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1、电推进应用技术发展动态研究潘海林、沈岩、毛威、丁凤林（中国空间技术研究院控制与推进事业部）摘要 本文介绍了国外电推进应用技术发展动态，尤其是美国、俄罗斯、欧洲、日本等主要航天强国在电推进技术空间应用方面的成功范例，以及国外在电推进应用过程中遇到的问题和应对策略，通过对国外典型电推进平台的情报研究和分析，可以发现电推进应用的关键技术及我院目前亟需解决的核心技术问题，为我们今后电推进应用与发展研究提供参考，加速电推进的研究与应用步伐，少走弯路。关键词 电推进 离子推力器 霍尔推力器 应用技术 地面验证1 前言电推进作为一种先进的推进技术，由于其高比冲的优势，在先进国家的卫星平台上已经得到日渐广泛的
2、应用。降低系统质量、提高寿命、增加有效载荷，已经成为衡量一颗卫星先进性的重要指标。除了应用在长寿命通讯卫星上以提高卫星平台性能外，电推进更可以完成常规推进系统无法完成的任务，如深空探测、星际旅行等需要大V的任务以及需要精确姿态控制的卫星、微小卫星、卫星星座组网控制等任务。因此，电推进系统的工程应用，不仅可以节约推进剂、提高寿命，对于未来的深空探测任务以及电推进技术的发展也具有重要的意义。我国进行电推进的研究已经有三十多年的历史，先后有中国航天科技集团公司五院510所、八院801所、五院502所、中科院空间中心、国防科技大学、哈尔滨工业大学、清华大学、北京航空航天大学等科研院所和高校参与了电推进
3、的研究。其中五院510所和八院801所近年来开展了工程样机的研制，已经取得了一定进展，目前主要性能指标已经接近或达到国际先进水平，具备了进行工程应用的基本条件。而电推进系统要投入工程应用，除了需要开展电推力器或电推进系统本身的研究以外，还需要对电推进的应用技术开展研究，主要是对应用电推进系统以后，对整星的布局、控制方案、能源、结构、热控、可靠性等各方面带来的影响以及应对方案，从而为我国下一步电推进系统的工程应用工作提供参考。2电推进的研究和应用情况2.1电推进的基本概念电推进系统利用太阳电池帆板或核反应堆发电产生的电能给推进剂提供能量，使推进剂可以产生远高于普通化学推力器产生的喷气速度。电推进
4、系统由推力器、供配电子系统（PPU）、推进剂供给子系统（PFS）以及数字接口与控制子系统（DCIU）四部分组成。推力器是实现推进原理、产生推力的装置。推进剂供给子系统主要包括贮箱、阀门、管路等部件，完成对推进剂的流量和纯度控制。供配电子系统在卫星平台的电源总线和推力器之间提供功率转换，需要考虑各个组件之间的协调工作、可靠性、寿命、转换效率以及减轻质量等问题。数字接口和控制子系统（DCIU）由微处理器、接口电路等及相应的程序组成，其任务是接收来自地面的控制信号以及PPU、PFS和推力器的反馈信号，然后进行综合判断，发出控制PPU、PFS、推力器的信号，DCIU要求可靠性高，具有智能化、故障自我排
5、除能力。表1 电推进及其主要技术指标电推进技术、空间应用与中国发展战略，魏延明，边炳秀，航天科技集团公司五院五二所，航天推进的现在与未来专题研讨会论文集，2002.7，西安西北工业大学,航天器推进系统汇编，HS 702通用平台推进系统，北京控制工程研究所内部资料，2000.7,电推进技术及其发展评述，康小录，汪南豪，陈杰，中国航天科技集团公司801所，卫星推进技术研讨会论文集，2002.11，总装备部卫星技术专业组, A.G.Accettura, et. al. Advanced Propulsion Systems: Mission Scenarios, Critical Overview,
6、 and Key Technologies for New Demands, AIAA 2001-3517, 2001, Advanced Propulsion Concepts, NASA JPL, 1989电推进种类功率范围比冲范围（s）电热推进电阻推力器（Resistojets）肼几kW500600氢几十kW9001200电弧推力器（Arcjets）氨kW几十kW600800微波电热推力器（MET）100W10kW300500静电推进离子推力器（Ion Engines）几W100kW200010000霍尔推力器（HET）稳态等离子体推力器（SPT）百W几十kW10002500带阳极层电推
7、力器（TAL）百W几十kW10004000场发射推力器（FEEP）kW6000胶体推力器（Colloid Thuster）kW10001500电磁推进磁等离子体动力推力器（MPD）稳态kW10004000脉冲几百kWMW30007000脉冲等离子体推力器（PPT）几十W百W10001500脉冲感应推力器（PIT）几十W30005000电子回旋加速推力器（ECR Thuster）kW几十kW20004000对电推进技术的研究最早可追溯到70年前，至今已经发展了很多电推进的形式，并已有多种电推进系统应用于卫星和各种空间探测器。现在仍然有新型的电推进概念不断涌现出来。总的来说，电推进可以大体分为三大
8、类：a. 电热式，与化学推进系统类似，但利用电能加热推进剂、增加其焓值，从而达到较高的比冲；b. 静电式，选用电离势较低的推进剂，经电离后在静电场中加速，其比冲是电推进系统中最高的；c. 电磁式，电击穿推进剂产生等离子体，等离子体在电场力和磁场力的综合作用下加速，通常比冲高于电热推力器而低于静电推力器。目前我国在离子推进系统和霍尔推进系统方面已经进行了工程化的工作，其中离子推进系统已经有30多年的研究历史，完成了工程样机的研制，因此本文主要介绍离子推进系统和霍尔推进系统的应用技术。2.2美国离子推进系统的发展历程离子推进系统的概念在1960年代初提出。经过数年的研究，在60年代中期，一些学者就
9、认为这种技术已经可以投入实际应用，并计划在1970年初NASA发射的SERTII任务进行最后的验证。这是离子推进系统首次在轨进行长时间测试。但是接下来的工作并不顺利，1974年NASA在ATS-6上携带的两个铯离子推力器测试失败，使人们意识到这项工作的难度，70年代后期美国逐渐取消了对这项研究的资助。80年代以后，减小发射重量的要求愈加强烈，NASA开始恢复了对离子推进系统的研究，但在整个80年代进展甚微，直到1992年7月才在Eureca卫星上得到飞行验证。大致可以把美国离子式电推进的发展分为如下几个阶段 SOVEY J S，RAWLIN V K，PATTERSON M JA synopsi
10、s of ion propulsion development projects in the United States：SERT I tO deep Space 1RAIAA99-2270, BEATTIE J R，MATOSSIAN J N，ROBSON R PStatus of xenon ion propulsion technology RAIAA871003, BEATTIE J R，WILLIAMS J D，ROBSON R PFlight qualification of an 18-mN xenon ion thusterRAIAA93-1085, RAWLIN VK，SO
11、VEY J S，ANDERSON J R，et a1NSTAR flingt thuster pualification testing RAIAA98-3936。a. 第一代离子推力器研制和试验阶段。分别成功研制和试验了第一代铯接触式离子推力器和第一代汞电子轰击式推力器，多孔栅极替代金属线栅极和使用空心阴极延长了推力器工作寿命。b. 改进和扩展离子推力器性能阶段。70年代开展的工作主要是改进和扩展离子推力器性能，主要的进展包括高开孔率压盘形栅极的研制开发、放电室飞溅沉积物的控制方法和技术研究和推力器功率可调节能力实现等。汞推力器直径由5cm扩展到150cm，推力器磨损试验从4000h延伸到1
12、5000h，同时试验结果使人们大大降低了铯接触推力器研制的积极性。c. 氙离子推力器研制阶段。80年代用氙推进剂替代汞推进剂，80到90年代，环尖场放电室替代了发散场，后者的极靴、阴极周围离子剥蚀非常严重。环尖场不需要阴极处的极靴，磁场边界也降低了离子损失，长寿命的氙空心阴极技术通过专项计划(空间站等离子体接触器)进行了可靠性工艺、操作、试验等工作而解决，13cm和30cm的推力器可靠工作试验时间达到8000h。d. 氙离子推力器的初步应用阶段。从19931998年之间，先后按照飞行应用规范鉴定了XIPS-13、XIPS-25、NSTAR-30离子式电推进系统，1997年以后这些电推进系统相继
13、在Com-sat卫星(XIPS-13)、H-702平台卫星(XIPS-25)和深空一号航天器(NSTAR-30)上获得应用并取得成功。e. 氙离子推力器的高速发展阶段。自1998年至今，已经有许多卫星应用XIPS-13和XIPS-25推进系统。将来几年内，NASA将研制和发展更高推力密度的30cm推力器及亚千瓦级小型推力器。设计和制造技术将主要集中于进一步减少推力器和电源处理器的质量和成本。由于与离子推进系统相关的工作及参与单位非常多，这里无法对所有的工作一一介绍，我们针对美国离子推进系统的历次飞行试验和主要的系统级地面验证工作进行了收集和整理。2.2.1 飞行试验情况美国在离子推进系统工程应
14、用前，共进行了十次、十五台离子推力器的飞行试验。（1）661A计划，试验A1961年11月，美国空军授予Electro-Optical Systems（光电系统公司）一项合同，为三个亚轨道飞行试验开发一种采用铯作为推进剂、推力为8.9mN的接触式离子推进系统。这项电推进空间试验代号为661A计划，由位于洛杉基的空军空间系统司令部负责。这台铯离子推力器与一个由84个多孔钨片构成的离子发生器阵列集成在一起，功率、推力、比冲分别为0.77kW，8.9mN、7400s，粒子束引出的直径为7cm。中和器是一根金属丝，置于粒子束之外。电能由56V的电池组提供。最长地面测试时间为1230h。第一次亚轨道飞行
15、试验于1962年12月18日发射。在高压电源第一次点火时就发生了间歇性的高压击穿现象，电源随即失效。试验后的检查表明高压击穿可能是由于飞行器的电池组中释放的气体改变了PPU的压力引起的。PPU的高电压部分没有设计合适的排气口，以把附近的压力降到足够低。这次试验未能完成推力器的推力验证。（2）SERT ISERT I飞行器于1964年7月20日发射。这次飞行试验包括一套10cm汞离子推进系统和一套8厘米铯离子推进系统，是第一次成功的离子推进系统的飞行试验。铯离子推进系统设计参数为功率0.6kW、推力5.6mN、比冲8050s。铯的流量由蒸气发生器和多孔钨离子发生器电极控制。汞的流量由蒸气发生器和多孔不锈钢电极控制。用灼热钽丝作为放电阴极。加速电源的电压分别为2500V和2000V，推力器功率1.4kw，推力28mN，比冲4900s。用一根灼热的钽丝进行离子束的中和。飞行试验首先尝试进行铯离子推进系统的测试。但由于高压电气短路，铯离子推进系统无法启动。在飞行14分钟后，启动了汞离子推进系统。汞离子推进系统运行了31分钟，在PPU的故障保护系统控制下经历了53次高压循环，每次高压循环只有几秒钟。这次试验是首次离子推进系统的成功的在轨测试。试验中离子束可以被有效的中和，没有发现
