蘭州空間技術(shù)物理研究所吸氣式電推進(jìn)技術(shù)進(jìn)展

吳先明，耿 海，賈連軍，蒲彥旭，賀亞強(qiáng)，王尚民，李艷武

（1.蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州 730000；2.重慶三峽學(xué)院，重慶 404100）

0 引言

對(duì)于高分對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星，軌道越低，獲得的對(duì)地觀測(cè)分辨率越高。衛(wèi)星在超低軌道（160～250 km）上運(yùn)行，為超高速無(wú)線通信開(kāi)辟了廣闊的應(yīng)用市場(chǎng)。但是，衛(wèi)星軌道越低，大氣阻尼產(chǎn)生的阻尼力越大，必須用衛(wèi)星動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行阻尼補(bǔ)償。吸氣式電推進(jìn)以環(huán)境氣體為工質(zhì)，作為超低軌道衛(wèi)星軌道維持的動(dòng)力，使衛(wèi)星較少或無(wú)須攜帶工質(zhì)即可在超低軌道上停留及機(jī)動(dòng)，可解決現(xiàn)有技術(shù)不能使航天器長(zhǎng)期停留、機(jī)動(dòng)于超低軌的難題，是一項(xiàng)極具發(fā)展前景的航天動(dòng)力前沿技術(shù)。

自1956年美國(guó)Demetriades[1]首先提出吸氣式電推進(jìn)技術(shù)的概念以來(lái)，各國(guó)都開(kāi)展了相關(guān)技術(shù)研究。2003年日本空間宇宙科學(xué)研究所Nishiyama[2]設(shè)計(jì)了一種由直管拼接成的氣動(dòng)結(jié)構(gòu)，2013年該研究所Tagawa等[3]對(duì)這種結(jié)構(gòu)進(jìn)行了原理性地面試驗(yàn)驗(yàn)證。2005年日本東京大學(xué)提出了一種利用管狀沖壓原理進(jìn)行氣體收集增壓的氣動(dòng)結(jié)構(gòu)，增壓能力可達(dá)500倍。2007年ESA的Dicara等[4]提出了一種類似管狀的多通道氣動(dòng)結(jié)構(gòu)用于氣體收集與增壓。2012年美國(guó)布賽克公司Hohman[5]采用直接模擬Monte Carlo方法分析了直管收集空間氣體的效率。2011年ESA的Cifali等[6-7]采用PPS1350-TSD霍爾推力器和RIT-10離子推力器研究了用N2和O2作電推力器工質(zhì)的點(diǎn)火性能。2013年英國(guó)南安普敦大學(xué)Feili等[8]采用射頻離子推力器研究了用N2和O2作電推力器工質(zhì)的點(diǎn)火性能，試驗(yàn)結(jié)果與Cifali等的試驗(yàn)結(jié)果類似。國(guó)外最具代表性的研究機(jī)構(gòu)是意大利SITAEL公司，該公司[4，9]首次試驗(yàn)驗(yàn)證了其研制的吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)RAM-EP的功能。

國(guó)內(nèi)開(kāi)展吸氣式電推進(jìn)技術(shù)研究的機(jī)構(gòu)主要有蘭州空間技術(shù)物理研究所、北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所[10]、北京航空航天大學(xué)等。本文主要介紹蘭州空間技術(shù)物理研究所吸氣式電推進(jìn)技術(shù)研究發(fā)展現(xiàn)狀。包括技術(shù)研究發(fā)展概述、吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)總體技術(shù)方案研究、氣體收集增壓技術(shù)研究、電推力器技術(shù)研究、吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用分析，最后進(jìn)行總結(jié)，介紹后續(xù)即將開(kāi)展的相關(guān)研究。

1 吸氣式電推進(jìn)技術(shù)研究概述

蘭州空間技術(shù)物理研究所[11-12]在電推進(jìn)領(lǐng)域，尤其是在離子電推力器技術(shù)方面開(kāi)展了大量研究，對(duì)吸氣式電推進(jìn)技術(shù)的研究歷史接近10年。氣體收集增壓裝置[13-15]是吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)的核心部件，在研制的吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)中，氣體收集增壓裝置采用主被動(dòng)結(jié)合的氣體收集和增壓方式，即先用管道陣列多孔板將收集到的氣體增壓后，再用渦輪分子泵和渦旋泵對(duì)收集的氣體進(jìn)行增壓，這樣可以兼顧氣體收集效率和增壓比兩個(gè)參數(shù)。氣體增壓比的提高增加了氣體的密度，有利于電推力器工作。蘭州空間技術(shù)物理研究所開(kāi)展吸氣式電推進(jìn)技術(shù)研究主要分為兩個(gè)階段。早期，采用Hall型電推力器作為吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)的推力器，并進(jìn)行了N2、O2工質(zhì)點(diǎn)火試驗(yàn)。第二階段，即2017年之后，對(duì)5 cm直徑ECR電推力器進(jìn)行了研究[16-17]，利用N2、O2工質(zhì)進(jìn)行了點(diǎn)火試驗(yàn)，由于ECR電推力器具有較高的效率，同時(shí)沒(méi)有傳統(tǒng)電推力器的空心陰極，可以避免空心陰極的中毒失效，因此將其作為吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)的推力器。為了進(jìn)一步提高電推力器的推力，目前采用10 cm直徑ECR電推力器作為吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)的推力器。同時(shí)，還開(kāi)展了超高比沖電推進(jìn)技術(shù)研究[18-20]，該技術(shù)也可用在吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)電推力器上。此外，還開(kāi)展了吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用于超低地球軌道平臺(tái)的可行性研究[21]。

2 吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)總體技術(shù)方案研究

吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)由氣體收集增壓裝置和電推力器兩部分組成，如圖1所示。氣體收集增壓裝置由多孔板、渦輪分子泵、渦旋泵、氣體存貯室和氣體穩(wěn)壓室等組成。多孔板為蜂窩狀管道陣列，當(dāng)超低軌飛行的航天器以7.8 km/s速度飛行時(shí)，多孔板可收集相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度約7.8 km/s的空間氣流并使其增壓，渦輪分子泵將多孔板輸出的氣體進(jìn)一步增壓，渦旋泵將渦輪分子泵輸出的氣體引入后端的氣體存貯室中。為了消除收集和增壓后氣體的波動(dòng)，氣體存貯室后面連接氣體穩(wěn)壓室，以保證電推力器穩(wěn)定工作。電推力器將收集、增壓、穩(wěn)定后的環(huán)境氣體工質(zhì)電離、加速引出、形成推力，抵消環(huán)境氣體對(duì)超低軌運(yùn)動(dòng)的航天器產(chǎn)生的阻尼力。

圖1 吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)組成圖Fig.1 Composition of the air breathing electric propulsion system

3 氣體收集增壓技術(shù)研究

氣體收集增壓?jiǎn)卧饕占h(huán)境氣體，并將其增壓至電推力器可工作的壓力值。氣體收集增壓裝置的氣體收集和增壓組件主要為多孔板和渦輪，分別如圖2和圖3所示。多孔板的主要設(shè)計(jì)參數(shù)為管截面形狀、管長(zhǎng)和長(zhǎng)徑比等。渦輪的主要設(shè)計(jì)參數(shù)為葉片速度比、葉列組合方式、葉列傾角、渦輪上下游2個(gè)結(jié)構(gòu)參數(shù)L1和L2，如圖4所示。

圖2 多孔板結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Structure of the multi-pipe device

圖3 渦輪葉片3D模型圖Fig.3 3D model of the turbine leaf

圖4 氣體收集增壓裝置主要結(jié)構(gòu)Fig.4 Main structure of the gas collecting and compressing device

采用Monte Carlo方法，包括試驗(yàn)粒子Monte Carlo（TPMC）方法和直接模擬 Monte Carlo（DSMC）方法確定氣體收集增壓裝置的設(shè)計(jì)參數(shù)。TPMC方法主要用于分子流態(tài)問(wèn)題的求解。DSMC方法由Bird[21-23]發(fā)展而來(lái)，主要用于過(guò)渡流態(tài)問(wèn)題的求解，本文所設(shè)計(jì)的多孔板和渦輪分別處于自由分子流態(tài)和過(guò)渡流態(tài)，適合采用Monte Carlo方法進(jìn)行數(shù)值模擬。

3.1 氣體收集增壓裝置參數(shù)設(shè)計(jì)

（1）多孔板管道橫截面形狀。圖5所示為不同長(zhǎng)度的管道，橫截面面積為π的任意正多邊形管的分子流通過(guò)率，n表示正多邊形管截面邊數(shù)。從圖5可以看出，分子流的通過(guò)概率與正多邊形管截面形狀無(wú)明顯關(guān)聯(lián)，采用不同邊數(shù)的截面管，定向分子流的通過(guò)概率相差不到4.6%。因此，只要管截面不變形，氣體收集效率就不會(huì)明顯下降。

圖5 橫截面面積為π的任意正多邊形管的分子流通過(guò)率Fig.5 The molecule flow passing probability from the pipe with n-polygon section

（2）結(jié)構(gòu)參數(shù)L1和L2。氣體收集效率η與L1和L2的關(guān)系如圖6所示，從圖中可知，當(dāng)L1和L2均取0.15時(shí)，氣體收集效率η為0.438；當(dāng)L1或L2取0.5時(shí)（對(duì)應(yīng)的L2或L1仍為0.15），氣體收集效率η分別為0.444和0.442。L1和L2均取0.15時(shí)，氣體收集效率為極大值0.444的98.6%。因此，為使裝置更緊湊，L1和L2均取為0.15。

（3）多孔增壓板的管道參數(shù)Lt/R優(yōu)化。Lt和R分別是多孔板管道的長(zhǎng)度和多邊形截面半徑。如圖7所示，當(dāng)渦輪葉片速度比C=0.8時(shí)，氣體收集效率η在Lt/R=7.0時(shí)達(dá)到最大值，為0.438；當(dāng)C=2.0時(shí)，氣體收集效率η在Lt/R=4.5～5.0時(shí)達(dá)到最大值，約為0.597。若組成多孔板的管道細(xì)長(zhǎng)，即Lt/R較大，分子通過(guò)多孔板進(jìn)入上游計(jì)算區(qū)的概率較低，氣體收集效率也較低；若Lt/R較小，空間軌道上通過(guò)多孔板對(duì)上游計(jì)算區(qū)的抽速就較大，即返回空間的氣流量大，氣體收集效率也較低。因此，C恒定時(shí)，氣體收集效率在一定的Lt/R值范圍內(nèi)存在極大值，該極大值處的Lt/R隨C的增加而下降。本文Lt/R取值為5。

圖6 氣體收集效率η與L1和L2的關(guān)系Fig.6 The relationship between gas collecting efficiency and L1and L2

圖7 氣體收集效率η與多孔板管道參數(shù)Lt/R的關(guān)系Fig.7 The relationship between gas collecting efficiency η and Lt/R

（4）渦輪葉片速度比。氣體收集效率η、多孔板壓縮比K1和渦輪壓縮比K2與渦輪葉片速度比C的關(guān)系如圖8所示。從圖8（a）可以看出，當(dāng)C≤1.2時(shí)，氣體收集效率η隨C的增加迅速增大；當(dāng)C＞1.2時(shí)，η的增長(zhǎng)趨緩。這主要是因?yàn)殡S著C的增加，渦輪抽速先快速后緩慢地增加。在圖8（b）中，渦輪出口處的氣體不斷被渦旋泵抽走，因此K2隨C的增加快速地線性增大。本文中葉片速度比選為2。

圖8 氣體收集效率η、K1和K2與渦輪葉片速度比C的關(guān)系Fig.8 The relationship between η、K1、K2and C

（5）渦輪葉列優(yōu)化。圖9為氣體收集效率η與渦輪葉列級(jí)數(shù)的關(guān)系。裝置的氣體收集效率隨葉列級(jí)數(shù)的增加趨于飽和。從圖9（a）可以看出，當(dāng)C=0.8，葉列級(jí)數(shù)大于或等于7級(jí)時(shí)，η不再增加，5級(jí)葉列的η值為7級(jí)時(shí)的94.7%；從圖9（b）可以看出，當(dāng)C=2.0，葉列級(jí)數(shù)大于或等于5級(jí)時(shí)，η不再增加，3級(jí)葉列的η值為5級(jí)時(shí)的95.9%。

對(duì)比圖9（a）和（b），當(dāng)C=2.0時(shí)，3級(jí)葉列的η為0.5725，當(dāng)C=0.8時(shí)，5級(jí)葉列的η為0.4375，前者比后者高出了30.9%，但少用了二級(jí)葉列，因此，采用高的葉片速度比用少的葉列級(jí)數(shù)可以獲得更高的氣體收集效率。

（6）渦輪葉片傾角α的優(yōu)化。表1為高轉(zhuǎn)速下，不同的前后級(jí)葉列傾角對(duì)氣體收集效率和多孔板增壓比K1以及渦輪增壓比K2的影響。可以看到，當(dāng)前級(jí)渦輪葉片傾角α1為π/4，后級(jí)渦輪葉片傾角α2為π/8時(shí)，氣體收集增壓裝置的綜合性能最好。

圖9 不同的渦輪葉片速度比C下氣體收集效率η與渦輪葉列級(jí)數(shù)的關(guān)系Fig.9 The relationship between gas collecting efficiency η and the blade stage number

表1 葉列傾角α與氣體收集效率η及壓縮比K1、K2的關(guān)系Tab.1 The relationship between blade slope angle and η，K1and K2

表2所列為氣體收集增壓裝置設(shè)計(jì)參數(shù)。在此基礎(chǔ)上，開(kāi)展了吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)氣體收集增壓裝置原理樣機(jī)研制。

表2 氣體收集增壓裝置設(shè)計(jì)參數(shù)Tab.2 design parameters of the gas gathering and compressing device

3.2 氣體收集增壓裝置試驗(yàn)驗(yàn)證

將氣體收集增壓裝置原理樣機(jī)置于氣體壓力為10-2Pa的真空室內(nèi)進(jìn)行試驗(yàn)。如圖1所示，試驗(yàn)開(kāi)始時(shí)，開(kāi)啟氣閥1和氣閥2，關(guān)閉氣閥3，開(kāi)啟渦輪分子泵，待系統(tǒng)穩(wěn)定后，讀取真空計(jì)1和真空計(jì)2的壓力值，真空計(jì)2和真空計(jì)1讀數(shù)的比值即為氣體收集增壓裝置增壓比。試驗(yàn)表明，氣體收集增壓裝置的主動(dòng)增壓比為3 400倍，在軌工作時(shí)乘上多孔板的增壓倍數(shù)80倍，氣體收集增壓裝置的增壓總倍數(shù)達(dá)到2.7×105倍以上，能夠?qū)⒖臻g氣體壓力自10-4Pa量級(jí)增至102Pa量級(jí)，滿足電推力器正常工作的需要。

地面上難以得到7.8 km/s的中性氣體束流，也難以模擬空間環(huán)境氣體成分。因此，采用數(shù)值計(jì)算的方法驗(yàn)證多孔板的收集效率。數(shù)值計(jì)算表明，氣體收集增壓裝置的氣體收集效率為67.1%。

4 電推力器技術(shù)研究

4.1 電推力器技術(shù)方案研究

目前，蘭州空間技術(shù)物理研究所研制的吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)采用了ECR型電推力器即電子回旋共振離子推力器。ECR推力器利用微波發(fā)生器引導(dǎo)微波進(jìn)入帶有永磁體的放電室，通過(guò)微波交變電場(chǎng)與電子在磁場(chǎng)中的回旋頻率諧振，產(chǎn)生相位匹配的驅(qū)動(dòng)力使電子不斷加速，電子轟擊使氣體原子和分子電離產(chǎn)生的離子經(jīng)柵極引出系統(tǒng)加速后引出形成推力，中和器中產(chǎn)生的等離子體則通過(guò)末端的小孔直接排出，以中和束流使束流保持電中性，同時(shí)防止空間電荷效應(yīng)造成的束流發(fā)散以及由柵極下游的高電勢(shì)造成的離子束流運(yùn)動(dòng)反轉(zhuǎn)。從ECR推力器的工作原理可以看出，ECR推力器工質(zhì)無(wú)須預(yù)熱即可電離。這種電離放電模式比直流放電具有更高的電離效率和推力器效率，可以產(chǎn)生更高密度的等離子體，可以在更低的壓力下放電并且能夠明顯改善小腔體內(nèi)的放電性能。

N2、O2工質(zhì)ECR電推力器產(chǎn)生的推力可以表示為：

式中：γdαm為發(fā)散角引起的推力損失系數(shù)和二價(jià)離子引起的推進(jìn)劑利用效率損失系數(shù)；Ib為束流值；Vb為總加速電壓；M為氣體分子折合分子量。對(duì)于吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)，γdαm取0.96，電推力器推力取值要求在5～15 mN之間，相應(yīng)的束流值為150～400 mA?？紤]到束流密度的限制，電推力器直徑為10 cm。

針對(duì)五種不同的磁場(chǎng)，進(jìn)行了磁場(chǎng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。圖10為磁環(huán)位置，圖11為不同的磁環(huán)對(duì)應(yīng)的磁場(chǎng)。（a）為第一種磁路結(jié)構(gòu)，a=15 mm，b=15 mm；（b）為第二種磁路結(jié)構(gòu)，a=20 mm，b=15 mm；（c）為第三種磁路結(jié)構(gòu)，a=18 mm，b=20 mm；（d）為第四種磁路結(jié)構(gòu)，a=15 mm，b=20 mm；（e）為第五種磁路結(jié)構(gòu)，a=12 mm，b=23 mm。ECR共振區(qū)域的范圍隨著b值的增大而增大，（e）圖中離子源的共振區(qū)域最大，有利于電推力器效率的提高。

圖10 磁環(huán)位置示意圖Fig.10 The positions of the magnetic rings

圖11 不同磁路結(jié)構(gòu)下的靜磁場(chǎng)計(jì)算結(jié)果Fig.11 The calculation results of the static magnetic field with different magnet rings

4.2 電推力器地面試驗(yàn)驗(yàn)證

4.2.1 電推力器功率測(cè)量

ECR電推力器系統(tǒng)的總功率包括離子源功率和中和器功率。離子源功率包括離子源微波系統(tǒng)功率和柵極系統(tǒng)功率。其中離子源微波系統(tǒng)的功率由微波源直接讀出。柵極系統(tǒng)功率包括屏柵和加速柵消耗的功率，由于加速柵截獲電流較小，柵極系統(tǒng)功率按屏柵計(jì)算，將屏柵消耗的功率乘以修正系數(shù)1.05得到柵極系統(tǒng)總功率。屏柵功率由屏柵電壓乘以離子束流得到。中和器功率包括微波系統(tǒng)功率和束流引出功率。其中，中和器微波系統(tǒng)的功率由微波源直接讀出，束流引出功率等于引出電壓乘以束流電流。圖12為電推力器點(diǎn)火照片，表3所列為電推力器系統(tǒng)功率測(cè)量相關(guān)參數(shù)。計(jì)算得到的電推力器系統(tǒng)總功率為438 W。渦輪分子泵的氣動(dòng)功耗和摩擦功耗為200 W，渦旋泵的額定功耗為50 W，因此，吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)的總功耗為688 W。

表3 電推力器功率測(cè)量相關(guān)參數(shù)Tab.3 Parameters related to the electric thruster power measurement

圖12 推力器系統(tǒng)點(diǎn)火照片F(xiàn)ig.12 The photo of the electric thruster firing

4.2.2 推力測(cè)量

采用激光位移法測(cè)量電推力器產(chǎn)生的推力。圖13所示為微小推力測(cè)量系統(tǒng)。推力器和位移之間的關(guān)系近似滿足F=kx+b。推力器工作前，通過(guò)校準(zhǔn)砝碼得到一組力F和位移x的關(guān)系，算出式中的k和b。推力器工作時(shí)，利用激光干涉儀經(jīng)由靶標(biāo)反射鏡和90°折射鏡測(cè)量得到位移，代入式（1）推力表達(dá)式得到推力值。在438 W的工作條件下，k和b的值分別是0.770 4和-0.825，推力器工作產(chǎn)生的位移是8.23 μm，計(jì)算得到的推力值為5.5 mN。將電推力器質(zhì)量流量0.215 mg/s代入η=T2/2m˙P中，計(jì)算得到電推力器的效率為15.8%。其中，η為電推力器效率，T為電推力器推力，m˙為電推力器質(zhì)量流量，P為電推力器總功率。

5 吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用分析

將氣體收集增壓裝置與電推力器集成，形成吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)。氣體收集增壓裝置的穩(wěn)壓室通過(guò)氣路與電推力器連接，電推力器氣路帶有高壓，為避免高電位傳導(dǎo)至氣體收集增壓裝置，在連接氣路上布置氣體絕緣器。

航天器在空間飛行受到的阻力為F=1/2ρmv2cCdA，其中ρm為空間氣體密度，vc是航天器相對(duì)于環(huán)境的運(yùn)動(dòng)速度，為7.8 km/s，Cd為阻尼系數(shù)，本研究取2，A是航天器正對(duì)運(yùn)動(dòng)方向的橫截面積。在250 km高度的軌道上，大氣密度約為1.32×10-10kg/m3，0.32 m2橫截面積的航天器受到的阻力為5.2 mN左右。在200 km高度的軌道上，大氣密度約為4.12×10-10kg/m3，0.32 m2橫截面積的航天器受到的阻力為7.2 mN左右。在180 km高度的軌道上，大氣密度約為7.38×10-10kg/m3，0.32 m2橫截面積的航天器受到的阻力為12.5 mN左右。氣體收集增壓裝置收集氣體獲得質(zhì)量流量m˙可表示為m˙=ρmvcSη，S為多孔板橫截面積，與航天器橫截面積A相等，η為氣體收集增壓裝置氣體收集效率67.1%，在250 km的軌道高度上，氣體收集增壓裝置獲得的質(zhì)量流量為0.223 mg/s，大于產(chǎn)生5.5 mN推力時(shí)電推力器需要的質(zhì)量流量。因此，蘭州空間技術(shù)物理研究所研制的吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)能夠滿足截面積為0.32 m2的航天器在250 km軌道上的推阻平衡需求。

6 總結(jié)與展望

本文主要介紹了蘭州空間技術(shù)物理研究所吸氣式電推進(jìn)技術(shù)的最新研制進(jìn)展，主要包括吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)方案、應(yīng)用分析等。在理論分析和數(shù)值計(jì)算的基礎(chǔ)上，開(kāi)展了氣體收集增壓技術(shù)研究和N2、O2工質(zhì)電推力器技術(shù)研究等，獲得了氣體收集增壓裝置和電推力器關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)。利用研制的吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)原理樣機(jī)開(kāi)展了地面驗(yàn)證，主要包括電推力器功率、推力、效率和氣體收集增壓裝置增壓比等。結(jié)果表明，蘭州空間技術(shù)物理研究所提出的吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)方案能夠滿足250 km高度左右特定航天器的阻尼補(bǔ)償需求。

后續(xù)工作主要包括兩方面：第一，提升吸氣式電推力器系統(tǒng)性能。通過(guò)優(yōu)化電推力器設(shè)計(jì)（如磁場(chǎng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等）和引入超高比沖柵極系統(tǒng)方案，提高電推力器效率，從而提高吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)的推功比，滿足更低軌道航天器阻尼補(bǔ)償需求，豐富吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)的應(yīng)用場(chǎng)景。第二，提高吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)的壽命和可靠性。通過(guò)采用電推力器異常放電抑制和敏感組件抗氧腐蝕等方法，提高吸氣式電推進(jìn)系統(tǒng)和可靠性，在此基礎(chǔ)上開(kāi)展吸氣式電推進(jìn)工程樣機(jī)研制。