劉 佳，康小錄，張 巖，杭觀榮

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

在現(xiàn)階段的空間推進(jìn)領(lǐng)域化學(xué)推進(jìn)占據(jù)絕對主導(dǎo)的地位，可完成目前幾乎所用的空間任務(wù)。隨著空間推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展，電推進(jìn)逐步應(yīng)用到低高軌衛(wèi)星、深空探測等多個領(lǐng)域，已成為空間推進(jìn)重要組成部分。電推進(jìn)的優(yōu)勢是比沖高，可達(dá)數(shù)千上萬秒，是化學(xué)推進(jìn)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(wù)，可極大減少推進(jìn)劑的消耗量，提高飛行器的有效載荷比，有效彌補(bǔ)化學(xué)推進(jìn)有效載荷空間運(yùn)輸能力不足的問題。

目前電推進(jìn)的能量主要來源于太陽能，隨著電推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展，太陽能電推進(jìn)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(dǎo)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(jìn)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(guān)空間任務(wù)；電推進(jìn)的推力由電功率決定，太陽能電推進(jìn)的最大推力不超過10 N。綜上，太陽能電推進(jìn)并不適用于大規(guī)模、遠(yuǎn)距離的空間任務(wù)。

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(jìn)能源，可有效解決太陽能電功率不足的問題?？臻g核反應(yīng)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(yuǎn)距離、大速度增量的空間任務(wù)，如載人火星探測、地-月間大型貨物運(yùn)輸、深遠(yuǎn)空間探測等任務(wù)。

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(jìn)是建立在空間核裂變堆基礎(chǔ)上的。相比化學(xué)推進(jìn)，核電推進(jìn)的優(yōu)勢在于比沖高(1 000～10 000 s)；相比太陽能電推進(jìn)，核電推進(jìn)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(yīng)堆、熱電轉(zhuǎn)換系統(tǒng)、電源管理系統(tǒng)以及大功率電推進(jìn)系統(tǒng)等組成[1，3]。核反應(yīng)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(yīng)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(yīng)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(jìn)行分配管理，將電能合理分配給電推進(jìn)系統(tǒng)和其他有效載荷。大功率電推進(jìn)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(wù)為背景，開展基于核電的大功率電推進(jìn)技術(shù)分析，簡單介紹不同類型大功率電推進(jìn)的技術(shù)特點(diǎn)，并針對1 MW電推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行技術(shù)選型；基于選型結(jié)果，開展1 MW霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)的方案設(shè)計，并開展大型火星探測任務(wù)軌道轉(zhuǎn)移階段的任務(wù)分析。

1 大功率電推進(jìn)技術(shù)選型

電推進(jìn)技術(shù)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(jìn)，靜電式又分為霍爾推進(jìn)和離子推進(jìn)等，電磁式又分為磁等離子體動力推進(jìn)(MPDT)、可變比沖磁等離子體推進(jìn)(VASIMR)等。目前，霍爾推進(jìn)和離子推進(jìn)是技術(shù)最為成熟、空間應(yīng)用最廣的兩種電推進(jìn)技術(shù)，據(jù)不完全統(tǒng)計，配置霍爾推進(jìn)的航天器達(dá)100多顆，進(jìn)入空間的霍爾推力器數(shù)量在540臺以上，遠(yuǎn)超其他電推力器數(shù)量。

基于空間核電的電推進(jìn)技術(shù)最大的特點(diǎn)是功率高，就目前技術(shù)水平看，適合空間核電的大功率電推進(jìn)技術(shù)主要有霍爾推進(jìn)、離子推進(jìn)、MPDT和VASIMR等。表1總結(jié)概括了4種大功率電推進(jìn)技術(shù)的技術(shù)特點(diǎn)?；魻柾七M(jìn)結(jié)構(gòu)較簡單，可靠性高，空間應(yīng)用成功率為100%；推力功率比大，在相同的功率下可達(dá)到較大的推力；技術(shù)成熟度高，最大功率可達(dá)200 kW。離子推進(jìn)結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，推力較小，但比沖高，技術(shù)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(jìn)最大優(yōu)勢在于最大功率可到MW量級，但這兩種推進(jìn)技術(shù)的成熟度較低，尚未實(shí)現(xiàn)空間應(yīng)用，技術(shù)難度大，技術(shù)風(fēng)險較高。

表1 大功率電推進(jìn)的技術(shù)特點(diǎn)Table 1 Technical characteristics of high-power electric propulsion

配套空間核電的MW級電推進(jìn)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(jìn)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(jìn)的推力功率比最大，效率低于離子推進(jìn)，但高于MPDT和VASIMR；離子推進(jìn)的比沖和效率最高，但最大功率偏低，1 MW電推進(jìn)系統(tǒng)需配置29臺離子推力器，導(dǎo)致系統(tǒng)構(gòu)成繁瑣；MPDT和VASIMR單臺推力器功率可達(dá)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(fù)雜程度、技術(shù)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(jìn)系統(tǒng)的設(shè)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(jìn)技術(shù)現(xiàn)狀

國外開展大功率電推進(jìn)技術(shù)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(jìn)路線圖”中明確提出發(fā)展50 kW、100 kW霍爾推進(jìn)，用于完成低地球軌道(LEO)、火星軌道等大型貨物運(yùn)輸任務(wù)。為此，美國提出諸如普羅米修斯等多個大型項(xiàng)目支持大功率電推進(jìn)技術(shù)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(chǔ)上，NASA完成了NASA-1000M的150 kW單通道霍爾推力器設(shè)計，推力器直徑可達(dá)1 m，但尚未開展樣機(jī)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(diǎn)火試驗(yàn)，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(jìn)技術(shù)研究，TsNIIMASH研制了D-160、D-200以及VHITAL-160等多款樣機(jī)[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(jìn)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(yàn)[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(shè)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(jì)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(xué)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(jì)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(shè)計研制了VX-200SS推進(jìn)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(shè)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(jìn)技術(shù)研究的單位主要有上?？臻g推進(jìn)研究所、北京工程控制研究所、西安航天動力研究所等。上海空間推進(jìn)研究所在大功率霍爾推進(jìn)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(yàn)樣機(jī)研制，西安航天動力研究所研制的VASIMR實(shí)現(xiàn)了30 kW的點(diǎn)火。國內(nèi)大功率電推進(jìn)技術(shù)研究起步較晚，在功率等級、技術(shù)成熟度等方面與國外存在較大差距。

3 1 MW霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)方案

3.1 空間核反應(yīng)堆與電推進(jìn)系統(tǒng)接口設(shè)計

圖1為空間核電推進(jìn)系統(tǒng)組成示意圖。可看出，空間核電推進(jìn)系統(tǒng)首先將核反應(yīng)產(chǎn)生的熱能轉(zhuǎn)化為電能，再將部分電能提供給電推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)可達(dá)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(wù)的動力需求，電推進(jìn)系統(tǒng)必須具備大推力、高比沖等特點(diǎn)，這就要求空間核反應(yīng)堆具備大功率、高電壓的輸出能力；考慮到電推進(jìn)系統(tǒng)工作穩(wěn)定性及可靠性要求，核反應(yīng)堆輸出電壓波動不能過大，具體如下：1) 空間核反應(yīng)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(shè)計

以未來大型火星探測任務(wù)為應(yīng)用背景，航天器配置空間核電推進(jìn)系統(tǒng)，電推進(jìn)系統(tǒng)功率為1 MW，開展大功率電推進(jìn)系統(tǒng)方案設(shè)計。1 MW核電推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)總功率為1 MW，系統(tǒng)推力可達(dá)25～50 N。

圖2 霍爾電推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)構(gòu)成示意圖?；魻栯娡七M(jìn)系統(tǒng)主要包括3大單元(電源處理單元、推進(jìn)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(jìn)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(jī)構(gòu)。

整個電推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)氣路方案設(shè)計。氣瓶大小由推進(jìn)劑的攜帶量決定，推進(jìn)劑攜帶量則由具體任務(wù)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(shè)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(jìn)系統(tǒng)氣路方案設(shè)計Fig.3 Design scheme of gas circuit in Hall electric propulsion system

3.3 電推進(jìn)系統(tǒng)的質(zhì)量預(yù)估

依據(jù)系統(tǒng)設(shè)計方案，預(yù)估電推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量。霍爾電推進(jìn)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(jìn)劑消耗增加為基礎(chǔ))等的質(zhì)量會明顯增加；其余模塊的質(zhì)量變化不大，甚至?xí)S著技術(shù)發(fā)展而減輕。

霍爾推力器的質(zhì)量mT滿足如下標(biāo)度關(guān)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(shí)測質(zhì)量與理論預(yù)估質(zhì)量隨推力器功率的變化?？煽闯?，在中小功率下實(shí)測質(zhì)量與預(yù)估質(zhì)量基本相同，但在大功率(≥10 kW)下理論預(yù)估質(zhì)量大于實(shí)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(jìn)技術(shù)發(fā)展態(tài)勢，100 kW以上霍爾推力器采用多通道嵌套式設(shè)計，相比單通道結(jié)構(gòu)設(shè)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(yù)估的200 kW霍爾推力器的實(shí)際質(zhì)量應(yīng)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(jìn)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(jìn)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(shù)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(jìn)系統(tǒng)配置及預(yù)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(shè)計方案；氣瓶質(zhì)量由推進(jìn)劑質(zhì)量決定，推進(jìn)劑質(zhì)量根據(jù)具體任務(wù)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(jìn)行質(zhì)量預(yù)估。

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

3.4 任務(wù)分析

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

假設(shè)探測器干重30 t(霍爾推進(jìn)系統(tǒng)干重≤3 t)，霍爾推進(jìn)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(jìn)劑2.8～4.7 t。相比之下，化學(xué)推進(jìn)(按310～460 s比沖計算)消耗推進(jìn)劑48～94 t。圖5為推進(jìn)劑消耗量隨比沖的變化情況?？煽闯?，隨著比沖的增加，航天器的推進(jìn)劑消耗量逐漸減小，比沖超過3 000 s后，推進(jìn)劑消耗量減小的幅度變慢；通過比較可知，霍爾核電推進(jìn)消耗的推進(jìn)劑只有化學(xué)推進(jìn)的3%～10%，考慮電推進(jìn)系統(tǒng)干重，核電推進(jìn)有效載荷空間運(yùn)輸能力至少提升85%。

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

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

霍爾推進(jìn)在3種模式下的推進(jìn)劑消耗量和累計工作時間列于表4?？煽闯觯Ｊ?(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(jìn)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(jìn)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(jìn)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(jìn)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。可看出，模式2在推進(jìn)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(wù)的最佳工作模式。

表4 霍爾推進(jìn)不同模式下推進(jìn)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(jìn)技術(shù)是未來空間推進(jìn)技術(shù)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(jìn)的首選方案，尤其在百kW功率量級，大功率霍爾電推進(jìn)具有結(jié)構(gòu)簡單、推力功率比高、成熟度高等綜合技術(shù)優(yōu)勢。以大型火星探測任務(wù)為背景，探測器干重30 t，開展了基于核電推進(jìn)的1 MW大功率霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)的方案設(shè)計，系統(tǒng)配置5臺200 kW霍爾推力器，推進(jìn)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(jìn)劑3.89 t，累計工作時間203 d，推進(jìn)劑消耗量遠(yuǎn)低于化學(xué)推進(jìn)，空間有效載荷運(yùn)輸能力顯著提升。