湯章陽，周成，韓冬，馬雪，陳濤

（1.北京控制工程研究所，北京 100190；2.北京市綠色高效能空間推進(jìn)工程中心，北京 100190）

0 引 言

電推進(jìn)相對(duì)于化學(xué)推進(jìn)具有比沖高的顯著優(yōu)勢(shì)。采用基于電推進(jìn)的空間運(yùn)輸系統(tǒng)（轉(zhuǎn)移級(jí)）完成使命，相對(duì)于采用化學(xué)推進(jìn)可節(jié)省大量的推進(jìn)劑，能夠顯著降低航天器的發(fā)射重量或者把更多的有效載荷送達(dá)探測(cè)目標(biāo)地，并有效降低使命對(duì)發(fā)射窗口和總體重量的依賴程度。

隨著我國(guó)航天技術(shù)的發(fā)展，未來涉及到大功率電推進(jìn)需求的航天任務(wù)主要包括以下幾個(gè)方面：

1）近地任務(wù)：大型衛(wèi)星平臺(tái)的軌道轉(zhuǎn)移、機(jī)動(dòng)和位置保持；

2）中近距離深空探測(cè)：載人和機(jī)器人月球探測(cè)、載人和載物火星探測(cè)；

3）遠(yuǎn)距離深空探測(cè)：機(jī)器人帶外行星探測(cè)，彗星采樣返回任務(wù)和小行星探測(cè)等。

本文調(diào)研了國(guó)外大功率電推力器的研究情況，針對(duì)近地空間的大功率軌道轉(zhuǎn)移航天器任務(wù)需求，給出了電推進(jìn)系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)，并對(duì)采用不同性能指標(biāo)推力器的多種方案進(jìn)行對(duì)比，為后續(xù)方案選擇提供參考。

1 國(guó)外大功率電推力器介紹

國(guó)外對(duì)大功率電推進(jìn)技術(shù)的研究比較廣泛和深入，主要集中在離子推力器、霍爾推力器、磁等離子體推力器（Magnetoplasmadynamic Thruster，MPDT）、可變比沖磁等離子體火箭（Variable Specific Impulse Magneto-plasma Rocket，VASIMR）這4種類型。下面分別介紹目前它們的研究進(jìn)展情況。

1.1 離子推力器

美國(guó)NASA格林研究中心（Glenn Research Center，GRC）于2002年開始了10 kW量級(jí)氙離子推力器NEXT的研究工作。NEXT采用碳基柵極，柵極直徑為40 cm，功率在1～10 kW之間可調(diào)，于2003年8月成功完成了7 kW功率下200 h的系統(tǒng)聯(lián)合試驗(yàn)，并于2004年開始了工程化研制。工程樣機(jī)的推力調(diào)節(jié)比達(dá)到10:1，在6.9 kW功率下推力為237 mN，比沖為4 110 s，效率為69%[1]。

NEXIS是2002年由美國(guó)噴氣實(shí)驗(yàn)室（JPL）牽頭研制的高比沖、大功率、長(zhǎng)壽命核電氙離子推力器。NEXIS的柵極直徑達(dá)到65 cm，性能目標(biāo)為：功率16～25 kW，比沖6 500～7 500 s，效率78%。2004年2月實(shí)驗(yàn)樣機(jī)達(dá)到的實(shí)際性能指標(biāo)為：功率27 kW，加速電壓6 500 V，推力500 mN，比沖8 700 s，效率78%[2]。

歐洲意大利Alta公司和英國(guó)南安普敦大學(xué)聯(lián)合研制了HiPER DS3G離子推力器，其主要參數(shù)為功率25 kW，推力0.45 N，比沖10 000 s，效率84%[3]。

RIT-45是由俄羅斯和德國(guó)聯(lián)合研制的核電離子推進(jìn)系統(tǒng)，計(jì)劃用于月球和火星貨運(yùn)飛船。RIT-45重23.5 kg，柵極直徑達(dá)到46.5 cm。實(shí)驗(yàn)樣機(jī)達(dá)到的性能指標(biāo)為：功率33.6 kW，推力757 mN，比沖7 130 s，效率82%[4]。

1.2 霍爾推力器

俄羅斯（前蘇聯(lián)）是使霍爾推進(jìn)技術(shù)成熟并取得巨大成功應(yīng)用的主要國(guó)家，其典型產(chǎn)品代表為幾百W的SPT-70以及1 kW級(jí)的SPT-100。在大功率霍爾推力器研制方面，俄羅斯主要有兩款樣機(jī)。一款是SPT-290，其性能指標(biāo)為：功率最大30 kW，推力1.5 N，比沖3 300 s。另一款是陽極層霍爾推力器VHITAL-160，其性能指標(biāo)為：功率25～36 kW，推力527～618 mN，比沖5 375～7 667 s、效率40%～70%[5]。

T-220是由美國(guó)GRC和TRW等公司聯(lián)合研制的10 kW量級(jí)霍爾推力器，其在10 kW的額定功率下推力可達(dá)500 mN，比沖2 450 s，效率59%。T-220具有較寬的變工況范圍，在7～20 kW功率范圍內(nèi)產(chǎn)生的推力為0.5～1.0 N，比沖1 500～2 500 s[6]。

PPS-20K是由法國(guó)Snecma公司牽頭研制的20 kW霍爾推力器，其在23.5 kW下的性能指標(biāo)為推力器1.1 N，比沖2 500 s，效率57%[7]。意大利Alta公司也開展了20 kW量級(jí)霍爾推力器HT-20k的研制，其20 kW下的性能指標(biāo)達(dá)到推力1 N、比沖2 500 s、效率60%[8]。

1.3 MPD推力器

美國(guó)普林斯頓大學(xué)研制的AF-MPD推力器性能為：功率245 kW，推力4.8 N，比沖6 200 s，效率60%。采用鋰作為工質(zhì)的200 kW LFA型MPD代表了美國(guó)目前的最先進(jìn)水平，該MPD能工作在500 kW、推力12.5 N，比沖4 000 s、效率49%[9,10]。

俄羅斯研制的100 kW級(jí)Li-MPD采用鋰作為工質(zhì)，可以工作在130～200 kW，推力2.5～3.6 N，比沖3 050～5 610 s；500 kW級(jí)Li-MPD工作在設(shè)計(jì)功率時(shí)，推力14 N，比沖4 000 s[10]。

德國(guó)斯圖加特空間系統(tǒng)研究所分別開展了ZT系列直環(huán)型MPD以及DT系列噴管型MPD的研究。其獲得的性能指標(biāo)分別為：ZT-3在350 kW下采用氬作為工質(zhì)時(shí)的推力為25 N、效率10%，DT-6在550 kW下采用氬作為工質(zhì)時(shí)的推力為27 N、效率27%[11-12]。

1.4 可變比沖磁等離子體火箭（VASIMR）

目前，關(guān)于VASIMR的研究只有美國(guó)發(fā)表過公開資料。VASIMR的概念由美籍華裔宇航員張福林博士于20世紀(jì)70年代后期提出；1980年，NASA先進(jìn)推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室與約翰遜空間中心開始進(jìn)行研發(fā)。

VASIMR最早使用氫為推進(jìn)劑，當(dāng)功率為10 kW、氫質(zhì)量流量為1 mg/s時(shí)，推力約0.1 N，比沖10 000 s，效率約50%。此后，VASIMR經(jīng)歷了從VX-50（50 kW量級(jí)）、VX-100（100 kW量級(jí)）到VX-200（200 kW量級(jí)）的發(fā)展，探索了氟、氧等新工質(zhì)[13]。

VX-200是取得突破性進(jìn)展的重要型號(hào)。2008年，以氧氣為工質(zhì)，VX-200實(shí)現(xiàn)了30 kW工作，比沖在3 000～30 000 s之間隨意轉(zhuǎn)換，能量轉(zhuǎn)換效率高達(dá)67%。2009年5月，VX-200空間試驗(yàn)原型機(jī)問世，被美國(guó)AIAA列為年度十大航天新興項(xiàng)目之一。2010年11月，VX-200實(shí)現(xiàn)了200 kW滿功率運(yùn)行，其性能指標(biāo)為推力5.7 N、比沖5 000 s、效率70%[14]。

1.5 小 結(jié)

表1總結(jié)了以上4種大功率電推力器的主要性能指標(biāo)實(shí)測(cè)值。

表1 4種大功率電推力器的實(shí)測(cè)性能指標(biāo)Table 1 Performances of the 4 types high power electric thrusters

綜上所述，同等功率下，離子推力器的比沖很高，推力較小，而霍爾推力器的推力較大，但比沖相對(duì)較低。目前大功率離子和霍爾推進(jìn)的最大實(shí)測(cè)功率在30 kW左右，鮮見100 kW量級(jí)以上的報(bào)道。這是由于離子和霍爾推進(jìn)的工作原理為靜電式電推進(jìn)，受空間電場(chǎng)飽和效應(yīng)的影響，其功率擴(kuò)展空間有限。但是離子推進(jìn)與霍爾推進(jìn)是目前僅有的兩種得到過應(yīng)用并向大功率方向發(fā)展的電推進(jìn)技術(shù)，技術(shù)成熟度相對(duì)更高。

目前百kW量級(jí)MPD的研發(fā)較多，其性能水平是推力幾N，比沖3 000～5 000 s。理論上VASIMR更適合工作在兆瓦級(jí)，但由于其結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，系統(tǒng)非常龐大，目前只有美國(guó)在從事百kW級(jí)的相關(guān)研究。相對(duì)于離子推進(jìn)與霍爾推進(jìn)，MPD與VASIMR的工作原理為電磁式電推進(jìn)，不受空間飽和電場(chǎng)限制，推力密度更大，更適合大功率工作，目前其實(shí)測(cè)功率均達(dá)到200 kW量級(jí)。但是MPD與VASIMR的技術(shù)成熟度相對(duì)較低，尚處于原理樣機(jī)和地面實(shí)驗(yàn)研究階段，而VASIMR在向空間應(yīng)用邁進(jìn)過程中必須先解決其重量巨大的問題。

2 任務(wù)需求分析

本文針對(duì)近地空間的大功率軌道轉(zhuǎn)移航天器任務(wù)需求，開展電推進(jìn)系統(tǒng)方案研究。

2.1 主要約束條件

LEO-GEO-LEO之間的軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)主要約束條件如下：

1）航天器發(fā)射重量5 500 kg，航天器干重1 500 kg，推進(jìn)系統(tǒng)濕重不超過2 000 kg；

2）可用功率30～50 kW；

3）LEO-GEO-LEO軌道轉(zhuǎn)移，總時(shí)間不超過12個(gè)月；4）有效載荷重量不小于2 000 kg。

2.2 需求分析

從上述主要約束條件可知，該任務(wù)需要在12個(gè)月的周期內(nèi)完成LEO-GEO-LEO的軌道間往返，且有效載荷能力很大。為盡量提升軌道間系統(tǒng)-大范圍轉(zhuǎn)移航天器的有效載荷承載能力，必須采用大功率高比沖全電推進(jìn)系統(tǒng)。

因此軌道間系統(tǒng)-大范圍轉(zhuǎn)移航天器電推進(jìn)分系統(tǒng)具有以下特點(diǎn)：

1）軌道間系統(tǒng)-大范圍轉(zhuǎn)移航天器的供電功率為30～50 kW，為大功率電推進(jìn)的工作提供了能源保障。

2）軌道間系統(tǒng)-大范圍轉(zhuǎn)移航天器有效載荷能力要求高，電推進(jìn)分系統(tǒng)的總沖顯著增加，對(duì)系統(tǒng)的推力、比沖、推進(jìn)劑攜帶量都提出了更高要求。

3 電推進(jìn)系統(tǒng)方案比較

參考目前國(guó)際上主要的大功率電推進(jìn)技術(shù)發(fā)展情況，結(jié)合我國(guó)已有電推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展水平，主要考慮以下5種電推進(jìn)系統(tǒng)方案：

方案1：配置6臺(tái)12.5 kW離子電推進(jìn)系統(tǒng)（2臺(tái)備份），比沖4 300 s，單臺(tái)推力0.42 N，推力器比質(zhì)量2.4 kg/kW[15]。

方案2：配置6臺(tái)12.5 kW霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)（2臺(tái)備份），比沖3 800 s，單臺(tái)推力0.44 N，推力器比質(zhì)量2.2 kg/kW[16]。

方案3：配置4臺(tái)25 kW離子電推進(jìn)系統(tǒng)（2臺(tái)備份），比沖4 500 s，單臺(tái)推力0.85 N，推力器比質(zhì)量2.3 kg/kW[15]。

方案4：配置4臺(tái)25 kW霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)（2臺(tái)備份），比沖3 800 s，單臺(tái)推力0.88 N，推力器比質(zhì)量2.0 kg/kW[16]。

方案5：配置2臺(tái)50 kW MPD電推進(jìn)系統(tǒng)（1臺(tái)備份），比沖4 000 s，單臺(tái)推力1.64 N，推力器比質(zhì)量1.0 kg/kW[16]。

下面以方案1配置6臺(tái)12.5 kW離子推力器為例，給出電推進(jìn)系統(tǒng)的組成、工作方式、重量和布局。采用其他4種方案時(shí)，電推進(jìn)系統(tǒng)的分析方法與之相同，故不在此一一贅述，只給出比較結(jié)果。

3.1 系統(tǒng)組成

系統(tǒng)配置6臺(tái)離子推力器（采取6取4工作模式），6臺(tái)電源處理單元（PPU）、3臺(tái)切換單元（TSU）、6臺(tái)矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)（TPAM）和1套貯供單元，其中貯供單元由1個(gè)推進(jìn)劑存儲(chǔ)模塊（PSM）、1個(gè)壓力調(diào)節(jié)模塊（PRM）和6個(gè)流量控制模塊（FCM）組成，正常工作時(shí)采用4臺(tái)大功率12.5 kW離子推力器實(shí)現(xiàn)推力輸出。系統(tǒng)組成圖如圖1所示。

離子推力器是電推進(jìn)系統(tǒng)的推力輸出設(shè)備，在氙氣供給單元和電源處理單元的供氣、供電配合下，將進(jìn)入推力器的推進(jìn)工質(zhì)（氙氣）電離，并利用電場(chǎng)加速產(chǎn)生推力。

電源處理單元通過總線接口接收電推進(jìn)控制單元的控制指令和工作參數(shù)，為離子推力器工作提供各種功率電源。

推力器切換單元將電源處理單元的輸出連接至不同的推力器，用于實(shí)現(xiàn)不同推力器負(fù)載之間的切換。

氙氣供給子系統(tǒng)為離子推力器工作提供額定流量的推進(jìn)劑，包含氙氣瓶、壓力調(diào)節(jié)模塊（PRM）和流量控制模塊（FCM）。氙氣瓶用于在貯存超臨界狀態(tài)的氙氣；PRM將上游高壓氙氣減壓，并為下游FCM提供相對(duì)穩(wěn)定的壓力輸入條件；流量控制模塊根據(jù)推力器需求，為推力器提供穩(wěn)定的氙氣供應(yīng)。

電推進(jìn)控制單元實(shí)現(xiàn)電推進(jìn)系統(tǒng)的壓力傳感器供電、壓力采集，氙氣供給單元閥門驅(qū)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)電源處理單元開關(guān)機(jī)控制，通過RS422與電源處理單元通信。

3.2 電推進(jìn)系統(tǒng)工作方式

6臺(tái)推力器均布在飛行器底部360°分度圓上，正東、正西方向各布置一臺(tái)，其他4臺(tái)分別根據(jù)其象限分布標(biāo)記為NE，NW，SW，SE。點(diǎn)火時(shí)，選取其中4臺(tái)工作，如圖2所示。

軌道轉(zhuǎn)移使用點(diǎn)火推力器可以用以下7種組合：

1）E + W + NE + SW

2）E + W + SE + NW

3）NE + SW + SE + NW

4）NW + W + NE + SW

5）SE + E + NE + SW

6）NE + E + NW + SE

圖1 電推進(jìn)系統(tǒng)組成示意圖Fig.1 Scheme of electric propulsion system

圖2 6臺(tái)離子推力器在飛行器上均布示意圖Fig.2 Scheme of sixion thrusters uniformly mounted on spacecraft

7）SW + W + NW + SE

使用E + W + NE + SW，須將W和E 2臺(tái)推力器推力方向調(diào)至與XOZ平行的平面內(nèi)，且2臺(tái)推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心；同時(shí)NE + SW兩臺(tái)推力器方向調(diào)至與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)，且2臺(tái)推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心。

使用E + W + SE + NW，須將W和E 2臺(tái)推力器推力方向調(diào)至與XOZ平行的平面內(nèi)，且2臺(tái)推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心；同時(shí)SE + NW兩臺(tái)推力器方向調(diào)至與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)，且2臺(tái)推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心。

使用NE + SW + SE + NW，須將NE和SW兩臺(tái)推力器方向調(diào)整至與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)，且2臺(tái)推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心；同時(shí)SE + NW兩臺(tái)推力器方向調(diào)至與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)，且2臺(tái)推力器推力矢量需過衛(wèi)星質(zhì)心。

剩余的4種工作模式情況相對(duì)復(fù)雜，主要用于故障模式導(dǎo)致前4種方式都不能使用的情況，詳細(xì)情況如下：

使用NW + W + NE + SW，首先將NE與SW兩臺(tái)推力器方向調(diào)至與過質(zhì)心且與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)；再調(diào)整NW與W兩臺(tái)推力器方向，使NW + W推力合力方向過質(zhì)心。此時(shí)，飛行器將沿圖示紅色虛線方向變軌。

使用SE + E + NE + SW，首先將NE與SW兩臺(tái)推力器方向調(diào)至與過質(zhì)心且與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)；再調(diào)整SE與E兩臺(tái)推力器方向，使SE + E推力合力方向過質(zhì)心。

使用NE + E + NW + SE，首先將NW與SE兩臺(tái)推力器方向調(diào)至與過質(zhì)心且與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)；再調(diào)整NE與E兩臺(tái)推力器方向，使NE + E推力合力方向過質(zhì)心。

使用SW + W + NW + SE，首先將NW與SE兩臺(tái)推力器方向調(diào)至與過質(zhì)心且與XOZ平面夾角60°的平面內(nèi)；再調(diào)整SW與W兩臺(tái)推力器方向，使SW + W推力合力方向過質(zhì)心。

3.3 電推進(jìn)系統(tǒng)重量

電推進(jìn)分系統(tǒng)產(chǎn)品配套情況見表2，系統(tǒng)干重為648 kg。

表2 電推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)品配套及重量Table 2 The equipment sets and mass of the electric propul sion system

推進(jìn)劑攜帶量為1 233 kg，系統(tǒng)濕重1 881 kg。

3.4 系統(tǒng)布局分析

6臺(tái)離子推力器安裝布局如圖3所示，推力器均布在飛行器底部360°分度圓上。對(duì)于離子推力器，其結(jié)構(gòu)為較厚的筒狀結(jié)構(gòu)，推力大小與推力器直徑平方成正比。參考國(guó)內(nèi)產(chǎn)品的參數(shù)，初步估算，12.5 kW功率下，采用離子推力器所需要的單臺(tái)推力器外包絡(luò)尺寸為750 mm × 550 mm，重量為35 kg，采用離子推力器所需要的單臺(tái)推力矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的外包絡(luò)尺寸為820 mm ×880 mm × 830 mm，重量為20 kg。

圖3 電推力器布局包絡(luò)示意圖（配置6臺(tái)12.5 kW離子推力器）Fig.3 Distribution envelop forsix 12.5 kW ion thrusters

推力器（含矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)）尺寸分布情況如圖3所示，推進(jìn)系統(tǒng)安裝包絡(luò)直徑為5.3 m。

3.5 系統(tǒng)方案綜合比較

下面對(duì)上述采用5種不同性能指標(biāo)的電推力器的系統(tǒng)方案進(jìn)行計(jì)算，得到其總推進(jìn)劑消耗量和軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間，如表3所示。

表3 推進(jìn)劑消耗量和軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間Table 3 Propellantcost andorbit transfertime and propellant consumption

根據(jù)以上計(jì)算結(jié)果可以看出，對(duì)于5.5 t航天器的LEO到GEO到LEO軌道轉(zhuǎn)移，方案1～5均可滿足12個(gè)月內(nèi)的往返轉(zhuǎn)移。

但是，5種方案的轉(zhuǎn)移時(shí)間和燃料消耗均不相同，其中轉(zhuǎn)移時(shí)間主要由推力大小決定、燃料消耗主要由比沖決定。除此之外，采用不同的方案，系統(tǒng)復(fù)雜度（配套單機(jī)數(shù)量）和系統(tǒng)安裝包絡(luò)也有較大差別。表4給出了這5種方案的綜合比較結(jié)果。

表4 方案1至方案5的綜合比較結(jié)果Table 4 Comparations of the selectric propulsion schemes

由表4給出的綜合比較結(jié)果可見，方案1和方案3均采用離子推力器，電推進(jìn)系統(tǒng)的干重較大，燃料消耗量較少，故系統(tǒng)總重居中，但是所需的軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間最長(zhǎng)，而推力器所需的安裝包絡(luò)也最大；方案2和方案4均采用霍爾推力器，電推進(jìn)系統(tǒng)的干重較小，燃料消耗量最多，系統(tǒng)總重最大，但是軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間最短，推力器所需的安裝包絡(luò)較小；方案5采用MPD推力器的電推進(jìn)系統(tǒng)干重和總重明顯優(yōu)于其他方案，推力器所需的安裝包絡(luò)最小，所需的軌道轉(zhuǎn)移時(shí)間與離子方案相當(dāng)，故為綜合最優(yōu)的方案。

4 結(jié)束語

隨著我國(guó)航天技術(shù)的發(fā)展，未來航天任務(wù)也將大幅拓展，采用大功率電推進(jìn)技術(shù)以降低發(fā)射重量或者提高航天器有效載荷成為一個(gè)必然趨勢(shì)。本文調(diào)研了國(guó)外大功率電推力器的研究情況，針對(duì)近地空間的大功率軌道轉(zhuǎn)移航天器任務(wù)需求，給出了電推進(jìn)系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)，并對(duì)采用不同性能指標(biāo)推力器的多種方案進(jìn)行對(duì)比，從綜合性能來看，采用MPD推力器的方案最優(yōu)。

我國(guó)電推進(jìn)技術(shù)起步相對(duì)較晚，目前正處于快速發(fā)展的時(shí)期，已經(jīng)完成1 kW級(jí)離子和霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)的在軌飛行驗(yàn)證，進(jìn)入在軌應(yīng)用階段，而大功率電推力器仍處于原理樣機(jī)研制階段。結(jié)合我國(guó)電推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展情況，給出如下建議，為后續(xù)發(fā)展提供參考：

1）針對(duì)10 kW級(jí)的軌道轉(zhuǎn)移電推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用，重點(diǎn)發(fā)展大功率離子、霍爾電推力器，重點(diǎn)突破高壓多柵技術(shù)、高效磁路設(shè)計(jì)技術(shù)、大功率散熱技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)；

2）針對(duì)100 kW級(jí)的軌道轉(zhuǎn)移電推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用，重點(diǎn)發(fā)展MPD推力器，重點(diǎn)突破大電流多孔空心陰極技術(shù)、強(qiáng)電磁耦合加速優(yōu)化設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)。