韓泉東，任建軍，于杭健

（1.上?？臻g推進研究所，上海201112；2.上?？臻g發(fā)動機工程技術(shù)研究中心，上海201112；3.北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京100094）

國外深空探測推進技術(shù)發(fā)展及啟示

韓泉東1,2，任建軍1,2，于杭健3

（1.上?？臻g推進研究所，上海201112；2.上海空間發(fā)動機工程技術(shù)研究中心，上海201112；3.北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京100094）

推進系統(tǒng)為探測器的飛行提供所需的控制力和控制力矩，一定程度上決定了探測器的規(guī)模、最遠(yuǎn)飛行距離，乃至任務(wù)的成敗，是探測器的重要分系統(tǒng)之一。為滿足不同的深空探測任務(wù)需求，國外發(fā)展了多種形式的推進技術(shù)，但總體上仍以化學(xué)推進為主，部分采用了電推進系統(tǒng)，并在發(fā)展高性能低溫推進技術(shù)等。對國外典型探測器推進系統(tǒng)進行了敘述，分析了其技術(shù)特點和發(fā)展趨勢，并分別針對無人探測和載人探測應(yīng)用探討了對我國開展深空探測推進技術(shù)研究的啟示。

深空探測；推進技術(shù)；發(fā)展；啟示

0 引言

以月球探測為起步的深空探測工程，集成了大量的高精尖技術(shù)成果，已被公認(rèn)為一個國家技術(shù)水平和綜合實力的重要標(biāo)志。美國、俄羅斯、日本和歐洲等在深空探測領(lǐng)域做了很多工作，取得了輝煌的成就。我國也已圓滿完成了探月一期、二期工程，其中，“嫦娥一號”成功繞月掀開了我國深空探測的大幕，“嫦娥二號”衛(wèi)星則實現(xiàn)了中國航天飛行從40萬公里到上億公里的跨越，并開創(chuàng)了多目標(biāo)多任務(wù)探測的先河，2013年成功實施的“嫦娥三號”任務(wù)則使我國成為全世界第三個實現(xiàn)月面軟著陸的國家。而承擔(dān)地月轉(zhuǎn)移、月面軟著陸、月面起飛、月球軌道交會對接及采樣返回任務(wù)的嫦娥五號探測器正在緊鑼密鼓的開展研制，與此同時，我國制定了更長遠(yuǎn)的符合我國國情的深空探測計劃，火星、小行星等深空探測任務(wù)已逐步提上日程，部分已開始深化論證。

然而，深空探測是一個極其復(fù)雜的系統(tǒng)工程，任一環(huán)節(jié)出問題都將導(dǎo)致整個系統(tǒng)無法完成預(yù)期任務(wù)，甚至還會造成飛行器及人員傷害，損失慘重。在早期的深空探測活動中，運載火箭的故障占絕大多數(shù)。隨著運載火箭技術(shù)逐步成熟，大部分的故障都集中在探測器上。通過對1958年～2006年間深空探測故障進行了匯總，發(fā)現(xiàn)推進系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、通信系統(tǒng)以及有效載荷發(fā)生故障的次數(shù)占總故障數(shù)的絕大部分。

推進系統(tǒng)為探測器提供軌道轉(zhuǎn)移、軌道捕獲、交會對接控制、著陸制動減速、懸停控制、地外天體表面起飛上升以及姿態(tài)控制等所需的沖量，是探測器的重要組成部分。一定程度上，推進系統(tǒng)決定了探測器的規(guī)模、最遠(yuǎn)飛行距離，乃至探測任務(wù)的成敗。

本文對國外典型探測器推進系統(tǒng)進行了敘述，分析了其發(fā)展趨勢，并探討了對我國開展深空探測推進技術(shù)研究的啟示。

1 國外典型探測器推進技術(shù)

從1958年至今，全世界共開展月球探測約130余次，火星探測約40余次，對太陽系其他天體探測共計70余次。

1.1 月球探測

月球是離地球最近的星球。迄今為止，在月球軌道上工作的無人探測器有40多個，留在了月球表面上的探測器有30多個，有12名航天員登上月球。21世紀(jì)初，世界航天大國重新審視探月活動，不約而同地啟動了月球探測計劃，掀起了新一輪月球探測高潮。

1.1.1 美國“阿波羅”飛船

1961年至1972年，美國實施了“阿波羅”登月計劃，共11次飛行，其中6次成功登上月球。

“阿波羅”飛船發(fā)動機主要參數(shù)見表1。

表1 “阿波羅”飛船發(fā)動機主要參數(shù)Tab.1 Main parameters of propulsion subsystems on Apollo spacecraft

“阿波羅”飛船共采用了47臺液體火箭發(fā)動機，分別配置在6個推進子系統(tǒng)中，分別為：服務(wù)艙主推進系統(tǒng)SPS(1×93 kN)、登月艙下降級主推進系統(tǒng)DPS(1×4.66～44.74 kN)、登月艙上升級主推進系統(tǒng)APS(1×15.9 kN)、服務(wù)艙姿控動力系統(tǒng)SM/RCS(16×445 N)、登月艙姿控動力系統(tǒng)LM/RCS(16×445 N)以及指令艙姿控動力系統(tǒng)CM/RCS(12×436 N)[2]。

基于當(dāng)時的技術(shù)水平，“阿波羅”飛船各推進子系統(tǒng)均采用了常溫可貯存的自燃推進劑組合，并采用了可靠性高的擠壓式推進劑供應(yīng)系統(tǒng)。此外，由于主發(fā)動機推力大，將主推進系統(tǒng)和姿控動力系統(tǒng)分開設(shè)計。

1.1.2 前蘇聯(lián)載人登月飛船

前蘇聯(lián)在1959-1976年制訂了多種載人登月計劃，后來因為“阿波羅”登月飛船率先成功和運載飛船的H1火箭的連續(xù)發(fā)射失敗，最終放棄。其中只有LK飛船進行了部分硬件設(shè)計和試驗。LK飛船由軌道艙、登月艙 (模塊E)和模塊D 3部分組成。模塊D用于月面著陸主減速，模塊E用于月面最終軟著陸。其中，LK飛船的軌道艙主發(fā)動機和模塊E主/備份發(fā)動機均采用泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)，推進劑采用UDMH/NTO，模塊D主發(fā)動機也采用泵壓式系統(tǒng)，推進劑為LOX/RP-1。

1.1.3 歐洲“SMART-1”探測器

2003年9月，歐洲第一個月球探測器“SMART-1”成功發(fā)射，完成繞月探測后于2006年9月成功撞月。“SMART-1”探測器采用霍爾電推進系統(tǒng) (用于主推進)和落壓式單組元推進系統(tǒng) (用于姿態(tài)控制)組成的混合推進系統(tǒng)。發(fā)射質(zhì)量370 kg，干質(zhì)量276 kg?；魻栯娡七M系統(tǒng)采用多模式霍爾推力器，推力器工作狀態(tài)可在55 s內(nèi)在整個調(diào)節(jié)范圍內(nèi)調(diào)整，工質(zhì)采用Xe，設(shè)計最大推力70 mN?；瘜W(xué)推進采用氮氣落壓擠壓式肼推進系統(tǒng)，推力器為8臺1 N推力器(MP-103C)。

1.1.4 日本“月神”系列探測器

日本1998年發(fā)展至今的“月神”月球探測計劃分為A和B兩步，其中A計劃主要對月球進行遙感測量，并為B計劃獲取軟著陸的相關(guān)數(shù)據(jù)；B計劃主要驗證軟著陸技術(shù)。

“月神-A”探測器于2007年9月成功發(fā)射，由母星、子星R和子星V組成。“月神-A”探測器采用了N2H4/N2O4雙模式推進系統(tǒng)，發(fā)動機配置為 1×547 N+12×20 N+8×1 N。探測器總重 3 200 kg(含子星)，干重 2 000 kg(不含子星)，子星均重45 kg。

“月神-B”探測器計劃2020年發(fā)射，包括1個著陸器和2個環(huán)月探測器。探測器的總重為2 818 kg，干重1 409 kg，推進系統(tǒng)干重423 kg。探測器采用N2H4/N2O4雙模式推進系統(tǒng)，發(fā)動機配置為：1×1 700 N+8×40 N+8×1 N。探測器月面下降主減速由1 700 N主發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作完成，最終軟著陸由主發(fā)動機脈沖工作調(diào)節(jié)推力完成。

1.1.5 美國“獵戶座”飛船

美國于2004年提出了重返月球的“星座計劃”，該計劃包括獵戶座飛船、牽牛星月球著陸器和登月火箭3部分。雖然奧巴馬上臺后取消了“星座計劃”，但“獵戶座”的研發(fā)并未停止，只是目的地不再局限月球，也包括火星?！矮C戶座”飛船的服務(wù)艙考慮了2種推進系統(tǒng)方案：

方案一：采用常規(guī)擠壓式雙組元軌姿控統(tǒng)一推進系統(tǒng)，推進劑為MMH/NTO。主發(fā)動機采用AJ-10發(fā)動機 (在AJ-118K基礎(chǔ)上研制，AJ-118 K推進劑采用混肼-50/NTO，2次啟動，比沖將近330 s)，推力27.7 kN，比沖316 s，姿控發(fā)動機為8臺490 N發(fā)動機和24臺220 N發(fā)動機；

方案二：采用比沖更高的液氧/甲烷低溫推進系統(tǒng)，主發(fā)動機66.7 kN，姿控發(fā)動機445 N，擠壓式系統(tǒng)。最新資料顯示，美國基于液氧/甲烷推進劑的推進系統(tǒng)單項技術(shù)已取得突破，并已成功進行了多次系統(tǒng)級點火試驗。

近年來，美國在液氧/液甲烷空間推進技術(shù)領(lǐng)域取得了顯著的技術(shù)進步，包括姿控發(fā)動機、軌控發(fā)動機、推進劑空間長期貯存、低溫姿控系統(tǒng)等技術(shù)的技術(shù)成熟度達(dá)到TRL5-6級。2013年，NASA以液氧/液甲烷推進劑為姿軌控動力的行星著陸器技術(shù)驗證機成功完成了自由懸浮飛行試驗，標(biāo)志著NASA該技術(shù)從單項技術(shù)開發(fā)走向系統(tǒng)集成應(yīng)用發(fā)展。

2014年12月，“獵戶座”成功進行了首飛飛行驗證。處于低溫推進系統(tǒng)的技術(shù)成熟度考慮，首飛采用了方案一。

1.1.6 美國“牽牛星”月球著陸器

“牽牛星”月球著陸器下降級擬采用液氧/液氫推進劑，RL-10系統(tǒng)膨脹循環(huán)發(fā)動機。

上升級推進系統(tǒng)也考慮了2種方案：

方案一：采用常規(guī)擠壓式雙組元軌姿控統(tǒng)一推進系統(tǒng)，推進劑為MMH/NTO。軌控發(fā)動機采用航天飛機軌道機動發(fā)動機OME，可多次啟動，比沖313 s，可雙向搖擺10°，額定推力36.69 kN，并可在109%～65%范圍內(nèi)調(diào)節(jié)。

方案二：采用比沖更高的液氧/甲烷低溫推進系統(tǒng)，1臺44.5 kN主發(fā)動機，16臺445 N姿控發(fā)動機。

1.1.7 俄羅斯“快船號”飛船

俄羅斯目前正在研制“快船號”可重復(fù)使用載人飛船，該飛船不僅用于國際空間站，還計劃用于載人登月?！翱齑枴憋w船的推進系統(tǒng)包括2種類型共32臺液體火箭發(fā)動機，其中8臺主發(fā)動機推力均為500 N，24臺姿控發(fā)動機推力均為240 N。推進劑為液氧和96%(質(zhì)量分?jǐn)?shù))的酒精。

1.2 火星探測

迄今為止，多個探測器成功對火星進行了探測，其中5個飛越火星，9個火星軌道器，6個火星著陸。從20世紀(jì)90年代起，火星探測再次成為空間探索的又一熱點。

1.2.1 美國“海盜”系列探測器

美國研制的“海盜1號”于1975年8月發(fā)射，“海盜2號”于1975年9月發(fā)射，均由軌道器和著陸器組成，均實現(xiàn)了火星軟著陸。

軌道器總重2 328 kg，其中干重883 kg，推進劑為MMH/NTO，主發(fā)動機推力1 323 N，可雙向搖擺9°，姿控采用12臺冷氣推力器 (工質(zhì)為氮氣)。著陸器包括巡航級和下降級，巡航級和下降級均采用了單組元肼推進系統(tǒng)，巡航級采用12臺22 N的推力器，下降級則使用了3臺單組元變推力發(fā)動機 (安裝于基座的長邊，呈120°布置)，推力范圍為276～2 667 N。

1.2.2 美國“火星全球勘測者”軌道器

“火星全球勘測者”探測器于1996年11月6日成功發(fā)射，它的設(shè)計初衷是接替失敗的“火星觀測者”任務(wù)。

“火星觀測者”軌控采用N2O4/MMH推進系統(tǒng)。進行近火制動前3天丟失。JPL對此調(diào)查總結(jié)了6條可能造成該探測器丟失的原因，其中3條與推進系統(tǒng)的氣路有關(guān)：1)氧化劑、燃料蒸汽在增壓氣路中反應(yīng)而爆炸；2)串聯(lián)冗余減壓閥失效；3)電爆閥起爆時電爆管飛出，撞壞貯箱。因此，火星全球勘測者在推進系統(tǒng)設(shè)計上進行了3項改進：1)系統(tǒng)初次使用前，將增壓氣路與推進劑貯箱隔離；2)對增壓氣路和組件實施熱控，防止推進劑蒸汽冷凝；3)在單向閥與貯箱之間設(shè)置了隔離閥，認(rèn)為推進劑隔離不能過于依賴單向閥。軌控發(fā)動機1臺，推力655 N，比沖318 s。姿控發(fā)動機12臺，推力均為4.4 N。

1.2.3 歐洲“火星快車”探測器

歐洲研制的“火星快車”探測器于1996年11月8日發(fā)射。

該探測器采用雙組元推進系統(tǒng)，推進劑為MMH/N2O4，采用1臺414 N軌控發(fā)動機和8臺10 N姿控推力器。發(fā)射重量1 240 kg，推進劑量427 kg。

用于金星探測的“金星快車”推進系統(tǒng)與“火星快車”配置相同，只是推進劑加注量略有差異。

1.2.4 美國“好奇號”推進系統(tǒng)

美國研制的“好奇號”火星探測器于2011年11月26日發(fā)射，2012年8月6日成功登陸火星?！昂闷嫣枴卑l(fā)射質(zhì)量約3 400 kg，抵達(dá)火星軌道時為3 257 kg，在火星表面著陸的“好奇號”火星車質(zhì)量為900 kg?！昂闷嫣枴毕陆导壨七M系統(tǒng)采用單組元推進系統(tǒng)，推進劑均采用無水肼，采用8臺300 N單元推力器作為姿控，采用8臺單組元變推力發(fā)動機 (推力范圍為400 N～2 998 N)進行反沖控制以釋放火星車。

1.3 其他天體探測

1.3.1 美國“卡西尼”土星探測器

“卡西尼”探測器于1997年10月發(fā)射，2004年7月進入土星軌道。

“卡西尼”號探測器質(zhì)量5 712 kg。推進系統(tǒng)在設(shè)計時充分吸取了“火星觀測者”探測器(失敗的可能原因之一是推進劑蒸汽隔離失效)的教訓(xùn)，防止推進劑蒸汽在增壓系統(tǒng)中冷凝。采用了獨立的單組元和雙組元推進系統(tǒng)。雙組元推進系統(tǒng)中只配置了2臺445 N雙組元發(fā)動機，并互為備份，另外在系統(tǒng)中采用了多個常開/常閉電爆閥組合來隔離推進劑蒸汽，并對增壓氣路組件進行主動溫度控制，防止推進劑蒸汽冷凝和積累。該推進系統(tǒng)是迄今為止最“豪華”的推進系統(tǒng)。

雙組元推進劑為MMH/N2O4，加注量3 000 kg，增壓氦氣質(zhì)量8.6 kg。單元推進劑總質(zhì)量132 kg，增壓氦氣0.4 kg。配置2臺445 N(R-4D-11)雙組元發(fā)動機和16臺1 N單元發(fā)動機。軌控采用雙組元發(fā)動機，姿控采用單組元發(fā)動機。445 N雙組元發(fā)動機能夠開啟200次，累計工作時間170 min。1 N單組元推力器 (最小沖量15 mN s)能完成267 000次脈沖，累計工作時間120 min。

1.3.2 日本“隼鳥號”推進系統(tǒng)

2003年5月9日，日本發(fā)射了“隼鳥號”探測器，用于探測25143號近地小行星。2005年9月12日到達(dá)系川小行星，2010年6月13日返回地球。

“隼鳥號”采用了Xe(氙氣)離子電推進系統(tǒng)和化學(xué)推進結(jié)合的混合推進方式，其中離子電推進系統(tǒng)用于主推進，化學(xué)推進主要用于姿態(tài)控制。

1.3.3 歐洲“羅塞塔”推進系統(tǒng)

“羅塞塔”于2004年3月2日發(fā)射，用于監(jiān)測彗核和彗發(fā)的成分。2014年8月，成功抵達(dá)目標(biāo)彗星。

探測器發(fā)射質(zhì)量3 054 kg，干質(zhì)量1 335 kg，其中著陸器質(zhì)量108 kg。探測器采用MON-1/MMH雙組元推進系統(tǒng)，推進劑量1 719 kg，設(shè)計壽命12年。共配置了24臺10 N推力器。為保證可靠性，推進系統(tǒng)主要工作于落壓模式，為保證推進效率，飛行中進行2次增壓。

1.3.4 美國“信使號”水星探測器

美國研制的“信使號”水星探測器于2004年8月3日發(fā)射。飛越地球1次，金星2次，水星3次。2011年3月17日，進入水星軌道。

探測器發(fā)射重量1 108 kg。采用擠壓式雙模式推進系統(tǒng)，推進劑為N2H4/N2O4，共采用了17臺推力器，分別為660 N雙組元發(fā)動機，4臺22 N單組元推力器以及12臺4.4 N單組元推力器。

推進系統(tǒng)采用了無推進劑管理裝置的輕質(zhì)貯箱，使用了一種可以重復(fù)充填的輔助貯箱和沉底推力器來實現(xiàn)推進劑的沉底。

1.3.5 美國“新地平線號”推進系統(tǒng)

它是NASA新邊疆計劃的第一個探測器，目標(biāo)是探測冥王星及其衛(wèi)星卡戎等天體，加強對太陽系的科學(xué)認(rèn)識。2006年1月19日發(fā)射。

探測器采用落壓式單組元肼推進系統(tǒng)。下部為1組4臺并聯(lián)的4.4 N軌控推力器，上部為4組3臺并聯(lián)的0.9 N姿控推力器。共加注76.84 kg肼和0.16 kg氦氣，25.3℃時擠壓壓力為2.2 MPa。此壓力確保在最高溫度50℃時不超過貯箱的最大工作壓力。貯箱為隔膜式結(jié)構(gòu)，工作時的落壓比為2.7:1，額定工作壓力為2.875 MPa。

1.3.6 美國“黎明號”推進系統(tǒng)

“黎明號”對灶神星和谷神星進行探測，是NASA第9個科學(xué)探索任務(wù)，于2007年9月27發(fā)射。2011年7月16日到達(dá)了灶神星，2015年3月，成功進入谷神星軌道。

探測器總重1 218 kg。采用離子推進系統(tǒng)(主推進，推力90 mN)和單組元肼推進系統(tǒng) (姿態(tài)控制)。離子推進工質(zhì)：氙氣，425 kg；肼質(zhì)量：45 kg。采用了3臺離子推力器。設(shè)計壽命10年。

1.4 探測器推進系統(tǒng)發(fā)展趨勢分析

縱觀國外探測器推進系統(tǒng)發(fā)展情況，探測器推進系統(tǒng)總體上朝可靠性更高、性能更高、輕質(zhì)化程度更高以及類型更加多樣發(fā)展。具體到探測對象，主要趨勢如下：

1)大型月球探測任務(wù)仍以擠壓式雙組元推進系統(tǒng)為主，特別是用于月面軟著陸的探測器，小型探測器則采用單組元推進系統(tǒng)，部分也采用單組元推進+電推進系統(tǒng)的方式。在所發(fā)射和正在研制的月球探測器中，雙組元推進系統(tǒng)占絕大多數(shù)，其中美國以MMH/NTO姿軌控統(tǒng)一推進系統(tǒng)為主，部分也采用N2H4/N2O4雙模式推進系統(tǒng)；前蘇聯(lián)則采用UDMH/NTO作為推進劑；日本早期的小型月球探測器采用單元肼推進系統(tǒng)，近期研制的月神探測器則采用了N2H4/N2O4推進劑；歐空局發(fā)射的SMART-1采用霍爾電推進系統(tǒng)+化學(xué)推進的方式，近期研制的月球著陸器則采用MMH/NTO推進劑。

2)火星探測器仍以化學(xué)推進系統(tǒng)為主。早期的火星飛越器推進系統(tǒng)中，美國采用了主發(fā)動機為單元肼發(fā)動機，姿控發(fā)動機采用冷氣推力器的方式；前蘇聯(lián)則采用了主發(fā)動機為泵壓式雙組元發(fā)動機，姿控發(fā)動機采用擠壓式雙組元發(fā)動機的方式。近期，軌道器推進系統(tǒng)以雙組元推進系統(tǒng)或雙模式推進系統(tǒng)為主。美國以N2H4/N2O4為推進劑的雙模式推進系統(tǒng)為主，部分也采用以MMH/NTO為推進劑的雙組元推進系統(tǒng)；前蘇聯(lián)則以UDMH/NTO為推進劑的雙組元推進系統(tǒng)為主；歐洲所發(fā)射的“火星快車”探測器采用了以MMH/NTO為推進劑的雙組元推進系統(tǒng)。著陸器推進系統(tǒng)則以單組元肼推進系統(tǒng)為主，美國為火星著陸任務(wù)研制了多款單組元變推力發(fā)動機。

3)對于比月球和火星更遠(yuǎn)的天體，推進系統(tǒng)仍以化學(xué)推進為主，但朝化學(xué)推進+電推進甚至全電推進發(fā)展。化學(xué)推進系統(tǒng)以雙模式推進系統(tǒng)為主，部分采用雙組元統(tǒng)一推進系統(tǒng)，部分也采用單組元肼推進系統(tǒng)。近期發(fā)展的探測器逐漸以電推進作為主動力，化學(xué)推進作為輔助動力或備份。

4)新一代載人探測器推進系統(tǒng)仍以化學(xué)推進為主，并朝無毒高性能推進技術(shù)發(fā)展。“阿波羅”登月飛船均采用化學(xué)推進，推進劑均為常溫可貯存自燃推進劑。美國正在研制比沖性能更高且具有火星資源原位利用前景的液氧/甲烷推進系統(tǒng)，計劃用于載人登陸火星任務(wù)。俄羅斯在研的“快船號”飛船則采用了無毒液氧/酒精推進劑。

5)為滿足不同的任務(wù)需求，發(fā)動機推力品種朝多樣化發(fā)展。國外探測器雙組元發(fā)動機推力量級主要有95 632 N，4 670～46 700 N，15 580 N，1 700 N，1 323 N，660 N，500 N，200 N，40 N和10 N等；單組元發(fā)動機推力量級主要有2 780 N，1 149 N，22 N，4.4 N，0.9 N，276～2 667 N 和400 N～2 998 N等，可選類型較多。

2 對我國開展深空探測推進技術(shù)研究的啟示

經(jīng)過多年的發(fā)展，我國現(xiàn)有的空間推進技術(shù)可用滿足多個深空探測任務(wù)的需求。但是，與國外先進水平相比，我國還存在較大的差距。為了更好的滿足不斷發(fā)展的新的深空探測任務(wù)需求，建議開展以下研究工作：

1)針對無人探測任務(wù)

不斷提高推進系統(tǒng)對復(fù)雜探測任務(wù)、復(fù)雜環(huán)境條件的適應(yīng)性；繼續(xù)在提高推進系統(tǒng)長期在軌工作的可靠性方面下功夫；不斷提高推進組件的性能、壽命和可靠性；不斷提高推進系統(tǒng)及其組件的輕質(zhì)化、小型化水平；繼續(xù)提高推進劑利用率、并聯(lián)貯箱均衡排放精度和混合比精度；開展推進系統(tǒng)在軌自主管理技術(shù)研究，實現(xiàn)推進系統(tǒng)長期在軌自主故障診斷和功能重構(gòu)；開展高性能雙組元軌控發(fā)動機和千牛級單組元大范圍變推力發(fā)動機研制；開展無毒低冰點推進系統(tǒng)研制；開展雙模式推進系統(tǒng)及N2H4/MON-1推進劑雙組元發(fā)動機研究；加快電推進系統(tǒng)工程化研制，開展長壽命、大功率多模式霍爾/離子推力器和大推力、高比沖、長壽命磁等離子體發(fā)動機等電推進技術(shù)研究；開展空間核電推進技術(shù)研究。

2)針對載人探測任務(wù)

繼續(xù)開展探測器推進系統(tǒng)方案設(shè)計及優(yōu)化，特別是要將可靠性和安全性放在首要位置；開展推進系統(tǒng)推進劑均衡排放、剩余量測量以及混合比主動控制技術(shù)研究；開展大總沖推進系統(tǒng)先進增壓技術(shù)研究；開展高性能無毒80 kN級變推力發(fā)動機工程研制；完善姿軌控發(fā)動機型譜，重點開展常規(guī)推進劑高性能可搖擺雙組元軌控發(fā)動機研制，完善姿控發(fā)動機推力品種；加快單組元無毒姿控發(fā)動機研制；開展大容積輕質(zhì)表面張力貯箱技術(shù)研究；開展大容積輕質(zhì)金屬膜片貯箱技術(shù)研究；開展大流量自鎖閥、大流量單向閥、大通徑液路電爆閥以及低溫閥門研制；開展多次啟動高性能液氧/甲烷、液氧/煤油空間推進技術(shù)研究，重點解決發(fā)動機多次點火、低溫推進劑在軌長期貯存以及高效增壓技術(shù)等問題。

航天發(fā)展，動力為先。通常，新型推進技術(shù)的研制難度大、研制周期長、需要更大的投入，我國探測器推進技術(shù)在長壽命、高可靠、在軌自主管理以及可選的產(chǎn)品種類方面與國外存在非常大的差距。因此，為支撐我國深空探測任務(wù)的長遠(yuǎn)可持續(xù)發(fā)展，應(yīng)充分論證，做好頂層規(guī)劃，并盡早啟動相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)研究，做好技術(shù)儲備。

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[6]WILEY S,DOMMER K,ENGELBRECHT C,et al.MESSENGER propulsion system flight performance:AIAA 2006-4689[R].Reston,USA:AIAA,2006.

（編輯：陳紅霞）

Development of propulsion technology abroad for deep space exploration and its inspiration

HAN Quandong1,2,REN Jianjun1,2,YU Hangjian3
（1.Shanghai Institute of Space Propulsion,Shanghai 201112,China;2.Shanghai Engineering Research Center of Space Engine,Shanghai 201112,China;3.Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China）

Propulsion system provides the required control force and control moment for spacecraft,to some extent,determines the size of the spacecraft,its farthest flight distance and even the success of the mission.It′s one of the important subsystems of the spacecraft.Many kinds of propulsion systems have been developed abroad to meet different requirements.In this paper,some typical propulsion systems for deep space exploration are described and their technical characteristics and growing trends are analyzed.The inspiration to the Chinese research on propulsion technology for deep space unmanned and manned exploration is also discussed.

deep space exploration;propulsion technology;development;inspiration

V434-34

A

1672-9374(2017)04-0001-06

2016-04-20；

2017-01-15

上海市科學(xué)技術(shù)委員會資助課題(13DZ2250600)

韓泉東（1981—），男，高級工程師，研究領(lǐng)域為空間推進技術(shù)