康小錄，杭觀榮，朱智春

（1.上?？臻g推進(jìn)研究所，上海，201112 2.上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海201112）

霍爾電推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用

康小錄1,2，杭觀榮1,2，朱智春1,2

（1.上?？臻g推進(jìn)研究所，上海，201112 2.上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海201112）

霍爾電推進(jìn)具有推力密度大、推力功率比大、比沖高及系統(tǒng)可靠等優(yōu)點(diǎn)，在20世紀(jì)60～70年代突破關(guān)鍵技術(shù)、完成空間試驗(yàn)后，在俄、美、歐等航天器上獲得大量應(yīng)用，執(zhí)行位置保持、軌道轉(zhuǎn)移、軌道調(diào)整和深空探測主推進(jìn)等任務(wù)。目前，100 W級(jí)到5 kW級(jí)功率的霍爾推力器已經(jīng)實(shí)現(xiàn)在軌應(yīng)用，100 kW功率的霍爾推力器已在研制中。針對未來載人深空探測、GEO衛(wèi)星、低軌和超低軌衛(wèi)星及軌道機(jī)動(dòng)飛行器等任務(wù)需求，霍爾電推進(jìn)朝著更大功率包絡(luò)，更強(qiáng)多模式調(diào)節(jié)能力，更高性能，更長壽命及推進(jìn)劑多樣化等方向發(fā)展。在分析霍爾電推進(jìn)技術(shù)特點(diǎn)和適用任務(wù)后，對國內(nèi)外霍爾電推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀、任務(wù)應(yīng)用等進(jìn)行了綜述，最后對霍爾電推進(jìn)的發(fā)展趨勢進(jìn)行了展望。

霍爾電推進(jìn)技術(shù)；霍爾推力器；多模式調(diào)節(jié)；大功率推進(jìn)

0 引言

隨著航天器對承載比、速度增量及姿態(tài)控制精度等要求的逐步提高，以及新型航天任務(wù)需求的出現(xiàn)，高性能空間動(dòng)力需求日益迫切?；魻栯娡七M(jìn)（Hall electric propulsion）作為一種具有綜合優(yōu)勢的電推進(jìn)技術(shù)，在國際上獲得了廣泛的研究和應(yīng)用，特別是近年來在全電推進(jìn)衛(wèi)星、GEO衛(wèi)星、低軌和超低軌衛(wèi)星、軌道轉(zhuǎn)移飛行器及大型深空探測任務(wù)等的牽引下，各國投資力度加大，研發(fā)和應(yīng)用速度加快。本文在分析霍爾電推進(jìn)技術(shù)特點(diǎn)和適用任務(wù)后，對國內(nèi)外霍爾電推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀、任務(wù)應(yīng)用等進(jìn)行了綜述，最后對霍爾電推進(jìn)的發(fā)展進(jìn)行了展望。

1 霍爾電推進(jìn)技術(shù)特點(diǎn)

霍爾電推進(jìn)是一種利用電子在正交電磁場中閉合漂移運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的霍爾電流效應(yīng)電離推進(jìn)劑、產(chǎn)生等離子體，并主要通過靜電場加速離子、產(chǎn)生推力的一種電推進(jìn)技術(shù)。圖1為霍爾電推進(jìn)工作原理及其點(diǎn)火狀態(tài)。霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)由霍爾推力器、推進(jìn)劑貯供系統(tǒng)、功率處理單元、濾波模塊及控制單元等組成，其中霍爾推力器產(chǎn)生推力，推進(jìn)劑貯供系統(tǒng)、功率處理單元分別向霍爾推力器供應(yīng)推進(jìn)劑和電能，控制單元?jiǎng)t控制電推進(jìn)系統(tǒng)的運(yùn)行。

霍爾推力器可分為穩(wěn)態(tài)等離子體推力器（Stationary Plasma Thruster，SPT）和陽極層推力器 （Thruster with Anode Layer，TAL，也稱為Anode Layer Thruster）2種。SPT的電離/加速區(qū)主要限定在放電室出口附近磁場強(qiáng)度最大的磁層內(nèi)，又稱為磁層推力器（Magnetic-layer Thruster），放電室一般采用絕緣材料，放電通道較長。TAL的電離/加速區(qū)主要限定在陽極附近的薄層內(nèi)，放電室一般采用導(dǎo)電材料，放電通道較短。

霍爾電推進(jìn)的主要特點(diǎn)是：

1）系統(tǒng)簡單可靠，安全性好；

2）綜合性能好，兼顧推力和比沖；

3）比沖高，采用氙、氪等氣體推進(jìn)劑時(shí)比沖約1 000～4 000 s，采用鉍等新型推進(jìn)劑時(shí)比沖可超過7 000 s；

4）推力功率比大，約40～66 mN/kW，可縮短任務(wù)執(zhí)行時(shí)間；

5）推力密度大，約1～2 mN/cm2，推力器體積、重量較小，便于在航天器上的布局；

6）調(diào)節(jié)能力強(qiáng)，功率、比沖、推力大范圍可調(diào)，可根據(jù)不同任務(wù)需求選擇相應(yīng)的優(yōu)化工作模式。

根據(jù)航天器功率供應(yīng)能力，可將電推力器劃分為小功率（≤0.5 kW）、中功率（0.5～10 kW）、大功率（10～500 kW）和超大功率（〉500 kW）。根據(jù)霍爾推力器工作原理，其功率包絡(luò)約在10 W～500 kW。目前應(yīng)用最為廣泛的霍爾推力器為屬于中功率電推進(jìn)中的0.66 kW霍爾推力器（40 mN）、千瓦級(jí)推力器（1.35 kW）和300 mN推力器（5 kW）。

一般霍爾推力器采用氙作為推進(jìn)劑，最高比沖超過3 000 s。通過改用小原子量或低電離能的推進(jìn)劑，可有效提高比沖，如研究表明，SPT推力器采用氪、金屬鎂為推進(jìn)劑時(shí)比沖可達(dá)5 000 s和8 000 s以上，TAL推力器采用鉍推進(jìn)劑時(shí)比沖可達(dá)7 000 s，效率可達(dá)70%。

霍爾電推進(jìn)在航天器上應(yīng)用，可帶來如下優(yōu)勢：

1）大幅節(jié)省推進(jìn)劑，增加有效載荷或延長航天器在軌壽命。

2）沖量小、一致性好且易于控制，提高航天器姿態(tài)穩(wěn)定度。

3）推力功率比大，可縮短電推進(jìn)軌道轉(zhuǎn)移周期。

4）擴(kuò)展深空探測距離，縮短深空探測周期，提升深空探測發(fā)射窗口、行星再入時(shí)機(jī)、著陸地點(diǎn)選擇的靈活性，減少高速度增量深空探測器對行星引力加速的依賴。

因此，霍爾電推進(jìn)在GEO衛(wèi)星、低軌衛(wèi)星和深空探測器等領(lǐng)域獲得大量應(yīng)用，執(zhí)行位置保持、軌道轉(zhuǎn)移、軌道調(diào)整和深空主推進(jìn)等任務(wù)。至2016年12月，國際上已經(jīng)在119顆航天器上應(yīng)用了559臺(tái)霍爾推力器。

2 國外霍爾電推進(jìn)的研究和應(yīng)用現(xiàn)狀

2.1 發(fā)展歷程

20世紀(jì)50年代末，前蘇聯(lián)科學(xué)家首先提出霍爾電推進(jìn)技術(shù)，其中TAL首先由Kruchatov原子能研究所的阿斯科爾德·渣里諾夫在20世紀(jì)50年代末提出[1]，SPT由同一家單位的阿列克謝·莫洛佐夫在1962年提出。SPT在20世紀(jì)60年代率先獲得了重大突破，成為霍爾電推進(jìn)發(fā)展的主要方向。前蘇聯(lián)1972年在Meteor-1 10氣象衛(wèi)星上實(shí)現(xiàn)了霍爾電推進(jìn)首次空間試驗(yàn)，試驗(yàn)的Eol-1霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)功率420～460 W，推力器推力16～19 mN，比沖806～1 000 s[2]。1982年、1994年前蘇聯(lián)/俄羅斯的亞千瓦級(jí)、千瓦級(jí)霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)分別在GEO衛(wèi)星平臺(tái)東西位保任務(wù)、東西-南北位保任務(wù)中實(shí)現(xiàn)應(yīng)用。

20世紀(jì)末前蘇聯(lián)解體后，美、歐等接觸俄羅斯霍爾電推進(jìn)技術(shù)之后，鑒于其簡單可靠的突出優(yōu)勢，迅速引進(jìn)該技術(shù)，并實(shí)現(xiàn)國產(chǎn)化，形成自有產(chǎn)權(quán)的產(chǎn)品。據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，至2016年12月，國外已有556臺(tái)霍爾推力器應(yīng)用在117顆航天器上，其中GEO衛(wèi)星97顆，低軌衛(wèi)星18顆，深空探測器1顆，軌道機(jī)動(dòng)飛行器1艘[3-4]，應(yīng)用的各種霍爾推力器指標(biāo)范圍：功率100 W～4.5 kW，推力5～294 mN，比沖800～2 100 s。表1為國外典型霍爾推力器技術(shù)指標(biāo)。

下面對國外中功率（0.5～10 kW）、大功率（〉10 kW）和小功率（≤0.5 kW）霍爾電推進(jìn)的發(fā)展和應(yīng)用情況進(jìn)行論述。

2.2 中功率霍爾電推進(jìn)

國外中功率霍爾電推進(jìn)已相當(dāng)成熟，形成了型譜化產(chǎn)品，實(shí)現(xiàn)了商業(yè)應(yīng)用。

中功率霍爾電推進(jìn)在俄、美、歐等超過10種GEO平臺(tái)上執(zhí)行位置保持、軌道轉(zhuǎn)移等任務(wù)（見表2）；在低軌衛(wèi)星、深空探測領(lǐng)域也已經(jīng)成功應(yīng)用，如俄羅斯為埃及研制的EgyptSat 2低軌遙感衛(wèi)星[5]，歐洲SMART-1月球探測器[6]等。

具有代表性的中功率霍爾推力器為：1）亞千瓦級(jí)：俄羅斯SPT-70推力器；2）千瓦級(jí)：俄羅斯SPT-100，歐洲PPS 1350-G；3）5 kW級(jí)：俄羅斯SPT-140，美國XR-5（原BPT-4000），歐洲PPS 5000，意大利HT5k。這些霍爾推力器均開展了地面1:1壽命試驗(yàn)，其中SPT-100推力器壽命試驗(yàn)達(dá)到7 008 h[7]，PPS 1350-G，BPT-4000推力器的壽命試驗(yàn)時(shí)間均超過了10 000 h[8-9]。在BPT-4000霍爾推力器長壽命試驗(yàn)中，科研人員發(fā)現(xiàn)了能夠大幅延長霍爾推力器壽命的磁屏蔽抗削蝕技術(shù)，之后開展了機(jī)理研究[10]，并在多種霍爾推力器上進(jìn)行了驗(yàn)證。

表1 國外典型霍爾推力器主要技術(shù)指標(biāo)Tab.1 Main technical indexes of typical Hall thrusters abroad

日本石川島播磨航空航天公司針對衛(wèi)星軌道提升任務(wù)，研制了千瓦級(jí)IHD-1000霍爾推力器[11]，大阪大學(xué)開展了2.1 kW的THT-VI穩(wěn)態(tài)等離子體推力器和2.9 kW的TALT-2陽極層推力器技術(shù)研究。

目前國外研制的5 kW級(jí)霍爾推力器都具備

多模式工作能力，以針對不同的任務(wù)需求調(diào)節(jié)功率、推力、比沖，如對于GEO衛(wèi)星，軌道轉(zhuǎn)移時(shí)電推進(jìn)以大功率、大推力模式工作，位置保持時(shí)電推進(jìn)以小功率、高比沖模式工作。新研的霍爾推力器也大都具備多模式工作能力。

表2 國外采用霍爾電推進(jìn)的典型GEO衛(wèi)星平臺(tái)Tab.2 Typical foreign GEO platforms employing Hall electric propulsion

2.3 大功率霍爾電推進(jìn)

霍爾推力器大推力功率比、大推力密度，以及技術(shù)成熟度較高的特點(diǎn)，使其在數(shù)十千瓦至百千瓦量級(jí)功率時(shí)，與其他電推進(jìn)技術(shù)相比具有優(yōu)勢。因此，美、俄、歐等均將大功率霍爾電推進(jìn)作為未來空間任務(wù)支撐技術(shù)，開展大量研究并形成多款樣機(jī)。

美國從2000年左右開始，在天基計(jì)劃、先進(jìn)空間運(yùn)輸計(jì)劃、空間太陽能計(jì)劃、人類探索與發(fā)展空間計(jì)劃、格倫研究中心戰(zhàn)略研究基金、空間推進(jìn)計(jì)劃及普羅米修斯計(jì)劃等大量項(xiàng)目的支持下，開展大功率電推進(jìn)技術(shù)研究，研制了50 kW級(jí)NASA-457Mv1，NASA-457Mv2，NASA-400M和20 kW級(jí)的NASA-300M霍爾推力器原理樣機(jī)[12]；目前正在針對載人火星探測等背景需求，研制100 kW級(jí)的X3霍爾推力器（圖3），該推力器已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了60.8 kW穩(wěn)態(tài)點(diǎn)火[13]。

俄羅斯、歐洲也形成了功率20～30 kW的大功率霍爾推力器樣機(jī)。

針對大型深空探測任務(wù)對大推力、高比沖電推進(jìn)的需求，美國、俄羅斯、歐洲開展了大量研究。為了提高比沖，美國研究了NASA-400M霍爾推力器使用Kr工質(zhì)時(shí)的性能，功率43 kW時(shí)，推力1.2 N，陽極比沖4 943 s，陽極效率68%；美、俄2002年左右在前蘇聯(lián)25～140 kW功率、8 000 s比沖的D-160陽極層推力器的基礎(chǔ)上，聯(lián)合研制了采用鉍推進(jìn)劑的VHITAL-160陽極層推力器，功率25.3～36.8 kW，推力527～618 mN，比沖5 375～7 667 s，效率56%～63%[14]。

美國針對GEO衛(wèi)星發(fā)射后的電推進(jìn)快速軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)所需的最佳比沖為800～1 500 s，同時(shí)推力要盡量大的需求，研究了NASA-120M.V2和NASA-457M霍爾推力器在100～150 V放電電壓下的工作特性。

美、俄針對5～10 t大型GEO衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移和位置保持任務(wù)，發(fā)展10 kW級(jí)霍爾推力器：如美國Aerojet Rocketdyne研制計(jì)劃用于轉(zhuǎn)型通信衛(wèi)星 （Transformational Communications Satellite，TSAT）的12 kW功率XR-12霍爾推力器；俄羅斯火炬設(shè)計(jì)局研制針對5～8 t大型GEO衛(wèi)星的12.5 kW功率的SPT-230霍爾推力器。

美國研究表明，50 kW級(jí)的太陽能電推進(jìn)可滿足近期深空探測需求，并制定了太陽能電推進(jìn)技術(shù)演示任務(wù)，其中作為主要候選任務(wù)的無人小行星重定向任務(wù)，將采用大功率電推進(jìn)執(zhí)行主推進(jìn)及俯仰、偏航控制任務(wù)。針對這一任務(wù)，NASA格倫研究中心和噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合研制了12.5 kW功率的磁屏蔽霍爾推力器（Hall Effect Rocket with Magnetic Shielding，HERMeS）樣機(jī)，技術(shù)驗(yàn)證樣機(jī)1計(jì)劃開展2 000 h削蝕試驗(yàn)，至2016年6月已完成728 h[15]。

為了驗(yàn)證核電推進(jìn)的可行性，前蘇聯(lián)在1987年發(fā)射的“宇宙-1818”偵察衛(wèi)星和“宇宙-1867”偵察衛(wèi)星上，采用了基于“TOPAZ-1”核反應(yīng)堆的霍爾電推進(jìn)試驗(yàn)系統(tǒng)并取得成功?！癟OPAZ-1”核反應(yīng)堆輸出電功率為6 kW，壽命1～2年。霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)采用6臺(tái)SPT-70霍爾推力器，累計(jì)系統(tǒng)工作150 h。

為了驗(yàn)證采用較低功率的電推力器組成推力器簇實(shí)現(xiàn)較大功率電推進(jìn)系統(tǒng)的可行性，并研究霍爾推力器簇的性能、羽流等特性，美國、意大利等開展了相應(yīng)研究，如美國密歇根大學(xué)BHT-200-X3推力器簇、BHT-600推力器簇、P5推力器簇試驗(yàn)，意大利Alta公司（現(xiàn)已并入Sitael公司）HT-100推力器簇試驗(yàn)等。

2.4 小功率霍爾電推進(jìn)

針對微小衛(wèi)星需求，國外近年來加大了小功率霍爾電推進(jìn)研制力度。以色列、巴西及韓國等新興航天國家，更以微小衛(wèi)星發(fā)展為契機(jī)，開展小功率霍爾電推進(jìn)技術(shù)研究。表2為國內(nèi)外典型小功率霍爾推力器技術(shù)指標(biāo)和狀態(tài)。

前蘇聯(lián)/俄羅斯在20世紀(jì)70年代至80年代初進(jìn)行的多次霍爾電推進(jìn)在軌試驗(yàn)，采用了450 W和350 W的SPT-60、SPT-50小功率霍爾推力器。俄羅斯2012年發(fā)射的Canopus-V衛(wèi)星采用2臺(tái)SPT-50霍爾推力器（圖3）執(zhí)行軌道維持任務(wù)[16]，克爾德什研究中心研制了KM-37和KM-45等小功率霍爾推力器，其中KM-45曾應(yīng)用在印度2010年4月15日發(fā)射失敗的GSat 4衛(wèi)星上。

美國主要是Busek公司在研制小功率霍爾推力器，普林斯頓大學(xué)等在開展圓柱形小功率霍爾推力器技術(shù)研究[17]。Busek公司研制的200 W功率BHT-200霍爾推力器（圖4）在2006年發(fā)射的TacSat 2小衛(wèi)星上執(zhí)行軌道提升任務(wù)，成為首臺(tái)空間應(yīng)用的美國國產(chǎn)霍爾推力器，目前正針對碘衛(wèi)星（iSat）計(jì)劃，研制采用碘推進(jìn)劑的BHT-200-I霍爾推力器。

歐洲典型的低功率霍爾推力器為意大利Sitael公司HT-100和HT-400、法國Snecma公司的PPS X000和烏克蘭哈爾科夫航空學(xué)院的SPT-25。

以色列研制的300 W功率的HET-300霍爾推力器，將用于2017年發(fā)射的Venμs遙感小衛(wèi)星上，執(zhí)行軌道保持和720 km軌道到410 km軌道的變軌任務(wù)。

韓國Satrec Initiative公司研制了300 W霍爾推力器及其系統(tǒng)，用于執(zhí)行 2013年發(fā)射的Dubaisat-2低軌遙感衛(wèi)星的軌道高度維持任務(wù)。

日本大阪大學(xué)增在研制的PROITERES月球探測器將采用30 W小功率霍爾推力器執(zhí)行地月軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)。

3 我國霍爾電推進(jìn)的發(fā)展現(xiàn)狀

國內(nèi)開展霍爾電推進(jìn)技術(shù)研究的單位主要有上?？臻g推進(jìn)研究所、北京控制工程研究所、蘭州空間物理研究所和哈爾濱工業(yè)大學(xué)、北京航空航天大學(xué)及上海交通大學(xué)等單位，其中研究所偏重技術(shù)應(yīng)用，高校偏重機(jī)理研究。

上?？臻g推進(jìn)研究所是我國最早開展霍爾電推進(jìn)技術(shù)研究的單位。1994年，正值我國電推進(jìn)研究低谷時(shí)期，該所基于航天發(fā)展需要，在比較主要電推進(jìn)技術(shù)之后，確定開展霍爾電推進(jìn)技術(shù)研究，先后攻克了霍爾推力器、空心陰極、微流量控制及電推力器性能測試等關(guān)鍵技術(shù)，在20世紀(jì)末實(shí)現(xiàn)霍爾推力器穩(wěn)定點(diǎn)火，在2005年成功研制國內(nèi)首套霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)，在2008年～2011年研制國內(nèi)首套空間飛行霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)。

十二五期間，上?？臻g推進(jìn)研究所霍爾電推進(jìn)技術(shù)獲得了快速發(fā)展，取得成果如下：

1）圓滿完成國內(nèi)首次霍爾電推進(jìn)空間飛行試驗(yàn)。HET-40霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)于2012年10月14日發(fā)射升空，在軌標(biāo)定性能為系統(tǒng)功率734 W時(shí)，推力38.32 mN，比沖1 495 s。至2014年1月，系統(tǒng)點(diǎn)火次數(shù)達(dá)到212次。這次試驗(yàn)在軌評(píng)估了霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)性能，驗(yàn)證了霍爾電推進(jìn)方案、地面試驗(yàn)手段的正確性，評(píng)估了與航天器的相容性，使我國成為俄、美、歐之后第4個(gè)掌握霍爾電推進(jìn)技術(shù)的國家。

2）針對大速度增量任務(wù)對電推力器的長壽命需求，攻克霍爾電推進(jìn)長壽命技術(shù)。涉及的關(guān)鍵技術(shù)有高性能磁透鏡技術(shù)、耐削蝕放電室技術(shù)、抗中毒發(fā)射體技術(shù)、長壽命加熱器技術(shù)、壽命驗(yàn)證技術(shù)和磁屏蔽抗削蝕技術(shù)等。2016年6月，4.5A空心陰極壽命試驗(yàn)累計(jì)點(diǎn)火時(shí)間達(dá)到28 000 h，點(diǎn)火次數(shù)超過15 000次，HET-40（推力40mN）、HET-80（推力80mN）霍爾推力器分別于2015年7月和2016年10月完成2 422 h和8 035 h壽命試驗(yàn)，總沖分別達(dá)到0.35 MNos和2.3 MNos，均達(dá)到國際先進(jìn)水平。此外，攻克了磁屏蔽抗削蝕技術(shù)，使推力器放電室削蝕顯著降低，極大地延長推力器壽命，并應(yīng)用到5 kW多模式霍爾推力器產(chǎn)品上，使我國成為第2個(gè)掌握該技術(shù)的國家。

3）針對全電推進(jìn)衛(wèi)星、深空探測器對多模式霍爾電推進(jìn)的需求，攻克多模式霍爾電推進(jìn)技術(shù)。涉及的關(guān)鍵技術(shù)有寬工況磁路技術(shù)、高電壓穩(wěn)定技術(shù)、大發(fā)射電流大調(diào)節(jié)比空心陰極技術(shù)及寬工況微流量控制技術(shù)等。研制了 5 kW級(jí)HET-300多模式霍爾推力器，性能包絡(luò)為功率2～5 kW，推力80～320 mN，比沖1 800～3 160 s。評(píng)估了千瓦級(jí)HET-80霍爾推力器的多模式工作性能，在放電功率0.3～2.6 kW和電壓200～800 V時(shí)，實(shí)測推力25～135 mN和比沖1 300～2 500 s。

4）針對電推力器空心陰極加熱器限制可靠性，以及傳統(tǒng)電推力器空心陰極啟動(dòng)前需要加熱數(shù)分鐘才能點(diǎn)火的問題，攻克了無加熱器的快啟動(dòng)空心陰極技術(shù)，空心陰極、霍爾推力器的點(diǎn)火時(shí)間分別縮短至在毫秒量級(jí)和1 s以內(nèi)，同時(shí)提高空心陰極和霍爾推力器可靠性，使我國成為第2個(gè)掌握電推進(jìn)快啟動(dòng)空心陰極技術(shù)的國家。

5）針對載人深空探測等大型空間任務(wù)，探索大功率霍爾電推進(jìn)技術(shù)。完成30 kW級(jí)大功率霍爾推力器設(shè)計(jì)方案；采用2臺(tái)HET-80霍爾推力器組成推力器簇，在國內(nèi)首次開展電推力器簇性能試驗(yàn)。

6）面向工程應(yīng)用，建立了0.1～5 kW霍爾推力器產(chǎn)品型譜，包括HET-5，HET-20，HET-40，HET-80及HET-300霍爾推力器，正在開展10～50 kW大功率霍爾推力器，以及百瓦級(jí)、千瓦級(jí)、10 kW級(jí)不同功率量級(jí)的霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)研制。

哈爾濱工業(yè)大學(xué)從2002年起，開始以Aton霍爾推力器為切入點(diǎn)，開始霍爾電推進(jìn)技術(shù)研究，主要研究內(nèi)容包括磁場優(yōu)化、放電振蕩[18]、壽命預(yù)測及仿真技術(shù)等，此外還有圓柱形霍爾推力器和高效率多級(jí)等離子體推力器等新型霍爾推力器技術(shù)研究。

北京控制工程研究所從2012年左右開始霍爾電推進(jìn)技術(shù)研究，與哈爾濱工業(yè)大學(xué)聯(lián)合研發(fā)了千瓦級(jí)HEP-100MF霍爾推力器及其系統(tǒng)[19]，正在研制5 kW級(jí)HEP-5000MF霍爾推力器及百瓦級(jí)霍爾推力器。

蘭州空間技術(shù)物理所于2008年左右開始霍爾電推進(jìn)技術(shù)研究，研制了千瓦級(jí)LHT-100霍爾推力器及其系統(tǒng)，正在研制5 kW級(jí)LHT-140霍爾推力器[20]。

基于HEP-100MF和LHT-100推力器的2套千瓦級(jí)霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)于2016年11月3日隨XX-2衛(wèi)星發(fā)射入軌并進(jìn)行在軌試驗(yàn)，其中HEP-100MF推力器在軌標(biāo)定結(jié)果為功率1 350 W，推力79.1 mN，比沖1 794 s[21]。

北京航空航天大學(xué)主要進(jìn)行霍爾推力器羽流仿真與診斷，小功率霍爾推力器技術(shù)研究。

上海交通大學(xué)主要開展霍爾推力器等離子羽流、放電室壁面材料濺射和空心陰極模擬技術(shù)研究[22]。

大連理工大學(xué)等在開展霍爾推力器仿真技術(shù)研究[23]。

4 霍爾電推進(jìn)發(fā)展趨勢展望

基于霍爾電推進(jìn)研究歷程、現(xiàn)狀、應(yīng)用和未來需求等，對其發(fā)展趨勢進(jìn)行展望。

4.1 擴(kuò)展功率范圍

近年來蓬勃發(fā)展的微小衛(wèi)星，以及未來載人深空探測等大型航天任務(wù)，均可采用霍爾電推進(jìn)執(zhí)行軌道轉(zhuǎn)移、位置保持等任務(wù)，相應(yīng)航天器質(zhì)量從幾十千克至上百噸，這要求霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)從現(xiàn)有的中功率范圍拓展至從小于100 W到超過1 MW，相應(yīng)單臺(tái)霍爾推力器的功率從小于100 W到超過200 kW甚至500 kW，推力從小于5 mN到超過20 N。

4.2 強(qiáng)化多模式工作能力

GEO衛(wèi)星及全電推進(jìn)平臺(tái)的軌道轉(zhuǎn)移、位置保持和姿態(tài)控制等任務(wù)，對電推進(jìn)的功率、推力和比沖等指標(biāo)需求差異大，需采用工作參數(shù)可調(diào)的多模式電推進(jìn)，且要求的多模式調(diào)節(jié)能力正在逐步提高。目前美、俄、歐等新研的電推進(jìn)幾乎都具有多模式能力，如美國2010年首飛的BPT-4000推力器功率3～4.5 kW，針對遠(yuǎn)距離無人深空探測任務(wù)的HiVHAc推力器功率0.3～3.6 kW，推力24～150 mN，比沖1 000～2 800 s，針對無人小行星重定向任務(wù)的HERMeS推力器功率調(diào)節(jié)范圍達(dá)到6.25～12.5 kW。為進(jìn)一步提升調(diào)節(jié)能力，并簡化霍爾推力器結(jié)構(gòu)，俄羅斯火炬設(shè)計(jì)局開展了空心磁陽極霍爾推力器技術(shù)研究。

4.3 提升性能

國外正在進(jìn)一步提升霍爾推力器的效率、比沖、啟動(dòng)速度及重量等性能，以降低推進(jìn)劑、電能的消耗，縮短啟動(dòng)時(shí)間，并進(jìn)一步輕質(zhì)化。例如，通過采用新型磁路構(gòu)型、高性能仿真設(shè)計(jì)手段，提升霍爾推力器比沖和效率，中功率霍爾推力器樣機(jī)最高比沖超過3 300 s（美國Busek-1000，功率2.3 kW時(shí)），效率達(dá) 60%（美國BHT-1500），大功率霍爾推力器樣機(jī)最高比沖7 667 s（俄羅斯VHITAL-160，鉍推進(jìn)劑，功率36 kW時(shí)）；通過采用具備快啟動(dòng)能力的空心陰極，使霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)啟動(dòng)時(shí)間由原來的400 s左右降低到1 s以內(nèi)，如烏克蘭研制的快啟動(dòng)霍爾推力器飛行樣機(jī)（SPT-20和SPT-100）啟動(dòng)時(shí)間小于1 s，比現(xiàn)有啟動(dòng)時(shí)間降低2～3個(gè)數(shù)量級(jí)。國外在傳統(tǒng)圓環(huán)構(gòu)型霍爾推力器基礎(chǔ)上，進(jìn)一步探索有利于提升性能的新型霍爾推力器構(gòu)型。例如，為了減少離子對放電室壁面的轟擊、減小束發(fā)散角、提升效率，俄羅斯莫斯科無線電大學(xué)與Morozov于1992年一起提出了帶緩沖腔的ATON型霍爾推力器；針對傳統(tǒng)霍爾推力器小型化后由于放電室面容比提高導(dǎo)致等離子體對壁面轟擊增加、效率降低及壽命減少等問題，美國普林斯頓大學(xué)提出圓柱形霍爾推力器技術(shù)研究。

4.4 延長壽命

航天任務(wù)速度增量的逐步增長，要求電推進(jìn)壽命相應(yīng)提升。目前霍爾推力器壽命約數(shù)千至一萬小時(shí)，而針對小行星重定向任務(wù)的HERMeS霍爾推力器設(shè)計(jì)壽命達(dá)到5萬小時(shí)。除了磁屏蔽技術(shù)，科研人員還在探索其他延壽技術(shù)。例如，為了降低甚至消除等離子體對放電室壁面的削蝕，德國Thales Electron Devices GmbH提出高效率多級(jí)等離子體推力器 （High Efficient Multistage Plasma thruster，HEMP thruster），研制了額定功率1.38 kW的HEMP3050和7.5 kW的HEMP30250樣機(jī)，研究表明該類型推力器具有很大的推力調(diào)節(jié)能力，HEMP3050計(jì)劃在OHB SmallGEO平臺(tái)上進(jìn)行驗(yàn)證，哈爾濱工業(yè)大學(xué)也在開展相應(yīng)研究；法國國家科學(xué)研究院于2015年左右提出無壁面霍爾推力器思路，以從根本上消除壁面削蝕，并通過200 W、1 500 W樣機(jī)和柵網(wǎng)陽極樣機(jī)驗(yàn)證了可行性[24]。

4.5 推進(jìn)劑多樣化

目前，在軌應(yīng)用的霍爾推力器均采用氙氣推進(jìn)劑。雖然氙氣綜合性能較好，但在地球上含量很少，價(jià)格昂貴。對于大功率霍爾電推進(jìn)任務(wù)，推進(jìn)劑需求量達(dá)到10 t量級(jí)甚至更高，如果集中采購10 t左右的氙氣，將會(huì)造成氙氣價(jià)格大幅上漲，不利于航天任務(wù)的實(shí)施[25]。為了能進(jìn)一步降低霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)成本，科研人員正在拓展推進(jìn)劑種類，氪氣、氬氣及碘等是重要研究方向。

5 結(jié)束語

經(jīng)過50多年的發(fā)展，霍爾電推進(jìn)已經(jīng)成為國際上研究和應(yīng)用最為廣泛的一種高性能電推進(jìn)技術(shù)，研究的國家超過12個(gè)，應(yīng)用領(lǐng)域已由GEO衛(wèi)星、低軌衛(wèi)星擴(kuò)展至深空探測器、軌道機(jī)動(dòng)飛行器等。以美、俄、法等國家為代表，國際上正在進(jìn)一步加大霍爾電推進(jìn)技術(shù)研究和應(yīng)用力度。我國霍爾電推進(jìn)經(jīng)過20多年的發(fā)展，已經(jīng)取得了喜人的成績，一些技術(shù)已經(jīng)達(dá)到國際先進(jìn)水平，特別是中功率霍爾電推進(jìn)完成在軌飛行驗(yàn)證，為后續(xù)工程應(yīng)用奠定了良好基礎(chǔ)。但是，仍需清醒地認(rèn)識(shí)到，我國霍爾電推進(jìn)與俄、美、法等仍然存在十年以上的差距，需要進(jìn)一步加強(qiáng)任務(wù)牽引，加強(qiáng)基礎(chǔ)研究，加強(qiáng)技術(shù)創(chuàng)新，加強(qiáng)產(chǎn)學(xué)研合作，加強(qiáng)研發(fā)條件建設(shè)，使霍爾電推進(jìn)早日達(dá)到國際領(lǐng)先水平，成為我國2030年左右躋身航天強(qiáng)國之列的強(qiáng)有力支撐。

[1]KIM V P.Design features and operating procedures in advanced Morozov's stationary plasma thrusters[J].Technical physics,2015,60(3)：362-375.

[2]KHODNENKO V P.Activities of VNIIEM in EPT field History,our days and prospects：IEPC-2013-65[R].USA：IEPC,2013.

[3]Anon.Hall ion thrusters to fly on X-37B spaceplane [EB/OL]. http：//newatlas.com/us-air-force-x-37B-hallthruster/37200.

[4]Anon.US Air Force Launches X-37B Space Plane on 4th Mystery Mission[EB/OL].http：//www.space.com/29448-x37b-space-plane-launches-fourth-mission.

[5]Anon.Russia launches spy satellite for Egypt[EB/OL]. http：//www.russianspaceweb.com/egyptsat2.

[6]KOPPEL C R,MARCHANDISE F,ESTUBLIER D,et al. The SMART-1 electric propulsion subsystem in flight experience：AIAA 2004-3435[R].USA：AIAA,2004.

[7]ARHIPOV B A,BOBER A S,GNIZDOR R Y,et al.The results of 7000-HOUR SPT-100 life testing[C]//Proceedings of 24th International Electric Propulsion Conference. Moscow,Russia：IEPC,1995：31-39.

[8]CORNU N,MARCHANDISE F,DARNON F,et al.The PPS?1350-G qualification demonstration：10500 hrs on the ground and 5000 hrs in flight：AIAA-2007-5197[R]. USA：AIAA,2007.

[9]DE GRYS K,MATHERS A,WELANDER B,et al. Demonstration of 10,400 hours of operation on a 4.5 kW qualification model Hall thruster：AIAA 2010-6698[R]. USA：AIAA,2010.

[10]IOANNIS G M,IRA K,RICHARD R H,et al.Magnetic shielding of a laboratory Hall thruster I theory and validation[J].Journal of applied physics,2014,115(4)：043303-043303-20.

[11]CHO S,WATANABE H,KUBOTA K,et al.Parametric kinetic simulation of an IHI high specific impulse SPT-typeHallthruster：AIAA2014-3426[R].USA：AIAA, 2014.

[12]HUANG W,SHASTRY R,HERMAN D A,et al.Ion current density study of the NASA-300M and NASA-457Mv2 Hall thrusters：AIAA 2012-3870[R]. USA：AIAA,2012.

[13]HALL S J,FLORENZY R E,GALLIMOREZ A D,et al. Implementation and initial validation of a 100-kW class nested-channel Hall thruster：AIAA 2014-3815[R].USA：AIAA,2014.

[14]MARRESE-READING C M,FRISBEE R,SENGUPTA A,et al.Very high ISP thruster with anode layer(VHITAL)：an overview：AIAA 2004-5910[R].USA：AIAA, 2004.

[15]GEORGE J W,JR,GILLAND J H,PETERSON P Y,et al.Wear testing of the HERMeS thruster：AIAA 2016-5025[R].USA：AIAA,2016.

[16]GORBUNOV A V,KHODNENKO V P,KHROMOV A V.Vernier propulsion system for small earth remote sensing satellite“Canopus-V”：IEPC-2011-001[R].Germany：IEPC,2011.

[17]DIALLO A,KELLER S,SHI Y,et al.Time-resolved ion velocity distribution in a cylindrical Hall thruster：Heterodyne-based experiment and modeling[J].Review of scientific instruments,2015(86)：033506.

[18]鄂鵬,于達(dá)仁,武志文,等.磁場強(qiáng)度對霍爾推力器放電特性影響的實(shí)驗(yàn)研究[J].物理學(xué)報(bào),2009,28(4)：2535-2542.

[19]杜建華,周世安,趙蘭,等.HEP-100MF霍爾推力器電源處理單元[C]//2016年第十二屆中國電推進(jìn)技術(shù)學(xué)術(shù)研討會(huì),哈爾濱：[s.n].2016：861-864.

[20]田立成,趙成仁,張?zhí)炱?等.LHT-100霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)鑒定試驗(yàn)及集成測試 [C]//2016年第十二屆中國電推進(jìn)技術(shù)學(xué)術(shù)研討會(huì),哈爾濱：[s.n].2016：817-829.

[21]高俊,湯章陽,劉國西,等.我國衛(wèi)星電推進(jìn)系統(tǒng)研制情況及應(yīng)用進(jìn)展 [C]//2016年第十二屆中國電推進(jìn)技術(shù)學(xué)術(shù)研討會(huì),哈爾濱：[s.n].2016：128-135.

[22]錢中,康小錄,王平陽.霍爾推力器等離子體羽流粒子模擬[J].上海航天,2009(4)：43-46.

[23]鄧立赟,藍(lán)紅梅,劉悅.霍爾推力器磁場位形及其優(yōu)化的數(shù)值研究[J].物理學(xué)報(bào),2011,60(2)：025213.

[24]MAZOU S,TSIKATAY S,VAUDOLONZ J,et al.Development and characterization of a wall-lessHall thruster：AIAA 2014-3513[R].USA：AIAA,2014.

[25]HERMAN D A,UNFRIED K G..Xenon acquisition strategies for high-power electric propulsion NASA Missions[R].USA：NASA,2015.

（編輯：馬 杰）

Development and application of Hall electric propulsion technology

KANG Xiaolu1,2,HANG Guanrong1,2，ZHU Zhichun1,2
（1.Shanghai Institute of Space Propulsion,Shanghai 201112,China; 2.Shanghai Engineering Research Center of Space Engine,Shanghai 201112,China）

Hall electric propulsion has the merits of high thrust density,high thrust-to-power ratio, high specific impulse and high reliability.It brought through its keytechnologyand completed its space experiments during1960s and 1970s.Now Hall electric propulsion has got a lot of applications,such as station keeping,orbit transfer,orbit adjustment and main propulsion of deep space,in spacecrafts of Russia,USA and some other countries.Currently,on-orbit application of 100 W～5 kW Hall thrusters has been realized,and 100 kW Hall thruster is under development.According to the mission requirements of future manned deep-space exploration,GEO satellites,LEO satellites and super low orbit satellites and orbital maneuver vehicles,Hall electric propulsion is developed towards the directions of higher-power envelope,stronger multimode adjustment capability,higher performance,longer life and propellant diversification.In this paper,the technical features and the applicable tasks of Hall electric propulsion technology is analyzed,the development and applications of Hall electric propulsion technology at home and abroad are reviewed,and then the development trends of Hall electric propulsion is prospected.

Hall electric propulsion technology;Hall thruster;multimode adjustment;high power propulsion

V439.4-34

A

1672-9374(2017)01-0008-10

2016-12-20；

2017-01-13

康小錄（1962—），男，研究員，研究領(lǐng)域?yàn)殡娡七M(jìn)技術(shù)