化學-電噴雙模推進系統的研究現狀及展望

吳勤勤，劉欣宇，鄧涵文，康小明

上海交通大學 機械與動力工程學院，上海 200240

20世紀80年代末期以來，隨著微加工技術、微電子技術、空間技術的發展，小衛星得到人們的廣泛關注。與中高軌大型衛星相比，小衛星成本低，應急能力與靈活性強，系統建設周期短，可用于專用通信、遙感、快速反應等科學、軍事任務和一些技術試驗[1]。尤其是100 kg以下的微納衛星，它們質量小，體積小，可以進行編隊飛行，具有很高的軍事應用價值[2-3]。隨著航天任務需求的不斷提升，對小衛星指向精度、快速機動等能力的要求越來越高，為了滿足這些任務要求，需要為小衛星配備體積小、質量小、功率低、比沖高、推力大范圍可調且控制精度高的微推進系統[4-5]。

傳統的化學推進或電推進都在小衛星上有過實際應用，歐洲航天局曾在LISA Pathfinder飛船上采用化學推力器完成軌道轉移任務，同時也搭載了膠體推力器、離子液體電噴推力器進行姿態控制、軌道保持和無拖曳控制[6-7]。但由于各自的特點和適用范圍不同，兩種模式單獨執行任務時均存在一定的局限性。化學推進比沖低，推進劑攜帶量大，降低了衛星的有效載荷；電推進推力小，執行任務需要的時間長，難以完成突發的緊急任務。對于復雜的航天任務，需要同時搭載多個推力器，方案復雜，因此微推進系統開始向化學與電相結合的雙模推進方向發展。

雙模推進是指將兩種推進模式集成到單個推進系統中，不同推進模式可以交替工作。化學與電相結合的雙模推進概念從20世紀90年代開始提出，目前國際上已經對多種不同推力器組成的雙模推進系統進行了研究。其中，因為單組元液體火箭發動機和離子液體電噴推力器相比其他推力器結構更簡單，便于雙模推進系統的小型化、輕量化、一體化，并且都能以離子液體作為推進劑，便于雙模推進劑的選擇，因此兩者相結合的推進系統成為雙模推進的最佳選擇之一，近年來受到了最多關注，也是本文的研究重點。

單組元-電噴雙模推進系統將化學推進與電推進的性能集合在一起，既有高比沖工作模式，又有微牛量級至毫牛量級較寬的推力范圍。與單一化學推進或電推進相比，雙模推進的適用范圍更廣，能夠完成的任務種類更多，可以作為多種小衛星的微推進系統，勢必會在未來的空間推進中發揮重要作用。本文介紹了單組元-電噴雙模推進系統的原理和特點，并重點對其國內外研究現狀及面臨的挑戰進行了綜述與展望。

1 雙模推進系統的原理及特點

1.1 雙模推進系統的原理

單組元液體火箭發動機是一種基于燃燒的推進系統，通常由噴注器、分解室(或燃燒室)和噴管等部件組成[8]，如圖1(a)所示。離子液體電噴推力器是一種基于靜電噴射原理研制的推力器，主要由發射極、吸極、推進劑儲箱和殼體組成[9]，如圖1(b)所示。雙模推進系統將這兩種模式集成在一起，分別在結構、推進劑、推進機理等方面將兩種模式融合。

圖1 典型推力器示意[10]Fig.1 Schematic diagrams of typical thrusters[10]

單組元液體火箭發動機和離子液體電噴推力器的結構都較為簡單，部件較少，易于集成合并。因此，為了簡化推進系統的設計與加工，兩種模式共用同一推力器結構。將單組元化學推進需要的噴注器、分解室(或燃燒室)與電噴推進需要的發射極、吸極集成在同一個推力器上，并將分解室(或燃燒室)、噴管等結構與發射極簡化合并為同一個部件，采用既可做發射極又可做單組元推進劑催化劑的材料加工。集成后的推力器包含兩種模式需要的所有部件，這些部件在每種模式下發揮不同的作用。

單組元化學推進和電噴推進的原理不同，常用推進劑也不同。若雙模推進系統攜帶兩種推進劑，航天任務結束后它們可能未被同時耗盡，仍有某種推進劑剩余，這會導致航天器產生多余功耗。為了避免這種情況，同時提高航天器的空間利用率，兩種模式共用同一種推進劑。近年來國際上最常用的電噴推進劑是離子液體，它是一種在室溫下為液態的熔融鹽，具有良好的導電性和可忽略不計的飽和蒸氣壓[9]。常用的單組元推進劑包括肼、硝酸羥銨(HAN)、過氧化氫、混氨等[8]，其中HAN基推進劑也是一種新型離子液體推進劑，綠色無毒[11]。兩種推進模式的常用推進劑雖然不同，但都包含離子液體，意味著可能存在某種離子液體可以在兩種模式中通用。因此，目前國內外主要以離子液體作為潛在雙模推進劑進行研究。

當雙模推進系統在化學推進模式下工作時，催化劑通過電阻通電或其他方法被加熱，流過催化劑部件的推進劑發生催化分解放熱反應，生成高溫高壓燃氣，經推力器高速噴出產生推力[8]，如圖2(a)所示，這個過程中催化劑部件為推進劑的催化分解提供場地，不作為發射極工作，同時吸極沒有參與整個反應。由于隨機熱碰撞造成能量損失，化學推進模式的比沖受到限制[10]，但它能提供大推力，適合于總沖要求大和快速機動的場合[8]。

圖2 雙模推進系統原理[15]Fig.2 Illustration of a dual-mode propulsion system[15]

當雙模推進系統在電推進模式下工作時，在發射極和吸極間施加高壓，推進劑在電場作用下流向發射極尖端，受表面張力和電場力共同作用形成泰勒錐，隨著發射極尖端場強增大，進而電離出帶電離子或離子與液滴的混合物，被電場吸出加速發射從而產生推力[12-13]，如圖2(b)所示。這個過程中催化劑部件作為發射極工作，為推進劑輸運和電離提供載體，不起催化作用。電推進模式能提供精確的小推力，同時因為比沖高，能夠大幅節省推進劑，顯著增加有效載荷，從而延長航天器使用壽命[14]。

1.2 雙模推進系統的特點

小衛星大都需要微牛至毫牛量級的推力，但由于體積和質量有限，無法直接使用大衛星的推進系統，因此需要配備微推進系統[16]。雙模推進系統整體尺寸較小，結構簡單，推力范圍完全覆蓋小衛星的需求，同時還共用推進劑，很適合于微推進系統的應用。總體來看，雙模推進系統主要有以下幾個特點。

(1)提高任務靈活性

雙模推進系統利用兩種模式的自身優點，根據任務的不同需求在模式間靈活切換，使它們發揮各自優勢，交替配合。當航天器遇到軌道轉移、快速軌道機動等需要大推力、大速度增量的任務，或者任務有一定時間限制時，雙模推進系統切換為化學推進；當航天器遇到長時間、高精度的姿態控制、位置保持等任務，或者需要高效率軌道提升和空間巡航時，雙模推進系統切換為電推進。

雙模推進僅用一個推力系統就覆蓋了兩種推力模式的任務種類，能夠完成單一模式無法完成的任務，拓寬了推進系統的適用范圍，實現了攜帶更少的推力器數量完成更多的任務，提高了任務靈活性。此外，因為雙模推進系統的任務范圍廣，在飛行期間航天器還可以根據需要對任務計劃進行臨時更改，增大了任務設計空間[17]。

(2)提高航天器靈活性

在航天器飛行過程中可能會遇到空間碎片等威脅，這就需要系統能夠及時做出反應。因為結合了兩種模式的特點，雙模推進系統有能力在既定任務以外解決多種問題，使航天器能夠在突發情況下根據需要靈活應對。當飛行軌道上出現空間碎片，航天器可以通過單組元化學推進對即將發生的危險做出快速反應改變軌道，并在威脅消退后換用效率更高的電噴推進緩慢返回原始軌道；如果沒有遇到威脅，系統可以僅在高比沖的電噴推進模式下維持更長時間的軌道飛行[18]。

(3)減小推進系統體積、質量

在雙模推進系統中，共用推進劑和推力器結構使兩種模式下推進劑的輸運路線相同。因此，為了簡化系統，減少部件數量，兩種模式還共用推進劑儲箱、管路等硬件設備。這種將兩種模式的結構高度集成化的設計，最大程度地減少了推進系統的體積和質量，使航天器可以攜帶更多的有效載荷，提高了推進劑的利用率和航天器的運載效率，同時也降低了推進系統的成本，節省了航天器發射成本。

2 雙模推進系統的研究現狀

國際上最早關于不同推進模式結合的研究來源于混合推進，美國洛克希德·馬丁公司于20世紀90年代初開始研制的A2100通信衛星平臺就采用了霍爾效應推力器和肼單組元液體火箭發動機混合的推進系統[15,19]。混合推進的概念與雙模推進有所區別，在混合推進系統中，航天器雖然也有兩種或兩種以上的推進模式，但不同模式的推力器是相互獨立的，不共享推進劑。

在混合推進的基礎上，化學推進與電推進集成的雙模推進被提出并逐漸受到關注。近年來國內外的學者對多種冷氣或化學推進與電推進結合的推進系統進行了研究，它們在理論分析或實驗中都表現出良好的性能，有些也已經投入航天應用，國際上已有的雙模推進系統研究概況如表1所示。

相比其他種類的雙模推進系統，單組元-電噴雙模推進起步較晚，盡管已經在學術界廣泛討論了一段時間，但在2010年之前幾乎沒有針對性的研究，近10年來才開始有國內外高校和機構對其進行探索。

表1 化學與電結合的雙模推進系統研究進展[15]

2.1 國外研究現狀

國外關于單組元-電噴推進系統的研究主要來自于美國密蘇里科技大學，它也是在此方面研究成果最多的一所高校。此外，美國伊利諾伊大學厄巴納-香檳分校和英國南安普頓大學也都在單組元-電噴雙模推進方面有一定的研究成果。

(1)雙模推進劑的研究

美國密蘇里科技大學最早從2010年開始進行有關雙模推進的研究，最先從推進劑入手，致力于在綠色無毒的離子液體中尋找合適的雙模推進劑。Donius 等選擇了10種有潛力的離子液體，對其與常見氧化劑結合后的推進性能進行評估，并與傳統單組元推進劑肼和偏二甲肼(unsymmetrical dimethylhydrazine, UDMH，)進行對比[30]。結果顯示，在化學推進中，雖然所有混合離子液體的比沖均比肼和UDMH降低了約1%～4%，但離子液體與HAN氧化劑結合后的性能優于與其他氧化劑的混合物，且與肼和UDMH的性能相近。在電噴推進中，1-丁基-3-甲基咪唑雙氰胺鹽([Bmim][dca])與HAN氧化劑的混合物在純離子發射狀態下，可能獲得比霍爾推力器更高的比沖[18,30]。

Berg等進一步將推進劑研究范圍縮小至電噴性能良好的咪唑類離子液體[17,23]。他們選擇了3種咪唑類離子液體：1-丁基-3-甲基咪唑硝酸鹽([Bmim][NO3])、[Bmim][dca]、1-乙基-3-甲基咪唑硫酸乙酯鹽([Emim][EtSO4])，分別在兩種推進模式下對其進行性能分析。結果表明，這些離子液體單獨作為單組元推進劑時，比沖比傳統化學推進劑肼低17%～28%，化學推進性能不理想，但與HAN氧化劑混合后，理論上比沖可達250～260 s，推進性能大幅提升且與肼性能相近。在電噴推進中，3種離子液體的比沖均比傳統電噴推進劑1-乙基-3-甲基咪唑啉雙(三氟甲基磺酰基)亞胺([Emim][Im])高，電噴性能良好，與HAN氧化劑混合后，產生相同推力所需的發射極個數比[Emim][Im]多，發射極質量更大。因此提出咪唑類離子液體與HAN氧化劑的混合物有潛力作為雙模推進劑。

在理論分析的基礎上，Berg等按照表2中離子液體和HAN氧化劑的質量百分比，實際合成了3種混合物，在合成過程中發現[Bmim][dca]與HAN不相溶，因此舍棄了這一方案。將剩下兩種混合物分別在預熱至160°C的催化劑床上進行催化分解實驗，測試它們的化學點火能力[31-32]。實驗結果顯示兩種混合物均易通過加熱的錸催化劑分解，證明了咪唑類離子液體與HAN混合物作為化學單組元推進劑的可行性。

表2 三種混合物中離子液體與HAN氧化劑的質量百分比[32]

接著Berg等還對離子液體磁流體作為雙模推進劑的性能進行了研究。密西根理工大學曾提出用離子液體磁流體作為電噴推進劑，利用流體的磁性形成發射極陣列從而代替固體發射極，可以有效簡化發射極結構，減少推力器整體質量[33]。Berg等參考這一概念，分別在[Bmim][NO3]和[Emim][EtSO4]與HAN氧化劑的混合物中加入Fe2O3納米粒子，合成了兩種離子液體磁流體，并對它們的化學分解能力進行測試[34]。實驗結果表明，當Fe2O3含量為10%時，兩種離子液體磁流體的反應速率最快，當含量增加至30%，起始分解溫度不斷下降，有利于預熱功率的降低，但當Fe2O3含量繼續增大，分解性能會重新下降。然而，在Fe2O3含量不足50%時，離子液體磁流體不能形成發射點的靜態排列，無法應用于電噴推進，因此相關研究沒有再繼續下去。

這之后的研究都圍繞著[Emim][EtSO4]與HAN的混合物展開。Berg等按照表2中的比例合成HAN-[Emim][EtSO4]新型雙模推進劑，并在毛細管型電噴推力器中測試其電噴性能[35]。實驗結果表明，極間電壓為3400 V時，該新型推進劑在正負極性下均能實現穩定的電噴發射，推進劑的供給流量越小，電噴推進的比沖越大、推力越小，在0.19 nL/s最小測試流量下，比沖最高達到412.37 s，推力為1.09 μN，推進劑電噴性能良好。此后Berg等對HAN-[Emim][EtSO4]推進劑分別在加熱的鉑、錸、鈦表面進行分解實驗，根據推進劑在3種表面上起始分解溫度的不同，發現了鉑對該推進劑是一種很好的催化劑[36]。在最近的最新研究中，Wainwright等首次對HAN-[Emim][EtSO4]推進劑的電噴羽流進行質譜分析，發現在羽流中離子形式和共價形式的HAN均存在，同時電噴過程中[Emim][EtSO4]與HAN之間有離子交換，說明HAN氧化劑的添加會使咪唑類離子液體的羽流成分發生改變[37-38]。

隨著人員變動，密蘇里科技大學的一部分研究轉到了美國伊利諾伊大學厄巴納-香檳分校，他們仍然以HAN-[Emim][EtSO4]混合物作為新型雙模推進劑。Rasmont等在一個恒容反應器中測量了HAN-[Emim][EtSO4]推進劑的線性燃燒速率，并與HAN-水溶液和硝基甲烷單組元推進劑進行比較[24]。結果表明，在0.5～3.0 MPa之間，推進劑的燃燒速率rb與壓力P呈指數關系rb=5.35e1.11P，在3.0～10.0 MPa之間，呈線性關系rb=114+3.84P，和HAN與其他燃料混合物的燃燒性質相似。在此實驗基礎上，伊利諾伊大學還提出HAN-[Emim][EtSO4]推進劑中兩種成分的比例、推進劑制備方法也可能對燃燒過程產生影響，應進一步進行研究。

英國南安普頓大學近幾年也開始從推進劑著手，展開雙模推進的研究。Fonda-Marsland等權衡兩種模式下推進劑的性能要求，提出了一些雙模推進劑的選擇標準[25]。研究發現，減少推進劑中烷烴的長度和數量、增加氮和氧等高電負性物質，既有利于減少化學推進廢氣中固體碳的形成，又能有效增加推進劑的表面張力、比電導率，提高電噴性能。他們選擇了13種離子液體進行比較分析，最后提出甲酸乙銨([EA][(C1)O2])也是一種有潛力的雙模推進劑，但需要進一步的實驗測試以驗證其在實際推進系統中的性能。

(2)雙模推進系統結構的研究

隨著雙模推進劑研究的不斷深入，密蘇里科技大學參考之前的毛細管式化學微推進系統[39]，提出了一種用毛細管結構的雙模推力器[15,39]。推力器主要由一根內徑為100 μm的毛細管構成，管內涂有鉑或其他催化劑材料。在單組元化學推進過程中，毛細管作為分解室，簡化省略了噴管結構，毛細管中間段被電阻加熱，推進劑在管內催化分解放熱，產生高溫高壓氣體排出；在電噴推進過程中，毛細管作為發射極，在毛細管和吸極間施加電壓[15]。兩種模式都采用主動供給，但推進劑的供給流量不同，因為化學推進需要消耗更多的推進劑，化學模式下的流量比電噴模式大。

這種毛細管式雙模推力器結構雖然被提出，但還未設計出樣機。目前推進劑的性能測試依然在兩種模式下分開進行，實驗裝置中使用的毛細管尺寸和材質均不同。在電噴推進實驗中采用內徑100 μm、長5 cm的不銹鋼毛細管作為發射極，推進劑由內徑100 μm、長82.5 cm的石英玻璃毛細管從儲箱運至推力器[35]，如圖3所示。在單組元化學推進中采用內徑0.4 mm的毛細管作為分解室，材料選用HAN-[Emim][EtSO4]推進劑的催化劑鉑[40]，如圖4所示。

圖3 毛細管式電噴推進實驗裝置原理[35]Fig.3 Schematic diagram of capillary electrospray propulsion experimental apparatus[35]

圖4 微管式單組元化學推進實驗裝置[40]Fig.4 Microtube monopropellant chemical propulsion experimental apparatus[40]

2.2 國內研究現狀

國內關于雙模推進系統方面的研究處于起步階段，目前還沒有太多代表性的研究成果。

中國科學院大連化學物理研究所的王文濤等在密蘇里科技大學的基礎上，也對咪唑類離子液體與HAN氧化劑的混合物進行了實驗分析[41]。他們選擇了3種咪唑類離子液體，在制備過程中發現，1-乙基-3-甲基咪唑四氟硼酸鹽([Emim][BF4])與HAN無法形成均勻單相體系，1-乙基-3-甲基咪唑雙三氟甲磺酰亞胺鹽([Emim][Tf2N])與HAN在混合體系中無法長時間共存，只有[Emim][EtSO4]與HAN相容性良好。之后他們采用化學平衡產物軟件，綜合分析了HAN含量對HAN-[Emim][EtSO4]混合推進劑能量特性的影響，同時通過點滴著火實驗判斷推進劑的點火燃燒性能。結果表明，HAN氧化劑的理想質量百分比為40%～60%，當質量百分比為50%時，混合推進劑點火時間較短,燃燒持續時間較長,能量高，是一種具有應用前景的雙模推進劑。

3 雙模推進系統面臨的挑戰

國外關于單組元-電噴雙模推進已經進行了近10年的研究，積累了一定經驗，也初步取得了一些成果，但離最終雙模推力器實際應用于航天事業還有很遠的距離，還有一些問題亟待解決。

3.1 雙模推進劑的選擇

找到兩種模式下均適合的推進劑是雙模推進研究的一大挑戰，也是推力器結構設計、性能測試等后續研究的基礎，大部分機構和高校都將雙模推進劑作為研究的第一步。

理想的雙模推進劑應該分別滿足兩種模式下推進劑的性能需求。作為單組元推進劑，首先須易于分解或點火，具有良好的燃燒性能，其次應該具有較高的密度，使航天器在相同體積下能夠攜帶質量更大的推進劑，提高運載效率。在單組元推進中推進劑以液態形式工作，因此推進劑的熔點也是一個重要因素，如果熔點較低，能夠減小推進劑維持在液態所需的功率，節省推力器能耗。此外，推進劑的形成熱與化學推進比沖有一定的關系，較高的形成熱可以使燃燒時釋放更多的能量，從而產生更高的比沖[17]。而作為電噴推進劑，最重要的是要有良好的導電性，能夠在電場作用下發生靜電噴射。其次，還希望有較高的表面張力和電導率，有利于推進劑接近純離子發射模式，有較低的飽和蒸汽壓，工作過程中不易蒸發，同時具有較高的相對分子質量，能夠發射更重的離子，從而產生更大的推力[17]。

目前國際上較為認可的有潛力的雙模推進劑是HAN-[Emim][EtSO4]混合推進劑，它在兩種模式下均表現出很好的性能，但是在實際應用前還有許多問題需要解決。混合推進劑中含有HAN氧化劑成分，制備過程中需要將HAN水溶液蒸發干燥至含水量小于0.1%，存在腐蝕性強、易爆炸等安全隱患，出于安全考慮推進劑制備量應控制在1g以內[41]。過小的推進劑量，會給點火實驗、比沖推力測試等造成很大困難。HAN的含量對推進劑性能有很大影響，雖然已經提出理想質量分數在40%～60%[41]，但還未對不同配比的推進劑進行實驗對比，需要分別在單組元液體火箭發動機和電噴推力器中探索HAN的含量對兩種模式推進性能的影響。

目前雙模推進劑的選擇范圍還不夠廣，除了HAN-[Emim][EtSO4]混合推進劑以外，應該在離子液體中尋找更多有潛力且綠色安全的推進劑，在應用于雙模推進前先分別在兩種模式典型推力器中進行測試，綜合分析推進劑性能的優劣，為后續推力器設計提供參考。

3.2 高能催化劑

由于催化分解活性相對穩定，HAN基單組元推進劑需要在一個較高的催化劑預熱溫度下才能啟動分解[11]。[Emim][EtSO4]熱穩定性較好，HAN氧化劑催化分解困難，因此為了獲得與肼相似的化學推進性能，HAN-[Emim][EtSO4]推進劑的預熱溫度比肼高很多。它在160°C預熱溫度下的性能依然比50°C的肼低[31]，繼續升高預熱溫度或增大催化劑表面積可以提高燃燒性能，但這需要消耗更多能量、攜帶更多催化劑，降低了推力器的效率。在中國科學院大連化學物理研究所的實驗中，HAN-[Emim][EtSO4]推進劑催化劑Ir/Al2O3的預熱溫度達到300°C[41]，過高的預熱要求會限制推進劑在航天器上的應用。

另一方面，由咪唑類離子液體與HAN氧化劑混合物的化學平衡燃燒分析可知，理論上當HAN含量大約為80%時單組元化學推進可以得到最高比沖，超過了傳統單組元推進劑的性能。但是隨著氧化劑含量不斷增大，混合推進劑的燃燒溫度也會不斷升高，在HAN含量80%的配比下燃燒溫度將超過2 700 K[17]。當催化劑長時間處于高于0.6倍熔融溫度的高溫下，會使微觀結構改變,活性組分晶粒聚集長大,活性表面積減小，從而導致催化劑燒結、催化活性破壞[31]。目前應用于HAN-[Emim][EtSO4]推進劑的催化劑能承受的最高燒結溫度大約為1 900 K，遠沒有達到2 700 K，這限制了推進劑中HAN的含量，進而限制了化學模式的推進性能。

在目前研究的基礎上，可以通過改變活性組分的晶粒分布、在現有催化劑中加入耐高溫材料等改進催化劑配方、范圍更廣地尋找新催化劑等方法[42]，獲得催化能力更強、更耐燒結的高能催化劑，從而降低催化劑預熱溫度，減小推力器能量消耗，同時改良推進劑配比，提高化學模式比沖，進一步提高推進劑的利用效率。

3.3 雙模推力器的結構設計

推力器結構設計也是一個關鍵問題，它決定了雙模推進系統是否能實現化學推進與電推進的交替工作，是對雙模概念可行性的驗證。兩種模式中推進劑的輸運路線相同，化學推進時推進劑在分解室中產生燃氣后從推力器尾端噴出，電推進時推進劑直接輸運至尾端發射極尖端電離，因此分解室要和發射極合并，這給結構設計帶來一定難度。

電噴推力器的發射極分為外部浸潤型、多孔介質型、毛細管型3種[9,43]，如圖5所示。在外部浸潤型發射極中，推進劑通過毛細作用沿外表面輸運，這種結構無法為單組元化學推進提供內部分解室。在多孔介質型發射極中，推進劑沿多孔材料內部的孔隙輸運至發射極尖端，但這些空隙尺寸過小，化學燃氣難以經過多孔材料噴出。在毛細管型發射極中，推進劑直接從內部毛細管道輸運至管頂部，毛細管道也可用于化學模式下推進劑的分解和燃氣的排放。此外，外部浸潤型和多孔介質型發射極大多采用被動供給，而毛細管式因為被動供給不利于浸潤和輸運，更多采用主動供給，可以與單組元化學推進共用供給系統。相比之下，毛細管式結構更適合雙模推力器。

圖5 發射極示意[9]Fig.5 Comparison of emitters[9]

雖然密蘇里科技大學已經提出了毛細管式雙模推力器結構[15,39]，但是毛細管直徑過大會增大發射極尖端的泰勒錐半徑，影響電噴性能，過小不利于化學分解的發生，噴管結構的省略也會降低化學推進的性能。需要對不同半徑尺寸的毛細管進行實驗，分析比較在兩種模式下結構參數對發射極性能的影響，同時還需進一步研究探索更加合理可行的雙模推力器結構。

3.4 其他問題

除了上面幾個最主要的問題，還有一些其他問題需要完善和解決。

雙模推進系統一般選用主動供給，因此推進劑流量控制是重要內容。常見的主動供給方式有微注射泵控制和氣體壓力控制，前者在真空環境下難以精確控制流量，因此氣體壓力控制型更常用[44]。雙模推進中兩種模式需要的推進劑流量差別較大，單組元化學推進在μL/s量級，而電噴推進在nL/s量級，這對供給系統性能要求很高，需要流量控制精度更高、流量切換非常穩定的供給系統。

長壽命問題是許多電推進系統都存在的問題。雙模推進系統的電噴模式也受此影響，限制壽命的主要因素有推進劑的攜帶量[45]，除此之外，發射極腐蝕或推進劑變質會導致發射效率降低，也是影響推力器壽命的重要因素。隨著小衛星壽命逐漸增大，長壽命、高可靠性的推進系統是保證航天器完成任務的關鍵。美國Busek公司為LISA Pathfinder ST7任務開發了8個電噴推力器，并對其進行了3 478 h的長壽命測試，推力器均采用主動供給[46-47]；美國麻省理工學院則采用被動供給方式，對其研制的電噴推力器進行了300 h的長壽命測試[48]。兩者的測試時長離航天任務要求仍有一定差距，相比之下采用被動供給方式更難實現長壽命。長壽命問題是制約電噴推進發展的一個因素，也是影響雙模推進發展的一個方面，因此需要進行電噴模式的延壽設計。

對于推進系統工作的各階段，推進劑剩余量的確定也是一個重要問題。在飛行過程中較準確地計算出推進劑剩余量，可以使航天器對接下來的任務計劃進行合理調整，更高效地利用推進劑，同時也可以預估航天器壽命，從而決定航天器壽命末期的處置策略[49]。目前常用的剩余量測量方法主要包括薄記法、壓力體積溫度法和熱量激勵法，但它們的整體誤差較大，離測量精度要求還有一定差距[50]，因此需要更高精度的推進劑在軌測量技術。

4 結束語

單組元液體火箭發動機與離子液體電噴推力器相結合的雙模推進系統，涉及化學與電兩方面的推進理論，將兩種模式的推進原理耦合，在推進劑成分及性能、推力器結構、系統性能指標等方面都有更復雜的要求，未來還需要對其進行大量研究。本文圍繞雙模推進系統主要進行了以下工作：

1)對單組元-電噴雙模推進系統進行了定義及原理分析，為后續相關研究提供了一定的參考。提出了雙模推力器的結構特點，對兩種模式推力器的集成、發射極類型的選擇等問題進行了初步分析，并對兩種模式的工作原理、雙模推進劑的選擇進行了闡述。目前國外關于雙模推力器結構的設想主要基于電噴推力器提出，但該結構不一定能很好地適用于單組元化學推進，未來進行推力器設計時還需更充分地考慮化學模式的性能。

2)系統梳理總結了國內外關于單組元-電噴雙模推進的研究進展。經過近10年研究，國外提出了一些雙模推進劑的選擇標準，合成了有潛力的雙模推進劑，并不斷對其性能及機理進行探索。目前雙模推進研究的重心仍主要集中于推進劑，推進系統結構及其他方面的研究成果較少，離樣機研制及應用于小衛星推進系統還有很遠的距離。國內關于雙模推進系統的研究剛剛起步，與國外存在一定差距，現階段應先從推進劑和推力器結構兩方面入手，盡快展開雙模推進技術的研究。

3)分析總結了現階段單組元-電噴雙模推進系統面臨的主要問題。重點對推進劑的安全性及成分配比、催化劑的預熱溫度及耐高溫性、推力器發射極的尺寸參數等因素對推力器性能的限制進行分析，并對未來發展方向提出了初步建議。文中提出的這些問題是現階段雙模推進研究中體現出的最亟待解決的內容，隨著核心技術不斷發展，還會有無法預測的難題陸續出現。