康小录，张 岩

（1.上海空间推进研究所，上海 201112；2.上海空间发动机工程技术研究中心，上海 201112）

0 引言

电推进作为一种先进推进技术，与化学推进相比，具有比冲高、推力小且精确可调、寿命长等优势，可以满足新型航天任务对更高比冲、更长寿命和更强调节能力的推进系统的需求。因此，电推进成为了近年来在空间推进领域发展和应用最为迅速的技术方向[1-2]。自1906 年电推进概念提出之后，电推进先后经历了原理探索、地面验证、工程应用三个阶段。目前，电推进在国际上已经进入了全面应用阶段。特别是霍尔电推进、离子电推进两种电推进，已经广泛应用于俄罗斯、美国、欧洲等的航天器上，成为多个GEO 卫星平台的标准配置，国际上甚至把是否采用电推进作为衡量卫星平台先进性的重要标志之一。而且，随着电推进技术的不断发展和空间应用的不断深入，电推进可执行的空间任务不断扩展，由最初的仅执行位置保持，扩展至执行部分甚至全部轨道转移、深空探测主推进等任务。如美国BSS-702SP、欧洲Eurostar-3000EOR 等全电推进卫星平台，已采用电推进执行卫星所有在轨推进任务[3-4]。

我国自20 世纪70 年代开始电推进技术的研究，2000 年之后进入快速发展阶段，先后完成了原理研究、技术攻关、地面试验验证。2012 年霍尔电推进和离子电推进空间飞行试验的圆满成功，拉开了我国电推进工程应用的序幕，同时带动我国电推进技术的全面发展[5]。

在日益增长的空间任务需求牵引下，国内外电推进技术均呈现出“百花齐放、百家争鸣”的发展态势，各种新型电推进不断涌现。与此同时，电推进可应用的领域也不断拓展，推动了传统化学推进难以甚至无法完成的新型空间任务的提出和实现。如欧洲LISA Pathfinder 探测器采用微型电喷推进完成精确扰动补偿，助力实现引力波探测等高精度任务[6]。即便是已成熟应用的霍尔、离子电推进，也正在向更大/更小功率、更高比冲、多模式等方向发展，以满足更为苛刻的任务需求。

基于近年来电推进技术的迅猛发展，本文重点对电推进技术的空间应用现状进行综述，根据应用情况和需求牵引，分析电推进技术及其应用的发展趋势，并对我国电推进技术的发展提出建议。

1 航天器应用电推进的特点

电推进的技术特点决定了其应用于航天器，将给航天器带来新的特点。电推进具有比冲较化学推进高至少一个量级、推力小且精确可调、冲量小、寿命长达数千甚至数万小时等特点，将给航天器带来质量、寿命、经济等增益，提升航天器任务执行能力，扩展其空间任务范围等。同时，电推进作为一种新型推进技术应用于航天器，将带来羽流影响、电磁影响、长时工作影响等新的问题和物理现象，需要予以关注和研究。

1.1 航天器应用电推进的优势

电推进按照工作原理，可分为电热式、静电式和电磁式3 大类。不同种类的电推进技术特点有所不同，但较之于化学推进，其明显的特点在于比冲高，执行空间任务消耗的推进剂量小，带来航天器质量、在轨寿命、经济等增益。电推进的推力小且精确可调，可提高航天器姿态稳定度。除此之外，电推进的功率、比冲均可调节，提升了对空间任务的适应性，扩展航天器的任务范围。虽然电推进的推力小，但是电推进可持续工作数千甚至数万小时，使航天器获得更高的最终速度从而有效缩短任务周期，或者扩展探测距离等。电推进可执行的任务涵盖航天器位置保持、轨道转移、低轨航天器轨道维持、深空探测主推进、扰动精确补偿等多类型空间任务，因此，航天器配置电推进，可提高航天器应急能力，提升任务成功概率。电推进在航天器上应用，可带来的具体优势如下。

1.1.1 大幅节省推进剂，增加有效载荷或延长卫星在轨寿命

电推进比冲较化学推进高至少一个量级，当前广泛应用的霍尔、离子电推进，其比冲一般在1 500～3 000 s 左右，执行相同空间任务，可节省推进剂消耗量，在航天器质量不变的情况下，可增加有效载荷或延长卫星在轨寿命。例如，对于5 t 量级发射重量的GEO 卫星平台：①在寿命不变的情况下，应用千瓦级电推进执行在轨位置保持任务，相对全化学推进，有效载荷可增加50%（300 kg）以上；②应用5 kW 级电推进执行部分轨道转移和在轨位置保持任务，相对全化学推进，有效载荷可增加100%（800～1 000 kg）以上，如图1 所示。特别是对载荷质量大，导致发射质量超过运载能力的卫星，采用电推进后，可将发射质量降到运载能力范围内，实现空间能力质的突破。

图1 5 t 发射质量GEO 卫星采用电推进获得的有效载荷增加量Fig.1 Payload increased if use electric propulsion for the 5 t GEO satellites

1.1.2 冲量小且一致性好，提高航天器姿态稳定度

现有航天器的功率受限，电推进的可用功率一般在数十瓦至几千瓦，该功率下的电推进推力通常较小，在微牛至毫牛量级，虽不利于执行快速机动任务，但可实现小冲量，有利于提高航天器姿态稳定度。例如，美国LS-1300 平台卫星采用SPT-100型80 mN 霍尔电推进代替22 N 化学推力器，执行在轨南北位保任务期间，推力器工作引发的姿态误差减小了80%左右[7]，如图2 所示。

图2 美国LS-1300 平台及在轨采用霍尔电推进后姿态控制误差变化的数据Fig.2 SPT operations reduce spacecraft momentum errors for LS-1300 of USA

1.1.3 功率、推力和比冲精确可调，任务适应能力强

以霍尔、离子为代表的电推力器，均具备多模式工作能力，其功率、推力、比冲等性能可进行优化调整，因此，针对不同空间任务或同一任务的不同阶段，可进行电推进工作模式的调整，提升空间任务的执行效率，增加有效载荷质量或缩短任务周期。例如，GEO 卫星的在轨道转移阶段，需要电推进以较大推力工作（同时确保足够比冲），以减小轨道转移时间[8]，而在轨期间，则需要电推进以高比冲模式工作（同时确保足够推力）；地球重力梯度卫星无拖曳控制任务需要根据不同轨道阶段的大气阻力，适时调节电推进工作模式，输出合适的推力来补偿大气阻力等，提升了空间任务的适应能力。

1.1.4 扩展深空探测距离，缩短探测周期

电推进虽然推力很小，但可长时间工作，探测器可持续加速，在同等发射质量和推进剂质量条件下，探测器最终飞行速度将远大于化学推进，从而在相同任务周期内，大幅扩展深空探测距离，或者对于相同探测目标的远距离探测任务，大幅缩短任务周期。例如，根据任务规划，采用化学推进的罗塞塔探测器原计划利用9 a 时间抵达沃塔南（Wirtanen）彗星[9]，而采用电推进的CNSR 探测器只需2.5 a 时间即可到达该彗星，如图3 所示，并在罗塞塔探测器到达该彗星之前将样品返回地球。

图3 CNSR 和罗塞塔探测器抵达沃塔南慧星所需飞行时间Fig.3 Flying time of CNSR and Rosetta detector toward Wirtanen comet

1.1.5 提高航天器应急能力

航天器特别是高轨卫星，配备化学推进和电推进的混合推进系统，可增加推进系统的功能柔性。在出现意外的情况下，可根据需要对推进系统进行重新配置，由电推进系统执行部分化学推进的任务，利用高比冲的优势，使得卫星进入轨道的同时，减少对寿命的影响，从而扭转不利局势，大大减少相关损失。自20 世纪80 年代电推进正式应用于GEO 卫星以来，国际上已有4 颗GEO 卫星（美国GStar 3 和AEHF-1、欧 洲ARTEMIS、俄 罗 斯Express AM 6）未进入预定轨道，但依靠星上电推进系统救援成功而入轨的案例。其中，AEHF-1 和Express AM 6 卫星在化学推进出现故障的情况下，由霍尔电推进执行轨道提升任务，成功进入预定轨道，且未对卫星在轨寿命造成影响[10]。

1.2 航天器应用电推进的问题

电推进作为一种新型推进技术应用于航天器，将带来一些新的问题和物理现象，例如电推进放电羽流中的带电粒子影响，高能粒子影响，与航天器电磁兼容特性，长时间持续工作对材料、空间环境的影响等，需要在电推进技术发展、应用过程中予以关注和研究。

1.2.1 电推进工作产生的带电粒子影响

电推进的工作原理决定其在工作过程中，必然产生大量带电粒子，其中包括正离子、负离子、单价及多价带电粒子等，不同种类的带电粒子形成的带电粒子流，从电推力器内部喷出后，将改变周围空间电荷情况，影响航天器表面的带电情况，部分带电粒子可能直接到达航天器表面，从而加剧对航天器表面带电情况的影响，改变航天器表面电位。因此，采用电推进的航天器，需要关注和研究航天器表面电位的变化情况，以判断对航天器正常运行、有效载荷正常工作的影响等，并研究采取有效的控制策略。

1.2.2 电推进工作产生的高能粒子影响

电推力器工作产生的等离子体羽流，虽然是较为稀薄的羽流，但是由于受到较高电压的加速，羽流中的粒子一般具有较高的动能。这些高动能羽流粒子，会对航天器表面、太阳能电池阵、附近载荷等产生轰击、溅射效应。高动能粒子的轰击溅射，可能会影响航天器表面特性，特别是溅射后的沉积效应，则可能使表面材料特性发生变化。除此之外，高动能粒子的轰击溅射，还会产生热效应，以及对太阳电池阵等的力矩影响等。

1.2.3 电推进与航天器的电磁兼容性

电推力器工作，通常依赖于静电场、磁场、电磁场，或者采用电弧、电加热器等，因此，电推力器工作过程中产生的电磁特性可能会对航天器或者电推进附近的敏感组件等产生电磁干扰。在电推进研究和应用时，需要考虑其与航天器的电磁兼容特性。

1.2.4 电推进放电等离子体导电特性影响

电推力器在工作时，放电产生的等离子体是由带电粒子组成的，具有导电特性。航天器在轨期间，在电推力器点火运行时，可能在电推力器、等离子体和太阳帆板之间诱导产生高频电流环，尤其是在航天器机械结构和电源系统之间，产生的高频电流环可能会造成太阳能帆板、电源系统内部短路打火等问题，也可能带来电源系统漏电等隐患，从而影响航天器的正常运行及安全性。

1.2.5 电推进其他潜在问题

电推进应用于航天器可能存在的其他问题：电推力器执行空间任务，一般需要数千小时甚至数万小时的长时间持续工作，由此产生的累积效应，可能会导致航天器表面或载荷的材料、周围空间环境产生变化，需考虑该变化的情况及其对航天器运行的影响。另外，现有电推进的推力均比较小，执行航天器轨道转移所需的时间太长，导致航天器在辐射带停滞时间长，从而带来太阳电池阵性能衰减的问题。针对此问题，国际电推进也正在发展大功率、大推力以及新型的电推进技术，以期进一步提高其推力水平。

2 电推进的空间应用现状

电推进按照工作原理，可分为电热式、静电式和电磁式3 大类。电热式推进主要代表是电阻加热推进和电弧加热推进，于20 世纪80、90 年代在美国、俄罗斯得到了一定应用，但由于其比冲较低，正被更高比冲的电推进取代。目前，空间应用最为广泛的是静电式电推进，其中，霍尔电推进、离子电推进为当前国际上研究和应用的重点，在GEO 卫星轨道转移和位置保持、深空探测器主推进、低轨卫星轨道维持等任务中大量应用。此外，微功率的场发射电推进、电喷推进等具有推力小且覆盖范围宽（1 μN～1 mN）、系统一体化等优势，在微小卫星上有所应用和发展。磁等离子体动力学电推进（MPD）、可变比冲磁等离子体电推进（VASIMR）、脉冲等离子体推进（PPT）、微弧阴极放电电推进（μCAT）等电磁式推进，目前均处于地面研究阶段，离工程应用还有一定差距。

以下从GEO 卫星、低轨卫星、深空探测等方面介绍国内外电推进发展和应用情况。

2.1 电推进在GEO 卫星领域的应用

GEO 卫星平台的推进系统，经历了化学推进、化学—电混合推进的演化，正在朝全电推进方向发展。目前，已有200 颗左右GEO 卫星采用了电推进，主要应用情况如下。

在电推进应用初期，大部分采用电推进的GEO卫星平台，如美国BSS702[11]、LS-1300[12]，欧洲Eurostar 3000[13]、@bus[14]，俄罗斯MSS-2500-GSO、Express-1000 等平台[15]，均采用电推进执行南北位保任务（部分还执行东西位保任务），工作模式要求单一，电推力器功率范围0.5～1.35 kW，典型代表有MR-501 电阻加热推力器，MR-510 电弧推力器，SPT-70、SPT-100 霍尔推力器，13-cm XIPS 离子推力器等。其中，电阻加热和电弧电推进由于性能较低，目前基本退出了GEO 平台应用领域。

随着电推进技术的发展，星上功率增加，电推进可执行的空间任务扩展至位置保持、轨道转移等。国际上正在发展的卫星平台中，已有6 种平台采用电推进执行发射后的部分轨道转移和在轨位保任务，其中，已经应用的平台有美国BSS 702、A2100M、俄罗斯USP 这3 种[16]。该类型平台要求电推进具备大推力、高比冲等不同工作模式的能力。因此，该类型平台采用的电推进主要以多模式霍尔电推进、离子电推进为主，电推力器功率均在5 kW 量级，典型代表有BPT-4000、SPT-140、PPS 5000 霍尔推力器和25-cm XIPS 离子推力器等。美国发射质量6 t 的A2100M 卫星平台，如图4 所示，采用BPT-4000 霍尔推力器执行部分轨道转移任务和在轨位保任务，较全化学推进，发射质量减小908 kg 以上。

图4 美国A2100M 平台及其BPT-4000 霍尔推力器Fig.4 A2100M platform and the BPT-4000 Hall thruster

美国BSS-702 平台采用4 台25-cm XIPS 离子推力器，如图5 所示[17-19]。

图5 美国BSS-702 平台及其25-cm XIPS 离子推力器Fig.5 BSS-702 platform and the 25-cm XIPS ion thruster

在上述基础上，国际上正在发展全电推进GEO卫星平台，采用电推进执行卫星在轨所有轨道任务。美国BSS 702SP、欧洲Eurostar 3000EOR 平台均采用全电推进，且已实现多次全电推进卫星发射。由于电推进推力较小，全电推进平台的轨道转移时间需3～6 个月，美国波音公司的BSS 702SP 全电推进平台，采用5 kW 级离子电推进，于2015 年实现一箭双星首发，卫星入轨时间为6 个月左右。欧洲泰勒兹·阿雷尼亚公司的Eurostar 3000EOR 平台，采用5 kW 多模式霍尔电推进，于2017 年6 月首发，卫星入轨时间4 个月左右。美国洛克希德·马丁公司、劳拉空间系统公司也在开展全电推进平台研制工作，均采用5 kW 量级霍尔推力器。图6 所示为两种典型的全电推进平台。

图6 两种典型全电推进平台Fig.6 Two typical all-electric propulsion satellite platforms

国内电推进技术经过近20 年的发展，也已经进入工程应用阶段。其中，上海空间推进研究所研制的国内首台霍尔推力器及其系统——亚千瓦级霍尔电推进系统，如图7（a）所示，以及兰州空间技术物理研究所研制的LIPS200 千瓦级离子电推进系统，于2013 年，在SJ-9A 卫星完成国内电推进的首次空间飞行验证。之后，国内电推进技术的发展以及航天任务对电推进的需求明显增多。国内航天规划和正在论证的多个空间任务，均对电推进提出明确需求。

目前，完成空间飞行验证的亚千瓦级霍尔电推进系统、千瓦级离子电推进系统均已进入型号应用阶段。2017 年4 月发射的实践十三号（现中星十六号）高轨通信卫星，采用LIPS200 千瓦级离子电推进系统执行南北位保任务。此外，针对国内规划中的大型GEO 卫星平台和全电推进平台，上海空间推进研究所和兰州空间技术物理研究所分别先后成功研制5 kW 多模式霍尔电推进，如图7(b)所示、5 kW 离子电推进飞行产品。

图7 国内霍尔推力器产品Fig.7 Hall thruster products developed in SISP

综上可知，GEO 卫星平台应用电推进的历程，经历了从低性能到高性能、单模式到多模式的发展过程，功率从最初的数百瓦提升至目前主流的5 kW量级。美、俄等针对未来超大型GEO 卫星平台需求，正在开展10 kW 量级电推进技术研发，如美国研制的XR-12、XR-20 霍尔推力器，俄罗斯研制的SPT-230 霍尔推力器等，为未来大型空间任务应用奠定基础。

表1 给出了国际上采用电推进的主要GEO 卫星平台统计情况。

2.2 电推进在低轨卫星领域的应用

近年来，电推进在低轨卫星上的应用呈快速增长趋势，主要执行轨道维持、大气阻力补偿、高精度姿态控制等任务。对于低轨遥感卫星，采用电推进执行大气阻力补偿任务，可实现在超低轨道（如200 km）上长时间运行，在遥感载荷不变的情况下，大幅提高对地观测分辨率。低轨卫星限于整星功率，一般采用数十瓦至数百瓦的中小功率电推力器，应用的典型电推进有数百瓦功率量级的霍尔电推进、离子电推进等，一些微小卫星还在尝试使用微小功率的电阻加热推进、电弧推进、脉冲等离子体电推进等。

美国最早于2006 年，在质量370 kg、轨道高度约400 km 的TacSat 2 快响应低轨遥感卫星上采用BHT-200 小功率霍尔电推进，如图8 所示，执行轨道阻力补偿任务，开启了电推进在低轨卫星上应用的先河[21]。2007 年，美国又在质量仅50 kg 的微小卫星FalconSat-3 上应用了脉冲等离子体电推进，执行姿态控制任务，卫星轨道高度560 km，实现了电推进在微小卫星上的应用。而且，在2019 年5 月，美国商业航天公司SpaceX 在Starlink 计划下，通过一箭60 星的方式，将单星质量227 kg 的60 颗小卫星送入太空，卫星采用小功率霍尔电推进执行轨道提升和星座组网任务，将卫星轨道高度从440 km 提升至550 km，并实现组网工作，这是电推进在小卫星星座上的首次大规模应用。

表1 国外主要电推进GEO 平台统计表Tab.1 GEO platforms using EP abroad

图8 美国TacSat 2 快响应低轨遥感卫星及其霍尔推力器Fig.8 TacSat 2 responsive remote sensing satellite and the using Hall thruser

欧洲2009年发射，并于2013年底完成任务的重力场和稳态海洋环流探测卫星（GOCE），采用离子推力器执行大气阻力补偿任务，如图9所示，实现无拖曳控制。GOCE卫星轨道高度为250 km，质量为1 050 kg[22]。

俄罗斯先后于2012 年、2014 年发射的Canopus-V 光学对地遥感卫星、埃及EgyptSat 2 遥感卫星[23-24]，均采用霍尔电推进执行轨道控制任务和大气阻力补偿任务。其中，EgyptSat 2卫星质量为1 050 kg，轨道高度为700 km，采用SPT-70 霍尔推力器。Canopus-V 轨道高度为510 km，采用了SPT-50 霍尔推力器执行轨道任务。

图9 GOCE 卫星及其T5 离子推力器Fig.9 GOCE satellite and the using T5 ion thruser

此外，韩国的SI-300 小型低轨遥感卫星平台[25]也采用300W 霍尔推力器执行轨道修正和轨道机动任务。SI-300 平台质量为200～300 kg，基于SI-300平台的发射的阿联酋DubaiSat 2 小卫星和西班牙Deimos 2 卫星已分别于2013 年11 月 和2014 年6 月发射。DubaiSat 2 卫星质量不超过300 kg，功率为450 W，运行于600 km 太阳同步轨道，用于地球观测，相机全色分辨率为1 m，多光谱分辨率为4 m。

国内，我国空间站已经确定采用1.5 kW 功率量级的HET-80 霍尔电推进执行大气阻力补偿任务，计划于2020 年发射。

表2 给出了目前国外的低轨卫星应用电推进情况的统计。

表2 国外低轨卫星应用电推进统计表Tab.2 Low-orbit satellites using EP abroad

2.3 电推进在深空探测领域的应用

深空探测任务具有速度增量大，电功率变化范围大，对推力、比冲调节能力要求高等特点，需采用多模式电推进执行主推进任务。

1964 年，苏联在Zond-2 火星探测器上应用了6台脉冲等离子体电推力器，执行太阳电池阵定向任务[26]，开启了电推进在深空探测领域应用的先河。

霍尔电推进和离子电推进是目前深空探测主推进的主流和重点发展方向。目前已经发射的深空探测器中，有6 颗探测器采用电推进作为主推进，而根据不同任务的需求和电推进技术发展情况，各探测器采用的电推进技术不同，美国深空一号探测器，如图10 所示、黎明号小行星探测器均采用NSTAR 离子推力器[27-28]，日本隼鸟号小行星探测器、隼鸟号二号小行星探测器和PROCYON 探测器则采用日本研制的小功率微波离子推力器[29]，欧洲智慧一号月球探测器，如图11 所示，采用了PPS 1350-G 多模式霍尔推力器[30]。

图10 深空一号探测器Fig.10 Deep space 1

图11 智慧一号月球探测器Fig.11 SMART-1 detectors

未来载人深空探测、星际货物运输等大型深空任务，对基于核电的大功率电推进提出了需求，可实现单台牛级推力的大功率霍尔电推进、磁等离子体动力电推进（MPD）和可变比冲磁等离子体电推进（VASIMR）等是几种具有竞争优势的推进技术。目前，美、俄、欧均在大力开展大功率电推进技术研究，美国已形成50 kW 级霍尔推力器原理样机，正在研制最大功率240 kW 的霍尔推力器，俄、欧等也形成了功率超过30 kW 的大功率霍尔推力器样机。研制的MPD 推力器样机，单台最大功率已经达到MW 量级，可满足未来数十年内深空探测任务对大功率电推进的需求。国内也正在开展大功率电推进技术的研究，已经完成10 kW 级大功率多模式霍尔推力器样机研制，额定推力达到0.5 N。目前，国内正在开展50～100 kW 级大功率霍尔电推进、MPD 电推进等技术研究，为我国未来深空探测任务提供动力支撑。

3 电推进的发展趋势

根据对国际上电推进技术的发展和应用现状分析，电推进正朝多模式、长寿命、大功率的方向发展，应用领域也在进一步拓展，全电推进成为GEO平台等发展的重要方向，微小功率电推进技术发展种类逐渐增多，且在低轨卫星上的应用也越来越广泛。

3.1 电推进向更多模式方向发展，提高任务适应能力

以千瓦级离子电推进、霍尔电推进为代表的现有电推进，一般只能单模式工作，即只有一个工作点，功率、推力、比冲等性能不变，因此，只能承担在轨位保等单一任务，任务扩展、适应能力较弱。近年来，不断发展的GEO 卫星平台，其轨道转移、位置保持、姿态控制、离轨等任务，要求电推进完成其中大部分任务甚至全部任务，不同任务对电推进的功率、推力和比冲等性能需求差异大，深空探测任务的不同阶段对执行主推进的电推进性能要求也不尽相同，这就要求电推进必须具备多模式工作能力。

目前，美、俄、欧等新研发的电推进几乎都具有多模式能力，任务适应能力强。如美国BPT-4000多模式霍尔推力器，功率调节比可达22∶1，能够适应GEO 平台、全电推进平台和深空探测主推进等多种任务的需求[31]。

3.2 电推进向更大功率方向发展，以适应大型空间任务

当前，1～5 kW 量级中等功率霍尔推力器、离子推力器已经成熟应用于GEO 卫星、深空探测器等，而以HERMeS、SPT-290、NASA-400M 等为代表的数十千瓦级霍尔推力器[32]，已经达到工程样机水平，并且被列入空间任务规划，如HERMeS 霍尔推力器将应用于小行星重定向任务，NASA-400M 霍尔推力器将于2019年后应用于低轨货运飞船轨道转移、ISS 近地轨道空间飞行任务等。随着空间核电技术的突破，空间功率将不再首先，因此，预计5～10 a 内，将实现数十千瓦级的大功率霍尔电推进的空间应用。

与此同时，未来更大型的空间任务，如载人火星、大型火星货运、行星际探测等任务，对更大功率的霍尔电推进提出了需求，要求功率需达到数百千瓦，甚至兆瓦级，以减小航天器规模，以便能够完成化学推进难以甚至无法完成的大速度增量深空探测任务，扩展空间探索距离。在此需求牵引下，电推进也正在朝着单台推力器实现高于100 kW 的大功率方向发展。例如，D-160 已经验证了在140 kW功率下工作的稳定性，设计功率240 kW 的X3 霍尔推力器，也已经验证了在102 kW 功率下工作的性能。大功率磁等离子体电推进（MPD、VASIMR），其功率正在向MW 级发展。

3.3 电推进向超高比冲方向发展

电推进的比冲越高，在执行空间任务期间所需的推进剂就越少，可以带来航天器的质量效益，甚至可以使一些化学推进和现有电推进无法实现的任务变得可行。目前正在发展和应用的电推进技术，其中微小功率的新型场发射电推进，其比冲最高已经可达到10 000 s 左右，大幅降低执行任务所需的推进剂量，减小系统总质量，已在微小卫星上的得以应用。

目前成熟应用的中等功率霍尔电推进、离子电推进，其比冲一般在1 500～3 500 s 范围内，可满足当前的空间任务需求。但是，随着航天技术发展和航天任务规划，未来大型空间货物运输、大型载人/无人深空探测等任务，要求电推进的比冲需要达到8 000 s 左右，功率也需达到百千瓦量级。现有的微小功率、中功率电推进均无法满足要求，因此，超高比冲成为大功率电推进的重要发展方向之一。

正在发展的几种大功率电推进技术中，离子电推进的推力密度和推力功率比均较低，导致其功率超过50 kW 后的推力器尺寸过大，在工程上难以实现；霍尔电推进的技术成熟度高，因此，仍然是重点发展技术之一。目前，已研制的大功率霍尔推力器单台设计功率已达240 kW，试验验证功率为102 kW。在超高比冲方面，采用双级阳极层霍尔推力器设计的超高比冲推力器VHITAL-160，其验证比冲高达7 667 s，可满足深空探测任务需求。

大功率磁等离子体电推进（MPD、VASIMR）也是超高比冲电推进重要技术方向，其比冲均可达到8 000 s 以上，目前已验证的MPD 推力器最高比冲超过9 000 s。MPD、VASIMR 电推进适合的单台功率在数百千瓦至兆瓦量级，特别是VASIMR 电推进，在百千瓦功率量级其性能较差。同时，两者的技术成熟度目前较低，需要继续深入研究和验证，解决寿命、磁路、性能等限制因素，为未来的空间应用夯实技术基础。

3.4 电推进向更高精度性能调节方向发展

电推进具备推力精确可调的优势，但是随着航天规划、空间探索任务的不断发展和提升，要求推进系统所需执行空间任务的控制精度要求越来越高，如微小卫星组网、重力梯度测量、引力波探测等高精度空间任务，均需要推进系统进行精确的姿态控制、扰动精确补偿等。该种类型任务，不仅化学推进无法完成，霍尔、离子等常规电推进也很难完成，因此，对高精度性能调节的电推进技术需求变得明确而迫切。

针对上述需求，国际上正在发展多种新型的电推进技术，不仅将电推力器的推力下探至微牛量级，而且推力的调节可实现更高的精度，甚至实现无级连续调节。此外，也在发展脉冲工作式电推进技术，实现电推进的元冲量精确控制等。例如，欧洲研制的In-FEEP-25 卫星场发射电推力器，推力1～25 μN 可调节，推力噪声＜0.1 μN，最小冲量＜5×10¯9Ns，可极大地提高微小型航天器姿轨控精度。较为成熟可靠的霍尔电推进技术，国内外均在发展推力大范围连续可调的小功率等离子体电推进技术，德国研制的HEMP-T 3050 样机，其推力可在20～100 mN 范围内连续可调。

3.5 电推进正向更低成本方向发展

近几年，1 000 kg 以下的微小卫星已稳定占据所有发射卫星的40%以上，未来，随着国内外多个小卫星星座的发展，种类繁多的科学探测任务的规划提出，微小卫星的发射占比将越来越高。同时，近几年商业航天快速发展，涌现出以SpaceX、蓝源为代表的成熟的商业航天公司。微小卫星和商业航天不仅对小功率电推进提供明确而迫切的需求，而且要求电推进系统的成本尽量低，以适应商业航天的发展需要，以及成百上千颗微小卫星的批量应用与发展。

电推进为了实现更低成本，首先针对目前成熟应用的电推进种类，向微小功率发展，如50～400 W级小功率霍尔推力器、离子推力器等，具有技术成熟高、研制风险低、研发周期短、成本低的优势，可快速实现空间应用。如美国研制的50～300 W 的BHT200 霍尔推力器即是继承5 kW 的BHT-4000 霍尔推力器研发而来，已经成功应用于TacSat 2 快响应小卫星上。其次，发展新型的电推进技术，如微阴极电弧推进技术，其系统可高度集成化和模块化，以降低研发和应用成本。此外，对于发展的小功率霍尔、离子等电推进技术，在确保推力器性能的前提下，研究采用更低成本的推进剂，如氪气、固体推进剂等，来代替成本高昂的氙气推进剂，从而进一步降低成本。美国SpaceX 公司的StarLink 小卫星星座计划，已于2019 年5 月成功发射60 颗左右卫星，其星上配置的百瓦级小功率霍尔推力器，均采用低成本的氪气作为推进剂，极大地降低了应用成本。

4 对我国电推进发展的建议

国际上，以霍尔、离子电推进代表的电推进技术已经成熟应用于GEO 卫星、低轨卫星、深空探测器等领域，随着电推进技术种类不断增加，功率范围、比冲等性能不断提升，可执行的任务和应用领域也不断拓展。与此同时，国内电推进虽然已经完成霍尔、离子为代表的地面与空间飞行验证，但工程应用还处于初始阶段，与国外有较大的差距。因此，基于国内外电推进发展与应用情况，对国内电推进发展提出如下建议：

1）加强我国航天应用需求牵引，加快推动以霍尔电推进、离子电推进为代表的较为成熟的电推进技术在我国的空间应用，打造电推进示范应用平台，提升我国航天技术水平和国际竞争力，缩短与国外差距；

2）加大国家支持力度，夯实国内电推进基础理论研究，以彻底解决限制国内电推进技术发展和应用的基础问题，同时加快完成长寿命试验等相关地面验证工作，为国内电推进的全面应用铺平道路；

3）尽快开展小功率霍尔电推进、微功率电喷推进、场发射电推进等不同种类电推进的空间飞行验证，为扩展电推进可执行的空间任务和应用领域扫除最后障碍；

4）培育微阴极电弧推进、VASIMR 等新型电推进技术，促进国内新型电推进技术的有序发展，同时，推动以大功率霍尔、大功率MPD 为代表的百千瓦至兆瓦级大功率电推进技术研究，为我国未来大型空间任务储备动力技术，缩短与国外技术差距。

5 结束语

电推进具有比冲高、推力小且精确可调、寿命长等优势，应用于航天器可大幅节省推进剂，带来质量、成本或寿命增益，同时，还可提升航天器姿控精度，扩展深空探测距离等，完成化学推进难以甚至无法完成的空间任务。目前，以霍尔电推进、离子电推进为代表的多种类型电推进已经广泛应用于GEO 及低轨卫星、深空探测器等航天器上。随着人类空间探测的深度、广度不断扩展，以及电推进技术本身的持续提升，电推进正在向更多模式、更大功率、超高比冲、更高性能精度、更低成本等方向发展，以适应不同种类的空间任务的需求。与此同时，国内电推进技术成熟度、种类规格以及工程应用水平，均与国外存在较大差距，需要我国加强顶层发展规划，加大航天应用对电推进的需求牵引、基础理论研究和空间飞行验证，提升我国的电推进技术发展和应用水平，同时持续培育新型、新概念电推进技术，占领未来电推进技术制高点，提升我国航天技术的国际竞争力。