空間電推進技術應用現狀與發展趨勢

康小錄，張 巖

（1.上海空間推進研究所，上海 201112；2.上海空間發動機工程技術研究中心，上海 201112）

0 引言

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

我國自20 世紀70 年代開始電推進技術的研究，2000 年之后進入快速發展階段，先后完成了原理研究、技術攻關、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用的序幕，同時帶動我國電推進技術的全面發展[5]。

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

基于近年來電推進技術的迅猛發展，本文重點對電推進技術的空間應用現狀進行綜述，根據應用情況和需求牽引，分析電推進技術及其應用的發展趨勢，并對我國電推進技術的發展提出建議。

1 航天器應用電推進的特點

電推進的技術特點決定了其應用于航天器，將給航天器帶來新的特點。電推進具有比沖較化學推進高至少一個量級、推力小且精確可調、沖量小、壽命長達數千甚至數萬小時等特點，將給航天器帶來質量、壽命、經濟等增益，提升航天器任務執行能力，擴展其空間任務范圍等。同時，電推進作為一種新型推進技術應用于航天器，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象，需要予以關注和研究。

1.1 航天器應用電推進的優勢

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特點有所不同，但較之于化學推進，其明顯的特點在于比沖高，執行空間任務消耗的推進劑量小，帶來航天器質量、在軌壽命、經濟等增益。電推進的推力小且精確可調，可提高航天器姿態穩定度。除此之外，電推進的功率、比沖均可調節，提升了對空間任務的適應性，擴展航天器的任務范圍。雖然電推進的推力小，但是電推進可持續工作數千甚至數萬小時，使航天器獲得更高的最終速度從而有效縮短任務周期，或者擴展探測距離等。電推進可執行的任務涵蓋航天器位置保持、軌道轉移、低軌航天器軌道維持、深空探測主推進、擾動精確補償等多類型空間任務，因此，航天器配置電推進，可提高航天器應急能力，提升任務成功概率。電推進在航天器上應用，可帶來的具體優勢如下。

1.1.1 大幅節省推進劑，增加有效載荷或延長衛星在軌壽命

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

圖1 5 t 發射質量GEO 衛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，提高航天器姿態穩定度

現有航天器的功率受限，電推進的可用功率一般在數十瓦至幾千瓦，該功率下的電推進推力通常較小，在微牛至毫牛量級，雖不利于執行快速機動任務，但可實現小沖量，有利于提高航天器姿態穩定度。例如，美國LS-1300 平臺衛星采用SPT-100型80 mN 霍爾電推進代替22 N 化學推力器，執行在軌南北位保任務期間，推力器工作引發的姿態誤差減小了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控制誤差變化的數據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，任務適應能力強

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化調整，因此，針對不同空間任務或同一任務的不同階段，可進行電推進工作模式的調整，提升空間任務的執行效率，增加有效載荷質量或縮短任務周期。例如，GEO 衛星的在軌道轉移階段，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）；地球重力梯度衛星無拖曳控制任務需要根據不同軌道階段的大氣阻力，適時調節電推進工作模式，輸出合適的推力來補償大氣阻力等，提升了空間任務的適應能力。

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，探測器可持續加速，在同等發射質量和推進劑質量條件下，探測器最終飛行速度將遠大于化學推進，從而在相同任務周期內，大幅擴展深空探測距離，或者對于相同探測目標的遠距離探測任務，大幅縮短任務周期。例如，根據任務規劃，采用化學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 提高航天器應急能力

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

1.2 航天器應用電推進的問題

電推進作為一種新型推進技術應用于航天器，將帶來一些新的問題和物理現象，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，長時間持續工作對材料、空間環境的影響等，需要在電推進技術發展、應用過程中予以關注和研究。

1.2.1 電推進工作產生的帶電粒子影響

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 電推進工作產生的高能粒子影響

電推力器工作產生的等離子體羽流，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、附近載荷等產生轟擊、濺射效應。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，則可能使表面材料特性發生變化。除此之外，高動能粒子的轟擊濺射，還會產生熱效應，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生電磁干擾。在電推進研究和應用時，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電特性影響

電推力器在工作時，放電產生的等離子體是由帶電粒子組成的，具有導電特性。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產生高頻電流環，尤其是在航天器機械結構和電源系統之間，產生的高頻電流環可能會造成太陽能帆板、電源系統內部短路打火等問題，也可能帶來電源系統漏電等隱患，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

電推進應用于航天器可能存在的其他問題：電推力器執行空間任務，一般需要數千小時甚至數萬小時的長時間持續工作，由此產生的累積效應，可能會導致航天器表面或載荷的材料、周圍空間環境產生變化，需考慮該變化的情況及其對航天器運行的影響。另外，現有電推進的推力均比較小，執行航天器軌道轉移所需的時間太長，導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展大功率、大推力以及新型的電推進技術，以期進一步提高其推力水平。

2 電推進的空間應用現狀

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80、90 年代在美國、俄羅斯得到了一定應用，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、離子電推進為當前國際上研究和應用的重點，在GEO 衛星軌道轉移和位置保持、深空探測器主推進、低軌衛星軌道維持等任務中大量應用。此外，微功率的場發射電推進、電噴推進等具有推力小且覆蓋范圍寬（1 μN～1 mN）、系統一體化等優勢，在微小衛星上有所應用和發展。磁等離子體動力學電推進（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，離工程應用還有一定差距。

以下從GEO 衛星、低軌衛星、深空探測等方面介紹國內外電推進發展和應用情況。

2.1 電推進在GEO 衛星領域的應用

GEO 衛星平臺的推進系統，經歷了化學推進、化學—電混合推進的演化，正在朝全電推進方向發展。目前，已有200 顆左右GEO 衛星采用了電推進，主要應用情況如下。

在電推進應用初期，大部分采用電推進的GEO衛星平臺，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]，均采用電推進執行南北位保任務（部分還執行東西位保任務），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 平臺應用領域。

隨著電推進技術的發展，星上功率增加，電推進可執行的空間任務擴展至位置保持、軌道轉移等。國際上正在發展的衛星平臺中，已有6 種平臺采用電推進執行發射后的部分軌道轉移和在軌位保任務，其中，已經應用的平臺有美國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。美國發射質量6 t 的A2100M 衛星平臺，如圖4 所示，采用BPT-4000 霍爾推力器執行部分軌道轉移任務和在軌位保任務，較全化學推進，發射質量減小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

在上述基礎上，國際上正在發展全電推進GEO衛星平臺，采用電推進執行衛星在軌所有軌道任務。美國BSS 702SP、歐洲Eurostar 3000EOR 平臺均采用全電推進，且已實現多次全電推進衛星發射。由于電推進推力較小，全電推進平臺的軌道轉移時間需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 年實現一箭雙星首發，衛星入軌時間為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，衛星入軌時間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

國內電推進技術經過近20 年的發展，也已經進入工程應用階段。其中，上海空間推進研究所研制的國內首臺霍爾推力器及其系統——亞千瓦級霍爾電推進系統，如圖7（a）所示，以及蘭州空間技術物理研究所研制的LIPS200 千瓦級離子電推進系統，于2013 年，在SJ-9A 衛星完成國內電推進的首次空間飛行驗證。之后，國內電推進技術的發展以及航天任務對電推進的需求明顯增多。國內航天規劃和正在論證的多個空間任務，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、千瓦級離子電推進系統均已進入型號應用階段。2017 年4 月發射的實踐十三號（現中星十六號）高軌通信衛星，采用LIPS200 千瓦級離子電推進系統執行南北位保任務。此外，針對國內規劃中的大型GEO 衛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 離子電推進飛行產品。

圖7 國內霍爾推力器產品Fig.7 Hall thruster products developed in SISP

綜上可知，GEO 衛星平臺應用電推進的歷程，經歷了從低性能到高性能、單模式到多模式的發展過程，功率從最初的數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 衛星平臺需求，正在開展10 kW 量級電推進技術研發，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應用奠定基礎。

表1 給出了國際上采用電推進的主要GEO 衛星平臺統計情況。

2.2 電推進在低軌衛星領域的應用

近年來，電推進在低軌衛星上的應用呈快速增長趨勢，主要執行軌道維持、大氣阻力補償、高精度姿態控制等任務。對于低軌遙感衛星，采用電推進執行大氣阻力補償任務，可實現在超低軌道（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。低軌衛星限于整星功率，一般采用數十瓦至數百瓦的中小功率電推力器，應用的典型電推進有數百瓦功率量級的霍爾電推進、離子電推進等，一些微小衛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，在質量370 kg、軌道高度約400 km 的TacSat 2 快響應低軌遙感衛星上采用BHT-200 小功率霍爾電推進，如圖8 所示，執行軌道阻力補償任務，開啟了電推進在低軌衛星上應用的先河[21]。2007 年，美國又在質量僅50 kg 的微小衛星FalconSat-3 上應用了脈沖等離子體電推進，執行姿態控制任務，衛星軌道高度560 km，實現了電推進在微小衛星上的應用。而且，在2019 年5 月，美國商業航天公司SpaceX 在Starlink 計劃下，通過一箭60 星的方式，將單星質量227 kg 的60 顆小衛星送入太空，衛星采用小功率霍爾電推進執行軌道提升和星座組網任務，將衛星軌道高度從440 km 提升至550 km，并實現組網工作，這是電推進在小衛星星座上的首次大規模應用。

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

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

歐洲2009年發射，并于2013年底完成任務的重力場和穩態海洋環流探測衛星（GOCE），采用離子推力器執行大氣阻力補償任務，如圖9所示，實現無拖曳控制。GOCE衛星軌道高度為250 km，質量為1 050 kg[22]。

俄羅斯先后于2012 年、2014 年發射的Canopus-V 光學對地遙感衛星、埃及EgyptSat 2 遙感衛星[23-24]，均采用霍爾電推進執行軌道控制任務和大氣阻力補償任務。其中，EgyptSat 2衛星質量為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 霍爾推力器執行軌道任務。

圖9 GOCE 衛星及其T5 離子推力器Fig.9 GOCE satellite and the using T5 ion thruser

此外，韓國的SI-300 小型低軌遙感衛星平臺[25]也采用300W 霍爾推力器執行軌道修正和軌道機動任務。SI-300 平臺質量為200～300 kg，基于SI-300平臺的發射的阿聯酋DubaiSat 2 小衛星和西班牙Deimos 2 衛星已分別于2013 年11 月 和2014 年6 月發射。DubaiSat 2 衛星質量不超過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，我國空間站已經確定采用1.5 kW 功率量級的HET-80 霍爾電推進執行大氣阻力補償任務，計劃于2020 年發射。

表2 給出了目前國外的低軌衛星應用電推進情況的統計。

表2 國外低軌衛星應用電推進統計表Tab.2 Low-orbit satellites using EP abroad

2.3 電推進在深空探測領域的應用

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

1964 年，蘇聯在Zond-2 火星探測器上應用了6臺脈沖等離子體電推力器，執行太陽電池陣定向任務[26]，開啟了電推進在深空探測領域應用的先河。

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展方向。目前已經發射的深空探測器中，有6 顆探測器采用電推進作為主推進，而根據不同任務的需求和電推進技術發展情況，各探測器采用的電推進技術不同，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、星際貨物運輸等大型深空任務，對基于核電的大功率電推進提出了需求，可實現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勢的推進技術。目前，美、俄、歐均在大力開展大功率電推進技術研究，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，單臺最大功率已經達到MW 量級，可滿足未來數十年內深空探測任務對大功率電推進的需求。國內也正在開展大功率電推進技術的研究，已經完成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，國內正在開展50～100 kW 級大功率霍爾電推進、MPD 電推進等技術研究，為我國未來深空探測任務提供動力支撐。

3 電推進的發展趨勢

根據對國際上電推進技術的發展和應用現狀分析，電推進正朝多模式、長壽命、大功率的方向發展，應用領域也在進一步拓展，全電推進成為GEO平臺等發展的重要方向，微小功率電推進技術發展種類逐漸增多，且在低軌衛星上的應用也越來越廣泛。

3.1 電推進向更多模式方向發展，提高任務適應能力

以千瓦級離子電推進、霍爾電推進為代表的現有電推進，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，只能承擔在軌位保等單一任務，任務擴展、適應能力較弱。近年來，不斷發展的GEO 衛星平臺，其軌道轉移、位置保持、姿態控制、離軌等任務，要求電推進完成其中大部分任務甚至全部任務，不同任務對電推進的功率、推力和比沖等性能需求差異大，深空探測任務的不同階段對執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、歐等新研發的電推進幾乎都具有多模式能力，任務適應能力強。如美國BPT-4000多模式霍爾推力器，功率調節比可達22∶1，能夠適應GEO 平臺、全電推進平臺和深空探測主推進等多種任務的需求[31]。

3.2 電推進向更大功率方向發展，以適應大型空間任務

當前，1～5 kW 量級中等功率霍爾推力器、離子推力器已經成熟應用于GEO 衛星、深空探測器等，而以HERMeS、SPT-290、NASA-400M 等為代表的數十千瓦級霍爾推力器[32]，已經達到工程樣機水平，并且被列入空間任務規劃，如HERMeS 霍爾推力器將應用于小行星重定向任務，NASA-400M 霍爾推力器將于2019年后應用于低軌貨運飛船軌道轉移、ISS 近地軌道空間飛行任務等。隨著空間核電技術的突破，空間功率將不再首先，因此，預計5～10 a 內，將實現數十千瓦級的大功率霍爾電推進的空間應用。

與此同時，未來更大型的空間任務，如載人火星、大型火星貨運、行星際探測等任務，對更大功率的霍爾電推進提出了需求，要求功率需達到數百千瓦，甚至兆瓦級，以減小航天器規模，以便能夠完成化學推進難以甚至無法完成的大速度增量深空探測任務，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高于100 kW 的大功率方向發展。例如，D-160 已經驗證了在140 kW功率下工作的穩定性，設計功率240 kW 的X3 霍爾推力器，也已經驗證了在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 級發展。

3.3 電推進向超高比沖方向發展

電推進的比沖越高，在執行空間任務期間所需的推進劑就越少，可以帶來航天器的質量效益，甚至可以使一些化學推進和現有電推進無法實現的任務變得可行。目前正在發展和應用的電推進技術，其中微小功率的新型場發射電推進，其比沖最高已經可達到10 000 s 左右，大幅降低執行任務所需的推進劑量，減小系統總質量，已在微小衛星上的得以應用。

目前成熟應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，可滿足當前的空間任務需求。但是，隨著航天技術發展和航天任務規劃，未來大型空間貨物運輸、大型載人/無人深空探測等任務，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展方向之一。

正在發展的幾種大功率電推進技術中，離子電推進的推力密度和推力功率比均較低，導致其功率超過50 kW 后的推力器尺寸過大，在工程上難以實現；霍爾電推進的技術成熟度高，因此，仍然是重點發展技術之一。目前，已研制的大功率霍爾推力器單臺設計功率已達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，兩者的技術成熟度目前較低，需要繼續深入研究和驗證，解決壽命、磁路、性能等限制因素，為未來的空間應用夯實技術基礎。

3.4 電推進向更高精度性能調節方向發展

電推進具備推力精確可調的優勢，但是隨著航天規劃、空間探索任務的不斷發展和提升，要求推進系統所需執行空間任務的控制精度要求越來越高，如微小衛星組網、重力梯度測量、引力波探測等高精度空間任務，均需要推進系統進行精確的姿態控制、擾動精確補償等。該種類型任務，不僅化學推進無法完成，霍爾、離子等常規電推進也很難完成，因此，對高精度性能調節的電推進技術需求變得明確而迫切。

針對上述需求，國際上正在發展多種新型的電推進技術，不僅將電推力器的推力下探至微牛量級，而且推力的調節可實現更高的精度，甚至實現無級連續調節。此外，也在發展脈沖工作式電推進技術，實現電推進的元沖量精確控制等。例如，歐洲研制的In-FEEP-25 衛星場發射電推力器，推力1～25 μN 可調節，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，國內外均在發展推力大范圍連續可調的小功率等離子體電推進技術，德國研制的HEMP-T 3050 樣機，其推力可在20～100 mN 范圍內連續可調。

3.5 電推進正向更低成本方向發展

近幾年，1 000 kg 以下的微小衛星已穩定占據所有發射衛星的40%以上，未來，隨著國內外多個小衛星星座的發展，種類繁多的科學探測任務的規劃提出，微小衛星的發射占比將越來越高。同時，近幾年商業航天快速發展，涌現出以SpaceX、藍源為代表的成熟的商業航天公司。微小衛星和商業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的成本盡量低，以適應商業航天的發展需要，以及成百上千顆微小衛星的批量應用與發展。

電推進為了實現更低成本，首先針對目前成熟應用的電推進種類，向微小功率發展，如50～400 W級小功率霍爾推力器、離子推力器等，具有技術成熟高、研制風險低、研發周期短、成本低的優勢，可快速實現空間應用。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 霍爾推力器研發而來，已經成功應用于TacSat 2 快響應小衛星上。其次，發展新型的電推進技術，如微陰極電弧推進技術，其系統可高度集成化和模塊化，以降低研發和應用成本。此外，對于發展的小功率霍爾、離子等電推進技術，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 小衛星星座計劃，已于2019 年5 月成功發射60 顆左右衛星，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，極大地降低了應用成本。

4 對我國電推進發展的建議

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

1）加強我國航天應用需求牽引，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在我國的空間應用，打造電推進示范應用平臺，提升我國航天技術水平和國際競爭力，縮短與國外差距；

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

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，為擴展電推進可執行的空間任務和應用領域掃除最后障礙；

4）培育微陰極電弧推進、VASIMR 等新型電推進技術，促進國內新型電推進技術的有序發展，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研究，為我國未來大型空間任務儲備動力技術，縮短與國外技術差距。

5 結束語

電推進具有比沖高、推力小且精確可調、壽命長等優勢，應用于航天器可大幅節省推進劑，帶來質量、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，完成化學推進難以甚至無法完成的空間任務。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廣泛應用于GEO 及低軌衛星、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，以及電推進技術本身的持續提升，電推進正在向更多模式、更大功率、超高比沖、更高性能精度、更低成本等方向發展，以適應不同種類的空間任務的需求。與此同時，國內電推進技術成熟度、種類規格以及工程應用水平，均與國外存在較大差距，需要我國加強頂層發展規劃，加大航天應用對電推進的需求牽引、基礎理論研究和空間飛行驗證，提升我國的電推進技術發展和應用水平，同時持續培育新型、新概念電推進技術，占領未來電推進技術制高點，提升我國航天技術的國際競爭力。