高功率空間電推進技術發展研究

耿 海，吳辰宸，孫新鋒，王紫桐，賈艷輝，呂方偉，蒲彥旭

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室甘肅省空間電推進重點實驗室，蘭州 730000）

0 引言

電推進作為一種先進的空間動力技術，因其比沖較化學推進高近乎10倍，在實現航天器高載荷量方面具有無可替代的優勢。從20世紀90年代美國率先在通信衛星上應用電推進開始，過去30多年在軌應用電推進的航天器數量幾乎翻了數倍，空間電推進的應用數量已超過上千臺/套（含Starlink星座用電推進）。是否應用電推進已成為衡量衛星平臺技術先進性的重要標志之一。

空間電推進可廣泛用于通信衛星、遙感衛星、科學實驗衛星、載人空間站等航天器的位置保持、姿態控制、軌道轉移和深空探測航天器的主推進等任務。近10多年來，國內外空間電推進的應用日趨廣泛。但受當前航天器空間能源的限制，至今為止，5 kW以上高功率電推進技術在軌應用還未取得突破，在軌空間電推進的推力和比沖性能還較低，國內實踐二十號衛星搭載的LIPS-300離子電推進在5 kW最高功率下產生的推力不超過300 mN、比沖不超過5 000 s。

近年來，隨著航天技術的進步，空間已成為各航天大國競相關注的熱點，“進入空間、利用空間、控制空間”也已成為各國空間戰略的核心發展目標。我國已完成月球探測及采樣返回任務，正在實施火星探測任務，計劃實施多項深空探測任務，如“近地小行星探測”“木星系統探測”以及超深空探測與采樣返回等。以典型的深空探測任務為代表，月球探測已經進入載人登月綜合探索階段，火星、木星和小行星探測嘗試無人采樣返回，火星探測也向著載人探測的終極目標邁進。僅依靠常規化學推進和中低功率（10 kW以下）電推進為代表的空間動力技術，已不能滿足國家空間戰略的發展需求，如載人深空探測及采樣返回、近地空間貨運、空間原位資源開采與利用等任務，需要推進系統的比沖在5 000 s以上、推力在牛級以上。在當前技術條件下，要滿足任務所需的推進系統技術指標，電推進的功率須達到百千瓦級。

本文結合高功率電推進技術的國內外發展現狀，對高功率電推進技術的綜合發展情況進行調研分析，提出各技術路線后續須要重點突破的關鍵技術，并對我國高功率電推進的發展給出建議。

1 高功率空間電推進技術內涵

空間電推進的推力、比沖、效率和功率之間存在強約束關系（2Pη=TIspg，g為重力加速度），推力T和比沖Isp正比于功率P和效率η[1]。這意味著即使在100%效率的情況下，要實現電推進的牛級大推力和5 000 s高比沖，電推進所需的輸入功率至少要在25 kW以上。因此，高功率電推進必然具有大推力和高比沖的性能特點。在當前的技術水平下，電推進的效率一般為60%左右。若進一步考慮系統的效率，高功率電推進總的系統功率通常要在50 kW以上。

電推進盡管具有比沖高和效率高的優勢，但是缺點也很明顯，中小功率電推進的推力密度小（≤0.3 mN/cm2）、比沖相對較低（≤4 000 s），難以滿足載人深空探測、軌道快速轉移、深空貨運等任務對牛級大推力和5 000 s以上高比沖空間動力的應用需求。為滿足上述任務亟需，最佳途徑是提高電推進系統的推力和比沖，即進一步提升電推進系統的功率。上世紀60年代，美國和俄羅斯即開展了高功率電推進技術的研究，積累了深厚的理論基礎和豐富的實踐經驗。

60多年來，高功率電推進技術雖然取得了長足的發展，但目前仍處于實驗室工程樣機研制階段，距離工程應用還有較大的差距。與此同時，隨著各國對空間戰略的重視及大型空間任務的實施，對數百千瓦甚至兆瓦級的超高功率電推進的需求越來越迫切。高功率電推進具備的多模式及功率、推力、比沖等性能寬范圍連續調節能力，為大幅提升航天器的載荷比提供了有效途徑。因而，近年來，高功率電推進被作為空間核心關鍵技術，受到了世界各航天強國的普遍關注。

目前，國際上高功率電推進重點聚焦電磁加速的技術路線，形成了以霍爾電推進（Hall）、磁等離子體推進（Magneto Plasma Dynamic，MPD）、可變比沖磁等離子體火箭（Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket，VASIMR）、無電極場反構型電磁推進（Field Reversed Configuration Thurster，FRPT）、脈沖誘導等離子體推進（Pulse Inductively Thruster，PIT）、螺旋波電磁推進（Helicon Plasma Thruster，HPT）為代表的國際主流技術方向。

2 高功率空間電推進技術發展現狀及須重點解決的問題

2.1 霍爾電推進技術

霍爾電推進是利用電子在正交電磁場中的霍爾效應電離推進劑，并通過電磁場實現離子加速。霍爾電推進的優勢是工作電壓低、可靠性高、系統結構簡單、技術繼承性好、推力密度大；其劣勢也很明顯，如結構尺寸大、質量大、放電振蕩難以抑制。因此，百千瓦功率以下的霍爾推力器具有明顯優勢，而百千瓦功率以上的優勢漸消。國際上，開展高功率霍爾電推進技術研究的國家主要以美國、俄羅斯和中國為代表。

俄羅斯是最早開展霍爾電推進技術研究的國家，研制了以SPT系列為代表的穩態等離子體霍爾推力器產品，其中高功率霍爾推力器的典型產品是SPT-290，如圖1所示，該推力器的最高設計功率為30 kW、推力1.5 N、比沖3 300 s[2-3]。此外，俄羅斯還研制了以D-160為代表的陽極層霍爾推力器產品，如圖2所示，最高設計功率140 kW、推力2.5 N、比沖8 000 s[3-4]。

圖1 SPT-290霍爾推力器實物圖Fig.1 Prototype of SPT-290 Hall Thruster

圖2 D-160霍爾推力器實物圖Fig.2 Prototype of D-160 Hall Thruster

美國高功率霍爾推力器以NASA的X系列和M系列穩態等離子體霍爾推力器為代表。X系列產品包括NHT-X2[5]和NHT-X3[6]；M系列產品包括NASA-300M[7]、NASA-400M[8]和 NASA-457M[9-10]。NHT-X3由3個同心環形放電室構成，共享陰極置于環心，最高設計功率為240 kW、推力15 N、比沖為 1 400～4 600 s，如圖 3所示。NASA-457M 是NASA格林研究中心（Glenn Research Center，GRC）于2011年研制的50 kW霍爾推力器，如圖4所示。測試結果顯示，采用氙氣作為推進劑時，該推力器功率為46 kW、陽極電壓為700 V、最大比沖為3 370 s，當陽極電壓為600 V時，系統最高效率可達72%；若采用氪氣推進劑，最大比沖能夠達到4 940 s。

圖3 NHT-X3霍爾推力器放電試驗測試圖Fig.3 Discharging of X3 Hall Thruster

圖4 NASA-457M霍爾推力器實物圖Fig.4 Prototype of NASA-457M Hall Thruster

國內開展高功率霍爾電推進技術研究的單位有蘭州空間技術物理研究所和上海空間推進研究所。蘭州空間技術物理研究所研制的50 kW的霍爾推力器產品LHT-450在國內首次實現氪氣推進劑45 kW工況下的穩定工作，實測推力1.38 N、比沖3 900 s、效率60%，整體技術水平與NASA-457M相當，如圖5所示。上海空間推進研究所研制的10～50 kW的HET-3000霍爾推力器樣機實現了28 kW穩態放電，最大推力1.16 N、最高比沖4 146 s[11]。

國內外高功率霍爾推力器的性能參數對比如表1所列，可以看出，美國的X系列和M系列代表了當前國際霍爾電推進的最高水平。國內高功率霍爾電推進技術還處在追趕國際先進水平階段。面向未來的應用需求，須重點開展霍爾電推進放電振蕩機制及抑制方法、熱失穩機制及防護方法、多元工質高比沖實現機制等問題的研究。

表1 國內外高功率霍爾推力器性能參數對比Tab.1 Comparative of performance for Hall electric propulsion at home and abroad

圖5 蘭州空間技術物理研究所霍爾推力器45 kW穩態放電圖Fig.5 Steady discharging of 45 kW LIPS Hall electric propulsion

2.2 磁等離子體電推進技術

磁等離子體電推進（MPD）技術是利用陰極大電流（幾kA）放電使推進劑氣體電離，并在陽極作用下產生等離子體電流，等離子體電流在與外加磁場耦合產生的洛倫茲力作用下加速、高速排出形成推力。MPD的優勢是結構簡單、尺寸小、加速機制清晰，但其難點是等離子體振蕩不穩定性抑制、系統高熱防護和陰極長壽命設計。MPD是國際上最早提出的高功率電推進技術方案（20世紀60年代至今），也是研究最為廣泛的技術方案，美國、德國、意大利、日本、俄羅斯和中國分別開展了技術研究。MPD有SF-MPD（自生場）和AF-MPD（外加場）兩種，目前以AF-MPD為主流技術。

美國NASA和普林斯頓大學聯合研制的ALFA AF-MPDT（樣機實物如圖6所示）性能為：功率0.25 MW、比沖6 200 s、推力5 N、整機效率為60%[12]。美國多個研究機構還聯合開展了數兆瓦MPD樣機的研究，功率4 MW時，推力50 N、比沖6 900 s（最高比沖接近7 000 s）[13]。此外，美國NASA噴氣推進實驗室（JPL）和普林斯頓大學建設了鋰工質推進MPD試驗設施，NASA建設了適用于氫推進劑的氣體工質試驗設施。

圖6 美國ALFA磁等離子體推力器Fig.6 ALFA MPD thruster of USA

德國斯圖加特研制了ZT-3、DT-6和SX3三種不同功率的MPD原理樣機，但是試驗測試結果顯示，ZT-3和DT-6的效率均不超過30%。最新研制的100 kW級AF-MPD推力器SX3（如圖7所示）的試驗表明，穩態下推力器效率為20%～45%。此外，為了抑制高熱，SX3采用了水冷裝置[14]。

意大利比薩大學研制的0.17 MW AF-MPD于2011年以氬氣作為推進劑的試驗結果顯示，MPD性能為：推力3.5 N、比沖3 000 s、整機效率28%。意大利Alta公司研制的脈沖準穩態MPD的性能為：功率0.1 MW、推力2.5 N、比沖2 500 s[15]。

日本開展MPD技術研究的單位有JAXA、東京工業大學和大阪工業大學等，他們聯合研制了兆瓦級MPD和空心陰極穩態MPD，研究了空心陰極高熱防護劑冷卻技術，提出了螺旋波離子源結合MPD加速的螺旋波MPD等離子體電推進技術[16]。

俄羅斯能源設計局研制了500 kW鋰推進劑MPD原理樣機，放電試驗測試結果顯示，推力器的比沖為4 500 s、推力為12.5 N、效率為55%。俄羅斯克爾得什研究中心研制的1 MW的堿金屬鋰推進劑MPD的推力超過20 N、比沖超過8 000 s[11]。

北京控制工程研究所聯合北京航空航天大學和中國科學院合肥物質研究院完成了150 kW的AF-MPD樣機研制，最高實測性能為推力5 N、比沖6 000 s，正在開展500 kW超導MPD推力器原理樣機的研制[17]。上?？臻g推進研究所研制了20 kW的AF-MPD原理樣機，設計推力500 mN、比沖3 200 s，已完成了5 kW的穩態點火試驗[12]。

國內外高功率MPD電推進的性能參數對比如表2所列，從結果看，MPD的效率普遍偏低。面向MPD工程樣機的研制和未來應用，必須重點開展放電不穩定機制及抑制方法、大電流高熱防護方法等基礎研究。

表2 國內外高功率MPD推力器性能參數對比Tab.2 Comparative of performance for MPD electric propulsion at home and abroad

2.3 可變比沖磁等離子體火箭技術

可變比沖磁等離子體火箭（VASIMR）的工作原理是通過螺旋波放電電離推進劑產生高密度等離子體，等離子體經過離子回旋共振加速，在磁噴管強磁約束下，定向高速噴出產生推力。VASIMR的優勢是長壽命、性能連續可調，但存在結構復雜、尺寸大和超導強磁的問題，限制了技術的發展和應用。VASMIR最早由美籍華人提出，國際上目前僅美國和中國開展了關鍵技術攻關和原理樣機研制。

美國Ad Astra Rocket公司（AARC）先后研制了VX-10/25/50/100/200/200SS和VF-200等原理和飛行驗證樣機，其中VX-200（如圖8所示）在200 kW功率下的試驗測結果顯示，采用氬氣推進劑時，其最高性能為推力5.4 N、比沖5 000 s、推力器效率72%、系統效率60%。VF-200是VX-200的飛行驗證樣機，性能較VX-200高，最大推力為6 N、推力器效率達到76%。VX-200SS是針對深空探測任務需求研制的原理樣機，典型特點是可以實現100 kW、100 h連續穩態放電，其中SS表示穩定狀態（Stable State）[18-21]。

圖8 VX-200推力器Fig.8 Prototype of VX-200

國內西安航天動力研究所開展了VASIMR關鍵技術研究，2016年研制了30 kW級功率VASIMR原理樣機HiMPE-30，并進行了地面試驗測試，獲得的性能參數為：功率30 kW、比沖3 000～5 000 s、推力0.5～0.8 N、效率50%，推進劑為氬氣[22]。63601部隊和國防科技大學聯合開展了VASIMR試驗樣機（如圖9所示）的研制，目前已完成原理性試驗驗證，樣機性能有待進一步測試[23]。中國科學院合肥物質研究院也開展了VASIMR樣機的研制，正計劃進行放電試驗測試。

圖9 63601部隊的VASIMR電推進放電測試Fig.9 Discharging of VASIMR electric propulsion

國內外高功率VASIMR電推進的性能參數對比如表3所列，其中VF-200代表當前國際最高水平。與美國相比，國內的VASIMR研制還處在起步階段，須持續開展離子回旋共振加速機制、超導強磁實現方法、集成優化設計方法等關鍵基礎問題研究。

2.4 脈沖等離子體團場反構型推進技術

脈沖等離子體團場反構型（FRPT）推力器的工作原理是利用外加的旋轉磁場電離和俘獲等離子體電子，并驅動電子形成環形等離子體電流，在外加徑向磁場的耦合作用下，產生軸向的洛倫茲力加速等離子體高速排出。FRPT的優勢是質量輕、效率高、長壽命、性能連續可調節及推進劑多元化，不足是脈沖工作對電源和開關的性能要求高。盡管對FRPT的研究起步較晚，但該技術已成為國際上高功率電推進技術的主流發展路線，美國、新加坡、日本和中國均開展了樣機研制。

美國MSNW公司與NASA及華盛頓大學、愛德華空軍研究實驗室、密歇根大學分別研制了ELF-250/300[24]（如圖10所示）、RP3-X[25]（如圖11所示）、UM-RMF[26]（如圖12所示）系列原理樣機。ELF-160的最大功率為50 kW、最大推力為1 N、采用氮氣的最高比沖為6 000 s、效率優于50%。UM-RMF樣機的最大設計功率為150 kW，目前完成了30 kW的試驗測試，但是性能不詳。

表3 國內外高功率VASIMR電推進性能參數對比Tab.3 Comparative of performance for VASIMR electric propulsion over the world

圖10 ELF推力器Fig.10 Thruster of ELF

圖11 RP3-X推力器Fig.11 Thruster of RP3-X

圖12 UM-RMF推力器Fig.12 Thruster of UM-RMF

新加坡南洋理工大學基于核聚變Rotamak裝置研究，提出了GER（Gradually Expanded Rotamaklike Plasma）概念，GER本質上也是基于場反構型的電磁推進。目前他們已經開展了對稱結構穩態RMF射頻放電研究，并完成了GER樣機方案的設計，如圖13所示[27]。

JXAX聯合日本多所高校提出了HEAT（Helicon Electrodeless Advanced Thruster）計劃，旨在利用螺旋波等離子體源與旋轉磁場（Rotation Magnetic Field，RMF）加速的方法研制新一代無電極電推進技術。從前期的試驗結果看，HEAT推力器的加速效果不理想。因此，JAXA正在開展基于HEAT的場反構型電推進技術研究[28]。

蘭州空間技術物理研究所開展了場反構型電推進技術研究，研制了5 kW功率的原理樣機，并完成了放電試驗測試，如圖14所示。由于對場反構型電推進機制的認識還不清晰，研制的樣機性能與設計參數還有差距，科研人員正在開展關鍵技術攻關和樣機的優化。

圖13 新加坡南洋理工大學GER推力器設計方案Fig.13 Design scheme of GER thruster in NTU，Singapore

圖14 蘭州空間技術物理研究所的FRPT樣機試驗Fig.14 Discharging of the LIPS FRPT prototype

國外高功率FRPT電推進的性能參數如表4所列，盡管國際上已完成了多款原理樣機的研制，但是其試驗性能與理論分析結果還有差距。必須重點開展旋轉磁場電流驅動機制、加速機制、高比沖實現方法、回路高效耦合方法等問題的研究，為工程樣機研制提供數據支持。

表4 國外高功率FRPT電推進性能參數Tab.4 Comparative of performance for FRPT electric propulsion overseas

2.5 螺旋波電磁推進技術

螺旋波電推進（HPT）是利用頻率在1～27 MHz內的螺旋波電離推進劑，形成高密度等離子體，并利用雙層效應加速離子高速噴出。螺旋波等離子體電推進是一種新概念推進裝置，以其高電離率、長壽命等優點受到廣泛關注，但其最大不足是加速機制不清楚，推力和比沖低。

國際上開展螺旋波電推進技術研究的國家有美國、日本、歐洲和中國等，他們分別研制了HPHT、HDLT和mHTX等原理樣機，其中最具代表性的是美國華盛頓大學的HPHT，最大功率50 kW、最大推力2 N、最高比沖1 500 s、效率為30%～40%[29]。

北京衛星環境工程研究所研制了10 kW的原理樣機，樣機放電試驗如圖15所示[30]。大連理工大學也開展了HPT機制和關鍵技術研究，研制了試驗樣機。

圖15 北京衛星環境工程研究所的HPT放電試驗Fig.15 Discharging of the Beijing Institute of Space Environ‐mental Engineering HPT prototype

后續須重點研究HPT的雙層加速機制、超高比沖實現方法、螺旋波高效耦合機制等基礎難題，為樣機性能優化提供指導。

2.6 脈沖誘導等離子體電磁推進技術

脈沖誘導等離子體電磁推進（PIT）是一種用脈沖瞬態放電感應大電流電離推進劑并使等離子體定向加速排出的技術。PIT的優勢是長壽命、高比沖、適用多元推進劑，但是PIT的效率隨放電線圈尺寸增大而提升，導致其尺寸和質量過大。國際上，開展PIT研究的國家主要為美國和中國。

美國于20世紀90年代開展了Mk系列PIT原理樣機的研制，其中MkVa代表了PIT的最高水平，如圖16所示[31]。MkVa加速線圈的直徑為1 m，15 kV放電電壓下的最高比沖為7 200 s，效率約50%，推力0.27 N。近年來，NASA格林中心開展了基于輔助放電方法的PIT電推進技術研究，推力器的功率不超過5 kW。研究者的目的是驗證原理的可行性。

圖16 MkVa PIT推力器原理樣機Fig.16 Prototype of MkVa PIT

國內國防科技大學研制了PIT原理樣機，實現了感應線圈及放電回路的一體化優化設計，如圖17所示。但是，至今未見有關樣機的詳細試驗性能參數的報道[32]。

圖17 國防科技大學PIT電推進原理樣機Fig.17 Prototype of the NUDT PIT

國際上高功率電推進PIT的最高水平如表5所列。由于效率難以超過50%，美國于21世紀初暫停了PIT電推進的研制工作。為了提高性能，滿足應用需求，必須解決PIT電推進的電流面形成和加速、脈沖放電回路高效耦合方法、高壓大電流穩態放電策略等難點問題。

表5 國外高功率PIT電推進性能參數Tab.5 Comparative of performance for PIT electric propulsion overseas

3 高功率電推進的關鍵技術難點

從國內外高功率電推進的發展脈絡來看，技術路線呈現多樣化的發展趨勢。然而，無論從技術攻關難度的角度還是從工程應用的角度，每種技術都或多或少有其獨特的優勢，也存在不可忽視的缺陷。單就技術發展而言，高功率電推進技術面臨如下幾個必須解決的共性關鍵難點。

3.1 磁場拓撲結構設計及優化技術

高功率電推進的磁場扮演了兩個重要的角色：一是約束等離子體；二是加速等離子體。約束等離子體是通過特定磁場拓撲的結構設計，使等離子體粒子沿磁力線螺旋運動或者施加宏觀的力使等離子體整體限定在一定的區域，減少等離子體的擴散，降低等離子體粒子數密度和能量損失，避免高能粒子對壁面的沖擊，同時提高等離子體的密度和電離率；加速等離子體是通過磁場的特殊拓撲結構優化，利用磁壓、洛倫茲力等電磁力加速等離子體高速排出產生推力，磁場結構的優劣直接決定加速的效率和推力器的推力和比沖等性能。因此，無論是約束還是加速等離子體，磁場的拓撲都是影響電推進性能的關鍵因素。

與中低功率電推進相比，高功率電推進等離子體的密度和粒子能量均增加了數倍，由1017m-3增加至1018～1020m-3，等離子體的碰撞擴散效應更強烈，對磁場的約束性能要求更高，需要更高磁場強度和更先進的空間磁場構型實現高密度高能等離子體的約束。此外，高密度等離子體粒子間的無規則碰撞誘發的粒子熱化，會導致大量能量的損失，也要通過磁場的優化來抑制。而在磁場拓撲結構設計中還必須兼顧等離子體約束和加速，不能顧此失彼，如何通過優化來平衡這一矛盾，也是磁場優化設計的關鍵。

特別地，隨著電推進輸入功率的升高，回路中大的電流和高的電壓會感應出新的磁場，自生的場會抵消或者干擾原有的外加場，破壞局部的磁場拓撲結構，誘發新的等離子體約束問題。針對這些新的干擾或電磁兼容問題，除了進行優化設計之外，還須進行有效的數據診斷測量，并在工程上進行防護設計和試驗驗證。

此外，部分高功率電推進如VASIMR、MPD和HPT等，可能要采用特斯拉（T）量級的磁場，在當前技術條件下，可行的措施是采用超導強磁技術，但是如何實現超導技術在空間的應用是必須重點解決的難點。

最后，未來對高功率電推進的性能連續調節及多元工質適用性也提出了應用需求，而在不同工質和不同的工況條件下，電推進磁場的拓撲要求會有所不同，須針對性地開展變磁場設計技術研究。

3.2 系統效率提升技術

理論上，隨著輸入功率的不斷提高，電推進的效率也會逐漸增大。從國際上高功率電推進的試驗測試結果來看，現階段電推進的效率普遍偏低，VF-200電推進75%的效率已是當前空間電推進所能取得的最高效率。低效率影響的不僅僅是電推進性能，最重要的是其引發的高熱問題嚴重制約系統的長時間穩態運行。

與電推進效率密切相關的分別是系統的電離效率、加速效率和系統電能轉換效率。電離效率的高低決定了用于工質電離消耗電離能的多少，電離效率與多種因素有關，如工質的類型、放電方式、推進劑的氣體空間分布、中性氣體的質量流率以及外加磁場的拓撲結構等，要在實際工程實踐中反復進行迭代和優化；加速效率與電推進的比沖呈正相關的關系，比沖越高效率越高，盡管高功率電推進普遍采用了電磁加速的方式，但由于不同電磁加速方式內在機制的限制，加速效率差別巨大（如VASIMR和HPT），需要從機制研究、外磁場優化設計、工質選擇和等離子體能量耦合轉換等多方面綜合考慮；系統電能轉換是指總的輸入電功率通過電源系統轉化后供給推力器的功率，由于受電源能量轉化效率、回路歐姆熱耗、電磁能量輻射等效應的影響，部分能量不可避免地被直接耗散掉，系統電能轉換效率的高低直接影響電推進的效率，尤其是高頻或脈沖放電高功率電推進系統，回路能量轉換效率是必須重點關注的一個問題。

3.3 地面性能診斷測試與評價技術

開展電推進地面試驗性能診斷測試與評價，是電推進工程開發的必要步驟。高功率電推進性能診斷測試和評價包含兩方面的內容，一是性能診斷，掌握高功率電推進的工作性能特性及演變規律；二是性能評價，評估其壽命和可靠性，為工程應用提供可靠保障和數據支撐。

在性能診斷方面，與中小功率電推進不同，由于輸入功率提高了數倍（50 kW以上），高功率電推進系統的電壓、電流、磁場和工質流量均增加了幾倍，工作環境更加復雜，羽流等離子體的密度、溫度、粒子能量增加超過1～2個量級，電磁、熱、輻射、高電壓等多場相互作用，導致等離子體診斷的難度顯著增加，診斷測量的精度難以精準實現。同時，復雜環境對等離子體診斷設備的要求更高（多采用非接觸式的測量設備）：須具備能耐受高能離子和高熱的沖擊、能屏蔽強電磁的干擾、能準確測量電推進的性能等。

在高功率電推進地面性能評價方面，相對于中小功率電推進，高功率電推進測試評價的成本大幅增長，如若照搬中小功率電推進地面全壽命周期1∶1的測試方法對高功率電推進的壽命和可靠性進行評價，既不現實，經濟和時間成本上也難以承受。國際上通用的解決方案是采用基于加速壽命試驗預估或有限壽命試驗預估的方法進行評價，但是當前的理論和模型還難以滿足工程實際應用需求，須進一步攻關，盡快在中小功率電推進領域獲得突破性進展，并移植于高功率電推進系統。

3.4 高熱防護及抑制技術

對于中低功率電推進系統，功率損失導致的熱耗對系統性能和穩定性的影響都在可控制的范圍內，且工程防護和抑制方法也較為成熟，但對于高功率電推進系統，熱防護是必須解決的重點難題。以100 kW功率的電推進為例，即便電推進系統的效率高達80%，仍然會有20%的功率被耗散掉，這就意味著20 kW的功率將以歐姆熱耗或電磁輻射能量損耗的方式損失，對電推進而言，高熱具有較大的危害。隨著系統長時間穩定工作，大量的熱量逐漸累積，使得局部快速升溫，局部的高熱將導致電推進系統的結構、材料、絕緣和電性能等大幅下降，嚴重時甚至可能導致產品失效，影響電推進系統的壽命和可靠性。

高功率電推進系統的熱源主要有兩部分：一部分是電源長時間工作產生的高熱，另一部分是推力器長時間放電累積的熱量。因此，須重點對這兩個單機進行熱防護設計，一是優化升級電源：采用新技術，提高電源的能量轉換效率，降低電源自身的產熱；二是進一步提升推力器的性能：提高推力器的能量利用效率（如減少高能粒子向壁面的輸運、阻斷等離子體的熱傳導等），減少推力器的熱耗，從源頭控制熱耗；三是采取高效的熱防護措施：在局部高熱組件表面噴涂隔熱涂層、開展散熱優化設計、進行熱控管理等；四是采用高耐熱材料，如耐高溫的絕緣材料、磁性材料、高溫低電阻導線材料等，大幅提高電推進的耐高熱沖擊力。

3.5 空間高壓大電流電源技術

空間電源作為電推進系統的核心單機，其性能優劣直接決定電推進系統的效能。相對于中小功率電源，高功率電推進空間電源不僅僅是體積和功率的簡單放大，而是設計難度指數性的大幅提升，因此，須解決寬范圍電壓和電流穩定輸出、高壓大電流絕緣防護、回路瞬態高能沖擊、高效負載匹配設計等多方面的問題。

高功率電推進的輸出電流可以從幾安培到數千安培，輸出電壓從幾百伏到幾十千伏，如何解決電源在寬功率范圍內的功率穩定并精確輸出、電子元器件耐數千伏/安高壓大電流的沖擊和等離子體環境下的絕緣防護問題是高功率電源面臨的難題。通常的做法是采用新技術、新工藝和新器件進行優化設計，并結合試驗完成多輪的可靠性驗證。在高功率下，隨著等離子體內部的不穩定性激發和增長，回路的電流和電壓等參數難免出現瞬態畸變，對電源的關鍵器件產生強烈沖擊，因此，必須考慮對電源進行超裕度的防護設計。此外，高功率電推進的加速幾乎全部采用電磁耦合的方式實現，而電磁耦合的難點是必須實時維持電源與等離子體負載的阻抗匹配，才能實現高功率下電源長時間穩定和高效率工作。

3.6 系統集成設計及智能化控制技術

小型化和輕量化是空間技術發展的主要方向，也是未來高功率電推進空間應用的必然需求。高功率電推進系統隨功率的提升，其電源處理單元、貯供單元與推力器的尺寸和質量會顯著地增加，與未來的發展需求相矛盾，嚴重影響其應用效益。系統集成設計是高功率電推進實現小型化和輕量化設計的重要途徑之一，但系統集成設計不是多個單機的簡單堆砌和疊加，而是要解決電源、推力器、貯供單元、控制單元之間的接口、力學、結構穩定性、電磁兼容性、熱和絕緣防護問題以及各單機之間的互聯和互操作性問題，并進行全方位的試驗檢驗，是一項長期的系統工程。

智能化控制主要面向空間前沿技術，實現高功率空間電推進系統的高速響應、高精度控制和高效應用，從而提高系統的柔性化和模塊化，并最大限度提升系統的多元任務適用性，滿足未來各類航天器的不同應用需求，如具備在軌自主響應能力、在軌自主診斷和排查故障能力、自主任務規劃能力等，大幅降低地面的人為操控和干預性，提高用戶的使用體驗感。

4 結論

本文針對未來空間任務對高功率高效航天動力的應用需求，調研分析了高功率電推進技術的發展現狀和趨勢，總結了高功率電推進的共性技術難點，并對未來高功率電推進技術的發展進行了展望。鑒于高功率電推進技術路線的多樣性，建議國內在高功率電推進技術的選擇方面，從任務需要、研制技術基礎、產品工程化難度和預期應用效益等多維度進行綜合分析，并采取“基礎強化”“體系布局”和“產學研用”相結合的方式，實現優勢互補，快速推進大功率電推進技術進步，彌補技術短板，帶動一批技術/產業發展。