数天至数十天才能达到，此时卫星早已被月球引力甩出地月系。因此电推进卫星会采取一条迂回的转移轨道，不仅能换取更长的制动时间，也能够利用日月地的三体引力，减小被月球捕获需要的速度增量。LunarIceCube在地心坐标系中的轨道方案如图所示，红色为推进器工作，蓝色为滑行。在从SLS火箭上分离后，第一次靠近月球时，卫星将利用一次月球引力弹射，并借助太阳引力进入一条狭窄的月球捕获走廊，随后推进器持续工作使卫星进入月球极地轨道，整个过程耗时近一年。
图：地心坐标系中LunarIceCube的轨道
图：日心旋转坐标系中的轨道
02
行星际转移任务
1、行星轨道转移任务
2019年，Delft大学的Angelo Cervone等人论证了使用化学动力+离子推进的组合方法，将30kg的小卫星作为同步卫星发射时的附加载荷，发射至火星圆轨道，期望大幅降低火星探测成本。卫星中化学动力（含燃料）质量占21.96%，电推进系统（含工质）占比27.66%。整个转移过程耗时约4.5年，首先卫星搭载猎鹰9号火箭进入超同步轨道，使用化学推进产生359.66m/s dV，从地球逃逸（C3=0），随后用类似BIT-3的碘工质离子推进器螺旋爬升至火星轨道并被火星弹道捕获，期间共需要5792m/s dV，绕日公转约2.5圈。随后用化学推进产生45m/s dV稳定在大椭圆轨道，再使用离子推进产生867m/s dV圆化轨道。整个电推进系统仅重0.9kg，包含了0.2kg的PPU，0.2kg推进器和0.5kg供贮系统。在67w输入功率下，离子推进器推力1.492mN，比冲3168s，效率44.44%。随着距离太阳更远，推力、比冲和效率均大幅下降。整个任务期间离子推进器需要工作38736小时，消耗7.4kg碘；化学推进器消耗5.054kg燃料。
电推进产生的巨大速度增量能够提高行星捕获的容错率。目前水星探测器Bepicolombo正在飞向水星的途中，整个转移过程耗时4.35年，该探测器采用4台射频离子推进器，2台同时开机可产生400mN推力，最大比冲可达5230。到达水星后，探测器将进行制动并环绕，如果采用化学推进，需要贴近水星表面进行制动点火，一旦制动失败，探测器将被水星引力弹射出去，漫长的巡航后任务前功尽弃；如果在水星的正午飞掠，制动失败后探测器在水星引力作用下进入一个1:1周期的公转轨道，可再次提供制动机会，但热环境又不允许。因此Bepicolombo使用离子推进器在公转轨道上持续刹车，消除与水星的相对速度，在到达水星时，探测器与水星几乎平行飞行，可“柔和”地被水星捕获。即使捕获失败，探测器仍停留在水星公转轨道，还可以多次进行尝试。
图：Bepicolombo转移轨道
图：水星捕获轨道
2、小行星任务
日本在小行星采样返回任务中处于领先地位，离子推进的小型探测器隼鸟一号已经成功完成小行星采样返回任务，隼鸟二号正在返回的途中。由于还剩余较多氙工质，探测器还可以飞掠地球后，继续前往下一个小行星进行拓展任务探测。对于电推进，行星环绕与小行星探测的轨道在设计上没有本质差异，都需要连续加速追上目标天体，再被目标天体引力捕获，与化学火箭在制动时的脉冲减速相比，电推进航天器被行星捕获需要的速度增量较高。但小行星引力微弱，化学火箭的霍曼转移+引力捕获轨道便彻底失去了优势，因此电推进非常适合执行小行星任务。目前ESA已论证使用12U电推进立方星探测小行星，卫星重约22kg，使用氙气工质的推力离子推进器作为主推进，最大推力为2.4mN，搭载发射至C3=0的逃逸轨道并从地日L2点开始变轨，计划在3年任务中探测最多30个小近地天体。
图：ESA设想的小行星探测立方星外观
图：2.4mN推力离子推进器
3、深空探测器伴星与编队飞行任务
NASA设想了一种木卫二探测器，采用一颗核电动力的母星搭载2颗电推进立方星，以穿越木卫二喷发的羽流中进行采样。由于远离太阳，卫星无法获得充足的太阳能，将使用母星向子星无线输电的技术，为子星的推进器供电。该方案以目前的技术还很难实现，但子母卫星编队对于其他深空探测任务具有重要参考价值，如Busek公司设想使用4kW的电推进转移飞行器将27颗3U立方星一次性送入火星轨道，随后转移飞行器作为通信中继使用。
图：木卫二探测器伴飞小卫星设想
图：电推进火星立方星集群设想
深空探测器很少能够直接对自身成像，导致绝大部分用于科普宣传的照片、视频只能用想象图替代，且探测器出现机械故障时，地面人员难以用图像对故障进行定位，如伽利略号的高增益天线无法展开。如果发挥火箭的剩余运力，搭载几kg重的伴飞小卫星，则能够解决上述问题，甚至在更远的将来可以代替宇航员进行舱外行走维修飞船。
2020年10月，天问一号火星探测器在地火转移轨道上完成了一次“自拍”，由于携带一个超长自拍杆的难度过大，只能把一个双面可分离式的相机直接抛出，让相机在翻滚状态下随机抓拍飞船的图像，整个系统质量约950g。相信在将来，这种“简单粗暴”的拍摄方式能够被伴飞小卫星替代，实现长时间伴飞及视频录制。实际上，早在2008年我国便测试过自主伴飞小卫星，由神舟7号飞船携带，卫星自重约40kg，包括1kg的液氨工质。该卫星采用液氨闪蒸推进，单个推进器推力860mN，比冲仅34s，每次变轨时推进器工作几秒至几十秒，每次机动的速度增量小于0.52m/s，经过约6天的轨道调整，最终稳定在约4*8km的椭圆轨道上对飞船进行环绕。
图：神舟7号伴星外形
图：伴飞小卫星拍摄的神舟7号
以现在的水平，相信该伴飞卫星可以降低到立方星的尺寸，绕飞等需要持续加速的精确机动可采用微牛级推力的推进器，功率甚至不足1瓦。例如小卫星以50m的半径圆周绕飞探测器，假设推进器产生的向心加速度为0.01mm/s^2，则绕飞一圈需要3.9小时，速度增量仅0.14m/s。
还可以进一步发挥想象，让电推进的伴飞/编队微纳卫星发挥更大价值，可以想到的应用有：长基线天文观测，如射电观测、引力波捕获；多颗小卫星精确定位，以支撑大面积的空间展开结构，如柔性天线，反射望远镜的镜面，巨大面积太阳帆等；搭载在火星、金星、土卫六等轨道器上，实现改变轨道倾角、离轨、再入大气甚至着陆，虽然功能相对单一（如只携带磁力计、大气化学成分的传感器等），一次环绕任务可大范围的对全球进行探测。
综上，电推进的微小深空探测器将来能够发挥其便于搭载的优势，作为附加载荷升空，并依靠自身动力完成地月转移与制动、行星与小行星探测及编队伴飞任务，在大幅降低深空探测成本的同时，还能产生新的任务模式。
THE END
文字 | 韩杰星
图片 | 来源于网络
编辑 | 郭思淼
审阅 | 许婧
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