国内卫星电推进技术发展及展望

摘 要 为了促进国内电推进技术的发展，简要介绍了国际上主要电推力器的种类和特点，并结合国外电推进技术的研究及在轨应用情况，介绍了中国电推进技术发展过程和应用现状，总结了国内外电推进技术的发展趋势。在此基础上，根据国内深空探测、商业航天、重力场测量、引力波探测等空间任务对推进器的高比冲、长寿命、宽调节范围、低成本、高精度等需求，提出了国内电推进技术应该将小型离子推力器、大型霍尔推力器、脉冲等离子体推力器以及无拖曳控制推力器作为重点发展方向的建议。

关键词 电推进技术；发展过程；应用现状；发展方向；综述

1 引 言

随着航天技术的迅速发展，空间任务对航天器推进系统的需求愈加多样化。深空探测、GEO卫星的轨道转移与位置保持等任务对空间推进技术有着高比冲、高效率、长寿命等要求。无拖曳控制要求推进系统具有微推力、高分辨率来实时补偿非保守力。商业卫星要求空间推进系统成本低、性价比高以提高市场竞争力。为了满足来自军事、商业、科学研究等不同领域的空间任务的需求，空间推进技术一直在不断地发展与改进。

传统的化学推进受到化学能和壁面温度的限制，推进系统的喷气速度只能达到2km/s~3km/s的量级，导致比冲较低。而电推进可以借助于电能，将喷气速度提高到20km/s~30km/s，甚至更高的量级，能节省大量的推进剂，从而可以有效提高卫星的有效载荷、降低发射质量，达到延长寿命、降低成本的目的[1]。而且电推进系统还具有控制精度高、安全性高等特点。目前电推力器类别多达十余种，可以满足航天器姿态控制、位置保持、阻力补偿、轨道转移、深空探测等不同任务的要求，因此具有广泛的应用前景。

电推进的设想由俄国的齐奥尔科夫斯基和美国物理学家罗伯特·戈达德分别在1902年和1906年提出；在1946年~1956年间，美国和苏联科学家对电推力器进行了理论研究，论证了空间电推进的可行性[2]；在此之后，从20世纪50年代末开始开展电推进技术的工程研究。美国于1958年成功地进行了首台离子推力器的试验，苏联原子能研究所Morozov教授于1966年实现首台稳态等离子体推力器（SPT）放电，日本、西欧等国家也于20世纪60年代初开始展开了电推进技术的研究。1982年，稳态等离子体推力器SPT-70在Kosmos卫星上进行位保任务，标志着霍尔推力器正式开始应用；1997年，电子轰击式离子推力器XIPS-13作为同步卫星的在轨控制系统，正式实现应用[3,4,5,6]。

相较于国际各电推进技术大国，中国对电推进技术的研究起步并不算晚，早在1967年就开展了电推进的研究工作。经过近50年的发展，到2012年10月14日，搭载LIPS-200离子推力器和HET-40霍尔推力器（图1）的实践9A卫星进行空间在轨实验，标志着我国首次进行电推进技术的空间实验验证[7]。以此为分界点，中国电推进技术的发展，从基础性预研阶段正式进入空间应用阶段。

Fig. 1 Ion Thruster and Hall thruster on SJ-9A

由此可见，国内电推进技术与国际先进水平尚有一定差距。本文通过对比国内外电推进技术的发展情况，对国内电推进技术的重点发展方向提出了建议。本文从原理研究到试验研究的发展历程以及应用现状等不同的视角出发，比较了国内外电推进技术的发展现状；分析了不同空间任务对电推进技术的需求；根据国内电推进的发展与应用现状,对国内电推进技术发展方向提出了建议，并对国内电推进的发展做出了展望。

2 中外电推进发展简史比较

国际电推进技术的发展经过了提出概念、原理研究、试验研究到在轨应用等阶段，中国电推进的发展也不例外。本部分内容以目前应用最广泛的霍尔推力器和离子推力器的发展过程为侧重点，对中外电推进发展简史进行比较，意在在国际背景下回顾并分析国内电推进技术的发展历程与贡献。

2.1 国际电推进发展简史

2.1.1 苏联/俄罗斯的电推进发展简史

苏联主要针对霍尔推力器开展研究。霍尔推力器的原理如图2所示，通道内磁场沿半径方向，阳极和阴极之间的放电等离子体在通道内产生沿轴线方向自洽电场。电离区中产生大量离子，离子在轴向电场的作用下加速，从通道喷出后产生推力。推力器的电离/加速区主要限定在放电通道出口附近。霍尔推力器最早由Morozov在1962年提出后，1972年，SPT-60型霍尔推力器在Meteor气象卫星上实现了霍尔电推进首次空间试验。经过不断的发展，俄罗斯已经研发出功率覆盖范围为50W~30kW的工程样机[9,10]。尤其是额定功率为1.35kW的SPT-100推力器，在20世纪90年代被不同的国家和地区引入，并应用在各大卫星平台上。

Fig. 2 Schematic of a Hall thruster[10]

2.1.2 美国的电推进发展简史

美国最开始以电子轰击式离子推力器的研究为主，其原理如图3所示，该推力器采用空心阴极向电离室内注入热电子，并通过直流放电电源向电子注入能量，从而电离气体工质产生等离子体。其中离子通过栅极加速喷出产生推力，并与中和器发出的电子中和。

Fig. 3 Schematic of a ion thruster[10]

1959年，美国科学家Kaufman成功研制了电子轰击式离子推力器。1998年10月，深空一号（DS-1）采用XIPS-30推力器，开展了为时3年的小行星探测。该推力器累计运行超过14000h，远超设计寿命[13,14]。2006年，在美国黎明使命任务中，DAWN探测器采用3台NSTAR电子轰击式离子推力器作为主推进系统[15]，寿命期长达10年，消耗推进剂氙450kg。

2010年，波音公司向全世界宣布正式启动全球首个全电推进卫星平台——BBS-702SP 平台开发计划。该平台采用XIPS-25推力器，彻底替代了化学推进。卫星的轨道转移任务及入轨后的位置保持任务都由电推进系统完成。由于轨道转移任务采用电推进系统，所以单颗卫星重量从4t降到了2t，发射费用减少5000万~6000万美元，经济效益显著，在商用通信卫星市场有着极大的竞争力。在2015年3月，欧洲通信卫星公司采用702SP全电推平台，首次实现了一次双星发射，正式开启全电推时代[16]。

20世纪90年代初期冷战结束后，美国劳拉公司引入霍尔推力器，并进行研究与再开发。2008年， BPT-4000在美国的Aerojet GEO卫星上运行[17]，在该推力器的寿命实验中，研究人员发现了磁屏蔽技术。在2010年8月美国发射了一颗战术通信卫星AEHF-1，星箭分离后远地点推力器BT-4未能启动，因此采用BPT-4000的救援方案，完成了轨道提升，首次验证了霍尔电推进转轨的可行性[18]。近年来，美国开展了适用于空间运输、载人深空探测等任务的大功率霍尔推力器的研究工作，并研制出了50kW级的NASA-457M，NASA-457Mv2，NASA-400M推力器原理样机[19]。

2.1.3 欧洲的电推进发展简史

欧洲一开始以研发电子轰击式离子推力器以及射频离子推力器为主，冷战结束后又展开了对霍尔推力器的研究。

英国从1963年开始研究电子轰击式离子推力器，德国几乎在同一时间开展射频离子推力器的研究，其工作原理与电子轰击式离子推力器类似，但不采用电离室内的空心阴极，而是采用射频方式来电离工质。2009年3月17日，ESA在其发射的GOCE卫星上也使用了T5电子轰击式离子推力器执行近地卫星的阻力补偿任务，并在2013年完成了任务[18]。

法国在苏联解体后引进了霍尔推力器技术，并针对其开展研究工作。2003年10月，欧空局将PPS-1350型霍尔推力器成功应用于 SMART-1卫星，该推力器采用了法国与俄罗斯法克尔（Fakel）的共同专利，通过了10000h的寿命测试[21]。

近些年，欧洲又兴起了对会切场推力器（HEMPT）的研究。其原理类似于霍尔推力器。但与霍尔推力器的径向磁场不同的是，其采用会切磁场位形，除磁尖端外大部分磁力线均平行于壁面，因此能够有效地约束等离子体，避免等离子体与壁面的相互作用，从而极大限度地延长了推力器寿命，具有寿命长、结构简单、功率密度大等优点。

2014年，欧空局将霍尔推力器、离子推力器和HEMPT列为重点发展推力器类型 [22]。目前HEMPT已计划在2021年用于H2Sat任务[23]。同时在研究过程中发现，会切场推力器具有极宽的推力调节范围，并且工作稳定，放电电流振荡小。因此在重力场测量、引力波探测等高精度无拖曳探测任务中具有广泛的应用前景。

2.1.4 日本的电推进发展简史

日本的电推进研究也深受美国影响，早期主要研究直流轰击式氙离子推力器，20世纪80年代，日本开始独立开发微波离子推力器。其原理与射频离子推力器相似，但其采用微波天线的方式来电离工质从而产生等离子体。2003年5月，日本发射了MUSES-C小行星探测器，探测器使用10cm直径的微波离子推力器调整飞行轨道。探测器携带了4台推力器，其中1台作为备份，共提供23.6mN推力和1.2kW功率[24]。之后，日本又研发了20cm直径的无阴极微波离子推力器μ20和高比冲版10cm微波离子推力器μ10HIsp。2014年日本发射的“隼鸟”2号小行星采样探测器也采用了4台微波离子推力器[25]。

除了离子推力器，日本还开展了THT，TALT-2等类型霍尔推力器的研究[26]。

2.1.5 国际其它主要电推力器的发展概况[27,28,29,30,31,32,33]

（1）电弧推力器

电弧推进（Arcjet）通过阴极和阳极之间的电弧加热推进剂，推进剂受热膨胀后经过阳极喷管加速喷出，形成推力。与电磁式、静电式等其他种类的电推力器相比，由于电弧推力器采用电热加速方式，因此比冲较低，同时在长时间工作后存在电极烧蚀的问题。但在对卫星的影响、技术难度、可靠性等方面都有一定的优势。电弧推力器于1993年就在美国的Telstar IV卫星上实现了应用。但是随着离子推力器与霍尔推力器的逐渐发展，肼电弧推力器呈现逐渐被取代的趋势。但是鉴于肼电弧推力器可与肼化学推力器共用贮箱中的肼，这种组合使轨道控制系统的结构比较简单（在姿控时采用肼化学推力器，位保时采用肼电弧推力器）。所以肼化学推力器和肼电弧推力器的组合使用在我国尚有较好的研究和应用前景。

（2）磁等离子体动力推力器

磁等离子体动力推力器（MPDT）通过阴极与阳极间形成的电弧电离工质，并通过电流与磁场产生的洛伦兹力加速离子，产生推力，分为自身场MPDT ( SF-MPDT) 和附加场MPDT(AF-MPDT)两种类型。20世纪60年代，MPDT的概念由美国提出， 该概念源于在对高功率电弧推力器的研究中发现在高电流、低流量（高霍尔参数）下，洛伦兹力加速占主导地位。虽然MPDT已经经过了近60年的研究，但是其内部工作机制以及阴极寿命等问题尚未完全解决。

（3）脉冲等离子体推力器

脉冲等离子体（PPT）推力器具有结构简单、推力很小（微牛级）等优点，非常适合姿态控制。PPT工作时，首先将储能电容器充电，然后火花塞点火，电容器沿着推进剂表面放电形成电流，电流将推进剂分解、电离成等离子体，等离子体在感生磁场中受到洛仑兹力作用加速喷出，产生推力。脉冲等离子体推力器是最早实现应用的电推力器，早在1962年就应用于苏联宇宙-14卫星执行推力补偿任务。近年来，在PPT推力器的基础上，美国乔治华盛顿大学近年来研制的一种新型推力器微阴极电弧推力器[34]（Micro-Cathode Arc Thruster，μCAT），其利用真空条件下放电电弧烧蚀阴极材料产生较高电离度的高速等离子体，并利用外加磁场聚焦等离子体以产生推力。μCAT具有总冲较高、元冲量较小、系统质量较低、系统体积较小、造价低廉等优点，是极具发展前景的微型电推进技术之一，见图4。

Fig. 4 Schematic design of a ring electrode μCAT[34]

（4）场发射离子推力器

场发射离子推力器的原理为从金属、离子液体或非导电液体表面静电抽取并加速带电粒子，产生推力。该推力器具有比冲高（2000s~10000s）、推力小且大范围精确可调（0.1μN~1mN）、推力噪声低、功耗及成本低、结构紧凑等优点。金属工质方面，意大利研制的窄缝式铯FEEP-5推力器于2005年完成飞行样机鉴定。奥地利研制的多孔式FEEP具有28个多孔发射针，推力为0.6mN，比冲6000s，功推比80W/mN，截至2016年已经进行了1000h的寿命实验。离子液体工质方面，目前Busek公司已经完成了3000h的寿命试验。

从以上国际电推进的发展形势可以看出，由于离子和霍尔推力器覆盖了目前主要航天任务的推力和功率等级，并且历经几十年的发展，技术已经相当成熟。因此在未来的一段时间内，仍然会是国际电推进发展的主要方向。同时随着微纳卫星的兴起，以脉冲等离子体推力器、场发射离子推力器为代表的微型电推进类型，将会发挥越来越重要的作用。另外，随着载人深空探测计划的提出，以磁等离子体推力器、变比冲磁等离子推力器为代表的核电推进将成为未来深空探测的主要手段。

2.2 国内电推进发展与应用

国内早在1967年就开展了对离子推力器的研究，与其它国家基本同时起步。但是之后因为各种因素导致发展缓慢，直到21世纪初，在美国、俄罗斯、欧洲等国家及地区开始大规模使用电推进后，国内才开始大力发展电推进，并快速地实现了空间应用。

2.2.1 中国电推进的研究

1959年电子轰击式离子推力器在美国成功运行后，各国相继展开对离子推力器的研究。1967年，中科院电工所率先针对轨道提升任务开展电子轰击式汞离子推力器技术研究，分别研制了6cm和12cm试验样机。1974年，兰州空间技术物理研究所也开始了离子电推进技术研究，所研制的LIPS-80电子轰击式离子推力器在1978年获得了国家科技进步奖一等奖[7]。但1978年~1999年间研究进展不大甚至一度停滞。直到1999年，在国家支持下重新开始了对离子推力器的研究，先后成功研制了LIPS-80，LIPS-90，LIPS-200，LIPS-200+等推力器。西北工业大学在1997年开始陆续展开了对微波电热推力器、微波离子推力器等以微波为主要电离方式的推力器的研究。针对10cm和2cm微波离子推力器进行了中和器、变工质、磁路结构、通道特征长度、推力性能评估等方面的研究[35,36]。

1994年，上海空间推进研究所引进SPT-70，开始了霍尔电推进技术研究和产品研发工作，1999年得到国家支持，并于2000年研发出了原理样机，2002年研发出了工程样机，2005年完成了电推进系统的研制。先后研制了HET-40，HET-70，HET-100，HET-140，HET-300M等不同功率等级的霍尔推力器。2002年，哈尔滨工业大学在SPT的基础上开展了磁聚焦型霍尔推力器的研究，并攻克了氪工质磁聚焦的难题。在2012年联合北京控制工程研究所研制了HEP-100MF第二代磁聚焦型霍尔推力器[37,38,39]。此外，哈尔滨工业大学还开展了HEMPT推力器的研究工作，并完成了工程样机的研制。兰州空间技术物理研究所也开发了LHT-70，LHT-60，LHT-100等型号的霍尔推力器。

1992年，中国科学院空间科学与应用研究中心在国家基金委的资助下, 正式开展电弧推进的实验研究，采用氮、氩、氮氢混合气体作推进剂进行了性能试验[40]。北京控制工程研究所从2001年开始与清华大学工程力学系合作进行电弧推进研究，于2010年完成1kW肼电弧推力器工程样机研制[41]。北京航空航天大学开展小功率电弧电推进技术研究，电推力器羽流仿真模拟、真空环境评估等研究[42]。

早在1970年，中科院电工所就开始了对PPT推力器的研究，并于1981年12月成功进行了采用聚四氟乙烯作为推进剂的PPT工程样机MDT-2A的弹道飞行试验，这是中国电推力器的首次空间弹道飞行试验 [43]。在2000年左右，中科院电工所在原有的研究基础上开展了平行板电极PPT以及微型同轴PPT的研究[44]。近几年，国防科技大学也对PPT工作过程和羽流进行了数值模拟与实验研究[45]。

上海交通大学和上海空间推进研究所联合进行了场发射离子推力器技术的研究。研制出了国内首台针式铟工质原理样机并成功点火，对推力器的伏安特性、推力和比冲等性能进行了初步测试[46]。中科院力学研究所对窄缝式场发射离子推力器进行了研究，论证了金属镓工程化的优势及缺点。并进行了点火试验，表明金属镓是场发射推力器良好的推进剂替代物[47]。

近些年来，国内开展了对MPDT，VASIMR等大功率等离子体推力器的研究工作。北京航空航天大学进行了阴阳极进气量、超导磁材料等因素对AF-MPDT的影响研究工作，实现了中小功率AF-MPDT的稳定放电，并进行了VASIMR螺旋波等离子体源的设计及数值仿真工作[48,49]。

中国的电推进经过1967年~2011年的基础研究与应用研究，形成了目前的以霍尔、离子推力器为主，配合以电弧推力器、脉冲等离子体推力器等为辅的电推进格局，与国际电推进技术发展方向同步。目前国内离子、霍尔等已经应用，电弧、PPT等已经列入应用计划，其中电弧、离子和霍尔推力器是目前应用最多的主流产品。但是对比国际电推进，中国在轨应用晚了半个世纪。

2.2.2 中国电推进的空间应用

2012年10月14日，实践9A卫星发射，搭载了上海空间推进研究所研制的HET-40霍尔推力器（推力40mN±4mN，比冲1500s±150s，功率680W）和兰州空间技术物理研究所研制的LIPS-200离子推力器（推力40mN±4mN，比冲3000s±300s，功率1kW）并进行了在轨飞行测试[50,51]。这是国内首次霍尔电推进空间飞行试验。实践9A卫星的成功验证，标志着国内电推进技术由基础理论研究转向工程应用研究。

在此之后，多种电推进技术项目相继展开。2012年，哈尔滨工业大学和北京控制工程研究所开始联合研制第二代磁聚焦型霍尔推力器。2013年，配置离子推力器的实践13卫星正式立项，兰州空间技术物理研究所于同年进行了LIPS-200长寿命电推进系统地面演示验证。2014年，搭载LIPS-300的全电推卫星平台开始工程研制[52]。

2016年11月，北京控制工程研究所和哈尔滨工业大学联合研制的HEP-100MF（羽流发散角15°）与兰州空间技术物理研究所LHT-100（羽流发散角36.2°）两个型号的霍尔推力器（图5）搭载于SJ-17同步轨道卫星，随长征5号发射入轨。这次试验是国际上首次磁聚焦型霍尔推力器的在轨验证 [53,54,55]。HEP-100MF在环境温度变化、放电参数漂移、长期工作后壁面形貌变化等多种实际扰动条件下均表现了稳定的磁聚焦特性，满足航天工程应用的需求，性能指标居国际前列。HEP-100MF霍尔推力器于2016年11月在同步轨道上完成了点火、性能标定、长稳态测试，结果表明在轨数据和地面数据吻合。

Fig. 5 Thruster on SJ-17

HEP-100MF霍尔推力器主要技术进步有：霍尔推力器磁聚焦技术，热电磁耦合设计技术，低频振荡控制技术，低功耗高可靠空心阴极，耐溅射氮化硼特种陶瓷材料等关键技术。其中最大的技术进步点就是磁聚焦技术，该技术使得羽流发散角极大的减小（羽流发散角

Fig. 6 Effective thrust diagram at different plume angles

2017年4月12日，LIPS-200型离子推力器作为实践13卫星的动力装置发射升空。LIPS-200型离子推力器主要技术进步点有：采用三栅结构并进行优化，有效延长加速栅极寿命、提高了可靠性；优化了电离室磁场，均化了等离子体密度，提高了工质电离效率和推力密度；放电室磁场限制在阳极附近，中心大部分区域接近无场区，提升了束流均匀性[50,51]。

2017年7月2日，LIPS-300离子推力器，HEP-140MF和HET-140多模式霍尔推力器搭载于实践18卫星由长征5号发射升空，计划验证大功率电推力器磁聚焦、多模式、冷阴极、点火可靠性等多项新技术。虽然因火箭故障导致卫星未能顺利入轨，但技术上标志着中国电推进应用正在开启全电推新篇章[59]。

可以看出，国内电推进技术一度与国际先进技术有着较大的差距，但经过近些年的高速发展，国内电推进技术已经迅速地从原理性研究阶段达到了工程应用阶段，从事电推进技术的人员也在不断壮大。2016年，中国宇航学会电推进专业委员会正式在第十二届中国电推进技术学术研讨会期间成立，与会人数达到230人，单位达到64家。目前国内电推进的发展格局形成了以发展霍尔推力器、离子推力器为主线，脉冲等离子体推力器和电弧推力器为辅，各种主要推力器的研究同时开展的百花齐放的局面。而且目前大部分推力器都已由基础研究逐渐转为应用研究，处于快速发展时期。与国际先进电推进在发展水平上的差距正在迅速缩小。

3 空间任务对推力器的要求

发展航天，动力先行。近年来，随着我国综合国力的不断增强，航天事业的发展也取得了长足的进步。火星探测、空间卫星组网、全电推卫星、高精度空间科学探测卫星等新型航天任务不断涌现。这些任务对卫星的推进系统又有着不同的要求。

（1）多模式电推力器：转轨提供大推力、位保提供高比冲全电推平台的轨道转移、位置保持和姿态控制等不同的任务阶段对推力器有不同的要求。在进入GEO轨道转移阶段（速度增量2800m/s）要求大功率供给，有效载荷不工作，星载70%~80%的电功率都可以用于电推进。在GEO轨道位保阶段（速度增量750m/s）要求小功率供给，大部分电功率服务于有效载荷，电推进只能利用20%~30%的功率。因此在不同任务阶段的功率供给约束下，电推进器将工作在不同的模式下。需要针对多模式电推力器的应用需求进一步开展研究，以提高不同模式下推力器的整体性能。

（2）深空探测计划主推进器：高比冲、宽功率范围/调节比

深空探测可以探索太阳系和宇宙的起源和演化，开发和利用空间资源，对人类发展有重大意义。目前拟开展的深空探测计划包括：火星探测、小行星探测等计划。火星探测将采用全球遥感、区域巡视和取样返回等探测方式。小行星探测需要伴飞、附着、取样返回。由于在太空中，日星距离不断变化，任务期内能源供给、推力与比冲需求差异很大，进行这些探测的难度是很高的。所以需要发展高比冲、宽功率范围/调节比的电推力器。

（3）高精度无拖曳控制卫星：微推力，高分辨率

地球重力场测量计划以及引力波探测计划等科学测量任务都要求航天器平台的残余扰动力尽可能小。需要采用无拖曳控制方法实时补偿非保守力，从而保证航天器的高度稳定性。针对非保守力的大幅快速变化，推力器需要具有轨控精度高、推力调节范围宽、分辨率高、响应快速、在轨时间长等特点。例如GOCE计划中就要求：推进系统推力在1mN~20mN间连续可调，分辨率达到12μN，响应速度达到2.5mN/s，推力矢量的稳定性优于±0.2°，推力噪声小于12μN/

。而引力波探测对推力器的要求则更为严格：推力在1μN~100μN间连续可调，分辨率达到0.1μN，响应时间小于50ms,寿命达到10000h，比冲高于200s，推力噪声小于0.1μN/

。

（4）超大功率推进系统：核电推进

载人深空探测为了保障航天员的人身安全，需要尽量缩短任务周期从而减少航天员在太空中所受的宇宙辐射并且需要提高有效载荷，另外在进行“系外行星探测”这样的远距离深空探测时，太阳能电池帆板很难满足飞行器的功率要求。所以需要开发超大功率的核电推进系统。核电推进系统是通过热电转换技术将核反应堆产生的热能转化为电能，用电能驱动电推力器的系统。核电推进是人类有希望掌握的最高能量密度的推进技术，可以不依靠太阳能，实现远距离深空探测。

（5）商业航天小卫星电推进：体积小、重量轻、紧致化

商业航天以通信、导航和遥感为支柱，以“敏捷快速、低价可靠、平台共享、专注极致”等为原则，在国家支持下，呈现出突飞猛进的发展态势。商业航天用小卫星（广义小卫星重量为500kg以下）成本低、周期短、性能高，这就要求小卫星推进系统的成本低、重量轻、体积小。并且随着小卫星逐渐承载了原来大卫星的部分任务，对推进系统的要求也在不断变高，比如部分任务需要高比冲、长寿命，可以提供精确的微推力以及推力精确可调。表1总结了不同任务对推力器的一些要求及适用推力器。

Table 1 Requirements for different space missions and applicable thrusters

4 电推进研究的重点方向

目前国内正在开展或计划开展的空间任务包括地球重力场测量[65]、“天琴计划”和“太极计划”引力波探测任务等科学测量任务[66]；火星环绕和着陆巡视探测任务、进行火星表面采样返回任务、小行星探测任务 [67]等深空探测任务；还有高分系列光学遥感卫星、北斗导航卫星等卫星的姿态控制与轨道提升任务[68]；以及商业通信卫星的全球低轨卫星星座建设等任务（鸿雁星座，虹云工程）[69]。

图7展示了不同的推力器适用的空间任务，根据上述各种不同的空间任务的需求以及不同推力器的特点将小型离子推力器小型化，霍尔推力器大型化，发展适用于小卫星的脉冲等离子体推力器以及发展无拖曳控制推力器作为国内电推进研究的重点方向。

Fig. 7 Application scope of electric propulsion technology[70]

4.1 离子推力器小型化[71,72,73]

由于离子推力器存在空间电荷极限效应，导致功推比大，推力密度小（0.1mN/cm2~0.3mN/cm2），不易大型化。但是射频离子推力器与微波离子推力器由于没有空心阴极，而是采用射频或是微波天线的方式来电离工质，所以容易小型化。而且由于离子推力器的高控制精度、高比冲、高效率、低推进剂消耗等优点，小型化的离子推力器可用于微小卫星、重力场测量和引力波探测等领域。德国吉森大学已经研制了额定功率为0.019kW的微牛射频离子推力器RIT-2.5，日本研制了10W级微波离子推力器μ-1。

4.2 霍尔推力器大型化

和离子推力器相比，霍尔推力器没有空间电荷效应限制，所以推力密度大（1mN/cm2~3mN/cm2）、推力功率比大，便于在航天器上集成。霍尔推力器最高可实现兆瓦量级的功率、十牛量级的推力。虽然和离子推力器相比，氙工质霍尔推力器的比冲较小，但采用金属工质作为推进剂可以将比冲显著提高。美国、俄罗斯、日本等都对大功率霍尔推力器展开了研究。美国正在研制百千瓦级的X3稳态等离子体推力器。俄罗斯研制了25kW~140kW的TAL-160阳极层推力器、5kW~30kW的SPT-290稳态等离子体推力器等大功率霍尔推力器。

4.3 脉冲等离子体推力器

脉冲等离子体推力器结构简单，固体推进剂与推力器本体合为一体的特点使得推进系统体积小、重量轻。而且脉冲工作无需预热，启动时间短，控制方便。脉冲消耗的平均功率低，降低了对电源和结构的要求。即使在小功率下仍具有高比冲。这些特点使其适用于微小卫星的轨道提升和维持、阻力补偿和位置保持、姿态机动和稳定、星座相位控制等任务，可以应用于通信、遥感等领域，非常符合商业航天的要求。随着商业航天的蓬勃发展，PPT也将越来越被重视。

4.4 无拖曳控制推力器

最初的无拖曳控制技术通过冷气推进实现，1972年美国海军TRIAD I航天器采用冷气推进完成了无拖曳控制技术的验证[74]，2004年发射的GP-B卫星使用了16个氦气推力器验证广义相对论效应[75]。但是当电推进技术成熟度和实际应用性能满足了飞行需求后，具有比冲高、响应快速、推力分辨率高、长寿命等优势的电推进系统逐渐取代了冷气推进。2009年，GOCE 卫星采用英国T5推力器作为其沿轨方向的推进系统，用于实时补偿卫星的非保守力[76]。LISA探路者采用冷气推力器和胶体推力器作为其推进系统，验证LISA卫星所需的关键技术。并且在将要进行的LISA和天琴任务中也将采用电推进系统，电推进将成为航天器无拖曳飞行的主要推进手段。但是相较于冷气推进，无拖曳控制电推力器成熟度较低，需要进行进一步改进。目前可以用于引力波探测的无拖曳控制电推力器有：FEEP推力器（推力范围符合要求但实现应用尚需改善可控可调性和寿命）；μHEMPT推力器（推力范围符合要求，但比冲、效率、推力动态性需进一步改善）；射频/微波离子推力器(推力大范围调节能力、低功率效率、推力下限等仍需优化)。国内可以应用于重力场测量的无拖曳控制电推力器有HEMPT和LIPS-100。

5 结束语

经过50多年的发展，国外霍尔推力器与离子推力器技术已相当成熟，随着各国低轨通信卫星组网计划的逐渐展开，正在实现大规模的应用。回顾国内霍尔推力器与离子推力器等电推进技术发展历程，从最初的吸收消化、快速学习、努力追赶，到现在已经实现了一些技术上的并跑甚至领跑。今后，要增加自主知识产权，发挥科技创新精神，争取实现在中等功率电推进、大功率核电推进以及高精度微型电推进技术领域的全面领跑。

来源：推进技术