基于核電的大功率霍爾電推進系統(tǒng)設計及分析

劉 佳，康小錄，張 巖，杭觀榮

(1.上?？臻g推進研究所，上海 201112；2.上?？臻g發(fā)動機工程技術研究中心，上海 201112)

在現(xiàn)階段的空間推進領域化學推進占據(jù)絕對主導的地位，可完成目前幾乎所用的空間任務。隨著空間推進技術的發(fā)展，電推進逐步應用到低高軌衛(wèi)星、深空探測等多個領域，已成為空間推進重要組成部分。電推進的優(yōu)勢是比沖高，可達數(shù)千上萬秒，是化學推進的數(shù)倍甚至十幾倍，主要用于執(zhí)行在軌位保、軌道轉(zhuǎn)移等任務，可極大減少推進劑的消耗量，提高飛行器的有效載荷比，有效彌補化學推進有效載荷空間運輸能力不足的問題。

目前電推進的能量主要來源于太陽能，隨著電推進技術的發(fā)展，太陽能電推進的不足逐漸顯現(xiàn)，主要體現(xiàn)在：有限的電功率、有限的探測距離、相對較小的推力等。太陽能的能量密度較低，導致電池陣面積過大，產(chǎn)生1 MW電功率的電池陣面積近似半個足球場大小，太陽能的最大電功率被限制在100 kW左右；太陽能電功率與太陽距離的平方呈反比，太陽能電推進探測范圍被限制在0.4～5 AU，只能用于執(zhí)行木星以內(nèi)航天器的相關空間任務；電推進的推力由電功率決定，太陽能電推進的最大推力不超過10 N。綜上，太陽能電推進并不適用于大規(guī)模、遠距離的空間任務。

空間核電源是目前人類可利用的能量密度最高的空間推進能源，可有效解決太陽能電功率不足的問題?？臻g核反應堆功率最大可到數(shù)百甚至上千MW，電功率也可到MW量級，適用于未來大規(guī)模、遠距離、大速度增量的空間任務，如載人火星探測、地-月間大型貨物運輸、深遠空間探測等任務。

空間核電源主要包括放射性同位素電池(RTG)、空間核裂變堆等，前者功率較低，通常不超過kW；后者功率可到MW以上，本文研究的核電推進是建立在空間核裂變堆基礎上的。相比化學推進，核電推進的優(yōu)勢在于比沖高(1 000～10 000 s)；相比太陽能電推進，核電推進的最大推力可增加1個數(shù)量級以上[1-2]。

核電系統(tǒng)主要由核反應堆、熱電轉(zhuǎn)換系統(tǒng)、電源管理系統(tǒng)以及大功率電推進系統(tǒng)等組成[1，3]。核反應堆(主要由堆芯、控制系統(tǒng)及屏蔽系統(tǒng)等組成)利用核(裂變)反應釋放大量的能量，最常用的核燃料為239Pu和235U。熱電轉(zhuǎn)換系統(tǒng)是將核反應堆產(chǎn)生的熱能轉(zhuǎn)換成電能，轉(zhuǎn)換方式主要有熱離子等靜態(tài)方式、布雷頓循環(huán)和斯特林循環(huán)等動態(tài)方式等。電源管理系統(tǒng)主要對電能進行分配管理，將電能合理分配給電推進系統(tǒng)和其他有效載荷。大功率電推進系統(tǒng)是最終推力的產(chǎn)生系統(tǒng)，利用電能將工質(zhì)電離、加速噴出，產(chǎn)生推力。

本文以大型火星探測任務為背景，開展基于核電的大功率電推進技術分析，簡單介紹不同類型大功率電推進的技術特點，并針對1 MW電推進系統(tǒng)進行技術選型；基于選型結(jié)果，開展1 MW霍爾電推進系統(tǒng)的方案設計，并開展大型火星探測任務軌道轉(zhuǎn)移階段的任務分析。

1 大功率電推進技術選型

電推進技術種類較多，主要分為電熱式、靜電式和電磁式3大類，電熱式又分為電阻加熱式、電弧加熱式等推進，靜電式又分為霍爾推進和離子推進等，電磁式又分為磁等離子體動力推進(MPDT)、可變比沖磁等離子體推進(VASIMR)等。目前，霍爾推進和離子推進是技術最為成熟、空間應用最廣的兩種電推進技術，據(jù)不完全統(tǒng)計，配置霍爾推進的航天器達100多顆，進入空間的霍爾推力器數(shù)量在540臺以上，遠超其他電推力器數(shù)量。

基于空間核電的電推進技術最大的特點是功率高，就目前技術水平看，適合空間核電的大功率電推進技術主要有霍爾推進、離子推進、MPDT和VASIMR等。表1總結(jié)概括了4種大功率電推進技術的技術特點?；魻柾七M結(jié)構(gòu)較簡單，可靠性高，空間應用成功率為100%；推力功率比大，在相同的功率下可達到較大的推力；技術成熟度高，最大功率可達200 kW。離子推進結(jié)構(gòu)較復雜，推力較小，但比沖高，技術成熟度高，最大功率在50 kW以內(nèi)。MPDT和VASIMR相比霍爾和離子推進最大優(yōu)勢在于最大功率可到MW量級，但這兩種推進技術的成熟度較低，尚未實現(xiàn)空間應用，技術難度大，技術風險較高。

表1 大功率電推進的技術特點Table 1 Technical characteristics of high-power electric propulsion

配套空間核電的MW級電推進系統(tǒng)可采用的方案主要有兩種：方案1，由多臺電推力器組成推力器簇系統(tǒng)；方案2，由單臺MW級電推力器組成電推進系統(tǒng)。表2列出了目前國際上典型電推力器的性能。可看出，霍爾推進的推力功率比最大，效率低于離子推進，但高于MPDT和VASIMR；離子推進的比沖和效率最高，但最大功率偏低，1 MW電推進系統(tǒng)需配置29臺離子推力器，導致系統(tǒng)構(gòu)成繁瑣；MPDT和VASIMR單臺推力器功率可達MW量級，但目前研究仍以百kW功率為主。綜合上述分析，考慮功率限制、系統(tǒng)復雜程度、技術成熟度等諸多因素，確定由5臺200 kW霍爾推力器組成的1 MW電推進系統(tǒng)的設計方案。

表2 國際上典型電推力器性能分析Table 2 Performance of internationally representative electric thruster

2 大功率電推進技術現(xiàn)狀

國外開展大功率電推進技術研究的國家和地區(qū)主要有美國、俄羅斯和歐洲等，美國在其“空間推進路線圖”中明確提出發(fā)展50 kW、100 kW霍爾推進，用于完成低地球軌道(LEO)、火星軌道等大型貨物運輸任務。為此，美國提出諸如普羅米修斯等多個大型項目支持大功率電推進技術的研究，到目前已研制NASA-300M、NASA-400M以及NASA-457M等多款幾十kW量級推力器[4]。在此基礎上，NASA完成了NASA-1000M的150 kW單通道霍爾推力器設計，推力器直徑可達1 m，但尚未開展樣機研制[5]。此外，NASA還研制了100 kW級的嵌套式霍爾推力器，最大功率240 kW，2017年完成了102 kW下的點火試驗，最大推力5.4 N，最高比沖2 650 s，效率67%[6]。俄羅斯(蘇聯(lián))也非常重視大功率霍爾電推進技術研究，TsNIIMASH研制了D-160、D-200以及VHITAL-160等多款樣機[2，7]，其中，D-160最大功率140 kW，比沖最高8 000 s；VHITAL-160推力器在36 kW下，比沖可到7 667 s，推力618 mN，效率63%。

在大功率離子推進方面，俄羅斯Keldysh研制了IT-500離子推力器，功率35 kW，最高比沖7 000 s，最大推力750 mN，效率75%以上，已完成300 h磨損試驗[8]；美國JPL研制的NEXIS離子推力器，初測性能為功率13～28 kW，比沖6 000～8 500 s，推力0.4～0.53 N，效率75%～83%[9]。此外，美國GRC研制的HIPEP離子推力器，采用矩形放電室設計，最大功率可到40 kW。

在MPDT方面，美國和俄羅斯(蘇聯(lián))從20世紀50年代就開展研究，功率涵蓋2 kW～4 MW，美國NASA研制了MW級MPDT，最大功率4 MW，推力50 N，比沖6 500 s，效率35%[10]；俄羅斯MAI研制的200 kW推力器，功率185 kW，比沖4 240 s，效率50%[10]。近年來，德國、日本、意大利等仍在持續(xù)開展MPDT研究，德國斯圖加特大學研制的ZT-3推力器在350 kW功率下推力為25 N，效率為10%；意大利Alta公司研制的100 kW的MPDT，推力為2.5 N，比沖為2 500 s[11]。

在VASIMR方面，美國Ad Astra公司從20世紀80年代開始VASIMR研究，經(jīng)歷了VX-10、VX-50、VX-100等多個研究階段，最終定位于200 kW功率等級的推力器研制，經(jīng)過多輪優(yōu)化設計研制了VX-200SS推進系統(tǒng)，功率200 kW，最大推力5.7 N，最高比沖4 880 s，效率72%，設計壽命在10 000 h以上。2017年取得50 kW下穩(wěn)定工作1 min、100 kW下工作10 s的成果[12-13]。

國內(nèi)開展大功率電推進技術研究的單位主要有上海空間推進研究所、北京工程控制研究所、西安航天動力研究所等。上?？臻g推進研究所在大功率霍爾推進研究方面走在國內(nèi)前列，北京工程控制研究所完成了100 kW MPDT試驗樣機研制，西安航天動力研究所研制的VASIMR實現(xiàn)了30 kW的點火。國內(nèi)大功率電推進技術研究起步較晚，在功率等級、技術成熟度等方面與國外存在較大差距。

3 1 MW霍爾電推進系統(tǒng)方案

3.1 空間核反應堆與電推進系統(tǒng)接口設計

圖1為空間核電推進系統(tǒng)組成示意圖?？煽闯?，空間核電推進系統(tǒng)首先將核反應產(chǎn)生的熱能轉(zhuǎn)化為電能，再將部分電能提供給電推進系統(tǒng)；母線提供的功率、電壓的大小和品質(zhì)直接決定電推進系統(tǒng)可達到的性能水平及工作穩(wěn)定性。

針對未來大型火星探測等空間任務的動力需求，電推進系統(tǒng)必須具備大推力、高比沖等特點，這就要求空間核反應堆具備大功率、高電壓的輸出能力；考慮到電推進系統(tǒng)工作穩(wěn)定性及可靠性要求，核反應堆輸出電壓波動不能過大，具體如下：1) 空間核反應堆的熱功率≥3.5 MW，電功率≥1.0 MW；2) 輸出電壓在4 000～7 000 V范圍內(nèi)，且波動不超過3%；3) 具備抗啟動浪涌的能力(啟動電流約為工作電流的2～10倍)。

圖1 空間核電系統(tǒng)組成示意圖Fig.1 Diagram of space nuclear power system

3.2 方案設計

以未來大型火星探測任務為應用背景，航天器配置空間核電推進系統(tǒng)，電推進系統(tǒng)功率為1 MW，開展大功率電推進系統(tǒng)方案設計。1 MW核電推進系統(tǒng)采用5臺霍爾推力器組成的推力器簇方案，單臺霍爾推力器功率為200 kW。

單臺霍爾推力器基本性能：功率200 kW，推力5～10 N，比沖3 000～5 000 s，效率≥70%；電推進系統(tǒng)總功率為1 MW，系統(tǒng)推力可達25～50 N。

圖2 霍爾電推進系統(tǒng)構(gòu)成示意圖Fig.2 Diagram of Hall electric propulsion system

圖2示出了霍爾電推進系統(tǒng)構(gòu)成示意圖?；魻栯娡七M系統(tǒng)主要包括3大單元(電源處理單元、推進劑貯供單元、大功率霍爾推力器單元)和6大模塊(霍爾推力器、功率處理單元模塊、濾波模塊、氣瓶、壓力調(diào)節(jié)模塊、流量調(diào)節(jié)模塊)。電源處理單元為電推力器提供電能，由功率處理單元模塊和濾波模塊構(gòu)成；推進劑貯供單元為電推力器提供工質(zhì)，由氣瓶、壓力調(diào)節(jié)模塊、流量調(diào)節(jié)模塊構(gòu)成；大功率霍爾推力器單元由霍爾推力器模塊構(gòu)成，是推力的直接產(chǎn)生機構(gòu)。

整個電推進系統(tǒng)由5臺200 kW霍爾推力器(配置5臺濾波模塊)、2套500 kW功率處理單元、1套壓力調(diào)節(jié)模塊、1套流量調(diào)節(jié)模塊以及氣瓶構(gòu)成。

圖3示出了霍爾電推進系統(tǒng)氣路方案設計。氣瓶大小由推進劑的攜帶量決定，推進劑攜帶量則由具體任務決定；氣瓶的個數(shù)需考慮航天器的布局等因素。壓力調(diào)節(jié)模塊采用高壓比例閥方案，結(jié)構(gòu)簡單，雙冗余備份設計，可提高系統(tǒng)可靠性。流量調(diào)節(jié)模塊主要由限流器構(gòu)成，共10路，每臺電推力器2路，分別為陰極和陽極供氣。

圖3 霍爾電推進系統(tǒng)氣路方案設計Fig.3 Design scheme of gas circuit in Hall electric propulsion system

3.3 電推進系統(tǒng)的質(zhì)量預估

依據(jù)系統(tǒng)設計方案，預估電推進系統(tǒng)質(zhì)量?；魻栯娡七M系統(tǒng)主要由6大模塊組成，隨著功率的增大，電推力器、功率處理單元、氣瓶(以推進劑消耗增加為基礎)等的質(zhì)量會明顯增加；其余模塊的質(zhì)量變化不大，甚至會隨著技術發(fā)展而減輕。

霍爾推力器的質(zhì)量mT滿足如下標度關系[14]：

mT=1.869 2P+0.712 1

式中，P為推力器功率，kW。單臺200 kW霍爾推力器質(zhì)量理論值為375 kg，5臺推力器的總質(zhì)量為1 875 kg。

圖4為現(xiàn)有霍爾推力器的實測質(zhì)量與理論預估質(zhì)量隨推力器功率的變化?？煽闯觯谥行」β氏聦崪y質(zhì)量與預估質(zhì)量基本相同，但在大功率(≥10 kW)下理論預估質(zhì)量大于實測質(zhì)量，且隨著功率的增大，差異更為明顯。此外，根據(jù)大功率霍爾推進技術發(fā)展態(tài)勢，100 kW以上霍爾推力器采用多通道嵌套式設計，相比單通道結(jié)構(gòu)設計，質(zhì)量比會顯著增加。美國研制的X3霍爾推力器質(zhì)量只有230 kg[6]。因此，預估的200 kW霍爾推力器的實際質(zhì)量應小于375 kg。

圖4 電推力器質(zhì)量隨推力器功率的變化Fig.4 Mass of electric thruster versus thruster power

霍爾電推進系統(tǒng)功率處理單元(PPU)的質(zhì)量mPPU滿足下式[14]：

mPPU=1.741 9P+4.654

由上式可獲得500 kW PPU的質(zhì)量為876 kg，2臺PPU的總質(zhì)量為1 752 kg。隨著電推進系統(tǒng)功率的增大，功率處理單元模塊所占的比重和研制成本顯著提高。為降低成本、減輕質(zhì)量，國內(nèi)外研究人員一直在開展通過母線電源直接供電技術研究。采用母線直接供電方案的功率處理單元的質(zhì)量滿足下式[14]：

500 kW直接供電PPU的質(zhì)量為177 kg，2臺PPU的總質(zhì)量為354 kg，較常規(guī)方案的PPU節(jié)省1 398 kg。

表3為霍爾電推進系統(tǒng)配置及預估質(zhì)量，系統(tǒng)總干重為2 679 kg。其中，PPU采用母線直接供電設計方案；氣瓶質(zhì)量由推進劑質(zhì)量決定，推進劑質(zhì)量根據(jù)具體任務計算獲得；氣瓶數(shù)量須考慮探測器布局、制造工藝等諸多因素，本文按照1個氣瓶進行質(zhì)量預估。

表3 霍爾電推進系統(tǒng)配置及質(zhì)量預估Table 3 Configuration and estimated mass of Hall electric propulsion system

3.4 任務分析

以大型火星探測任務為背景，開展簡單的任務分析。1 MW霍爾電推進系統(tǒng)主要用于完成LEO-火星軌道間的軌道轉(zhuǎn)移任務，速度增量取4.3 km/s。

假設探測器干重30 t(霍爾推進系統(tǒng)干重≤3 t)，霍爾推進系統(tǒng)的比沖3 000～5 000 s，推力25～50 N，軌道轉(zhuǎn)移階段共消耗推進劑2.8～4.7 t。相比之下，化學推進(按310～460 s比沖計算)消耗推進劑48～94 t。圖5為推進劑消耗量隨比沖的變化情況。可看出，隨著比沖的增加，航天器的推進劑消耗量逐漸減小，比沖超過3 000 s后，推進劑消耗量減小的幅度變慢；通過比較可知，霍爾核電推進消耗的推進劑只有化學推進的3%～10%，考慮電推進系統(tǒng)干重，核電推進有效載荷空間運輸能力至少提升85%。

大功率霍爾電推進具有多模式工作的特點，可根據(jù)任務需求調(diào)整推力、比沖等基本性能，達到最佳任務效果。對于電推力器，比沖高，推進劑消耗量小；推力大，工作時間就短；當推力器功率和效率確定后，推力器的推力與比沖呈反比關系。因此，針對特定任務需求，首先應確定合適的工作模式，此外還要考慮任務周期、發(fā)射成本、系統(tǒng)安全可靠性等綜合因素。

圖5 推進劑消耗量隨比沖的變化Fig.5 Propellant consumption versus specific impulse

霍爾推進在3種模式下的推進劑消耗量和累計工作時間列于表4。可看出，模式1(大推力模式)工況下推力最大，累計工作時間最短，只需165 d，但由于比沖最小，推進劑消耗量最大；模式2(額定模式)工況下綜合性能最優(yōu)，推進劑消耗3.89 t，累計工作時間203 d；模式3(高比沖模式)工況下比沖最高，推進劑消耗量最少，但推力最小，累計工作時間最長。在探測器系統(tǒng)干重確定的條件下，推進劑消耗量(攜帶量)越多，發(fā)射質(zhì)量越大，發(fā)射成本越高；推力器工作時間越長，其可靠性要求就越高?？煽闯觯Ｊ?在推進劑消耗量和累計工作時間方面具有綜合優(yōu)勢，是LEO-火星軌道轉(zhuǎn)移任務的最佳工作模式。

表4 霍爾推進不同模式下推進劑消耗量和累計工作時間Table 4 Propellant consumption and single operating time in multiple schemas of Hall thruster

4 結(jié)論

核電推進技術是未來空間推進技術發(fā)展的重要方向，由多臺霍爾推力器組成推力器簇方案是核電推進的首選方案，尤其在百kW功率量級，大功率霍爾電推進具有結(jié)構(gòu)簡單、推力功率比高、成熟度高等綜合技術優(yōu)勢。以大型火星探測任務為背景，探測器干重30 t，開展了基于核電推進的1 MW大功率霍爾電推進系統(tǒng)的方案設計，系統(tǒng)配置5臺200 kW霍爾推力器，推進系統(tǒng)干重2.7 t，完成了LEO到火星軌道轉(zhuǎn)移，確定了最佳工作模式，消耗推進劑3.89 t，累計工作時間203 d，推進劑消耗量遠低于化學推進，空間有效載荷運輸能力顯著提升。