空間電推進(jìn)技術(shù)及應(yīng)用新進(jìn)展

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(1.蘭州空間技術(shù)物理研究所，甘肅 蘭州730000;2.北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京100191)

1 引言

自1902年俄羅斯的齊奧爾科夫斯基和1906年美國(guó)的哥達(dá)德博士分別提出電推進(jìn)概念以來(lái)，電推進(jìn)技術(shù)發(fā)展已經(jīng)走過(guò)了一個(gè)多世紀(jì)的歷程［1－2］，大致分四個(gè)階段:1902年～1964年為概念提出和原理探索階段，美國(guó)、英國(guó)、德國(guó)分別研制出離子電推進(jìn)樣機(jī)，俄羅斯研制了霍爾電推進(jìn)樣機(jī);1964年～1980年為地面和飛行試驗(yàn)階段，美國(guó)完成汞離子電推進(jìn)飛行試驗(yàn)，俄羅斯完成SPT霍爾電推進(jìn)飛行試驗(yàn);1980年～2000年為航天器開(kāi)始應(yīng)用階段，俄羅斯的霍爾電推進(jìn)和美國(guó)的離子型電推進(jìn)相繼應(yīng)用，日本、德國(guó)等其它國(guó)家的電推進(jìn)也開(kāi)始飛行試驗(yàn);2000年至今為電推進(jìn)技術(shù)和應(yīng)用快速發(fā)展階段［3－5］。在系統(tǒng)調(diào)研2000年以來(lái)國(guó)內(nèi)外空間電推進(jìn)應(yīng)用和技術(shù)進(jìn)展的基礎(chǔ)上，從電推進(jìn)應(yīng)用、新產(chǎn)品研制、新技術(shù)研究等方面對(duì)電推進(jìn)技術(shù)新進(jìn)展進(jìn)行了系統(tǒng)介紹和簡(jiǎn)要評(píng)述。

2 電推進(jìn)應(yīng)用情況介紹

2.1 GEO衛(wèi)星位置保持

美國(guó)波音公司在BSS-601HP平臺(tái)衛(wèi)星上繼續(xù)應(yīng)用XIPS-13離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成南北位保任務(wù)，2000年以來(lái)成功發(fā)射了 Galaxy 4R、Galaxy 10R、PAS 9、DirecTV 4S、Astra 2C、PAS 10、AsiaSat 4、Galaxy 13、Measat、SES-7等10顆衛(wèi)星，使得應(yīng)用XIPS-13離子電推進(jìn)系統(tǒng)的衛(wèi)星總數(shù)達(dá)到18顆。

波音公司繼續(xù)在BSS-702平臺(tái)衛(wèi)星上應(yīng)用XIPS-25完成全部位置保持任務(wù)，2000年以來(lái)成功發(fā)射了Anik F1、PAS 1R、XM 1、XM 2、Galaxy 3C、Anik F2、XM 3 、Spaceway 1、Spaceway 2、XM 4 、WGS 1、Spaceway 3、DIRECTV 10、DIRECTV 11、DIRECTV 12、WGS 2、WGS 3、WGS 4、WGS 5 等19 顆衛(wèi)星，使得應(yīng)用 XIPS-25 離子電推進(jìn)系統(tǒng)的衛(wèi)星總數(shù)達(dá)到20顆。

美國(guó)空間系統(tǒng)牢拉公司在LS-1300平臺(tái)上應(yīng)用SPT-100霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)完成南北位保任務(wù)，自2004年首發(fā)以來(lái)成功發(fā)射了 MBSat 1、Telstar 8、Thaicom 4 、NSS 12、XM 5、Telstar 11 N、Sirius FM5、QuetzSat 1、Sirius FM6、SES 5等10顆衛(wèi)星。

歐洲阿斯特里姆公司在EUROSTAR-3000平臺(tái)上應(yīng)用SPT-100和PPS-1350霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)完成南北位保任務(wù)，自2004 年首發(fā)以來(lái)成功發(fā)射了 Intelsat 10－02、Inmarsat 4－F1、Inmarsat 4-F2、Inmarsat 4-F3、Ka-Sat、YahSat 1A、YahSat 1B等7顆衛(wèi)星。

歐洲泰麗斯－阿萊尼亞公司在SPACEBUS－4000C平臺(tái)上應(yīng)用SPT-100霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)完成南北位保任務(wù)［19］，自2005 年首發(fā)以來(lái)成功發(fā)射了AMC 12、AMC 23、Giel 2、Eutelsat W2A、Eutelsat W7、Eutelsat W3B 等6顆衛(wèi)星。

俄羅斯應(yīng)用力學(xué)聯(lián)合體繼續(xù)在MSS-2500等平臺(tái)應(yīng)用SPT-100系列霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)完成全部位保任務(wù)，自2000 年以來(lái)成功發(fā)射了 Express A2、SESAT、Express A3、Express A4(1R)、Express AM22、Express AM11、Express AM1、Express AM2、Express AM3、Express AM33、Express AM44 等11 顆衛(wèi)星。

俄羅斯能源設(shè)計(jì)局在YAMAL-100平臺(tái)衛(wèi)星上應(yīng)用SPT-70霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)完成全部位保任務(wù)，2003年成功發(fā)射了Yamal-201和Yamal-202等2顆衛(wèi)星。

美國(guó)洛馬公司在A2100M平臺(tái)上開(kāi)始應(yīng)用BPT－4000霍爾電推進(jìn)完成南北位保任務(wù)，自2010年首發(fā)以來(lái)成功發(fā)射了AEHF-1、AEHF-2等2顆衛(wèi)星，后續(xù)計(jì)劃中還有2顆衛(wèi)星待發(fā)射，4顆衛(wèi)星在研制。

歐洲最新ALPHABUS平臺(tái)確定采用Snecma公司的PPS-1350霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)完成南北位保任務(wù)，已經(jīng)完成首發(fā)衛(wèi)星電推進(jìn)產(chǎn)品交付，計(jì)劃于2013年發(fā)射。2007年啟動(dòng)的歐洲小型GEO平臺(tái)將采用SPT-100和HEMP-3050組合的電推進(jìn)系統(tǒng)完成位置保持。中國(guó)DFH-3B試驗(yàn)衛(wèi)星將采用LIPS-200離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成15年南北位置保持任務(wù)，計(jì)劃2015年發(fā)射。

2.2 深空探測(cè)主推進(jìn)

1998年10月美國(guó)發(fā)射的深空一號(hào)(DS-1)航天器應(yīng)用單臺(tái)NSTAR-30離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成小行星探測(cè)的主推進(jìn)任務(wù)，在歷時(shí)3年多的飛行任務(wù)中離子電推進(jìn)系統(tǒng)累計(jì)工作16 265 h，開(kāi)關(guān)機(jī)200多次，共消耗氙氣 73.4 kg，產(chǎn)生速度增量 4.3 km/s。

2003年5月日本發(fā)射的隼鳥號(hào)(Hayabusa)航天器應(yīng)用4臺(tái)μ-10微波離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成S類近地小行星絲川(Itokawa)的采樣返回的主推進(jìn)任務(wù)，2010年6月返回艙成功降落到澳大利亞并回收。在整個(gè)飛行任務(wù)中離子電推進(jìn)系統(tǒng)累計(jì)工作39 637 h、消耗氙氣47 kg、產(chǎn)生速度增量2.2 km/s，單臺(tái)推力器最長(zhǎng)工作時(shí)間達(dá)到14 830 h、1 805次開(kāi)關(guān)。

2003年9月歐洲發(fā)射智慧一號(hào)(SMART-1)航天器應(yīng)用單臺(tái)PPS-1350霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)完成月球探測(cè)主推進(jìn)任務(wù)，2005年完成了月球探測(cè)使命最終墜落月球表面。在整個(gè)飛行任務(wù)中電推進(jìn)累計(jì)工作近5 000 h，由于推進(jìn)系統(tǒng)的良好性能，使得航天器繞月球探測(cè)工作時(shí)間從原計(jì)劃的6個(gè)月延長(zhǎng)到了1.5年。

2007年9月美國(guó)發(fā)射的黎明號(hào)(Dawn)航天器應(yīng)用3臺(tái)NSTAR-30離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成對(duì)主帶小行星中灶神星(Vesta)和谷神星(Ceres)科學(xué)探測(cè)的主推進(jìn)任務(wù)，航天器于2011年7月實(shí)現(xiàn)Vesta的軌道捕獲，2012年9月完成為期1年的Vesta科學(xué)探測(cè)任務(wù)并離開(kāi)，電推進(jìn)累計(jì)工作25 000 h、消耗氙氣262 kg、產(chǎn)生速度增量7 km/s。目前航天器正在奔向Ceres的征途中，計(jì)劃2015年到達(dá)。

日本計(jì)劃于2014年發(fā)射的隼鳥二號(hào)(Hayabusa-2)航天器將繼續(xù)采用4臺(tái)μ-10微波離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成1999JU3小行星采樣返回的主推進(jìn)任務(wù)，航天器計(jì)劃2017年到達(dá)1999JU3并采樣，2020年返回地球。ESA和JAXA聯(lián)合研制的水星探測(cè)貝布克倫布(Bepicolombo)航天器將應(yīng)用4臺(tái)T6離子電推進(jìn)系統(tǒng)把磁圈軌道器和星體軌道器送入水星軌道，航天器計(jì)劃2015年發(fā)射，2021年到達(dá)水星。電推進(jìn)系統(tǒng)在整個(gè)任務(wù)中提供不少于5 km/s的速度增量，推力器累計(jì)工作20 000 h以上。

加利福尼亞理工學(xué)院分析驗(yàn)證了用40 kW電推進(jìn)完成近地小行星捕獲并轉(zhuǎn)移到繞月軌道的可行性［6］，計(jì)劃于2020年中期實(shí)施。ESA正在論證采用太陽(yáng)能電推進(jìn)和同位素核能電推進(jìn)組合完成距離太陽(yáng)200 AU進(jìn)行太陽(yáng)和星際探測(cè)的可行性［7］。NASA正在開(kāi)始進(jìn)行針對(duì)載人深空探測(cè)太陽(yáng)電推進(jìn)系統(tǒng)的飛行驗(yàn)證計(jì)劃，電推進(jìn)總功率30 kW，用1年時(shí)間完成從400 kmLEO到地月L2的軌道轉(zhuǎn)移，計(jì)劃2018年飛行［8］。中國(guó)正在論證應(yīng)用LIPS-200+離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成近地小行星探測(cè)的技術(shù)方案。

2.3 GEO衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移

波音公司在BSS-702平臺(tái)衛(wèi)星上已經(jīng)實(shí)施了應(yīng)用XIPS-25離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成最終GEO軌道圓化的部分軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)，其中化學(xué)推進(jìn)把衛(wèi)星送入近地點(diǎn)約30 000 km、遠(yuǎn)地點(diǎn)約42 000 km、傾角0°的中間橢圓軌道，電推進(jìn)在1.5個(gè)月內(nèi)完成GEO軌道，截止2011年5月已經(jīng)應(yīng)用16顆衛(wèi)星。俄羅斯在2003年發(fā)射的YAMAL-201和YAMAL-202衛(wèi)星上應(yīng)用SPT-70電推進(jìn)完成了部分軌道轉(zhuǎn)移。

在2001年7月發(fā)射的歐洲阿特米斯(ARTEMIS)衛(wèi)星上，由于運(yùn)載上面級(jí)故障衛(wèi)星未能進(jìn)入預(yù)定軌道，用電推進(jìn)系統(tǒng)經(jīng)過(guò)18個(gè)月軌道轉(zhuǎn)移最終到達(dá)同步軌道并定點(diǎn)，首次證明了電推進(jìn)系統(tǒng)修復(fù)軌道錯(cuò)誤的能力。在2010年8月發(fā)射的洛馬公司AEHF-1衛(wèi)星上，發(fā)生了衛(wèi)星雙組元化學(xué)推進(jìn)故障，應(yīng)用2臺(tái)BPT－4000推力器同時(shí)工作，在14個(gè)月內(nèi)完成了幾乎全部的軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)?；贏EHF-1的經(jīng)驗(yàn)，洛馬公司在AEHF-2衛(wèi)星上直接實(shí)施了電推進(jìn)系統(tǒng)完成大部分軌道轉(zhuǎn)移的應(yīng)用策略。

2012年波音公司實(shí)現(xiàn)了BSS-702SP平臺(tái)4顆全電推進(jìn)衛(wèi)星的商業(yè)定貨，其中ABS-3A和SATMEX-7等2顆衛(wèi)星計(jì)劃于2014年發(fā)射，該衛(wèi)星采用XIPS-25離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成全部軌道轉(zhuǎn)移和位置保持等任務(wù)，幾乎完全取消了化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)。目前歐洲、俄羅斯等都已經(jīng)開(kāi)始全電推進(jìn)衛(wèi)星的研制計(jì)劃［9－10］。

2.4 科學(xué)觀測(cè)與試驗(yàn)航天器

2009年歐洲發(fā)射的GOCE衛(wèi)星應(yīng)用2臺(tái)T5離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成240 km高度軌道飛行的大氣阻尼精確補(bǔ)償(無(wú)拖曳控制)，在2年內(nèi)繪制出了高精度的全球重力場(chǎng)分布，截止2012年底電推進(jìn)系統(tǒng)累計(jì)工作24 000 h。

日本計(jì)劃于2014年發(fā)射超低高度試驗(yàn)衛(wèi)星(SLATS)，采用改進(jìn)型IES-12離子電推進(jìn)系統(tǒng)完成250 km高度大氣阻尼補(bǔ)償。計(jì)劃于2017年發(fā)射的LISA探路者航天器將采用美國(guó)Busek公司研制的膠體電推進(jìn)和意大利ALTA公司研制的FEEP電推進(jìn)完成超精確無(wú)拖曳控制任務(wù)。

2.5 其它應(yīng)用和飛行試驗(yàn)

2000年11月美國(guó)發(fā)射地球觀測(cè)衛(wèi)星1號(hào)(EO-1)成功應(yīng)用了PPT電推進(jìn)完成精確姿態(tài)控制任務(wù)。2002年9月在日本數(shù)據(jù)中繼試驗(yàn)衛(wèi)星(DRTS)上飛行應(yīng)用了直流電弧電推進(jìn)進(jìn)行位置保持。2007年3月發(fā)射的空軍協(xié)會(huì)小衛(wèi)星FalconSat-3應(yīng)用了Busek公司研制的微PPT電推進(jìn)進(jìn)行姿態(tài)控制。

2006年12月發(fā)射的TacSat-2和2010年11月發(fā)射的FalconSat-5小衛(wèi)星上成功應(yīng)用BHT-200霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)完成軌道維持任務(wù)。2010年4月發(fā)射的印度空間研究機(jī)構(gòu)(IRSO)通信衛(wèi)星GSAT－4應(yīng)用了自研和引進(jìn)組成的霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行南北位保。2012年中國(guó)在實(shí)踐9號(hào)衛(wèi)星上成功進(jìn)行了LIPS-200離子電推進(jìn)系統(tǒng)和HT-40霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)飛行試驗(yàn)。

DubaiSat-2采用韓國(guó)7 mN霍爾推力器和日本微波中和器組合進(jìn)行飛行試驗(yàn)。俄羅斯軌道高度510 km的觀測(cè)雙星將采用SPT-50電推進(jìn)系統(tǒng)。

3 新產(chǎn)品研制

3.1 離子電推進(jìn)

高功率(≥10 kW)離子電推進(jìn)方面，由JPL研制的NEXIS離子推力器最高性能可達(dá)到:功率27 kW、比沖8 700 s、推力517 mN、效率81%，由GRC研制的矩型放電室HiPEP離子推力器性能達(dá)到:功率10～40 kW，比沖5 970～9 600 s、推力240～670 mN、效率72% ～80%，德國(guó)和俄羅斯聯(lián)合研制的RIT－45射頻離子推力器的目標(biāo)性能為:功率35 kW、比沖7 000 s、推力760 mN。

中等功率(1～10 kW)離子電推進(jìn)方面，GRC研制的NEXT離子推力器性能為:功率500～6900 W、推力26～236 mN、比沖1 320～4 190 s，2005年開(kāi)始推力器工程樣機(jī)壽命試驗(yàn)，截止2012年底已經(jīng)達(dá)到43 000 h。日本研制的35 cm離子推力器性能為:功率4.5 kW、推力200 mN、比沖3 500 s，25 cm離子推力器性能為:功率2.0 kW、推力100 mN、比沖3 000 s以上。德國(guó)研制的RIT-22射頻離子推力器性能為:功率3.2～6.1 kW、推力100～200 mN、比沖5 230～4 400 s。蘭州空間技術(shù)物理研究所研制的LIPS-300離子推力器性能為:功率4.6 kW、推力175 mN、比沖3 500 s

低功率(0.1～1 kW)離子電推進(jìn)方面，L3通信公司研制的XIPS-8離子推力器性能:功率100～350 W、推力2～14 mN。日本研制的μ-20微波離子電推進(jìn)性能為:推力30 mN、比沖3 000 s，已經(jīng)完成10 000 h壽命評(píng)價(jià)試驗(yàn)。Busek公司研制的BFRIT-7射頻離子推力器性能為:功率400 W、推力11 mN、比沖3 850 s。蘭州空間技術(shù)物理研究所研制的LIPS-100離子推力器性能為:功率50～470 W、推力1～15 mN、比沖500～3 000 s。

微小功率(≤0.1 kW)離子電推進(jìn)方面，德國(guó)吉森大學(xué)為ESA下一代重力使命研制的RIT-2.5的推力范圍50 μN(yùn)～1 mN。Busek公司研制的BFRIT-1射頻離子推力器性能為:功率10 W、推力6 μN(yùn)、比沖1 800 s。賓夕法尼亞大學(xué)研制MRIT-1射頻離子推力器的性能為:推力59.0 μN(yùn)、比沖5 480 s、推功比300 W/mN。日本研制的μ-1小微波離子推力器性能為:單極工作功率19.9 W、推力379 μN(yùn)、比沖1 410 s，雙極工作功率15.1 W、推力 297 μN(yùn)、比沖 1 100 s。

3.2 霍爾電推進(jìn)

GRC研制的高壓霍爾加速器(HiVHAc)目標(biāo)為高比沖(≥2 700 s)和長(zhǎng)壽命(≥15 000 h)，2011年改進(jìn)型工程樣機(jī)試驗(yàn)結(jié)果:功率3.7 kW、比沖2 720 s，目前正在進(jìn)行特性評(píng)價(jià)和壽命試驗(yàn)。NASA-300M在2011年的驗(yàn)證性能:氙氣推力1.13 N、氪氣推力0.9 N。NASA－457原理樣機(jī)最高性能達(dá)到72 kW、2.9 N，最新改進(jìn)型NASA－457Mv2的性能:功率26.3 kW、推力1.17 N、比沖2 350 s、效率55%。Busek公司研制的BHT 系列霍爾電推進(jìn)，分別為 BHT－600、BHT-1000、BHT-1500、BHT-8000、BHT-10 K、BHT-20 K 等，功率范圍600～20 kW、推力范圍42～1 080 mN、比沖范圍1 585～2 750 s。AMPAC-ISP公司研制的T系列霍爾推力器，其中 T－40的性能:功率 0.1～0.4 kW、比沖 1 000～1 600 s、推力 5～20 mN，T-140的性能為:功率2～4.5 kW、比沖1 500～2 000 s、推力160～300 mN，T-220的性能為功率8～20 kW、比沖1 500～2 500 s、推力500～1 000 mN，T-220HT的性能為功率2～22 kW、比沖1 500～2 600 s、推力100～1 100 mN。

俄羅斯的新一代推力器SPT-100M通過(guò)改進(jìn)磁場(chǎng)設(shè)計(jì)，標(biāo)準(zhǔn)工作條件下的性能可達(dá)到:推力88～91 mN、比沖1 680～1 710 s，比SPT-100B提高6% ～8%，束流發(fā)散角減小到60°，預(yù)估壽命10 000 ～14 000 h。俄羅斯SPT-290的額定工作性能:功率30 kW、推力1.5 N、比沖3 300 s、壽命27 000 h。俄羅斯針對(duì)FOBOS航天器使命進(jìn)行了 SPT-140鑒定，在5 000 h壽命上驗(yàn)證性能為:功率2～6.5 kW、推力150～350 mN、比沖1 700～2 400 s、效率52% ～61%。TAL目前單級(jí)達(dá)到的比沖在1 000～3 000 s之間，再高會(huì)導(dǎo)致放電不穩(wěn)定和結(jié)構(gòu)過(guò)熱，雙級(jí)最高比沖8 000 s、功率140 kW。D-80的氙氣性能為:功率0.6～8.5 kW、推力45～240 mN、比沖1 200～4 000 s、效率40% ～70%，VHITAL-160的鉍性能為:功率25～36 kW、推力527～618 mN、比沖5 375～7 667 s、效率40% ～70%。

法國(guó)Snecma公司2007年完成了針對(duì)通信衛(wèi)星應(yīng)用的PPS-1350推力器10 530 h、7 000次開(kāi)關(guān)壽命試驗(yàn)，研制的PPS-5000試驗(yàn)樣機(jī)性能為:功率5 kW、推力325 mN、比沖2 300 s。近2年又在歐洲高功率電推進(jìn)計(jì)劃中研制PPS-20 K，在22.4 kW下的驗(yàn)證結(jié)果為試驗(yàn)樣機(jī):推力1 050 mN、比沖2 700 s、效率60%。意大利Alta正在研制的HT-30 k霍爾推力器的性能為:功率30 kW、比沖2 500 s、推力1.55 N。

高效多級(jí)等離子推力器(HEMPT)概念由Thales Electron Devices公司提出，2005年開(kāi)始HEMP-3050和HEMP-30250兩種規(guī)格的產(chǎn)品研制，額定推力分別為50 mN和250 mN，其中HEMP-3050的產(chǎn)品成熟度更高，已經(jīng)進(jìn)入針對(duì)小GEO衛(wèi)星應(yīng)用的推力器產(chǎn)品鑒定程序:2011年完成了44 mN、1 380 W條件下工程樣機(jī)的4 000 h試驗(yàn)。蘭州空間技術(shù)物理研究所研制的LHT系列霍爾推力器性能范圍為:功率0.2～6.0 kW、推力10～300 mN、比沖1 200～2 000 s。

3.3 其他類型電推進(jìn)

可變比沖磁等離子推力器(VASIMR)經(jīng)過(guò)AD ASTRA火箭公司近40年的技術(shù)發(fā)展，先后研制了VX-10、VX-50、VX-100、VX-200等推力器實(shí)驗(yàn)樣機(jī)，功率從10 kW提高到200 kW，其中最新VX-200在200 kW功率下驗(yàn)證的性能為推力5.8 N、比沖4 900 s、效率70%。目前正在研制VX-200的飛行樣機(jī)VF-200，計(jì)劃2014年在國(guó)際空間站飛行試驗(yàn)并提供航天器軌道維持。

意大利研制的AF-MPDT在120 mg/s氬氣流率下的試驗(yàn)性能為:功率170 kW、推力3.5 N、比沖3 000 s、效率28%。德國(guó)斯圖加特空間系統(tǒng)研究所持續(xù)進(jìn)行SF-MPDT和AF-MPDT技術(shù)研究:其中ZT-3推力器在350 kW下氬氣推力25 N、效率10%，DT-6在550 kW下氬氣推力27 N、效率27%。美國(guó)普林斯頓大學(xué)的AF-MPD推力器性能為:功率245 kW、比沖6 200 s、效率60%。意大利Alta公司的脈沖準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)MPD推力器性能為:功率100 kW、推力2.5 N、比沖2 500 s。

奧地利為L(zhǎng)ISA PF研制的In-FEEP電推進(jìn)完成3 650 h試驗(yàn)，累計(jì)沖量達(dá)到586 Ns。意大利為L(zhǎng)ISA PF研制的 Cs-FEEP推力器性能為:推力0.3 ～200 μN(yùn)，分辨 0.1 μN(yùn)，完成了3 228 h試驗(yàn)，累計(jì)沖量950 Ns。

英國(guó)為Cubesat衛(wèi)星研制的特富綸PPT測(cè)試結(jié)果為:1.7 J下脈沖量34 μN(yùn)s、比沖600 s。俄羅斯研制的PPT能量范圍20～150 J、效率15% ～40%，其中為航天器軌道控制研制大推力APPT-95達(dá)到:沖量45 kNs、效率25%。斯圖加特大學(xué)為月球BW1使命研制聚四氟乙烯SIMP-LEX推力器的能量40～70 J。日本為PROITERES衛(wèi)星研制電熱型PPT飛行樣機(jī)驗(yàn)證的總沖量能達(dá)到5.0 Ns，高功率PPT研制方面取得進(jìn)展:驗(yàn)證了連續(xù)468 000次工作、沖量266 Ns、比沖490 s、能量75 J。

4 新技術(shù)發(fā)展

美國(guó)Michigan大學(xué)和空軍研究實(shí)驗(yàn)室研制了功率10 kW的同軸雙通道霍爾推力器NHT-X2，效率可達(dá)到60%。為進(jìn)一步提高功率到100 kW，正在研制三通道霍爾推力器NHT-X3［11］，功率范圍30～240 kW、比沖1 400～3 200 s。歐洲在高功率電推進(jìn)計(jì)劃(HiPER)中提出了雙級(jí)可變比沖離子推力器方案，正研制的雙級(jí)四柵極(DS4G)超高比沖離子電推進(jìn)的目標(biāo)性能為［12］:功率20 kW、比沖10 000 s、推力0.45 N。美國(guó)米西根大學(xué)和GRC開(kāi)發(fā)研制了環(huán)型離子電推進(jìn)［13］，相對(duì)傳統(tǒng)離子推力器可以提高功率水平10倍、功率密度2～3倍，已經(jīng)進(jìn)行樣機(jī)試驗(yàn)驗(yàn)證。美國(guó)驗(yàn)證無(wú)電極洛倫茨力(ELF)推力器［14］，對(duì)空氣和氙驗(yàn)證20～100 kW、比沖1 000～5 000 s穩(wěn)態(tài)工作。

俄羅斯火炬局從上世紀(jì)末開(kāi)始研制SPT和TAL混合型推力器SPT-1，2.3 kW下的最高性能接近離子推力器水平，2011年研制的PlaS-120混合型推力器的驗(yàn)證性能為［15］:功率1 350～2 650 W、推力70～100 mN、比沖1 450～1 950 s。在空軍支持下美國(guó)EDA公司開(kāi)發(fā)研制螺旋波霍爾推力器(HHT)，2011年報(bào)道的試驗(yàn)性能為在低流率和250 V放電電壓下推功比T/P達(dá)到90 mN/kW［16］。螺旋波雙層推力器為無(wú)電極射頻功率驅(qū)動(dòng)的推進(jìn)裝置，澳大利亞國(guó)立大學(xué)研制了電磁鐵和永久磁鐵螺旋波雙層推力器原理樣機(jī)［17］，2011年進(jìn)行了推力3 mN、射頻功率700 W的試驗(yàn)。針對(duì)小功率應(yīng)用提出了具有更高體積表面比的圓柱霍爾推力器(CHT)，日本研制的100 W CHT 在66 W 下的性能為［18］:推力3.5 mN、比沖1 570 s、效率18.1%，相對(duì) SPT震蕩要小。美國(guó)普林斯頓大學(xué)研制200 W的CHT-2.6和CHT-3.0，其中永久磁鐵CHT-2.6在2011年的測(cè)試性能為［19］:推力3～6.5 mN、比沖1 000～1 900 s、最大效率21%。為提高低功率霍爾推力器的效率和工作壽命，以色列提出了同軸磁隔離陽(yáng)極霍爾推力器(CAMILA-HT)概念，2011年驗(yàn)證的CAMILA-HT-55推力器性能達(dá)到［20］:功率154 ～295 W、推力9.6 ～17.8 mN、比沖1 400 ～1 870 s、效率43% ～55%。俄羅斯莫斯科無(wú)線電和自動(dòng)化研究所在SPT基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)了更高效的單級(jí)和雙級(jí)ATON推力器［21］，其中雙級(jí)SPT-MAG驗(yàn)證的功率范圍100～150 kW、放電電壓300～1 000 V。其他一些新型霍爾推力器包括:分段陽(yáng)極霍爾［22］、ECR 放電［23］、離子霍爾混合型［24］等。

四極約束推力器采用創(chuàng)新的磁場(chǎng)拓?fù)?，在原理樣機(jī)上用氪驗(yàn)證性能為［25］:功率100 W、推力2.1 mN、比沖700 s，調(diào)節(jié)磁場(chǎng)控制推力方向達(dá)到14°。MIT研制了發(fā)散環(huán)尖場(chǎng)推力器(DCFT)，2011年進(jìn)行了204 h試驗(yàn)，由此預(yù)測(cè)壽命為1 220 h［26］。英國(guó)研制了小型差分柵極離子推力器(MiDGIT)原理樣機(jī)，測(cè)試性能為［27］:950 V柵電壓下推力480 μN(yùn)，1 300 V下推力780 μN(yùn)。Michigan大學(xué)正在開(kāi)展納米粒子場(chǎng)引出推力器(NanoFET)技術(shù)研究［28］，通過(guò)帶電和加速微、納米粒子而獲得推力。英國(guó)研制的空心陰極推力器在53 W功率下的氙氣性能為推力1.6 mN、比沖85 s，正在計(jì)劃在TechDemoSat-1衛(wèi)星上進(jìn)行飛行試驗(yàn)［29］。法國(guó)在研制PEGASES推力器，產(chǎn)生和加速正負(fù)離子，能夠降低等離子體與航天器相互作用［30］。

日本Tokai大學(xué)研制微小等離子態(tài)噴嘴陣推力器，2011年報(bào)道3×3陣性能［31］:功率6.5 W、推力0.77 mN、比沖62 s。普林斯頓大學(xué)正在研究敲擊靜電波(BEW)直接加速離子推力器技術(shù)研究［32］。其他新類型還包括:氣體動(dòng)力鏡推力器［33］、真空弧推力器［34］、電動(dòng)拖船［35］、吸氣電磁推進(jìn)［36］、螺旋波源無(wú)電極MPD［37］、雙極 PPT［38］、無(wú)電極等離子體［39］、脈沖感應(yīng)推力器(PIT)［40］等。

2010年法國(guó)和德國(guó)進(jìn)行了PPS-1350和RIT-10推力器的大氣推進(jìn)劑試驗(yàn)，包括氧氣、氮?dú)?、混合氣體等［41］。美國(guó)ERC公司在SPT-100產(chǎn)品上進(jìn)行的氪推進(jìn)劑試驗(yàn)結(jié)果表明［42］:額定工作點(diǎn)的比沖低于氙，效率降低8%。Michigan技術(shù)大學(xué)在BPT-2000推力器上進(jìn)行了鎂和鋅輕金屬推進(jìn)劑性能試驗(yàn)［43］。Busek表征了碘推進(jìn)劑霍爾推力器性能，在9 kW范圍的性能超過(guò)氙推進(jìn)劑。JPL和俄羅斯在甚高比沖陽(yáng)極層雙級(jí)VHITAL-160推力器上驗(yàn)證了鉍推進(jìn)劑性能［44］，在25～36 kW功率范圍比沖達(dá)到6 000～8 000 s。巴西研制的PION-5離子推力器的氬氣性能為:推力20 mN、比沖5 851 s、推力功率比20 μN(yùn)/W。

另外在無(wú)推進(jìn)劑電推進(jìn)方面，分別提出了電太陽(yáng)風(fēng)帆推進(jìn)［45］、磁等離子體推進(jìn)［46］、微波推進(jìn)［47］等概念，其中電太陽(yáng)風(fēng)帆推進(jìn)研究結(jié)果表明:在100 kg質(zhì)量和700 W功率下，在1 AU距離上可產(chǎn)生1 N連續(xù)推力。

5 總結(jié)和評(píng)述

5.1 電推進(jìn)應(yīng)用

(1)目前已經(jīng)應(yīng)用的電推進(jìn)類型包括肼電熱、肼電弧、氙離子、氙霍爾、PPT等，列入應(yīng)用計(jì)劃的還包括場(chǎng)發(fā)射、膠體等，其中直流放電型離子和SPT霍爾是目前應(yīng)用最多的主流產(chǎn)品，已經(jīng)出現(xiàn)肼電熱推力器被淘汰，肼電弧推力器被更高性能的離子推力器和霍爾推力器逐漸取代的發(fā)展趨勢(shì)。

(2)已經(jīng)應(yīng)用電推進(jìn)的國(guó)家包括美國(guó)、俄羅斯、歐洲、日本、印度等，中國(guó)、韓國(guó)、以色列等國(guó)家正在制定或?qū)嵤╇娡七M(jìn)應(yīng)用計(jì)劃。

(3)電推進(jìn)的主用應(yīng)用包括GEO位置保持、深空探測(cè)主推進(jìn)、無(wú)拖曳控制、姿態(tài)控制、軌道轉(zhuǎn)移等方面，其中GEO軌道位置保持為主導(dǎo)性應(yīng)用，深空探測(cè)主推進(jìn)為快速擴(kuò)展性應(yīng)用。

(4)應(yīng)用電推進(jìn)的航天器數(shù)量在快速增長(zhǎng)，當(dāng)前在軌運(yùn)行的應(yīng)用電推進(jìn)的航天器大約100個(gè)，離子電推進(jìn)累計(jì)工作時(shí)間接近200 000 h，霍爾電推進(jìn)累計(jì)工作時(shí)間接近100 000 h。

5.2 新產(chǎn)品研制

(1)型譜化電推進(jìn)產(chǎn)品正在形成。一些主要的型譜產(chǎn)品包括美國(guó)L3公司的XIPS離子系列、Busek公司的BHT霍爾系列、AMPAC-ISP公司的T霍爾系列、日本的μ微波系列、英國(guó)T離子系列、德國(guó)RIT射頻系列、俄羅斯的SPT霍爾系列、中國(guó)的LIPS離子系列和LHT霍爾系列等;

(2)為滿足軌道轉(zhuǎn)移和深空探測(cè)等未來(lái)應(yīng)用需求，電推進(jìn)產(chǎn)品正在向高功率方向發(fā)展。除傳統(tǒng)的數(shù)百千瓦高功率MPD電推進(jìn)外，美國(guó)HiPEP離子推力器功率為34 kW、德國(guó)RIT－45射頻推力器預(yù)期功率35 kW、GRC NASA-457霍爾推力器功率73 kW、美國(guó)火箭公司的VASIMR類型電推進(jìn)VX-200功率達(dá)到200 kW。

(3)在微小功率電推進(jìn)方面，除了FEEP、PPT等傳統(tǒng)推力器外，基于最成熟離子和霍爾類型技術(shù)的小功率產(chǎn)品研制取得重要進(jìn)展，如德國(guó)RIT-2.5、Busek公司BFRIT-1、日本μ-1等的功率只有數(shù)十瓦，完全有可能取代FEEP實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。

(4)離子和霍爾推力器長(zhǎng)壽命驗(yàn)證取得新突破。XIPS-13和NSTAR-30壽命驗(yàn)證達(dá)到30 000 h，NEXT推力器的壽命驗(yàn)證已經(jīng)超過(guò)48 000 h(還在繼續(xù))，PPS-1350G推力器的壽命驗(yàn)證達(dá)到10 000 h，BPT－4000的壽命驗(yàn)證預(yù)計(jì)超過(guò)20 000 h，LEEP-150完成了3 000 h試驗(yàn)。

5.3 新技術(shù)發(fā)展

(1)電推進(jìn)新技術(shù)不斷擴(kuò)展，包括離子和霍爾變異類型及混合類型、非傳統(tǒng)類電推進(jìn)新類型、不同推進(jìn)劑類型等。

(2)磁屏效應(yīng)為霍爾推力器的長(zhǎng)壽命問(wèn)題解決帶來(lái)希望。在BPT-4000推力器10 400 h壽命試驗(yàn)中，發(fā)現(xiàn)推力器陶瓷腔在5 600～10 400 h之間幾乎為零腐蝕。為了從根源上搞清楚，JPL支持下發(fā)展了Hall2De程序模擬推力器工作過(guò)程，并由此發(fā)現(xiàn)了導(dǎo)致腐蝕降低的磁屏效應(yīng)［48］。

(3)環(huán)型離子推力器和DS4G多級(jí)離子推力器成為離子推力器實(shí)現(xiàn)高功率的主要技術(shù)途徑，多通道霍爾推力器成為霍爾推力器實(shí)現(xiàn)高功率的主要技術(shù)途徑。

(4)非傳統(tǒng)類型VASIMR正在成為未來(lái)大功率電推進(jìn)的主要候選者。它具有比沖調(diào)節(jié)、無(wú)電極設(shè)計(jì)、多種推進(jìn)劑選擇、中性等離子輸出、相對(duì)高效率、輻射屏蔽等優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)具有系統(tǒng)復(fù)雜尺寸大和磁場(chǎng)強(qiáng)電磁干擾大的明顯缺點(diǎn)［49］。

［1］Choueiri E Y.A Critical History of Electric Propulsion:The First 50 Years(1906–1956)［J］.Journal of propulsion and power，2004，20(2):193-203.

［2］Kim V，Kozubsky K N ，Murashko V M.History of the Hall Thrusters Development in USSR［R］.IEPC，2007-142，2007.

［3］Gonzalez J，Saccoccia G.ESA Electric Propulsion Activities［R］.IEPC2011-329，2011.

［4］Kuninaka H，Komurasaki K.Overview of JAXA’s Activities on Electric Propulsion［R］.IEPC2011-332，2011.

［5］張?zhí)炱?國(guó)外離子和霍爾電推進(jìn)技術(shù)最新進(jìn)展［J］.真空與低溫，2006，12(4):187-193.

［6］Brophy J R.Feasibility of Capturing and Returning Small Near-Earth Asteroids［R］.IEPC2011-277，2011.

［7］Loeb H W.An Interstellar-Heliopause mission using a combination of solar/radioisotope electric propulsion［R］.IEPC2011-052，2011.

［8］Smith B K.Advancement fo a 30 kW Solar electric propulsion System Capability for NASA Human and Robitic Exploration Mission［R］.IAC2012-C4.4.2，2012.

［9］Corey R L.Performance and Evolution of Stationary Plasma Thruster Electric Propulsion for Large Communications Satellites［R］.AIAA 2010-8688，2010.

［10］Obukhov V A.Application of stationary plasma thrusters for spacecraft insertion into the geostationary orbit［R］.IAC-12-C4.4.3，2012.

［11］Florenz R ，Liu T M.Electric Propulsion of a Different Class:The Challenges of Testing for MegaWatt Missions［R］.AIAA 2012-3942.

［12］Casaregola C.The European HiPER Programme:High Power Electric Propulsion Technology for Space Exploration［R］.IEPC2011-209，2011.

［13］Patterson M J.Annular-Geometry Ion Engine:Concept，Development Status，and Preliminary Performance［R］.AIAA 2012-3798，2012.

［14］Slough J ，Kirtley D.Pulsed Plasmoid Propulsion:The ELF Thruster［R］.IEPC2009-265，2009.

［15］Potapenko M Y.Characteristic Relationship between Dimensions and Parameters of a Hybrid Plasma Thruster［R］.IEPC2011-042，2011.

［16］Peterson P Y ，Massey D R.Performance and Plume Characterization of a Helicon Hall Thruster［R］.IEPC2011-269，2011.

［17］Pottinger S J.Helicon Double Layer Thruster Performance Enhancement via Manipulation of Magnetic Topology［R］.IEPC2011-097，2011.

［18］Ikeda T.Research and Development of Very Low Power Cylindrical Hall Thrusters for Nano-Satellites［R］.IEPC2011-039，2011.

［19］Spektor R.Characterization of a Cylindrical Hall Thruster with Permanent Magnets［R］.IEPC2011-264，2011.

［20］Kapulkin A.CAMILA Hall Thruster:New Results［R］.IEPC2011-046，2011.

［21］Semenkin A V.Overview of electric propulsion activity in Russia［R］.IEPC2007-275，2007.

［22］Kieckhafer A W.Performance Characterization and Ion Energy Analysis of a 2-kW Hall Thruster with Segmented Anodes［R］.AIAA2006-4997，2006.

［23］Kuwano H.Development and Thrust Performance of a Microwave Discharge Hall Thruster［R］.IEPC2007-085，2007.

［24］Peterson P Y.The development and characterization of a two-stage hybrid hall/ion thruster［D］.USA:The University of Michigan，2004.

［25］Knoll A.The Quad Confinement Thruster-Preliminary Performance Characterization and Thrust Vector Control［R］.IEPC2011-099，2011.

［26］Gildea S R.Erosion Measurements in a Diverging Cusped-Field Thruster［R］.IEPC2011-149，2011.

［27］Collingwood C M.The MiDGIT Thruster:Development of a Multi-Mode Thruster［R］.IEPC2009-171，2009.

［28］Liu T M.Mapping the Feasible Design Space of the Nanoparticle Field Extraction Thruster［R］.IEPC2009-004，2009.

［29］Lamprou D.Hollow Cathode Thruster Design and Development for Small Satellites［R］.IEPC2011-151，2011.

［30］Aanesland A.Electric propulsion using ion-ion plasmas［J］.J.Phys.Conf.Ser.2009，162(1):78-87.

［31］Kobayashi N.Development of a Micro-Multi-Plasmajet-Array Thruster［R］.IEPC2011-295，2011.

［32］Jorns B，Choueiri E Y.Thruster concept for transverse acceleration by the beating electrostatic waves ponderomotive force［R］.IEPC-2011-214，2011.

［33］Tang R.Design of an ECR Gasdynamic Mirror Thruster［R］.IEPC2009-210，2009.

［34］Zhuang T S.Development of Micro-Vacuum Arc Thruster with Extended Lifetime［R］.IEPC2009-192，2009.

［35］Bell I C.The potential of miniature electrodynamic tethers to enhance capabilities of femtosatellite［R］.IEPC2011-054，2011.

［36］Kirtley D.pulsed lsasmoid propulsion:air-breathing electromagnetic propulsion［R］.IEPC2011-015，2011.

［37］Lachlan B.Helicon Magnetoplasmadynamic(HMPD)Thruster Concept［R］.IEPC2005-186，2005.

［38］Marques R I.The Two-Stage Pulsed Plasma Thruster［R］.IEPC2009-250，2009.

［39］Shinohan S.Research and development of electrodeless plasma thruster using high-densiti helicon souces［R］.IEPC2011-056，2011.

［40］Frisbee R H.The Nuclear-Electric Pulsed Inductive Thruster(NuPIT):Mission Analysis for Prometheus［R］.AIAA 2005-3892，2005.

［41］Cifali G.Experimental characterization of HET and RIT with atmospheric propellants［R］.IEPC2011-224，2011.

［42］Nakles M R.A Performance Comparison of Xenon and Krypton Propellant on an SPT-100 Hall Thruster［R］.IEPC2011-003，2011.

［43］Hopkins M A，King L B.Performance Characteristics of a Magnesium Hall-effect Thruster［R］.IEPC-2011-147，2011.

［44］Zakharenkov L，Semenkin A.Development and Study of the Very High Specific Impulse Bismuth TAL［R］.IEPC2007-128 ，2007.

［45］Janhunen P.Electric Solar Wind Sail Propulsion System Development［R］.IEPC2011-058，2011.

［46］Funaki I.Research Status of Magnetoplasma Sail［R］.IEPC2009-003，2009.

［47］Roger S C.A Theory of Microwave Propulsion for Spacecraft［R］.2006.

［48］Mikellides I G.Magnetic Shielding of the Acceleration Channel Walls in a Long-Life Hall Thruster［R］.AIAA 2010-6942，2010.

［49］Andres M C P ，Nikolai T.The VASIMR engine:benefits，drawbacks，and technological challenges［R］.IEPC2011-251，2011.