康小錄，張 巖

（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）

0 引言

電推進作為一種先進推進技術(shù)，與化學(xué)推進相比，具有比沖高、推力小且精確可調(diào)、壽命長等優(yōu)勢，可以滿足新型航天任務(wù)對更高比沖、更長壽命和更強調(diào)節(jié)能力的推進系統(tǒng)的需求。因此，電推進成為了近年來在空間推進領(lǐng)域發(fā)展和應(yīng)用最為迅速的技術(shù)方向[1-2]。自1906 年電推進概念提出之后，電推進先后經(jīng)歷了原理探索、地面驗證、工程應(yīng)用三個階段。目前，電推進在國際上已經(jīng)進入了全面應(yīng)用階段。特別是霍爾電推進、離子電推進兩種電推進，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于俄羅斯、美國、歐洲等的航天器上，成為多個GEO 衛(wèi)星平臺的標(biāo)準(zhǔn)配置，國際上甚至把是否采用電推進作為衡量衛(wèi)星平臺先進性的重要標(biāo)志之一。而且，隨著電推進技術(shù)的不斷發(fā)展和空間應(yīng)用的不斷深入，電推進可執(zhí)行的空間任務(wù)不斷擴展，由最初的僅執(zhí)行位置保持，擴展至執(zhí)行部分甚至全部軌道轉(zhuǎn)移、深空探測主推進等任務(wù)。如美國BSS-702SP、歐洲Eurostar-3000EOR 等全電推進衛(wèi)星平臺，已采用電推進執(zhí)行衛(wèi)星所有在軌推進任務(wù)[3-4]。

我國自20 世紀(jì)70 年代開始電推進技術(shù)的研究，2000 年之后進入快速發(fā)展階段，先后完成了原理研究、技術(shù)攻關(guān)、地面試驗驗證。2012 年霍爾電推進和離子電推進空間飛行試驗的圓滿成功，拉開了我國電推進工程應(yīng)用的序幕，同時帶動我國電推進技術(shù)的全面發(fā)展[5]。

在日益增長的空間任務(wù)需求牽引下，國內(nèi)外電推進技術(shù)均呈現(xiàn)出“百花齊放、百家爭鳴”的發(fā)展態(tài)勢，各種新型電推進不斷涌現(xiàn)。與此同時，電推進可應(yīng)用的領(lǐng)域也不斷拓展，推動了傳統(tǒng)化學(xué)推進難以甚至無法完成的新型空間任務(wù)的提出和實現(xiàn)。如歐洲LISA Pathfinder 探測器采用微型電噴推進完成精確擾動補償，助力實現(xiàn)引力波探測等高精度任務(wù)[6]。即便是已成熟應(yīng)用的霍爾、離子電推進，也正在向更大/更小功率、更高比沖、多模式等方向發(fā)展，以滿足更為苛刻的任務(wù)需求。

基于近年來電推進技術(shù)的迅猛發(fā)展，本文重點對電推進技術(shù)的空間應(yīng)用現(xiàn)狀進行綜述，根據(jù)應(yīng)用情況和需求牽引，分析電推進技術(shù)及其應(yīng)用的發(fā)展趨勢，并對我國電推進技術(shù)的發(fā)展提出建議。

1 航天器應(yīng)用電推進的特點

電推進的技術(shù)特點決定了其應(yīng)用于航天器，將給航天器帶來新的特點。電推進具有比沖較化學(xué)推進高至少一個量級、推力小且精確可調(diào)、沖量小、壽命長達數(shù)千甚至數(shù)萬小時等特點，將給航天器帶來質(zhì)量、壽命、經(jīng)濟等增益，提升航天器任務(wù)執(zhí)行能力，擴展其空間任務(wù)范圍等。同時，電推進作為一種新型推進技術(shù)應(yīng)用于航天器，將帶來羽流影響、電磁影響、長時工作影響等新的問題和物理現(xiàn)象，需要予以關(guān)注和研究。

1.1 航天器應(yīng)用電推進的優(yōu)勢

電推進按照工作原理，可分為電熱式、靜電式和電磁式3 大類。不同種類的電推進技術(shù)特點有所不同，但較之于化學(xué)推進，其明顯的特點在于比沖高，執(zhí)行空間任務(wù)消耗的推進劑量小，帶來航天器質(zhì)量、在軌壽命、經(jīng)濟等增益。電推進的推力小且精確可調(diào)，可提高航天器姿態(tài)穩(wěn)定度。除此之外，電推進的功率、比沖均可調(diào)節(jié)，提升了對空間任務(wù)的適應(yīng)性，擴展航天器的任務(wù)范圍。雖然電推進的推力小，但是電推進可持續(xù)工作數(shù)千甚至數(shù)萬小時，使航天器獲得更高的最終速度從而有效縮短任務(wù)周期，或者擴展探測距離等。電推進可執(zhí)行的任務(wù)涵蓋航天器位置保持、軌道轉(zhuǎn)移、低軌航天器軌道維持、深空探測主推進、擾動精確補償?shù)榷囝愋涂臻g任務(wù)，因此，航天器配置電推進，可提高航天器應(yīng)急能力，提升任務(wù)成功概率。電推進在航天器上應(yīng)用，可帶來的具體優(yōu)勢如下。

1.1.1 大幅節(jié)省推進劑，增加有效載荷或延長衛(wèi)星在軌壽命

電推進比沖較化學(xué)推進高至少一個量級，當(dāng)前廣泛應(yīng)用的霍爾、離子電推進，其比沖一般在1 500～3 000 s 左右，執(zhí)行相同空間任務(wù)，可節(jié)省推進劑消耗量，在航天器質(zhì)量不變的情況下，可增加有效載荷或延長衛(wèi)星在軌壽命。例如，對于5 t 量級發(fā)射重量的GEO 衛(wèi)星平臺：①在壽命不變的情況下，應(yīng)用千瓦級電推進執(zhí)行在軌位置保持任務(wù)，相對全化學(xué)推進，有效載荷可增加50%（300 kg）以上；②應(yīng)用5 kW 級電推進執(zhí)行部分軌道轉(zhuǎn)移和在軌位置保持任務(wù)，相對全化學(xué)推進，有效載荷可增加100%（800～1 000 kg）以上，如圖1 所示。特別是對載荷質(zhì)量大，導(dǎo)致發(fā)射質(zhì)量超過運載能力的衛(wèi)星，采用電推進后，可將發(fā)射質(zhì)量降到運載能力范圍內(nèi)，實現(xiàn)空間能力質(zhì)的突破。

圖1 5 t 發(fā)射質(zhì)量GEO 衛(wèi)星采用電推進獲得的有效載荷增加量Fig.1 Payload increased if use electric propulsion for the 5 t GEO satellites

1.1.2 沖量小且一致性好，提高航天器姿態(tài)穩(wěn)定度

現(xiàn)有航天器的功率受限，電推進的可用功率一般在數(shù)十瓦至幾千瓦，該功率下的電推進推力通常較小，在微牛至毫牛量級，雖不利于執(zhí)行快速機動任務(wù)，但可實現(xiàn)小沖量，有利于提高航天器姿態(tài)穩(wěn)定度。例如，美國LS-1300 平臺衛(wèi)星采用SPT-100型80 mN 霍爾電推進代替22 N 化學(xué)推力器，執(zhí)行在軌南北位保任務(wù)期間，推力器工作引發(fā)的姿態(tài)誤差減小了80%左右[7]，如圖2 所示。

圖2 美國LS-1300 平臺及在軌采用霍爾電推進后姿態(tài)控制誤差變化的數(shù)據(jù)Fig.2 SPT operations reduce spacecraft momentum errors for LS-1300 of USA

1.1.3 功率、推力和比沖精確可調(diào)，任務(wù)適應(yīng)能力強

以霍爾、離子為代表的電推力器，均具備多模式工作能力，其功率、推力、比沖等性能可進行優(yōu)化調(diào)整，因此，針對不同空間任務(wù)或同一任務(wù)的不同階段，可進行電推進工作模式的調(diào)整，提升空間任務(wù)的執(zhí)行效率，增加有效載荷質(zhì)量或縮短任務(wù)周期。例如，GEO 衛(wèi)星的在軌道轉(zhuǎn)移階段，需要電推進以較大推力工作（同時確保足夠比沖），以減小軌道轉(zhuǎn)移時間[8]，而在軌期間，則需要電推進以高比沖模式工作（同時確保足夠推力）；地球重力梯度衛(wèi)星無拖曳控制任務(wù)需要根據(jù)不同軌道階段的大氣阻力，適時調(diào)節(jié)電推進工作模式，輸出合適的推力來補償大氣阻力等，提升了空間任務(wù)的適應(yīng)能力。

1.1.4 擴展深空探測距離，縮短探測周期

電推進雖然推力很小，但可長時間工作，探測器可持續(xù)加速，在同等發(fā)射質(zhì)量和推進劑質(zhì)量條件下，探測器最終飛行速度將遠大于化學(xué)推進，從而在相同任務(wù)周期內(nèi)，大幅擴展深空探測距離，或者對于相同探測目標(biāo)的遠距離探測任務(wù)，大幅縮短任務(wù)周期。例如，根據(jù)任務(wù)規(guī)劃，采用化學(xué)推進的羅塞塔探測器原計劃利用9 a 時間抵達沃塔南（Wirtanen）彗星[9]，而采用電推進的CNSR 探測器只需2.5 a 時間即可到達該彗星，如圖3 所示，并在羅塞塔探測器到達該彗星之前將樣品返回地球。

圖3 CNSR 和羅塞塔探測器抵達沃塔南慧星所需飛行時間Fig.3 Flying time of CNSR and Rosetta detector toward Wirtanen comet

1.1.5 提高航天器應(yīng)急能力

航天器特別是高軌衛(wèi)星，配備化學(xué)推進和電推進的混合推進系統(tǒng)，可增加推進系統(tǒng)的功能柔性。在出現(xiàn)意外的情況下，可根據(jù)需要對推進系統(tǒng)進行重新配置，由電推進系統(tǒng)執(zhí)行部分化學(xué)推進的任務(wù)，利用高比沖的優(yōu)勢，使得衛(wèi)星進入軌道的同時，減少對壽命的影響，從而扭轉(zhuǎn)不利局勢，大大減少相關(guān)損失。自20 世紀(jì)80 年代電推進正式應(yīng)用于GEO 衛(wèi)星以來，國際上已有4 顆GEO 衛(wèi)星（美國GStar 3 和AEHF-1、歐 洲ARTEMIS、俄 羅 斯Express AM 6）未進入預(yù)定軌道，但依靠星上電推進系統(tǒng)救援成功而入軌的案例。其中，AEHF-1 和Express AM 6 衛(wèi)星在化學(xué)推進出現(xiàn)故障的情況下，由霍爾電推進執(zhí)行軌道提升任務(wù)，成功進入預(yù)定軌道，且未對衛(wèi)星在軌壽命造成影響[10]。

1.2 航天器應(yīng)用電推進的問題

電推進作為一種新型推進技術(shù)應(yīng)用于航天器，將帶來一些新的問題和物理現(xiàn)象，例如電推進放電羽流中的帶電粒子影響，高能粒子影響，與航天器電磁兼容特性，長時間持續(xù)工作對材料、空間環(huán)境的影響等，需要在電推進技術(shù)發(fā)展、應(yīng)用過程中予以關(guān)注和研究。

1.2.1 電推進工作產(chǎn)生的帶電粒子影響

電推進的工作原理決定其在工作過程中，必然產(chǎn)生大量帶電粒子，其中包括正離子、負離子、單價及多價帶電粒子等，不同種類的帶電粒子形成的帶電粒子流，從電推力器內(nèi)部噴出后，將改變周圍空間電荷情況，影響航天器表面的帶電情況，部分帶電粒子可能直接到達航天器表面，從而加劇對航天器表面帶電情況的影響，改變航天器表面電位。因此，采用電推進的航天器，需要關(guān)注和研究航天器表面電位的變化情況，以判斷對航天器正常運行、有效載荷正常工作的影響等，并研究采取有效的控制策略。

1.2.2 電推進工作產(chǎn)生的高能粒子影響

電推力器工作產(chǎn)生的等離子體羽流，雖然是較為稀薄的羽流，但是由于受到較高電壓的加速，羽流中的粒子一般具有較高的動能。這些高動能羽流粒子，會對航天器表面、太陽能電池陣、附近載荷等產(chǎn)生轟擊、濺射效應(yīng)。高動能粒子的轟擊濺射，可能會影響航天器表面特性，特別是濺射后的沉積效應(yīng)，則可能使表面材料特性發(fā)生變化。除此之外，高動能粒子的轟擊濺射，還會產(chǎn)生熱效應(yīng)，以及對太陽電池陣等的力矩影響等。

1.2.3 電推進與航天器的電磁兼容性

電推力器工作，通常依賴于靜電場、磁場、電磁場，或者采用電弧、電加熱器等，因此，電推力器工作過程中產(chǎn)生的電磁特性可能會對航天器或者電推進附近的敏感組件等產(chǎn)生電磁干擾。在電推進研究和應(yīng)用時，需要考慮其與航天器的電磁兼容特性。

1.2.4 電推進放電等離子體導(dǎo)電特性影響

電推力器在工作時，放電產(chǎn)生的等離子體是由帶電粒子組成的，具有導(dǎo)電特性。航天器在軌期間，在電推力器點火運行時，可能在電推力器、等離子體和太陽帆板之間誘導(dǎo)產(chǎn)生高頻電流環(huán)，尤其是在航天器機械結(jié)構(gòu)和電源系統(tǒng)之間，產(chǎn)生的高頻電流環(huán)可能會造成太陽能帆板、電源系統(tǒng)內(nèi)部短路打火等問題，也可能帶來電源系統(tǒng)漏電等隱患，從而影響航天器的正常運行及安全性。

1.2.5 電推進其他潛在問題

電推進應(yīng)用于航天器可能存在的其他問題：電推力器執(zhí)行空間任務(wù)，一般需要數(shù)千小時甚至數(shù)萬小時的長時間持續(xù)工作，由此產(chǎn)生的累積效應(yīng)，可能會導(dǎo)致航天器表面或載荷的材料、周圍空間環(huán)境產(chǎn)生變化，需考慮該變化的情況及其對航天器運行的影響。另外，現(xiàn)有電推進的推力均比較小，執(zhí)行航天器軌道轉(zhuǎn)移所需的時間太長，導(dǎo)致航天器在輻射帶停滯時間長，從而帶來太陽電池陣性能衰減的問題。針對此問題，國際電推進也正在發(fā)展大功率、大推力以及新型的電推進技術(shù)，以期進一步提高其推力水平。

2 電推進的空間應(yīng)用現(xiàn)狀

電推進按照工作原理，可分為電熱式、靜電式和電磁式3 大類。電熱式推進主要代表是電阻加熱推進和電弧加熱推進，于20 世紀(jì)80、90 年代在美國、俄羅斯得到了一定應(yīng)用，但由于其比沖較低，正被更高比沖的電推進取代。目前，空間應(yīng)用最為廣泛的是靜電式電推進，其中，霍爾電推進、離子電推進為當(dāng)前國際上研究和應(yīng)用的重點，在GEO 衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移和位置保持、深空探測器主推進、低軌衛(wèi)星軌道維持等任務(wù)中大量應(yīng)用。此外，微功率的場發(fā)射電推進、電噴推進等具有推力小且覆蓋范圍寬（1 μN～1 mN）、系統(tǒng)一體化等優(yōu)勢，在微小衛(wèi)星上有所應(yīng)用和發(fā)展。磁等離子體動力學(xué)電推進（MPD）、可變比沖磁等離子體電推進（VASIMR）、脈沖等離子體推進（PPT）、微弧陰極放電電推進（μCAT）等電磁式推進，目前均處于地面研究階段，離工程應(yīng)用還有一定差距。

以下從GEO 衛(wèi)星、低軌衛(wèi)星、深空探測等方面介紹國內(nèi)外電推進發(fā)展和應(yīng)用情況。

2.1 電推進在GEO 衛(wèi)星領(lǐng)域的應(yīng)用

GEO 衛(wèi)星平臺的推進系統(tǒng)，經(jīng)歷了化學(xué)推進、化學(xué)—電混合推進的演化，正在朝全電推進方向發(fā)展。目前，已有200 顆左右GEO 衛(wèi)星采用了電推進，主要應(yīng)用情況如下。

在電推進應(yīng)用初期，大部分采用電推進的GEO衛(wèi)星平臺，如美國BSS702[11]、LS-1300[12]，歐洲Eurostar 3000[13]、@bus[14]，俄羅斯MSS-2500-GSO、Express-1000 等平臺[15]，均采用電推進執(zhí)行南北位保任務(wù)（部分還執(zhí)行東西位保任務(wù)），工作模式要求單一，電推力器功率范圍0.5～1.35 kW，典型代表有MR-501 電阻加熱推力器，MR-510 電弧推力器，SPT-70、SPT-100 霍爾推力器，13-cm XIPS 離子推力器等。其中，電阻加熱和電弧電推進由于性能較低，目前基本退出了GEO 平臺應(yīng)用領(lǐng)域。

隨著電推進技術(shù)的發(fā)展，星上功率增加，電推進可執(zhí)行的空間任務(wù)擴展至位置保持、軌道轉(zhuǎn)移等。國際上正在發(fā)展的衛(wèi)星平臺中，已有6 種平臺采用電推進執(zhí)行發(fā)射后的部分軌道轉(zhuǎn)移和在軌位保任務(wù)，其中，已經(jīng)應(yīng)用的平臺有美國BSS 702、A2100M、俄羅斯USP 這3 種[16]。該類型平臺要求電推進具備大推力、高比沖等不同工作模式的能力。因此，該類型平臺采用的電推進主要以多模式霍爾電推進、離子電推進為主，電推力器功率均在5 kW 量級，典型代表有BPT-4000、SPT-140、PPS 5000 霍爾推力器和25-cm XIPS 離子推力器等。美國發(fā)射質(zhì)量6 t 的A2100M 衛(wèi)星平臺，如圖4 所示，采用BPT-4000 霍爾推力器執(zhí)行部分軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)和在軌位保任務(wù)，較全化學(xué)推進，發(fā)射質(zhì)量減小908 kg 以上。

圖4 美國A2100M 平臺及其BPT-4000 霍爾推力器Fig.4 A2100M platform and the BPT-4000 Hall thruster

美國BSS-702 平臺采用4 臺25-cm XIPS 離子推力器，如圖5 所示[17-19]。

圖5 美國BSS-702 平臺及其25-cm XIPS 離子推力器Fig.5 BSS-702 platform and the 25-cm XIPS ion thruster

在上述基礎(chǔ)上，國際上正在發(fā)展全電推進GEO衛(wèi)星平臺，采用電推進執(zhí)行衛(wèi)星在軌所有軌道任務(wù)。美國BSS 702SP、歐洲Eurostar 3000EOR 平臺均采用全電推進，且已實現(xiàn)多次全電推進衛(wèi)星發(fā)射。由于電推進推力較小，全電推進平臺的軌道轉(zhuǎn)移時間需3～6 個月，美國波音公司的BSS 702SP 全電推進平臺，采用5 kW 級離子電推進，于2015 年實現(xiàn)一箭雙星首發(fā)，衛(wèi)星入軌時間為6 個月左右。歐洲泰勒茲·阿雷尼亞公司的Eurostar 3000EOR 平臺，采用5 kW 多模式霍爾電推進，于2017 年6 月首發(fā)，衛(wèi)星入軌時間4 個月左右。美國洛克希德·馬丁公司、勞拉空間系統(tǒng)公司也在開展全電推進平臺研制工作，均采用5 kW 量級霍爾推力器。圖6 所示為兩種典型的全電推進平臺。

圖6 兩種典型全電推進平臺Fig.6 Two typical all-electric propulsion satellite platforms

國內(nèi)電推進技術(shù)經(jīng)過近20 年的發(fā)展，也已經(jīng)進入工程應(yīng)用階段。其中，上?？臻g推進研究所研制的國內(nèi)首臺霍爾推力器及其系統(tǒng)——亞千瓦級霍爾電推進系統(tǒng)，如圖7（a）所示，以及蘭州空間技術(shù)物理研究所研制的LIPS200 千瓦級離子電推進系統(tǒng)，于2013 年，在SJ-9A 衛(wèi)星完成國內(nèi)電推進的首次空間飛行驗證。之后，國內(nèi)電推進技術(shù)的發(fā)展以及航天任務(wù)對電推進的需求明顯增多。國內(nèi)航天規(guī)劃和正在論證的多個空間任務(wù)，均對電推進提出明確需求。

目前，完成空間飛行驗證的亞千瓦級霍爾電推進系統(tǒng)、千瓦級離子電推進系統(tǒng)均已進入型號應(yīng)用階段。2017 年4 月發(fā)射的實踐十三號（現(xiàn)中星十六號）高軌通信衛(wèi)星，采用LIPS200 千瓦級離子電推進系統(tǒng)執(zhí)行南北位保任務(wù)。此外，針對國內(nèi)規(guī)劃中的大型GEO 衛(wèi)星平臺和全電推進平臺，上海空間推進研究所和蘭州空間技術(shù)物理研究所分別先后成功研制5 kW 多模式霍爾電推進，如圖7(b)所示、5 kW 離子電推進飛行產(chǎn)品。

圖7 國內(nèi)霍爾推力器產(chǎn)品Fig.7 Hall thruster products developed in SISP

綜上可知，GEO 衛(wèi)星平臺應(yīng)用電推進的歷程，經(jīng)歷了從低性能到高性能、單模式到多模式的發(fā)展過程，功率從最初的數(shù)百瓦提升至目前主流的5 kW量級。美、俄等針對未來超大型GEO 衛(wèi)星平臺需求，正在開展10 kW 量級電推進技術(shù)研發(fā)，如美國研制的XR-12、XR-20 霍爾推力器，俄羅斯研制的SPT-230 霍爾推力器等，為未來大型空間任務(wù)應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

表1 給出了國際上采用電推進的主要GEO 衛(wèi)星平臺統(tǒng)計情況。

2.2 電推進在低軌衛(wèi)星領(lǐng)域的應(yīng)用

近年來，電推進在低軌衛(wèi)星上的應(yīng)用呈快速增長趨勢，主要執(zhí)行軌道維持、大氣阻力補償、高精度姿態(tài)控制等任務(wù)。對于低軌遙感衛(wèi)星，采用電推進執(zhí)行大氣阻力補償任務(wù)，可實現(xiàn)在超低軌道（如200 km）上長時間運行，在遙感載荷不變的情況下，大幅提高對地觀測分辨率。低軌衛(wèi)星限于整星功率，一般采用數(shù)十瓦至數(shù)百瓦的中小功率電推力器，應(yīng)用的典型電推進有數(shù)百瓦功率量級的霍爾電推進、離子電推進等，一些微小衛(wèi)星還在嘗試使用微小功率的電阻加熱推進、電弧推進、脈沖等離子體電推進等。

美國最早于2006 年，在質(zhì)量370 kg、軌道高度約400 km 的TacSat 2 快響應(yīng)低軌遙感衛(wèi)星上采用BHT-200 小功率霍爾電推進，如圖8 所示，執(zhí)行軌道阻力補償任務(wù)，開啟了電推進在低軌衛(wèi)星上應(yīng)用的先河[21]。2007 年，美國又在質(zhì)量僅50 kg 的微小衛(wèi)星FalconSat-3 上應(yīng)用了脈沖等離子體電推進，執(zhí)行姿態(tài)控制任務(wù)，衛(wèi)星軌道高度560 km，實現(xiàn)了電推進在微小衛(wèi)星上的應(yīng)用。而且，在2019 年5 月，美國商業(yè)航天公司SpaceX 在Starlink 計劃下，通過一箭60 星的方式，將單星質(zhì)量227 kg 的60 顆小衛(wèi)星送入太空，衛(wèi)星采用小功率霍爾電推進執(zhí)行軌道提升和星座組網(wǎng)任務(wù)，將衛(wèi)星軌道高度從440 km 提升至550 km，并實現(xiàn)組網(wǎng)工作，這是電推進在小衛(wèi)星星座上的首次大規(guī)模應(yīng)用。

表1 國外主要電推進GEO 平臺統(tǒng)計表Tab.1 GEO platforms using EP abroad

圖8 美國TacSat 2 快響應(yīng)低軌遙感衛(wèi)星及其霍爾推力器Fig.8 TacSat 2 responsive remote sensing satellite and the using Hall thruser

歐洲2009年發(fā)射，并于2013年底完成任務(wù)的重力場和穩(wěn)態(tài)海洋環(huán)流探測衛(wèi)星（GOCE），采用離子推力器執(zhí)行大氣阻力補償任務(wù)，如圖9所示，實現(xiàn)無拖曳控制。GOCE衛(wèi)星軌道高度為250 km，質(zhì)量為1 050 kg[22]。

俄羅斯先后于2012 年、2014 年發(fā)射的Canopus-V 光學(xué)對地遙感衛(wèi)星、埃及EgyptSat 2 遙感衛(wèi)星[23-24]，均采用霍爾電推進執(zhí)行軌道控制任務(wù)和大氣阻力補償任務(wù)。其中，EgyptSat 2衛(wèi)星質(zhì)量為1 050 kg，軌道高度為700 km，采用SPT-70 霍爾推力器。Canopus-V 軌道高度為510 km，采用了SPT-50 霍爾推力器執(zhí)行軌道任務(wù)。

圖9 GOCE 衛(wèi)星及其T5 離子推力器Fig.9 GOCE satellite and the using T5 ion thruser

此外，韓國的SI-300 小型低軌遙感衛(wèi)星平臺[25]也采用300W 霍爾推力器執(zhí)行軌道修正和軌道機動任務(wù)。SI-300 平臺質(zhì)量為200～300 kg，基于SI-300平臺的發(fā)射的阿聯(lián)酋DubaiSat 2 小衛(wèi)星和西班牙Deimos 2 衛(wèi)星已分別于2013 年11 月 和2014 年6 月發(fā)射。DubaiSat 2 衛(wèi)星質(zhì)量不超過300 kg，功率為450 W，運行于600 km 太陽同步軌道，用于地球觀測，相機全色分辨率為1 m，多光譜分辨率為4 m。

國內(nèi)，我國空間站已經(jīng)確定采用1.5 kW 功率量級的HET-80 霍爾電推進執(zhí)行大氣阻力補償任務(wù)，計劃于2020 年發(fā)射。

表2 給出了目前國外的低軌衛(wèi)星應(yīng)用電推進情況的統(tǒng)計。

表2 國外低軌衛(wèi)星應(yīng)用電推進統(tǒng)計表Tab.2 Low-orbit satellites using EP abroad

2.3 電推進在深空探測領(lǐng)域的應(yīng)用

深空探測任務(wù)具有速度增量大，電功率變化范圍大，對推力、比沖調(diào)節(jié)能力要求高等特點，需采用多模式電推進執(zhí)行主推進任務(wù)。

1964 年，蘇聯(lián)在Zond-2 火星探測器上應(yīng)用了6臺脈沖等離子體電推力器，執(zhí)行太陽電池陣定向任務(wù)[26]，開啟了電推進在深空探測領(lǐng)域應(yīng)用的先河。

霍爾電推進和離子電推進是目前深空探測主推進的主流和重點發(fā)展方向。目前已經(jīng)發(fā)射的深空探測器中，有6 顆探測器采用電推進作為主推進，而根據(jù)不同任務(wù)的需求和電推進技術(shù)發(fā)展情況，各探測器采用的電推進技術(shù)不同，美國深空一號探測器，如圖10 所示、黎明號小行星探測器均采用NSTAR 離子推力器[27-28]，日本隼鳥號小行星探測器、隼鳥號二號小行星探測器和PROCYON 探測器則采用日本研制的小功率微波離子推力器[29]，歐洲智慧一號月球探測器，如圖11 所示，采用了PPS 1350-G 多模式霍爾推力器[30]。

圖10 深空一號探測器Fig.10 Deep space 1

圖11 智慧一號月球探測器Fig.11 SMART-1 detectors

未來載人深空探測、星際貨物運輸?shù)却笮蜕羁杖蝿?wù)，對基于核電的大功率電推進提出了需求，可實現(xiàn)單臺牛級推力的大功率霍爾電推進、磁等離子體動力電推進（MPD）和可變比沖磁等離子體電推進（VASIMR）等是幾種具有競爭優(yōu)勢的推進技術(shù)。目前，美、俄、歐均在大力開展大功率電推進技術(shù)研究，美國已形成50 kW 級霍爾推力器原理樣機，正在研制最大功率240 kW 的霍爾推力器，俄、歐等也形成了功率超過30 kW 的大功率霍爾推力器樣機。研制的MPD 推力器樣機，單臺最大功率已經(jīng)達到MW 量級，可滿足未來數(shù)十年內(nèi)深空探測任務(wù)對大功率電推進的需求。國內(nèi)也正在開展大功率電推進技術(shù)的研究，已經(jīng)完成10 kW 級大功率多模式霍爾推力器樣機研制，額定推力達到0.5 N。目前，國內(nèi)正在開展50～100 kW 級大功率霍爾電推進、MPD 電推進等技術(shù)研究，為我國未來深空探測任務(wù)提供動力支撐。

3 電推進的發(fā)展趨勢

根據(jù)對國際上電推進技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用現(xiàn)狀分析，電推進正朝多模式、長壽命、大功率的方向發(fā)展，應(yīng)用領(lǐng)域也在進一步拓展，全電推進成為GEO平臺等發(fā)展的重要方向，微小功率電推進技術(shù)發(fā)展種類逐漸增多，且在低軌衛(wèi)星上的應(yīng)用也越來越廣泛。

3.1 電推進向更多模式方向發(fā)展，提高任務(wù)適應(yīng)能力

以千瓦級離子電推進、霍爾電推進為代表的現(xiàn)有電推進，一般只能單模式工作，即只有一個工作點，功率、推力、比沖等性能不變，因此，只能承擔(dān)在軌位保等單一任務(wù)，任務(wù)擴展、適應(yīng)能力較弱。近年來，不斷發(fā)展的GEO 衛(wèi)星平臺，其軌道轉(zhuǎn)移、位置保持、姿態(tài)控制、離軌等任務(wù)，要求電推進完成其中大部分任務(wù)甚至全部任務(wù)，不同任務(wù)對電推進的功率、推力和比沖等性能需求差異大，深空探測任務(wù)的不同階段對執(zhí)行主推進的電推進性能要求也不盡相同，這就要求電推進必須具備多模式工作能力。

目前，美、俄、歐等新研發(fā)的電推進幾乎都具有多模式能力，任務(wù)適應(yīng)能力強。如美國BPT-4000多模式霍爾推力器，功率調(diào)節(jié)比可達22∶1，能夠適應(yīng)GEO 平臺、全電推進平臺和深空探測主推進等多種任務(wù)的需求[31]。

3.2 電推進向更大功率方向發(fā)展，以適應(yīng)大型空間任務(wù)

當(dāng)前，1～5 kW 量級中等功率霍爾推力器、離子推力器已經(jīng)成熟應(yīng)用于GEO 衛(wèi)星、深空探測器等，而以HERMeS、SPT-290、NASA-400M 等為代表的數(shù)十千瓦級霍爾推力器[32]，已經(jīng)達到工程樣機水平，并且被列入空間任務(wù)規(guī)劃，如HERMeS 霍爾推力器將應(yīng)用于小行星重定向任務(wù)，NASA-400M 霍爾推力器將于2019年后應(yīng)用于低軌貨運飛船軌道轉(zhuǎn)移、ISS 近地軌道空間飛行任務(wù)等。隨著空間核電技術(shù)的突破，空間功率將不再首先，因此，預(yù)計5～10 a 內(nèi)，將實現(xiàn)數(shù)十千瓦級的大功率霍爾電推進的空間應(yīng)用。

與此同時，未來更大型的空間任務(wù)，如載人火星、大型火星貨運、行星際探測等任務(wù)，對更大功率的霍爾電推進提出了需求，要求功率需達到數(shù)百千瓦，甚至兆瓦級，以減小航天器規(guī)模，以便能夠完成化學(xué)推進難以甚至無法完成的大速度增量深空探測任務(wù)，擴展空間探索距離。在此需求牽引下，電推進也正在朝著單臺推力器實現(xiàn)高于100 kW 的大功率方向發(fā)展。例如，D-160 已經(jīng)驗證了在140 kW功率下工作的穩(wěn)定性，設(shè)計功率240 kW 的X3 霍爾推力器，也已經(jīng)驗證了在102 kW 功率下工作的性能。大功率磁等離子體電推進（MPD、VASIMR），其功率正在向MW 級發(fā)展。

3.3 電推進向超高比沖方向發(fā)展

電推進的比沖越高，在執(zhí)行空間任務(wù)期間所需的推進劑就越少，可以帶來航天器的質(zhì)量效益，甚至可以使一些化學(xué)推進和現(xiàn)有電推進無法實現(xiàn)的任務(wù)變得可行。目前正在發(fā)展和應(yīng)用的電推進技術(shù)，其中微小功率的新型場發(fā)射電推進，其比沖最高已經(jīng)可達到10 000 s 左右，大幅降低執(zhí)行任務(wù)所需的推進劑量，減小系統(tǒng)總質(zhì)量，已在微小衛(wèi)星上的得以應(yīng)用。

目前成熟應(yīng)用的中等功率霍爾電推進、離子電推進，其比沖一般在1 500～3 500 s 范圍內(nèi)，可滿足當(dāng)前的空間任務(wù)需求。但是，隨著航天技術(shù)發(fā)展和航天任務(wù)規(guī)劃，未來大型空間貨物運輸、大型載人/無人深空探測等任務(wù)，要求電推進的比沖需要達到8 000 s 左右，功率也需達到百千瓦量級。現(xiàn)有的微小功率、中功率電推進均無法滿足要求，因此，超高比沖成為大功率電推進的重要發(fā)展方向之一。

正在發(fā)展的幾種大功率電推進技術(shù)中，離子電推進的推力密度和推力功率比均較低，導(dǎo)致其功率超過50 kW 后的推力器尺寸過大，在工程上難以實現(xiàn)；霍爾電推進的技術(shù)成熟度高，因此，仍然是重點發(fā)展技術(shù)之一。目前，已研制的大功率霍爾推力器單臺設(shè)計功率已達240 kW，試驗驗證功率為102 kW。在超高比沖方面，采用雙級陽極層霍爾推力器設(shè)計的超高比沖推力器VHITAL-160，其驗證比沖高達7 667 s，可滿足深空探測任務(wù)需求。

大功率磁等離子體電推進（MPD、VASIMR）也是超高比沖電推進重要技術(shù)方向，其比沖均可達到8 000 s 以上，目前已驗證的MPD 推力器最高比沖超過9 000 s。MPD、VASIMR 電推進適合的單臺功率在數(shù)百千瓦至兆瓦量級，特別是VASIMR 電推進，在百千瓦功率量級其性能較差。同時，兩者的技術(shù)成熟度目前較低，需要繼續(xù)深入研究和驗證，解決壽命、磁路、性能等限制因素，為未來的空間應(yīng)用夯實技術(shù)基礎(chǔ)。

3.4 電推進向更高精度性能調(diào)節(jié)方向發(fā)展

電推進具備推力精確可調(diào)的優(yōu)勢，但是隨著航天規(guī)劃、空間探索任務(wù)的不斷發(fā)展和提升，要求推進系統(tǒng)所需執(zhí)行空間任務(wù)的控制精度要求越來越高，如微小衛(wèi)星組網(wǎng)、重力梯度測量、引力波探測等高精度空間任務(wù)，均需要推進系統(tǒng)進行精確的姿態(tài)控制、擾動精確補償?shù)取Ｔ摲N類型任務(wù)，不僅化學(xué)推進無法完成，霍爾、離子等常規(guī)電推進也很難完成，因此，對高精度性能調(diào)節(jié)的電推進技術(shù)需求變得明確而迫切。

針對上述需求，國際上正在發(fā)展多種新型的電推進技術(shù)，不僅將電推力器的推力下探至微牛量級，而且推力的調(diào)節(jié)可實現(xiàn)更高的精度，甚至實現(xiàn)無級連續(xù)調(diào)節(jié)。此外，也在發(fā)展脈沖工作式電推進技術(shù)，實現(xiàn)電推進的元沖量精確控制等。例如，歐洲研制的In-FEEP-25 衛(wèi)星場發(fā)射電推力器，推力1～25 μN 可調(diào)節(jié)，推力噪聲＜0.1 μN，最小沖量＜5×10ˉ9Ns，可極大地提高微小型航天器姿軌控精度。較為成熟可靠的霍爾電推進技術(shù)，國內(nèi)外均在發(fā)展推力大范圍連續(xù)可調(diào)的小功率等離子體電推進技術(shù)，德國研制的HEMP-T 3050 樣機，其推力可在20～100 mN 范圍內(nèi)連續(xù)可調(diào)。

3.5 電推進正向更低成本方向發(fā)展

近幾年，1 000 kg 以下的微小衛(wèi)星已穩(wěn)定占據(jù)所有發(fā)射衛(wèi)星的40%以上，未來，隨著國內(nèi)外多個小衛(wèi)星星座的發(fā)展，種類繁多的科學(xué)探測任務(wù)的規(guī)劃提出，微小衛(wèi)星的發(fā)射占比將越來越高。同時，近幾年商業(yè)航天快速發(fā)展，涌現(xiàn)出以SpaceX、藍源為代表的成熟的商業(yè)航天公司。微小衛(wèi)星和商業(yè)航天不僅對小功率電推進提供明確而迫切的需求，而且要求電推進系統(tǒng)的成本盡量低，以適應(yīng)商業(yè)航天的發(fā)展需要，以及成百上千顆微小衛(wèi)星的批量應(yīng)用與發(fā)展。

電推進為了實現(xiàn)更低成本，首先針對目前成熟應(yīng)用的電推進種類，向微小功率發(fā)展，如50～400 W級小功率霍爾推力器、離子推力器等，具有技術(shù)成熟高、研制風(fēng)險低、研發(fā)周期短、成本低的優(yōu)勢，可快速實現(xiàn)空間應(yīng)用。如美國研制的50～300 W 的BHT200 霍爾推力器即是繼承5 kW 的BHT-4000 霍爾推力器研發(fā)而來，已經(jīng)成功應(yīng)用于TacSat 2 快響應(yīng)小衛(wèi)星上。其次，發(fā)展新型的電推進技術(shù)，如微陰極電弧推進技術(shù)，其系統(tǒng)可高度集成化和模塊化，以降低研發(fā)和應(yīng)用成本。此外，對于發(fā)展的小功率霍爾、離子等電推進技術(shù)，在確保推力器性能的前提下，研究采用更低成本的推進劑，如氪氣、固體推進劑等，來代替成本高昂的氙氣推進劑，從而進一步降低成本。美國SpaceX 公司的StarLink 小衛(wèi)星星座計劃，已于2019 年5 月成功發(fā)射60 顆左右衛(wèi)星，其星上配置的百瓦級小功率霍爾推力器，均采用低成本的氪氣作為推進劑，極大地降低了應(yīng)用成本。

4 對我國電推進發(fā)展的建議

國際上，以霍爾、離子電推進代表的電推進技術(shù)已經(jīng)成熟應(yīng)用于GEO 衛(wèi)星、低軌衛(wèi)星、深空探測器等領(lǐng)域，隨著電推進技術(shù)種類不斷增加，功率范圍、比沖等性能不斷提升，可執(zhí)行的任務(wù)和應(yīng)用領(lǐng)域也不斷拓展。與此同時，國內(nèi)電推進雖然已經(jīng)完成霍爾、離子為代表的地面與空間飛行驗證，但工程應(yīng)用還處于初始階段，與國外有較大的差距。因此，基于國內(nèi)外電推進發(fā)展與應(yīng)用情況，對國內(nèi)電推進發(fā)展提出如下建議：

1）加強我國航天應(yīng)用需求牽引，加快推動以霍爾電推進、離子電推進為代表的較為成熟的電推進技術(shù)在我國的空間應(yīng)用，打造電推進示范應(yīng)用平臺，提升我國航天技術(shù)水平和國際競爭力，縮短與國外差距；

2）加大國家支持力度，夯實國內(nèi)電推進基礎(chǔ)理論研究，以徹底解決限制國內(nèi)電推進技術(shù)發(fā)展和應(yīng)用的基礎(chǔ)問題，同時加快完成長壽命試驗等相關(guān)地面驗證工作，為國內(nèi)電推進的全面應(yīng)用鋪平道路；

3）盡快開展小功率霍爾電推進、微功率電噴推進、場發(fā)射電推進等不同種類電推進的空間飛行驗證，為擴展電推進可執(zhí)行的空間任務(wù)和應(yīng)用領(lǐng)域掃除最后障礙；

4）培育微陰極電弧推進、VASIMR 等新型電推進技術(shù)，促進國內(nèi)新型電推進技術(shù)的有序發(fā)展，同時，推動以大功率霍爾、大功率MPD 為代表的百千瓦至兆瓦級大功率電推進技術(shù)研究，為我國未來大型空間任務(wù)儲備動力技術(shù)，縮短與國外技術(shù)差距。

5 結(jié)束語

電推進具有比沖高、推力小且精確可調(diào)、壽命長等優(yōu)勢，應(yīng)用于航天器可大幅節(jié)省推進劑，帶來質(zhì)量、成本或壽命增益，同時，還可提升航天器姿控精度，擴展深空探測距離等，完成化學(xué)推進難以甚至無法完成的空間任務(wù)。目前，以霍爾電推進、離子電推進為代表的多種類型電推進已經(jīng)廣泛應(yīng)用于GEO 及低軌衛(wèi)星、深空探測器等航天器上。隨著人類空間探測的深度、廣度不斷擴展，以及電推進技術(shù)本身的持續(xù)提升，電推進正在向更多模式、更大功率、超高比沖、更高性能精度、更低成本等方向發(fā)展，以適應(yīng)不同種類的空間任務(wù)的需求。與此同時，國內(nèi)電推進技術(shù)成熟度、種類規(guī)格以及工程應(yīng)用水平，均與國外存在較大差距，需要我國加強頂層發(fā)展規(guī)劃，加大航天應(yīng)用對電推進的需求牽引、基礎(chǔ)理論研究和空間飛行驗證，提升我國的電推進技術(shù)發(fā)展和應(yīng)用水平，同時持續(xù)培育新型、新概念電推進技術(shù)，占領(lǐng)未來電推進技術(shù)制高點，提升我國航天技術(shù)的國際競爭力。