电推进技术的发展概况与趋势

图1比较了化学推进与电推进的工作原理，这两种推进方式均是通过向后高速喷出推进剂来实现加速的，其推进剂的喷出速度和推进剂的喷出量决定了航天器入轨以后的速度。但对推进剂进行加速的能量来源是不同的，冷气推进通过自身高压气体膨胀加速，化学推进通过化学反应释放推进剂本身的化学能对推进剂进行加速，而电推进是利用来自于太阳或是核能产生的电能对推进剂进行加速[2]。
3.2先进高功率推进概念
为了缩短飞行时间，更好地完成深空探测、探测火星任务中实现有人驾驶等要求，出现了脉冲感应发动机(PIT)、高能磁等离子体动力学发动机(MPD) ,VASIMR等先进高功率推进概念的研究。PIT是高功率电磁推进系统，它在很宽的比冲范围内具有高的推进效率。其基本构型是由一薄的电介体金属板覆盖的平坦螺旋物组成。VASIM R系统是一个高功率等离子体火箭，能够在恒功率的情况下进行排气量调节。该系统包括3个主要的磁单元:前部、中部和尾部。等离子体依次进行喷射、加热并通过磁喷管膨胀。此外，聚变推进技术由于其巨大比冲，远高于行星任务所需，从原理上讲具有其它类型发动机所无法比拟的优点，所以积极进行磁喷管、稠密等离子体聚焦(DPF) ,气动镜(GDM)、反物质引发聚变等研究工作对于推进技术的革命性进展具有潜在的重大意义。
现阶段电推进在卫星平台发动机中有以下几个特点：（1）由过去单纯的是支持卫星南北位置保持到现在的支持轨道转移，目前美国、欧洲、日本很多主流静止卫星平台均采用了电推进系统，全电推进卫星平台将在目前主流卫星平台基础上更进一步，完全依靠电推进系统进行轨道转移和位置保持，这正在成为未来地球静止轨道通信卫星的一个发展方向[7]；（2）以较长的入轨时间换取发射成本的大幅度降低。当前的地球静止轨道通信卫星变轨一般都使用化学推进系统，轨道转移过程中需消耗大量推进剂。而电推进系统，大大高于化学推进系统的比冲，因此，消耗较少的工质就可以使卫星获得较大的速度增量。通过“一箭双星”发射，在不影响卫星通信能力和性能的前提下，卫星运营商的发射费用可大大减少。
3.3羽流污染效应
羽流污染问题在航天器应用当中一直是十分重要的课题，不管是化学推进系统的羽流还是电推进系统的羽流，必须清楚的是，除了发动机壁面剥离物喷出后的沉积，等离子体羽流本身就足以使航天器毁于其周围电势。所以，解决羽流污染问题是航天器能否正常工作的基本要素之一，绝不能忽视。现有的方案是使发动机与南北直线方向有1个H all发动机或离子发动机，但这会使发动机丧失一部分有效比冲[12]。人们对其他类型的电发动机羽流效应知之甚少，PPT羽流中可能存在碳或含碳物质的沉积，这已引起人们的关注。总之，羽流影响已成为研制、应用电推进系统必须面对的重要问题之一，
大推力需100kw甚至更大的功率；已运行
离子发动机
（静电）
比冲高；效率高；惰性推进剂（氙）
电源功率调节系统复杂；电压高；只有一种推进剂；单位面积推力小；供电系统重
几种已运行
脉冲等离子体（电磁）
结构简单；功率低；固体推进剂；无需气体或液体供应系统；推进剂无0-g效应
推力小；泰弗隆（聚四氟乙烯）的反应产物有毒，腐蚀或凝结，效率低
36~50
Xe
脉冲等离子
推力器
850~1200
<0.2
7~13
Teflon
图1.化学推进系统与电推进系统工作原理对比
1.2电推进技术分类
电推力器是利用电能加热或电离推进剂加速喷射而产生推力的一种反作用式推力器。它与电源子系统、电源变换器和控制子系统、推进剂储存和输送子系统组成一体，可成为航天器的电推进系统。电推力器是电推进系统的核心子系统。根据加速原理的不同，电推进系统大致可分为以下三种：电热式、电磁式和静电式[3]。电热式推进系统主要包括：电阻加热式推力器（Resistojet）、电弧推力器（Arcjet）和太阳热等离子体推力器（STP），电磁式推力器主要包括：脉冲等离子体推力器（PPT）、稳态等离子体推力器（SPT）、阳极层推力器（TAL）、变比冲等离子体推力器（VSIP）、磁等离子体推力器（MPDT）以及脉冲感应推力器（PIT），静电式推力器主要包括：离子式推力器（Ion）、胶质离子推力器（Colloid）、场效应发射离子推力器（FEEP）以及回旋共振加速离子推力器（ECR Ion）等。表2列举了几种典型电推进系统的技术特点
2.2.2深空探测器的电推进应用
日本隼鸟（Hayabusa）计划开始于1995年，隼鸟任务的科学目标是探测S类近地小行星丝川并采样返回地球，离子电推进系统承担的任务主要是巡航阶段主推进，此外，在某些阶段还承担轨道偏心修正、姿态控制和位置机动保持等任务[9]。隼鸟离子电推进系统由4台μ10微波放电离子推力器、4台微波功率放大器、3台电源处理单元（IPPU）、一套推进剂供给子系统、一台推力矢量指向机构（IPM）和一台离子推力器控制单元（ITCU）组成。系统干重59kg。氙气携带量66kg。Hayabusa于2003年5月9日发射精确进入轨道，现在地球同步轨道适应太空环境并测试相关设备性能，于2004年5月19日开始飞向小行星，其在轨测试性能为：推力修正因子0.92、最大推力8mN、比冲23mN/kW、离子成本240 eV、推进剂利用率87%，与地面试验数据非常一致。在2005年下半年采用碰撞接触式着陆采样，最终成功地在2010年返回地球表面。
电推进技术的发展概况与趋势
刘冰XS14012035
Baidu Nhomakorabea1引言
1.1电推进技术概述
推进装置是航天器脱离地球引力束缚，进入广袤太空的动力之源，人类在多个世纪的太空探索进程中，各种航天器推进系统的研究从未止步，从最早的冷气推进到化学推进，再到电推进技术，以及未来的核推进。过去冷气直接喷射系统一直是航天器姿态控制应用中最简单的推进系统，但由于总冲非常有限，不利于长时间的在轨管理。但随着小卫星、微小卫星、行星探测器，及深空探测、星际航行等空间探测技术的兴起，要求航天器上的推进系统质量更轻、体积更小、效率更高，因此发展比冲高、结构紧凑、消耗工质少、成本低廉的推进系统已成为航天技术发展的迫切需要[1]。而电推进技术的推进剂比冲要远远高于传统的化学推进系统，是其几倍乃至十几倍的效率，高比冲的电推进能够大大较少对于推进剂的需求，从而增加航天器的有效载荷。从而缩小航天器尺寸，降低运载火箭发射要求，尤其适用于深空探测、星际航行等长时间在轨飞行。表1.对比了目前世界上再空间任务重应用的推进系统。
已工作
霍尔推力器
（电磁）
比冲在理想范围，结构简单，冷却系统相对简单；惰性气体（Xe）
一种推进剂；束流发散；腐蚀
几种已经飞行
2电推进技术国内外发展现状
2.1电推进发展历史
电推进的理论始于20世纪初期。1906年美国科学家戈达德提出了用电能加速带电粒子产生推力的思想。1929-1931年间，前苏联列宁格勒建立了专门研究电推进的机构，气体动力学实验室的格鲁什柯还演示试验了世界上第一台电推力器，用高电流放电使液体推进剂汽化、膨胀，再从喷嘴喷出[4]。电推力器的工程研究从20世纪50年代末才开始。1960年美国宇航局的考夫曼运行了第一台电子轰击式离子推力器。同年，德国吉森大学的勒布试验了第一台射频离子推力器。前苏联库哈托夫原子能研究所的莫罗佐夫教授在1966年试验了第一台霍尔推力器。此后，各类电推力器的研究和应用得到了迅速发展。同时，满足未来航天任务要求的新型高性能、长寿命电推进技术的研究也日益受到各国的重视，美国、俄罗斯、欧空局、日本和中国等都在加强电推进技术的研究。在各个航天大国，电推进已经被列为21世纪的关键航天技术。至今，全世界约有200多颗地球轨道卫星和深空探测器，使用过近500台电推进系统[5]。电推进技术的发展方兴未艾。
3电推进关键技术分析及发展趋势
3.1阴极技术
无论霍尔推力器还是离子推力器，点火和羽流中和均需要空心阴极，空心阴极是电推力器的可靠性和寿命的决定因素之一，对于电推进的阴极研究在于寻求减少需要的推进剂流量和推进剂清洁度要求[11]。国际空间站等离子体收集研究( ISSPC)极其振奋人心，空间太阳能探测研究与技术(SSPER& T)计划正支持用于高功率Hall和离子发动机的高电流(100A量级)中空阴极研究1131。研究正扩展到零流动阴极概念。
表1. 不同类型推进系统性能参数对比
推进系统
比冲
输入功率（kW）
效率（%）
推进剂
化学推进
（单组元）
115~225
——
——
高压气体 ，
化学推进
（双组元）
300~400
——
——
， 等
电阻加热式
300
0.5~1
65~90
离子推力器
2500~3600
0.4~4.3
40~80
Xe
霍尔推力器
1000~3000
1.4~4.5
美国黎明号（Dawn）主要科学目标为探测小行星灶神星（Vesta）和最大、最重矮行星谷神星（Ceres），以提升人类对太阳系起源和演化的理解。Dawn航天器发射重量1218公斤，其中科学载荷46公斤、推进剂470公斤。三结砷化镓太阳电池提供地球轨道10千瓦、Ceres轨道1.3千瓦的功率。航天器飞行整个使命周期10年。Dawn是一次真正意义上利用离子电推进系统的科学探测使命，将利用太阳能离子电推进系统实现Vesta和Ceres的交会和轨道环绕探测。整个使命中，离子电推进系统提供发射后的速度增量，以满足卫星在行星之间的轨道转移。Dawn自2007年发射正常工作到2011年10月份，已在该小行星之间来回测量5回，根据得到的可见光、红外和γ射线的观测信息，科学家将创建该小行星的地貌图和三维立体图。
2.2当前典型电推进航天器
2.2.1全电推进卫星平台
全电推进卫星是指星箭分离后完全依靠电推进系统变轨进入工作轨道，且入轨后位置保持也采用电推进系统的卫星。2012年3月，波音公司旧oeing)在一次商业通信卫星竞标中，首次推出全球首款全电推进卫星平台—波音卫星系统702SP（BSS—702S P）卫星平台，拉开了全电推进卫星研制的序幕[6]。这是一款价格较低、质量轻的小功率卫星平台，采用全电推进，可大幅度降低卫星发射质量和提高载荷比。该卫星平台提供的电源功率为3~8kW，最大有效载荷质量为500kg，最多可安装5副天线。卫星平台充分验证了25cm氙离子推力器（XIPS—25）,并采用新一代电子体系结构，简化运行并改善数据接入，评估卫星的健康状态，该平台的设计寿命为15年，搭载S, X, C, Ku和Ka等频段转发器，还可搭载敏感器、特高频(UHF)和导航L频段等有效载荷，由于其轻质结构，可由目前猎鹰9，联盟号阿里安等主流火箭兼容发射。欧洲也紧随美国开始发展全电式推进卫星平台，2013年10月，欧洲航天局(ESA)与欧洲卫星公司(SES)正式签署了“伊莱克特拉”(ELE CTRA)项目合同，采取公私合作方式，研制一颗创新的中小型全电推进卫星，并进行发射和在轨验证。
深空探测任务应用电推进可以总结一下几点：（1）离子电推进更适合深空探测主推进任务。深空探测任务在离子和霍尔两大主流电推进中选用离子电推进，其主要原因在于离子电推进具有更高比冲、更长寿命、多点工作模式等显著优势。美国日本等国家进行深空探测时都采用的是离子电推进系统。（2）以电推进应用为主要考虑的航天器设计。其和传统化学主推进航天器设计的主要差别包括：长期连续推进工作下轨道更新、航天器姿态控制、基于探测目标轨道优化的航天器自主导航和自主运行等。（3）电推进系统可以承担轨道修正和姿态控制任务；（4）电推进系统的故障处理措施非常关键[10]。
3.4高电压大功率电源技术。
电推力器实现高比冲大推力需要高电压大功率电源的支撑，离子推力器栅极电压高达1 100 V，正在研制的新型2800s比冲霍尔推力器电压也达800 V，正在开发的NEXT离子推力器功率达6.9 kW，高电压大功率的需求对电源拓扑结构设计、效率优化、高效磁芯、高压大功率器件提出了需求。
表2.几种主要的电推进系统的技术特点
类型
优点
缺点
评述
电阻加热
（电热）
结构简单；易控制；电源功率调节简单
比冲最低；热损大；气体分解非直接加热；腐蚀
已运行
电弧加热
（电热与电磁）
直接加热气体；电压低；结构相对简单；推力相对大；能使用催化阱增强；惰性气体作催化剂
效率低；高功率下腐蚀；比冲低；电流高；配线重；热损；功率调节系统较复杂