高功率波加熱磁等離子體推力器研究現狀與展望

楊雄，李小康，郭大偉，程謀森，*，張帆，車碧軒，雷清雲

1.國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073

2.北京跟蹤與通信技術研究所，北京 100094

相對于傳統化學推進，電推進具有顯著更高比沖的優勢。近年來，在星鏈等低軌巨型星座、高價值地球同步軌道測控通信網、小行星防御計劃、天基引力波測量無拖曳飛行等重大工程或任務的牽引下，數十種電推進技術路線在國際范圍內蓬勃發展，其中已實現大規模應用的霍爾推力器和柵格型離子推力器最具代表性。現有的電推力器方案已經覆蓋了從瓦級至兆瓦級的寬功率范圍，按照目前比較通用的功率等級劃分標準［1］，電推力器功率在0.5 kWe（Kilowatts of Electricity）以下屬于低功率電推進，功率在0.5～20 kWe 之間為中等功率電推進，功率超過20 kWe 為高功率電推進范疇。一些研究進一步表明，當電功率達到百千瓦至兆瓦級，推進系統可實現十至百牛級的推力能力，是大型近地航天器、地-月空間平臺、快速軌道轉移飛行器等的推進系統優先選擇對象，可以極大地拓展人類探測太空的能力［2］。

能源在宇航領域處于核心地位，人類的宇航能力直接取決于所能駕馭的能量強弱。縱觀近現代科學與工程的發展成果，核能或許是幫助人類進入更深邃廣袤宇宙空間的終極宇航能源。20 世紀50～70 年代是宇航核動力技術發展的鼎盛時期，其間開發的小微功率宇航用核電池已經實現應用，固體堆核熱火箭發動機原型樣機雖研制成功但沒有實際應用。同位素電池能量密度不高，核熱火箭存在大量輻射威脅船員安全，進入21 世紀，核能的宇航利用再次成為發展熱點并將趨向聚焦于更加安全、高效的核電推進方向，即先將核能轉換為電能再驅動電火箭推力器轉換為推進劑的定向噴射動能。美國政府于2020 年12 月16 日發布了太空政策指令SPD-6，并啟動了國家太空核動力與推進（Space Nuclear Power and Propulsion，SNPP）戰略，用于替換那些不能滿足當代航天任務需求的能源。為支持SPD-6 指令，美國國家航空航天局（NASA）能源局將加速10 kWe 級裂變動力系統研究，計劃于2020 年前進行月面測試。幾乎與此同時，中國國防科工局在2020 年12 月21 日發布了“十四五”民用航天技術預先研究項目指南，其中將空間核動力列為重大攻關專項，以開展100 kWe級和MWe（Megawatts of Electricity）級核動力體系方案研究。今年，歐洲航天局（European Space Agency，ESA）亦在未來空間運輸系統部門啟動RocketRoll 核電推進項目，該項目作為ESA“未來火箭準備計劃”（Future Launchers Preparatory Program，FLIPP）的組成部分，將完成核電推進發動機設計以及空間核電源論證，并計劃于2035 年前支持核電推進航天器投入使用。

盡管太空核動力能源的研究已經正式提上日程，但目前僅處于起步階段，距離100 kWe 級以上的緊湊型裂變電源實用仍有較遠距離。但近年來已有許多研究表明，50 kWe 及以上的太陽能電推進系統（Solar Electric Propulsion，SEP）能在人類探索從近地到火星區間的航天活動中有所作為。近20 年以來，依賴光伏發電半導體制造方面的技術革新，人類在近地SEP 方面已經取得長足了進展：國際空間站和中國空間站核心艙的實際SEP 發電功率均超過100 kWe，特別是中國空間站電力系統在未來還有很大擴展潛力。表1 給出了目前在軌的近地軌道空間站發電能力概況。

表1 近地軌道空間站發電能力概況Table 1 Overview of power generation capacity of low Earth orbit space station

國外在高功率電推進發動機的研究方面已有多年持續投入，目前的主要技術方向包括靜電型電推進和電磁型推進。前者包括高功率離子推力器（典型代表如美國的NEXIS［3］和HiPEP［4］）、霍爾推力器（典型代表如美國NASA-457［5］和X3［6］推力器）；后者包括磁等離子體動力學推力器（Magnetoplasma Dynamic Thruster，MPDT）、脈沖感 應推力 器（Pulsed Inductive Thruster，PIT）以及波加熱磁等離子體推力器（Wave-Heating Magnetoplasma Thruster，WHAMPT）等。其中，Ad Astra Rocket 公司（Ad Astra Rocket Company，AARC）的可變比沖磁等離子體火箭（Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket，VASIMR）是一種最具代表性的波加熱磁等離子體推力器，其基本構成如圖1［7］所示。波加熱磁等離子體推力器具有適于高功率運行（約100 kWe～1 MWe）、高推力密度（約4×105N/m2）、可變推力（約1～100 N）和可變比沖（約3 000～10 000 s）等優點，具有改變未來人類對太空大規模利用的新游戲規則的潛力。

圖1 波加熱磁等離子體推力器的典型設計［7］Fig.1 Typical design of WHAMPT［7］

目前，以Hall 推力器和離子推力器為代表的靜電型電推進系統發展最為完善，技術成熟度相對較高，10 kWe 以下功率型號已完成了在軌驗證或應用。圖2 給出了目前主流的霍爾推力器、離子推力器和WHAMPT 體制下的VASIMR 樣機的推力-功率性能覆蓋范圍圖，可以看出，VASIMR 在保持較高的比沖前提下，同時具有更高功率與推力。靜電型電推力器存在推力和能量密度較低的缺點，Hall 推力器雖然也屬于靜電型電推力器，但其推力密度相比柵格離子型推力器較大，目前國際上正在嘗試開發100～200 kWe電功率的Hall 推力器。

圖2 各類電推力器推力-功率參數對比Fig.2 Comparison of thrust-power parameters for various electric thrusters

質量-功率比是高功率電推進系統的關鍵參數之一，反映了推力器的功率集成密度，較大的質量-功率比意味著航天器件集成度不高、攜帶了更多的無用質量。將AARC 的VASIMR 與目前較為成熟的Hall 推力器的質量-功率比進行對比研究，如圖3［8］所示，VASIMR 與Hall 推力器的質量-功率比特性以50 kWe 為分界線，具有各異的適應區間。功率低于50 kWe時，Hall 具有明顯的質量-功率比優勢，其實際的質量-功率比漸近線接近20 kg/kWe。當功率超過此分界線，VASIMR 的質量-功率比曲線非常陡峭，使得其在>50 kWe 的任務中具有巨大的優勢。

圖3 霍爾推力器與VASIMR 的質量-功率比特性對比［8］Fig.3 Comparison of mass-power ratio characteristics of Hall thruster and VASIMR［8］

與靜電型電推力器相比，電磁型推力器能夠容許更高的能量密度。其中，磁等離子體動力推力器通過在推進劑加速通道中的電極放電生成等離子體，而后通過洛倫茲力將等離子體加速噴出，其典型代表為美國普林斯頓大學和噴氣推進實驗室（Jet Propulsion Laboratory，JPL）聯合研制的Li 推進劑MPDT［9］（250 kWe）。由于在高功率工況下電極間存在放電電弧，強烈的電極燒蝕可能嚴重影響MPDT 推力器實際壽命。脈沖感應推力器通過脈沖工作的感應式線圈放電生成等離子體，同時利用自生成瞬變磁場提供的洛倫茲力加速等離子體噴出形成推力，典型代表如TRW 公司的Mark 系列［10］推力器。由于受到高壓電容器、大容量開關、快速響應閥等關鍵器件的限制，目前PIT 難以在短期內實現工程應用。

波加熱磁等離子體推力器，在國內又被稱作磁等離子體發動機（Magnetoplasma Rocket Engine，MPRE），其通過借鑒可控核聚變的等離子體加熱與控制思路，實現無電極、穩態工作，其結構一般由3 部分的腔體串聯組成，具有特定強度分布的磁場貫穿其中。推力器的前級為電離級（Ionizer），是一個高效率的低溫螺旋波（Helicon）等離子體源，Helicon 天線用于激發工質電離；中間級為射頻加速器（RF Booster），利用離子回旋加熱（Ion Cyclotron Resonance Heating，ICRH）機制使離子加熱獲得很高溫度，該級的ICRH 天線用于離子加熱，實現能量向等離子體注入；末級為磁噴管（Magnetic Nozzle），利用發散磁場實現等離子體軸向加速，產生推力［7］。

綜合各類型電推力器的技術現狀與特征，波加熱磁等離子體推力器具有以下5 方面突出優勢。

1）適于大功率運行

質量-功率比與推力-功率性能是高功率電推進系統的關鍵參數，反映推力器的功率操縱密度和推進性能。與目前較為成熟的靜電型推力器相比，當功率>50 kWe時，WHAMPT 在推 力、比沖和系統質量-功率比方面具有巨大的優勢。

2）推力密度高

WHAMPT 中的離子加熱采用特斯拉級（以下簡稱T 級）強磁場約束熱離子型等離子體，由于磁壓與磁場強度的平方成正比，T 級強磁場裝置傳遞的推力面密度可達4×105N/m2，是靜電推力器的推力面密度的2 萬倍。

3）工作模式更靈活

通過射頻功率在等離子體生成和回旋共振加熱級之間的選擇性分配，并輔助以推進劑流量調節，在常功率下可實現推力與比沖的高效調整。

4）經濟性更高

現有應用較廣的靜電型推力器等主要以Xe、Kr 等貴重工質作為推進劑。而WHAMPT 采用與工質隔離的天線來感應式電離或者加熱，結構與工質兼容性好，能夠兼容幾乎所有物質作為工質，在未來的規模型大速度增量任務中經濟性更好。

5）壽命更長

與化學發動機相比，WHAMPT 無渦輪泵等任何可動部件；與目前已有的霍爾推力器、離子推力器、MPDT 等相比，WHAMPT 中工質電離與加速過程不存在電極接觸燒蝕，并且高能離子在T 級強磁的束縛下沿磁力線的導引而沿軸向噴射，等離子體對物理壁面的侵蝕被極大抑制，可望達到更高的工作壽命。

1 發展歷程與現狀

1.1 國外研究情況

波加熱磁等離子體推力器的概念最早在20 世紀70 年代由華裔宇航員Chang-Díaz 受聚變中磁偏濾器的啟發提出，隨后在美國NASA 約翰遜航天中心（Johnson Space Center，JSC）的先進空間推進實驗室（Advanced Space Propulsion Laboratory，ASPL）的牽頭和倡導下，發展了VASIMR系列推力器，開展了功率逐漸升高的VX-10、VX-25 以及VX-50 的試驗樣機研制（型號中的數字指其功率值）。

第1 次VASIMR 試驗是1983 年在麻省理工學院的磁鏡等離子體裝置上進行的。之后，一個重要的發展是20 世紀90 年代將其引入電火箭的概念，同時使用螺旋波等離子體源來替代等離子槍，從而實現了無電極化設計，大大提高了VASIMR 的耐用性和壽命。1995年，在NASA約翰遜航天中心成立先進空間推進實驗室，與美國休斯頓大學、德克薩斯州大學奧斯汀分校和萊斯大學等學術機構進行合作，第1 次試驗使用的是微波等離子體源。

1998 年ASPL 進行第1 次螺旋波等離子體試驗，螺旋波等離子體源使用高達10 kWe 的射頻功率完成試驗，此即VX-10。隨后于2002 年分別完成VX-25和VX-50 的設計與試驗。經驗證，VX-50 能夠產生0.5 N 的推力。通過VX-50的公開數據分析，其射頻總功率達到50 kWe，ICRH 效率為59%，其中，耦合效率為90%，離子加速效率為65%［11］。

2006年，VX-100 成功運行，等離子體平均電離耗能降低至100 eV，輸出的等離子體射流是VX-50 的3倍［12］。

2007年，VX-100 成功運行，等離子體平均的電離能耗降低至100 eV。2008 年10 月24日，VX-200 的等離子體源部分達到實用階段，其射頻能量向工質沉積的效率達到98%。VX-200 射頻電源供給30 kWe 功率給螺旋波等離子體源，供給170 kWe 功率給ICRH 單元。基于VX-100的測試數據，推測VX-200 將達到60%～65%的系統效率和5 N 的推力。在用氬氣作為工質的情況下，最優比沖約為5 000 s［13］。

2009 年4 月—9月，VX-200 原型機 安裝了 峰值磁感應強度達2 T 的超導線圈，超導線圈的安裝提高了VASIMR 在200 kWe 下持續運行能力。2010 年11月，進行了長時間的全功率點火試驗，穩定工作狀態下可以持續25 s，由此驗證了VX-200 的基本設計特性。圖4［13］所示為AARC正在集成測試的VX-200 試驗機。

圖4 集成的VX-200［13］Fig.4 Integrated VX-200［13］

2011 年1 月公開 的數據表明，VX-200的等離子體射流速度為50 km/s，比沖為5 000 s。基于這些數據，在工質為氬的情況下，推力器效率達到72%，系統總效率為60%，且在200 kWe 功率下得到約5.4 N 的推力，在100 kWe 功率下得到 約3.2 N 推力［13］。截至2013年，VX-200 已經進行超過10 000 次發動機點火，在氬工質條件下，推力器效率高于70%［14］。

2015 年3月，為滿足深空探測任務的需要，NASA 啟動NextSTEP 項目，并向Ad Astra Rocket 公司資助1 000 萬美元用于研制更加實用的VASIMR，即VX-200SS，其中，SS表示Stable State，代表穩定狀態。其目標是在熱穩態下完成VASIMR?原型機的設計驗證、測試以及壽命評估，其中功率高于100 kWe，連續工作時長不小于100 h。計劃于2020 年度完成100 h 的既定考核后，研究人員將開啟下一代TRL（Technology Readiness Level）6 級別的 整機太 空飛行測試。

2018—2019 年完成了小型化射頻功率源（Radio Frequency Power Processing Unit，RF-PPU）研制和考核，射頻功率源采用先進固態半導體器件和功率合成技術，射頻功率為PRF=120 kWe，一級螺旋波等離子體源頻率為fHEL=6.78 MHz，二級離子回旋共振單元頻率為fICRH=0.50 MHz，結構質量為WRF=52.9 kg，效率（直流至射頻功率效率）ηRFPPU>97%，技術成熟度達到TRL 5。

2021 年7 月12 日—7 月16日［15］，完成了VX-200SS 高功率下10 000 次可靠點火啟動和近100 h穩態工作試驗考核，發動機點火考核如圖5［16］所示。

圖5 VX-200SS 發動機考核［16］Fig.5 VX-200SS engine assessment［16］

VX-200SS 所采用的推進劑工質為氬氣，輸入功率為PRF=108±5 kWe，工質流量為66.67 mg/s，功率比RRF=4.2（RRF=PICRH/PHEL），其中一級螺旋波等離子體源功率為PHEL=20 kWe，二級離子回旋共振單元功率為PICRH=84 kWe，推力為3.0±0.2 N，比沖為Isp=4 500±200 s，發動機效率ηT=Pjet/PRF=0.62±0.06。各項性能參數和技術指標達到設計要求，整體技術成熟度達到TRL 5。

在此基礎上，2021 年AARC 進一步開展了穩定性、壽命和性能考核，完成NASA Next-STEP BAA 第3 階段內容，并將啟動開展磁等離子體發動機飛行樣機（TC-1Q）研制和高功率電推進先進上面級空間飛行演示驗證（Zonal Electro-plasma Upper Stage，ZEUS）工作，其飛行樣機及任務規劃如圖6［17］和圖7［18］所示。

圖6 TC-1Q 飛行樣機設計圖［17］Fig.6 TC-1Q flight prototype designing sectional view［17］

圖7 ZEUS 空間飛行驗證任務周期［18］Fig.7 Space flight verification mission cycle of ZEUS［18］

進入21 世紀以來，VASIMR 的研發進入快車道，技術成熟度不斷提高，試驗樣機運行功率逐漸增加，系統效率也逐漸提升。表2［11-15，19-20］對VASIMR 歷代型號參數及技術狀態進行了總結，對歷代VASIMR 性能指標進行了分析。

表2 VASIMR 歷代型號參數及技術狀態Table 2 Parameters and technical state of VASIMR series

1.2 國內研究情況

國內在這一領域的研究剛剛起步，對所涉及的高功率螺旋波電離、高效離子回旋共振能量注入以及磁噴管等離子體分離控制等若干關鍵技術仍處于原理摸索階段。

在國家自然科學基金以及其他課題組自籌經費支持下，國防科技大學（NUDT）相關團隊自2018 年開始，先期開展了波加熱磁等離子體推力器原理驗證試驗，集成建造了小型波加熱磁等離子體推力器原理驗證試驗系統，并于2019 年首次點火成功［21-23］，總饋電功率達到4 kWe（螺旋波放電2 kWe+ICRH放電2 kWe）（點火圖像如圖8［22］所示）。基于4 kWe 波加熱磁等離子體推力器試驗裝置，開展等離子體束流引出和測試工作，獲取了數密度不低于7.26×1016m-3的優質等離子體束流［22-23］，利用試驗裝置的常溫電磁銅線圈對磁噴管的等離子體引出效果進行了研究，初步測算了等離子體磁約束判據Q 因子等關鍵參數，對磁約束等離子體以及電磁波與等離子體相互作用的基礎問題形成了諸多新認識。

圖8 國防科技大學4 kWe 小型波加熱磁等離子體推力器原理驗證試驗系統［22］Fig.8 Experimental system of 4 kWe WHAMPT in NUDT［22］

西安航天動力研究所從2010 年開始開展了高功率發動機技術研究，重點進行了螺旋波等離子體產生機理、等離子體磁約束和等離子體特性診斷、發動機系統方案論證研究，開展了螺旋波源、離子回旋共振加熱單元和磁噴管的仿真計算、設計加工與試驗，研制了4 kWe 螺旋波源、總功率30 kWe 級的原理樣機HiMPE-30，進行了發動機關鍵技術驗證［24-28］（如圖9［24］所示）。

圖9 西安航天動力研究所30 kWe 樣機在不同工況下試驗［24］Fig.9 Test of Xi’an Aerospace Propulsion Institute 30 kWe prototype under different working conditions［24］

中國科學院（CAS）合肥物質科學研究院亦在“十三五”期間將深空推進領域列為重點發展方向之一，重點部署了大功率高比沖電推進技術研究，研制了推力器原理樣機［29-30］。2022 年1 月18日，由中國科學院合肥物質科學研究院等離子體物理研究所承擔的中國科學院重點部署項目子課題“大功率高比沖電推進技術”順利驗收，成功研制大推力高比沖電推力器原理樣機，經測試，樣機實測最高運行功率達60 kWe，推力>1 N，比沖>3 700 s，效率約31%。電推力器原理樣機的點火圖像如圖10［30］所示。

圖10 中國科學院原理樣機的等離子體羽流［30］Fig.10 Plasma plume of a prototype of CAS［30］

總體上，目前美國在WHAMPT 的研究中處于絕對的技術優勢地位：整機達到TRL 5級，電源組件等部分核心單元達到TRL 6 級能力，下一步TC-1Q 樣機的飛行應用有望將整體成熟度提升至TRL 6～7級。相比較而言，國內3 家單位主要還在TRL 3～4級，研制階段主要還是原理樣機至初步試驗樣機階段，研究狀態簡要對比如表3 所示。由于對所涉及的高效率螺旋波電離、離子回旋共振能量注入、磁噴管等離子體分離等若干主宰機制的認識尚不夠深入，推力、比沖、效率等重要推進性能參數距離國外領先水平差距較大，有待對波加熱磁等離子體推力器復雜物理機理與關鍵技術方案等基礎工作開展進一步深入研究，以高效提升能量耦合與轉化效率，為技術邁向工程化、實用化提供支撐。

表3 典型波加熱磁等離子體推力器研究狀態對比Table 3 Comparison of typical WHAMPT devices

2 關鍵問題

波加熱磁等離子體推力器組成結構較多，涉及到的反應過程復雜多樣，包括工質電離生成等離子體、離子回旋共振加熱、軸向動能轉化、等離子體分離等復雜過程。盡管近年來美國取得的重大突破展示了其良好的應用前景，但即使只考慮當前堪用的百千瓦級規模推力器，其距離工程實用仍有許多問題亟待解決。

2.1 高效單程離子回旋共振加熱

提高波加熱磁等離子體推力器性能的首要環節即為提高ICRH 的耦合效率。其機制是在射頻天線激發的圓極化波和強度沿軸向具有特定分布的磁場的共同作用下，等離子體中的離子圍繞磁力線回旋運動的速度單調增加，在加熱區下游達到預期的幅值。這一過程被稱為離子回旋共振加熱。

盡管離子回旋加熱機制在核聚變的托卡馬克裝置已有較多研究，但波加熱磁等離子體推力器中的離子加熱過程又有自身特點。

托卡馬克裝置具有環形的加熱腔，離子沿周向運動，在多個周期內被電磁場持續加熱［31-33］（如圖11［34］所示），能量利用率極高，近似達到熱平衡狀態。波加熱磁等離子體推力器中為圓柱形腔室，離子沿軸向通過加熱區，僅能被單向加速一次，即所謂的單程（Single-Pass）加熱［35-37］：離子射速較快，通常可達超聲速，且僅被電磁場加速一次。如何在單次加熱過程中將盡可能多的射頻能量耦合到離子中是一個巨大難題。Bering等［37］的研究指出，在托卡馬克試驗裝置中，離子能量分布函數可被加熱至近似熱平衡狀態，而在VASIMR中，單程ICRH 通過非線性的加熱機制使得離子能量分布函數達到偏離麥克斯韋分布，高速的離子射流在達到熱弛豫之前即被加速噴出。

圖11 托卡馬克裝置聚變裝置環形離子加熱示意圖［34］Fig.11 Schematic diagram of toroidal ion heating for fusion device of Tokamak device［34］

圖12 不同ICRH 級功率下的離子相空間速度分布函數［38］Fig.12 Ion velocity phase space distribution functions for different operation powers of ICRH stage［38］

Breizman和Arefiev［35］發展了 一套自 洽的理論來分析電磁波傳播及離子通過共振區域的運動特性。研究發現，高速等離子體在單程ICRH過程中主要通過非線性加熱方式獲得能量，驅動力來源于磁噴管的磁場梯度?B 以及射頻（Radio Frequency，RF）電場壓力，流體的速度會對離子的能量獲取產生影響，速度越高離子經過共振區域的時間越短，能量的獲取將受到限制；除此之外，Breizman和Arefiev［35］還預測 了共振 區域離子密度的陡降以及電路回波的出現。Breizman和Arefiev［35］的理論 工作為使用ICRH 進行單 程加熱提供了可行性證明，即通過合理設計，單程的離子回旋加熱式是可以實現較高的能量吸收效率的。

由于理論分析采取了較多簡化，要利用這一發現直接指導ICRH 設計還不夠。Ilin等［36］基于VASIMR 的EMIR 代碼開展了離子加熱過程的數值模擬，考慮了離子流動的共振多普勒效應，采用動力學描述的離子體介電張量等因素。研究表明，離子能量吸收主要發生在天線下游的多普勒共振區，并且天線會同時加熱電子，電子能量沉積達到37%。這一數值模型對于指導單程ICRH 的設計具有很好的參考性，它在結構上包括3 部分：計算電磁場的EMIR 模塊、計算靜磁場的MagStat 模塊以及計算離子運動和加速的粒子追蹤模塊ParTraj，但并不包含計算電子平衡的部分，電子密度的取值是采用試驗測量值，因此它并不是一個完全的自洽模型。研究結果認為，ICRH 區域的局部磁場從上游到下游為增強趨勢構型時，可以產生較好的加熱效果。

試驗研究方面，VASIMR 團隊［38-41］發現離子回旋加熱天線耦合到等離子體的效率隨著等離子體密度的增加而升高，特別是上游采用高功率螺旋波電離時（20 kWe），離子回旋加熱天線的電阻達到2 Ω，對應的天線耦合效率ηA=Rp/（Rp+Rc）達到約90%，其中Rp是等離子體阻抗，Rc是IRCH 天線耦合電路阻抗。同時，不同功率的ICRH 級可以產生顯著不同的離子速度分布，如圖 12［38］所示。

除此之外，日本東北大學的研究團隊［42］基于高密度東北大學等離子體源（HIgh density TOhoku Plasma，HITOP）裝置，試驗測量了等離子體中的Alfven 波模式，發現右旋和左旋天線分別激發模式數m=-1和m=+1 的Alfven波，右旋天線在試驗中得到了被強烈加熱的離子束流。但這一發現與VASIMR 團隊采用的左旋天線并不吻合。

2.2 等離子體精確分離控制

受加熱的等離子體需要通過磁噴管產生推力。在這一過程中，離子繞磁力線回旋運動的動能轉化成沿著磁力線的動能，等離子體脫離磁力線的導引束縛最終準直噴射，是實現推進作用的關鍵環節。

如果無其他效應，理論上在磁場中的離子將沿閉合磁力線運動。但實際上，波加熱磁等離子體推力器要求等離子體必須適時與磁力線分離、從磁噴管噴出才能獲得有效的推進作用。關于熱離子型等離子體與磁力線的分離機制問題，目前尚未有一致結論。Gerwin［43］和Arefiev［44］等提出了碰撞阻性擴散（Collisional Resistive Diffusion）機制，Arefiev等［45］提出了無碰撞磁流體動力學場線拉伸（Collisionless Magneto-Hydrodynamic Field Line Stretching）機制，Carter［46］和Terasaka［47］等提出了絕熱性損失（Loss of Adiabaticity）機制，以 及Hooper［48］、Ahedo［49］和Olsen［50］等提出了電子慣性（Electron Inertia）機制，這些理論模型都力圖闡述磁噴管中的等離子體分離過程，但尚缺乏高質量的試驗數據作為支撐，因此磁噴管的研究仍然受到限制。

Ilin等［51］基于粒子仿真和磁流體力學方法進行了數值模擬研究，結果如圖13［51］所示。在遠離磁噴管喉部處，磁矩μi=W///B 隨磁感應強度大小B 的減小而增大。這表明周向動能W//減小的幅值比磁感應強度減小的幅值更小。

圖13 離子動能及磁矩沿離子運動軌跡的變化［51］Fig.13 Variation of ion kinetic energies and magnetic moment along trajectory of ion motion ［51］

2015年，Olsen等［50］利用VX-200 裝置，對 等離子體分離現象進行測量試驗，給出了支持絕熱性損失的有利證據，其認為首先是離子磁矩的破壞導致離子與磁力線分離，然后由不穩定性產生波動電場促進分離后的離子與磁化電子相互作用。試驗測試了僅30 kWe 等離子體源工作及30 kWe 等離子體源+70 kWe ICRH 加熱單元工作2 種工況。為了充分測量多種用于表征等離子體分離的特性參數，使用不同的診斷方法，包括阻滯勢分析儀（Retarding Potential Analyzer，RPA）、朗繆爾探針、離子通量探針陣列、高頻電場探頭、等離子體動量通量傳感器（Plasma Momentum Flux Sensor，PMFS）、三軸磁力計等［50］。2種工況下均發生了等離子體分離，其中等離子體源+ICRH 情況下為會聚分離，僅等離子體源工作時為發散分離。

如圖14 所示，隨著磁噴管的擴張，軸向截面的磁通量范圍將大于離子通量范圍［41，50］。這意味著離子的運動軌跡并未隨磁力線以同等程度進行擴張。這一結果證實了波加熱磁等離子體推力器中存在等離子體分離現象。利用RPA測量的離子速度矢量分布，同樣證明存在分離現象。絕熱性損失理論指出，當離子拉莫爾半徑與磁場標度長度B/|?B|處于同量級時，磁矩守恒不再成立。試驗測得的結果與理論預測相符。

圖14 不同軸向位置處離子通量和磁通量積分范圍［50］Fig.14 Constant integrated ion flux and magnetic flux at different axial distances［50］

與此同時，由于試驗中并未觀測到等離子體電勢出現顯著變化，意味著被磁場約束的電子必須通過某種方式跟隨離子一起從磁力線分離，以維持束流的準電中性。這與電子的橫場輸運有關，其過程與等離子體中的碰撞作用、等離子體不穩定性等復雜因素均有關系，尚有待進一步研究。

這一研究為探索等離子體分離問題提供了數據參考，但該研究還存在一些問題。首先，該研究采用的依然是接觸式實體探針，接觸式的測量方法并不可靠；二是研究選取的區域較小，并且未對高頻電場軸向分量進行測量；三是研究選擇的工況較為單一，未對推進劑流速、推進劑種類和更多工作功率進行研究，數據樣本容量較小。

在未來，需要更多高質量數據對各種理論模型［36］進行吻合驗證，尋找出較為可靠的理論模型指導磁噴管設計。

2.3 極端參數條件下等離子體精確診斷

通過掌握推力器中等離子體參數，可以分析推力器微觀參數與宏觀性能的關系，實現對波加熱磁等離子體推力器物理機理的深刻認識，為推力器能量耦合與效率提升提供關鍵支撐。

等離子體相關研究中，參數的獲取常通過遲滯勢分析儀、發射探針、朗繆爾探針等實體測量工具。常用的實體探針診斷技術均基于等離子體靜電鞘層理論，通過對離子和電子的收集間接測算等離子體參數。波加熱磁等離子體中的T 級強磁場會導致顯著的“磁鞘”使實體探針的結果嚴重偏離靜電鞘層的理論預期。此外，波加熱磁等離子體推力器中的核心區域溫度可達500 eV 量級，離子束的數密度達到1018m-3量級，極大地限制了實體探針進入核心區的位置和停留時間，短時間的接觸即會造成探針金屬端面的燒毀；另一方面，即便僥幸得到粒子通量的IV 曲線信號，高功率下RF 漲落也會在測量結果中引入極大噪聲，使得結果分析極其困難。

為應對此問題，解決途徑之一是通過探針測量推力器下游稀薄區域的等離子體參數，而后通過一定的關聯式反推核心區等離子體參數。例如，為了測量ICRH 核心區離子速度，VASIMR團隊利用RPA 對推力器羽流下游的等離子體開展測量，然后通過第一絕熱不變量守恒關系反推離子回旋加熱區的參數。圖15 為研究團隊測量并換算得到的ICRH 區域的二維離子速度分布［37］。根據絕熱守恒關系，在測量點得到的90°離子速度換算回ICRH 共振區域對應的是10°離子速度傾斜角，因此圖15 中傾斜角超過10°的結果在理想情況下是不應該存在的［37］。

圖15 采用RPA 測量并換算的共振區域的離子速度場［37］Fig.15 Contour maps of ion velocity distribution function in ICRH region obtained by RPA measurement［37］

這種方法的前提在于等離子體嚴格遵循磁力線約束，未發生等離子體分離。然而根據隨后的研究表明［50］，該測量區域是存在一定程度的等離子體分離情況的，因此導致測量結果的不準確，需要采取更加可靠的測量手段。

波加熱磁等離子體推力器核心區的等離子體診斷難題，根本解決方法是采用非接觸的光學手段進行測量。針對其中的原子、離子等重粒子參數（如粒子速度、溫度和數密度等），可采用激光誘導熒光方法，特別是需要消除其中強磁場對光譜模型的影響，去除不同磁場尺度下的塞曼效應、帕邢巴克效應等影響。目前，國內國防科技大學的楊雄等針對電推進等離子體應用激光誘導熒光技術開展了高精確度測量研究［52］，對于磁化等離子體中的磁場效應的處理，也依托中等功率螺旋波等離子體源開展了塞曼分裂光譜效應高效去除方法研究，獲取了等離子體源下游出口附近的高質量離子速度分布函數（Ion Velocity Distribution Function，IVDF）數據［53］；對于電子參數（如電子溫度、數密度等），基于可靠的日冕模型［54］、碰撞輻射模型［55］可以采用發射光譜方法進行半定量-定量診斷，亦可借鑒聚變領域應用較多的湯森散射等方法［56-57］對電子能量分布函數（Electron Energy Distribution Function，EEDF）或電子速度分布函數（Electron Velocity Distribution Function，EVDF）進行更加精確細致地測量，關聯電子關鍵參數。

IVDF和EVDF 是等離子體參數中聯系宏觀-微觀的紐帶，理論上，如果二者皆可得，那么穩態等離子體將對于研究人員透明，幾乎所有的等離子體參數均可以從二者中推導計算；進一步，可以將其應用于單程離子回旋、等離子體分離等復雜過程中各種物理假設的驗證，定量計算各種效應的貢獻份額，這對于認知WHAMPT 中的復雜物理科學問題、促進應用發展意義巨大。

2.4 高效熱管理技術

波加熱磁等離子體推力器工作功率極高，以VX-200 為例，目前全功率運行下可達200 kWe，工質為氬，系統效率超過72%，剩余的能量大部分以廢熱的形式排放［13］。由此數據可知，盡管波加熱磁等離子體推力器效率相對其他電推力器較高，但仍會產生約60 kWe 的廢熱，由于VASIMR 本身結構較為緊湊，會在太空飛行的真空環境下對結構造成巨大的熱負荷，對熱控管理提出極高要求。

為此必須深入研究VASIMR 各部分工作機制，尤其是提高ICRH 加熱單元耦合效率，減少廢熱；同時加強VASIMR 熱控管理，提高系統整體冷卻性能。

在NextSTEP 計劃支持下，VASIMR 團隊于2021 年使最新型號VX-200SS 達到能持續工作近100 h 的穩定狀態。從該團隊此前公開發布的技術文件來看，項目各項參數指標均符合預期目標，但VX-200TM 項目驗收一再推遲，其根本原因還在于熱管理技術需完善。

2.5 高功率射頻電源技術

高功率的射頻電力處理單元RF-PPU 是波加熱磁等離子體推力器的核心部件，加熱電子的螺旋波天線與加熱離子的ICRH 天線均依靠RFPPU 的直接驅動。

在AARC和加拿大空間局（Canadian Space Agency，CSA）資助下，2019 年Aethera 公司為VASIMR 研發的新一代PPU 已達到了極高的性能水平：功率120 kWe的電源總質量52 kg，電-射頻轉化效率超過97%，質量功率比達到0.5 kg/kWe，并完成真空熱考核，完全具備飛行測試的各項指標要求。

受限于功率半導體工業較為薄弱的基礎現狀，目前國內RF-PPU 技術儲備不足，與國外相比差距巨大，功率在百千瓦量級的RF 功率源還不能實現自產，主要是受到兩方面因素制約：一方面，核心功率半導體開關器件發展落后。實現高功率、高效率PPU 所必須的電力GTR（Giant Transistor）晶體管/電力MOSFET（Metal Oxide Semiconductor Field Effect Transistor）晶體管等功率半導體器件發展滯后，這些開關器件的高功率版本被西方國家列為對華禁運的物資。另一方面，PPU 的高功率合成技術儲備不足。由于單塊開關器件的容量一般不超過1 kWe，必須設計復雜的合成電路來實現百千瓦級PPU 的穩定、安全工作。

3 應用方向

目前在研波加熱磁等離子體推力器樣機已經完成測試的最高功率達到200 kWe，但由于其加速機制特征，其擁有極大的功率拓展潛力。20～50 kWe 等級上，可用于衛星和空間站位置保持；100 kWe 功率級別，可用于無人深空探測；1 MW 以上，可用于星際載人航行。隨著動力系統功率逐漸上升，不同級別的VASIMR 可以執行多樣化航天任務［58］。

3.1 近地大型航天器軌道保持

對常規衛星平臺，千瓦級電推進系統即可完成軌道保持與時效性要求不高的軌道任務；但對空間站、未來大型天基平臺等大型航天器的軌道維持或機動任務，對電推進系統的功率要求將在數十至百千瓦以上。波加熱磁等離子體推力器功率高、推力密度大、比沖連續可調，并且具有廣泛的工質兼容性，可以使用CO2、NH3、Ar 甚至空氣等常見物質作為工質，而不必使用傳統電推進中昂貴且難獲得的Xe 作為工質，在未來更高級別的大規模航天任務中具有更重要的現實意義。

2008—2015年，AARC 與NASA 合作，為國際空間站設計低成本的新型推力器，以延長國際空間站在軌壽命。AARC 為此研制了VF-200 推力器［59］，計劃以空間站附件的形式進行在軌對接并完成飛行試驗。VF-200 飛行樣機設計功率為200 kWe，推力達到6 N、比沖為5 000 s、效率達到76%。設計2 臺VF-200 推力器用于空間站軌道保持任務，單臺功率設計為100 kWe，采用空間站太陽能為能量來源，要求其可在額定功率下實現15 min 的持續工作［60-61］。2015年，國際空間站接近設計壽命上限，試驗性科學項目受到削減，且空間站太陽能電池陣的實際電功率輸出低于90 kWe，不滿足飛行器的功率要求，雖VF-200飛行器按照既定合同完成了總裝，但其空間應用計劃最終被廢止。

3.2 小行星防御

針對更大質量任務下百千瓦量級電推力器的適用性問題，研究人員提出并設計了小行星軌道操縱避撞問題（如圖16［62］所示）：假想一顆名為“Khan”近地小行星直徑為150 m，質量約7×106t，將已有小行星軌道參數略微修改后，于2029 年4 月13 日發生與地球直接相撞。如果碰撞發生，將釋放能量131 Mt，可引起地球生物滅絕。

圖16 VASIMR 推力器用于近地小行星軌道偏移［62］Fig.16 VASIMR used for near-earth asteroids deflection mission［62］

任務目標通過發射VASIMR 火箭至指定小行星，將其推離原有軌道避免碰撞。通過任務優化，AARC 團隊［62］給出了 雙單元200 kWe VASIMR 發動機方案，飛行器總質量45 t（含推進劑35.6 t），通過以下節點進行任務規劃：①發射至地月L1點，經305 天轉移 至Khan處；② 5 年推偏；③經過4 年隨Khan 的無推力軌道飛行，VASIMR 飛行器等待合適窗口準備返航；④ 40天返航機動，返回初始EML1點。最終，可將直徑為150 m 的小行星推至地球中線數個地球半徑之外，以保證地球安全。若小行星直徑為200 m，僅可剛剛推至避撞邊界。進一步，通過研究給出了推偏距離隨小行星直徑變化的曲線。

3.3 地月貨物運輸

當面對時效性要求不太高的貨物運輸時，盡管需要更長的轉移時間，波加熱磁等離子體推力器的飛船要比傳統化學火箭更有效率。近月探測以及登月將是人類近期主要太空任務之一，提高地月貨物運輸能力對于實現月球探測有重要影響。NASA 對地月貨物運輸方案進行研究，使用化學火箭一次將約34 t 貨物運輸到低月球軌道，將消耗大約60 t 液氫-液氧。

以采用VF-200 為動力的軌道轉移運載器（Orbit Transfer Vehicle，OTV）為例，規劃的200 kWe 飛行器能夠將大約7 t 的貨物由低地球軌道運輸到低月球軌道，轉移時間大約6 個月［20］，這將大大有利于降低未來月球開發的成本。圖17［20］顯示了一種采用VASIMR 發動機的軌道轉移運載器概念圖。

圖17 軌道轉移運載器概念圖［20］Fig.17 Concept diagram of orbital transfer vehicle［20］

如果將總功率提升至1 MW，采用太陽能電池陣列驅動5 臺VF-200 提供動力，大約消耗8 t氬工質，這種推力器的總質量約為49 t，包括9 t往返燃料、6 t 結構質量以及34 t 貨物［20］。

轉移時間過長是軌道轉移運載器的一個缺陷，這一缺陷可以通過減少載荷或消耗更多氬工質來彌補，這將一定程度上降低推力器比沖，并通過比沖的犧牲得到推力的提升。例如，空的軌道轉移運載器返回地球周期在保持5 000 s 的比沖下需要23天，在3 000 s 的比沖下僅需要14天。如果進一步提升軌道轉移運載器規模，當總質量達到100 t，能夠實現相對于化學推力器約2 倍的載貨能力，但需要更多的能源供給，約2 MW［20］。

3.4 載人火星探測

現有技術條件下，要完成對近地行星、太陽系內行星登陸探測，采用電推力器是最經濟可行的。以中國離子推力器為例，在2014 年已能滿足1～2 kWe 功率下成熟度較高的驗證［63］，但至今日仍難突破6 kWe 工程化實用難關，難度更高、時間約束更嚴格的載人登月乃至載人火星探測等任務，必須發展功率更高、比沖靈活可調的推力器。

為實現火星探測計劃，NASA 與多家公司進行合作，力求研制可于2030 年前實現的載人火星探測器。如果采用NASA 新一代“獵戶座”載人飛船，可搭載4 名宇航員執行為期21 天的太空任務，但轉移時間高達21年。為此，NASA 急切需求更現實的軌道轉移方案，并提出承載6 名宇航員執行為期60 天探索任務的研制目標。

基于波加熱磁等離子體推力器，張福林團隊［58］設計了高功率版本的載人火星探測計劃，飛船總重600 t（地球近地軌道 1 000 km），總推進功率200 MW，推進劑質量分配與軌道方案見圖18（a），飛行過程中的比沖策略見圖18（b）。在該方案下，飛往火星或月球的航天器最高速度將可達到55 km/s。新VASIMR 發動機將使從地球飛往火星的旅行時間縮短為39天［58］，而在目前已公開的系統性研究中，最快的方式為NASA 載人火星探索報告DRA-5.0 中所采用的核熱火箭，行程約370天；相比較而言，VASIMR體制方案在經濟、安全以及時效性方面都更優。

圖18 VASIMR 用于載人火星任務規劃［58］Fig.18 VASIMR used for manned Mars mission planning［58］

4 結論

1）波加熱磁等離子體推力器已展示出的優異推進性能，證明了其在未來高功率天基動力系統中的廣闊前景。

2）近年來，美國以VASIMR 為典型代表的波加熱磁等離子體推力器的研究已經取得重大突破，一旦解決工程化問題，可能在太空動力方面形成巨大優勢。

3）目前，波加熱磁等離子體推力器離百千瓦級應用還存在一些為數不多的理論或工程問題，突破這些核心關鍵技術，將為近地大型航天器軌道保持、地月貨物運輸等新型任務提供高性能主推進動力，具有極重要的現實意義。