杭觀榮,梁 偉,張 巖,康小錄

(1.上?？臻g推進研究所,上海201112；2.上?？臻g發(fā)動機工程技術(shù)研究中心,上海201112)

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大功率等離子體電推進研究進展

杭觀榮1, 2,梁 偉1, 2,張 巖1, 2,康小錄1, 2

(1.上海空間推進研究所,上海201112；2.上?？臻g發(fā)動機工程技術(shù)研究中心,上海201112)

摘要：大功率等離子體電推進具有推力大、比沖高、效率高、尺寸小等優(yōu)勢，是載人深空探測任務(wù)最具競爭力的推進技術(shù)之一。針對穩(wěn)態(tài)等離子體推力器、陽極層推力器、磁等離子體動力推力器、可變比沖磁等離子體推力器和螺旋波推力器等，對等離子體電推進的國內(nèi)外研究進展進行了論述。從大功率等離子體推力器、超大容量推進劑貯存與供應(yīng)、大功率高電壓電能變換與供應(yīng)、大功率等離子體推力器試驗驗證等角度分析了大功率等離子體電推進的關(guān)鍵技術(shù)，對我國大功率磁等離子體電推進的發(fā)展提出了梳理需求、制定技術(shù)路線、提升成熟度和進行集成演示等建議。

關(guān)鍵詞：載人深空探測；大功率等離子體電推進；穩(wěn)態(tài)等離子體推力器；陽極層推力器；磁等離子體動力推力器

1 引言

載人深空探測技術(shù)的不斷發(fā)展,推進技術(shù)是其中最為關(guān)鍵的技術(shù)之一。與無人深空探測相比,載人深空探測的推進技術(shù),具有速度增量大等共同特點,還具有以下典型差異：1)載人深空探測需要考慮航天員的乘坐和生活需求,要求有效載荷質(zhì)量大、航天器運行平穩(wěn),導(dǎo)致航天器復(fù)雜且規(guī)模很大,因此需要能盡量節(jié)省推進劑、且工作平穩(wěn)的推進技術(shù)；2)載人深空探測需要考慮航天員的安全和承受能力,要求航行時間盡量短,因此需要大推力的推進技術(shù)。

化學(xué)推進能實現(xiàn)大推力,但比沖較低,且提升空間不大。核熱推進的比沖約為化學(xué)推進2～3倍［1］,但用于具有大速度增量特點的深空探測任務(wù)時,推進劑需求量依然很大。

電推進具有比沖高的顯著特點,其推力與功率、比沖、效率等存在相互約束的關(guān)系,即推力∝功率×效率/比沖?？梢?電推進雖然目前由于航天器功率限制,推力在毫牛量級,但在有足夠電功率的條件下,理論上可實現(xiàn)牛級的推力。電推進可使航天器長期處于持續(xù)加速狀態(tài),達到化學(xué)推進難以達到的飛行速度和速度增量,因此成為載人深空探測任務(wù)最具競爭力的推進技術(shù)之一。

電推進在實際應(yīng)用時,受到功率、推力、比沖、效率、尺寸、質(zhì)量、系統(tǒng)復(fù)雜度等諸多因素的約束［2］。載人深空探測等任務(wù)為減小航天員承受空間輻照危害的時間,應(yīng)盡量縮短任務(wù)周期；為便于電推力器在航天器上的集成,需要選擇沒有空間電荷效應(yīng)限制、可實現(xiàn)大推力、且具有大推力功率比(以減小推力器尺寸)的等離子體電推力器,如穩(wěn)態(tài)等離子體推力器、陽極層推力器和磁等離子體動力推力器等。本文對大功率等離子體電推進研究進展進行了分析,得出了主要關(guān)鍵技術(shù),并對我國大功率等離子體電推進的發(fā)展提出建議。

2 載人深空探測任務(wù)對大功率等離子體推力器需求的初步分析

載人火星和小行星探測是繼載人月球探測之后,載人深空探測領(lǐng)域的熱點。以載人火星探測為例,利用化學(xué)推進或核熱推進,為了采用最省能量的軌道轉(zhuǎn)移方式,具有兩種典型任務(wù)方案：1)去程和返程的地球、火星之間軌道轉(zhuǎn)移時間180 ～220天,在火星上逗留500～600天；2)去程的地球—火星軌道轉(zhuǎn)移時間250～300天,在火星上逗留30～60天,返程的火星—地球軌道轉(zhuǎn)移時間150～300天［3］。以從低地球軌道出發(fā)到著陸火星所需的低火星軌道任務(wù)為例,假設(shè)到達火星軌道的飛船質(zhì)量為100 t、速度增量為6.6 km/ s,采用450 s比沖的低溫化學(xué)推進和900 s比沖的核熱推進,地火轉(zhuǎn)移需要347 t和112 t推進劑。采用比沖比化學(xué)推進高1～2個數(shù)量級的電推進,推進劑需求量可大幅減少,如采用2000 s和7000 s比沖的電推進,推進劑量分別為40 t和10 t。

電推進根據(jù)工作原理不同,可分為具有不同優(yōu)勢的多種類型,因此對于大功率電推進系統(tǒng)任務(wù),需進行方案優(yōu)選,比選的依據(jù)包括電推力器的推力、推力密度、比沖、系統(tǒng)質(zhì)量功率比、推力功率比、推力密度、比沖、累計工作時間等,其中前四者分別影響到任務(wù)周期,電推力器的尺寸、工藝可實現(xiàn)性和與航天器的集成布局,推進劑攜帶量,系統(tǒng)總質(zhì)量。

受太空輻照、人員消耗等因素影響,載人深空探測等任務(wù)周期將受嚴(yán)格限制,推力是影響周期的重要指標(biāo)。電推進執(zhí)行載人深空探測任務(wù)的主要挑戰(zhàn)是推力。功率較小的電推進推力很小(即使是具有較大推力功率比的穩(wěn)態(tài)等離子體推力器,功率5 kW時最大推力只有約300 mN)［4］。對于載荷質(zhì)量很大的載人深空探測任務(wù),較小的推力會導(dǎo)致軌道轉(zhuǎn)移時間過長。大功率電推進能實現(xiàn)大推力,從而縮短軌道轉(zhuǎn)移時間。美國John W.Dankanich等人研究指出,采用功率200 MW的電推進和質(zhì)量功率比1 kg/ kW的核電源,可將載人火星探測的地球—火星軌道轉(zhuǎn)移時間縮至39天［5］。因此,載人深空探測應(yīng)采用大推力、高比沖的電推進技術(shù)。綜合考慮電推力器布局等因素,還要求電推進具有推力密度大(體積小)等特點。

目前在深空探測中成功應(yīng)用的離子推力器［6-7］,具有比沖高的優(yōu)勢,地面樣機已經(jīng)達到7000 s以上的比沖和70%的效率［8］,缺點是推力密度低(約0.1～0.3 mN/ cm2)、推力功率比小(約20～40 mN/ kW)。離子推力器用于離子加速的柵極中只有離子,存在空間電荷極限效應(yīng),加速柵極間的離子流極限限制了進入柵極間的離子數(shù)量,導(dǎo)致推力密度較小且需要較高的加速電壓(通常1000 V至數(shù)千伏)。即使是柵極直徑1 m、推力密度0.15 mN/ cm2［9-10］的離子推力器,推力也僅為1.1 N,況且實際上這么大的離子推力器工程實現(xiàn)和應(yīng)用的難度極大。另外,離子推力器單位功率產(chǎn)生的推力較小,相同功率下產(chǎn)生的推力較霍爾推力器、磁等離子體動力推力器等要小,導(dǎo)致一定功率下推力較小。國外研制成功的大功率離子推力器功率在20～30 kW量級,如美國研制的大型離子推力器NEXIS的放電室直徑為65 cm,推力0.42 N,功率25 kW［11］。因此,離子推力器難以勝任需要大推力的載人深空探測任務(wù)。

等離子體電推進是一種通過加速準(zhǔn)電中性等離子體來產(chǎn)生推力的電推進技術(shù),理論上沒有空間電荷效應(yīng)限制,這是與離子推力器的最大區(qū)別。等離子體推力器可實現(xiàn)很大的功率(可達兆瓦量級)、推力(可達十牛量級)和較高的比沖(最高可超過10000 s),且推力密度高(尺寸小)［12］。因此,等離子體電推進是載人深空探測重點考慮的對象。等離子體推力器的典型代表為霍爾推力器、磁等離子體動力推力器(MagnetoPlasmaDynamic thruster,MPD)、可變比沖磁等離子體發(fā)動機(Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket,VASIMR)和螺旋波等離子體推力器(Helicon Plasma Thruster)［13］?；魻柾屏ζ髦饕ǚ€(wěn)態(tài)等離子體推力器( Stationary Plasma Thruster, SPT)、陽極層推力器(Thruster with Anode Layer, TAL,也稱為Anode Layer Thruster)兩種,其中前者又稱磁層推力器(Magnetic-layer Thruster)［14］。

不同的等離子體推力器的具體工作原理和性能存在差異。根據(jù)等離子體推力器中等離子體的加速方式,具有熱加速、電磁加速、氣動力和電磁力同時加速等三類。圖1為電離氣體利用交叉電磁場加速的原理示意圖。

圖1 電離氣體利用交叉電磁場加速的原理示意圖Fig.1 Ionized gas accelerated by crossed electric and magnetic fields

對于大功率電推進系統(tǒng)所需的單臺電推力器的功率,美國研究表明,在系統(tǒng)功率、推力器冗余、復(fù)雜性、成本、地面測試設(shè)備能力等限制條件下,功率在20～50 kW的電推力器,可以以推力器簇的形式,支撐20～500 kW的電推進任務(wù),而50～100 kW的電推力器可支撐1 MW的電推進任務(wù)［15］。當(dāng)然,盡量提高電推力器功率,可減小電推力器數(shù)量,對簡化電推進系統(tǒng)來講是有幫助的。

3 國外大功率等離子體電推進研究情況

目前國際上開展大功率等離子體電推進技術(shù)研究的主要是美國、俄羅斯和歐洲,研究對象主要是具有良好應(yīng)用前景的穩(wěn)態(tài)等離子體電推進、陽極層等離子體電推進、磁等離子體動力電推進、可變比沖磁等離子體電推進和螺旋波等離子體電推進。這些國家在中小功率電推進技術(shù)已大幅領(lǐng)先和大量應(yīng)用的情況下,將大功率等離子體電推進作為核心技術(shù),通過良好的頂層策劃和預(yù)先研究,積極進行大型深空探測任務(wù)論證和大功率等離子體電推進技術(shù)研究,保持領(lǐng)先優(yōu)勢。

美國、蘇聯(lián)從20世紀(jì)70年代起就針對載人火星探測、星際貨運等任務(wù),開展大功率電推進技術(shù)的初步研究。2000年以后,美國和歐洲對大功率等離子體電推進技術(shù)和應(yīng)用的研究力度明顯加強,對載人深空探測的任務(wù)規(guī)劃、任務(wù)規(guī)模和技術(shù)需求等有了較為明晰的認識,并有效牽引了大功率電推進技術(shù)的研究。由于等離子體推力器是等離子體電推進系統(tǒng)的核心,美、俄、歐主要針對等離子體推力器和大功率電源變換技術(shù)進行研究。

我國在等離子體電推進領(lǐng)域的研究以穩(wěn)態(tài)等離子體電推進研究為主,近年來在其他等離子體電推進技術(shù)領(lǐng)域也取得了顯著進展。

下面分別論述幾種等離子體電推進的研究進展。

3.1 穩(wěn)態(tài)等離子體電推進和陽極層電推進

穩(wěn)態(tài)等離子體電推進和陽極層電推進成熟度較高,相應(yīng)推力器都利用電子在交叉電磁場中形成的霍爾效應(yīng)實現(xiàn)推進劑電離,并利用靜電場實現(xiàn)離子加速。圖2為穩(wěn)態(tài)等離子體推力器的工作原理示意圖。穩(wěn)態(tài)等離子體推力器、陽極層推力器具有推力功率比、推力密度較大(1～3 mN/ cm2)的特點,推力器結(jié)構(gòu)、推進系統(tǒng)配置結(jié)構(gòu)較為簡單,工作電壓較低,單臺推力器功率可達幾十千瓦至上百千瓦,具有執(zhí)行載人深空探測推進任務(wù)的能力。

一般SPT推力器、TAL推力器采用氙作為推進劑,最高比沖超過3000 s。通過改用小原子量或低電離能的推進劑,可有效提高比沖,如研究表明,SPT推力器采用氪、金屬鎂為推進劑時比沖可達4000 s以上［16-17］,TAL推力器采用鉍推進劑時比沖可達7000 s,效率可達70%［18］。

國際上研制的典型大功率SPT推力器有美國研制的50 kW級的NASA-457Mv2 (圖3)［19］(在100 kW功率下進行過實驗)［20］、100 kW級的X3［21］和俄羅斯研制的SPT-290［22］等,TAL推力器有俄羅斯中央機械制造研究院在70年代研制的25～140 kW的TAL-160、美俄在2004年開始聯(lián)合研制的36 kW的VHITAL-160推力器(圖4)［23］等。這兩種推力器通過比例設(shè)計,可將功率擴展到100 kW以上,并能通過嵌套放電室形式的多環(huán)霍爾推力器來減小體積,如最大設(shè)計功率達240 kW的X3推力器通過嵌套放電室減小尺寸,該推力器已開展了30 kW的初步點火實驗,驗證了3個嵌套放電室同時工作的可行性,并測試了初步性能［24-25］。

圖2 穩(wěn)態(tài)等離子體推力器工作原理Fig.2 Working principle of stationary plasma thruster

日本大阪大學(xué)瞄準(zhǔn)載人深空探測任務(wù)開展SPT和TAL推力器技術(shù)研究,正在小功率樣機的基礎(chǔ)上研制大功率樣機［26-27］。

國內(nèi)上?？臻g推進研究所從1994年起開始霍爾電推進技術(shù)研究,研制的亞千瓦級穩(wěn)態(tài)等離子體電推進系統(tǒng)已于2013年圓滿完成國內(nèi)首次霍爾電推進空間飛行驗證,使國內(nèi)霍爾電推進步入工程應(yīng)用階段,該所正在開展千瓦級、5 kW級多模式SPT推力器飛行樣機的研制［28-30］,并在進一步開展10 kW級、30 kW和50 kW級大功率SPT推力器的研制。蘭州空間技術(shù)物理研究所近年來啟動了SPT研究,并對千瓦級、5 kW級功率SPT推力器開展了性能試驗研究［31-32］。哈爾濱工業(yè)大學(xué)［33-36］、大連理工大學(xué)［37-38］等在開展以SPT推力器工作機理為主的研究。

3.2 磁等離子體動力電推進

MPD電推進具有很高的推力密度(100～1000 mN/ cm2)、容易實現(xiàn)大功率(可達兆瓦量級)、工作電壓低、結(jié)構(gòu)簡單、可應(yīng)用的推進劑種類多(氣體、堿金屬)等優(yōu)點。圖5為典型的MPD推力器工作原理示意圖,該推力器為同軸結(jié)構(gòu),氣態(tài)推進劑進入加速通道上游,然后通過兩電極間的強烈的電弧放電而電離,弧電流若足夠大,則感生磁場很強,磁場和電流產(chǎn)生的洛倫茲力足以直接加速推進劑,并在軸線方向壓縮推進劑等離子體,等離子體膨脹沿著軸向高速噴出,產(chǎn)生推力。MPD推力器功率可達數(shù)兆瓦量級,推力可達數(shù)十牛,比沖可達1500～10000 s,效率可達20%～70%,是執(zhí)行載人深空探測任務(wù)較為理想的電推力器之一。MPD推力器磁場產(chǎn)生方式可分為自感應(yīng)磁場(Self-Filed,SF)推力器和附加磁場(Applied-Field,AF)推力器兩大類。MPD推力器的主要問題是陰極燒蝕等影響壽命。

圖3 NASA-457Mv2穩(wěn)態(tài)等離子體推力器［19］Fig.3 NASA-457Mv2 stationary plasma thruster［19］

圖4 VHITAL-160陽極層推力器及其放電狀態(tài)［23］Fig.4 VHITAL-160 anode layer thruster and its discharge status［23］

圖5 磁等離子體動力推力器工作原理Fig.5 Working principle of MPD thruster

由于MPD推力器工作微觀過程復(fù)雜,以及地面試驗條件和試驗經(jīng)費等的限制,美國、蘇聯(lián)雖然從20世紀(jì)60年代就開始研發(fā)數(shù)百千瓦和兆瓦量級的MPD推力器,但近年來針對中等規(guī)模任務(wù),加強了數(shù)千瓦至數(shù)十千瓦的中等功率MPD推力器的研究。

美國以普林斯頓大學(xué)［39-40］、NASA格倫研究中心、俄亥俄航空航天研究所［41］、俄亥俄州立大學(xué)［42］、亞利桑那州立大學(xué)［43］等為主,開展了最大功率達數(shù)兆瓦的大功率MPD推力器研究。圖6為美國2001年起研制的4 MW功率MPD推力器(圖6),功率4 MW時,推力49 N,比沖6200 s,在其他工況下,最高比沖接近7000 s。NASA噴氣推進實驗室和普林斯頓大學(xué)建有鋰推進劑MPD推力器實驗設(shè)施［44-45］,NASA格倫研究中心則建有適用于氫推進劑MPD推力器的試驗設(shè)施［46］。

圖6 4 MW磁等離子體動力推力器樣機［41］Fig.6 4 MW magnetoplasmadynamic thruster prototype［41］

蘇聯(lián)在20世紀(jì)50年代末至70年代中期,主要針對載人深空探測開展功率數(shù)百千瓦至1 MW的大功率磁等離子體動力推力器研究工作,70年代中期至80年代,由于載人深空探測需求變?nèi)?研究重點轉(zhuǎn)到中功率MPD推力器上,相關(guān)單位有克爾德什研究中心、能源設(shè)計局、火炬設(shè)計局、中央機械制造研究院和莫斯科航空學(xué)院等,研究內(nèi)容包括推力器內(nèi)部等離子體運動過程、近電極區(qū)和近壁面區(qū)工作過程、長壽命大電流陰極、推進劑比選和供應(yīng)、放電區(qū)域結(jié)構(gòu)優(yōu)化、冷卻方式、性能評估、壽命考核、推力器與航天器的相容性等,并開展了多次空間飛行試驗［47］?？藸柕率惭芯恐行难兄频腗PD推力器最大功率達1 MW,早期研制的500 kW級鋰推進劑SF-MPD推力器,推力達20 N,比沖達8000 s,70年代中期研制的5 kW鉀推進劑MPD推力器開展了約1000 h壽命試驗, 1975年其低功率MPD推力器在“宇宙”系列衛(wèi)星上開展了空間飛行試驗,1990年6 kW和2 kW堿金屬等離子體源在進步M-4飛船上進行了羽流試驗,探索了堿金屬MPD推力器羽流與航天器的相容性。能源設(shè)計局在70年代中期開展了500 kW鋰推進劑MPD推力器的500 h壽命試驗,900 ～1000 kW功率MPD推力器的短時點火實驗,并開展了17 kW鋰推進劑MPD推力器的空間飛行試驗,試驗表明MPD推力器與航天器具有較好的相容性。

日本從70年代開始MPD技術(shù)研究,研究單位有宇宙科學(xué)研究所、大阪大學(xué)、東北大學(xué)、東京工業(yè)大學(xué)、大阪工業(yè)大學(xué)等,早期主要針對小功率MPD開展研究,宇宙科學(xué)研究所在1981年、1983年和1995年進行了200 W和430 W的非穩(wěn)態(tài)MPD推力器空間飛行試驗,并在2001年制定了MPD發(fā)展路線圖［48］,近年來開展了兆瓦級MPD［49］、多孔空心陰極穩(wěn)態(tài)MPD［50］、冷卻技術(shù)［51］等研究,并從減小MPD推進劑流量出發(fā),提出螺旋波和MPD結(jié)合的螺旋波MPD推力器［52］。

意大利奧塔公司(已并入Sitael公司)和德國斯圖加特大學(xué)是歐洲MPD的主要研究單位。奧塔公司在70年代就開始研究脈沖MPD推力器,研究的功率拓展到兆瓦量級,并和俄羅斯莫斯科航空學(xué)院合作,提出提高陽極區(qū)離子密度的新型MPD推力器［53］。斯圖加特大學(xué)研制了可在5～6 kW穩(wěn)態(tài)工作的ZT1 MPD推力器［54］。2010年左右奧塔公司和斯圖加特大學(xué)在歐洲大功率電推進路線圖(HiPER)計劃支持下,分別開展100 kW非穩(wěn)態(tài)MPD推力器和100 kW穩(wěn)態(tài)MPD推力器的研制工作［55］。

國內(nèi),北京航空航天大學(xué)在開展中小功率AF-MPD技術(shù)研究,成功使推力器在18.7 kW功率下穩(wěn)態(tài)工作超過15 min［56］,并開發(fā)了標(biāo)靶法推力測量技術(shù),測得MPD推力器在功率6.3 kW、氬推進劑流量13.8 mg/ s時,推力183 mN［57］。

3.3 可變比沖磁等離子體電推進

近年來,國外針對磁等離子體動力電推進存在的推力器電極燒蝕等問題,開展無電極的可變比沖磁等離子體發(fā)動機(Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket,VASIMR)和螺旋波等離子體推力器(Helicon Plasma Thruster)研究。

VASIMR發(fā)動機達到了較高的技術(shù)成熟度,其工作原理見圖7。該發(fā)動機主要由上游的螺旋波等離子體源、中部的離子回旋共振(Ion Cyclotron Resonance Heating,ICRH)加熱裝置和下游的磁噴嘴組成。中性氣體進入發(fā)動機后,被螺旋波等離子體源加熱,電離成高密度等離子體并向下游流動,然后由離子回旋共振加熱天線進一步加熱,最后由磁噴管將等離子體加速并噴出,產(chǎn)生推力。這種發(fā)動機的優(yōu)點是可實現(xiàn)大功率、比沖高且可變等,缺點是系統(tǒng)、發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜,超導(dǎo)線圈需要專用冷卻裝置等。

圖7 VASIMR發(fā)動機工作原理Fig.7 Working principle of VASIMR

VASIMR發(fā)動機概念在1979年由張福林(Franklin Chang-Díaz)提出［58-60］,在20世紀(jì)90年代形成原型VX-10,并于2004年實現(xiàn)10 kW螺旋波放電［61］,2009年功率200 kW、推力5.7 N、比沖5000 s、推進劑為Ar氣的VX-200樣機研制成功［62］。基于VX-200研制的VF-200發(fā)動機計劃數(shù)年內(nèi)在國際空間站上進行技術(shù)驗證。為了將VASIMR推力器技術(shù)成熟度提升至5級、最終達到空間飛行試驗要求,正在開展以熱平衡狀態(tài)下100 kW以上功率、連續(xù)點火超過100 h為目標(biāo)的VX-200SS項目［63］。圖8為VX-200的前身—VX-200i樣機及其放電狀態(tài)［64］。

圖8 VX-200i樣機及其放電狀態(tài)［64］Fig.8 VX-200i prototype and its discharge status［64］

國內(nèi)西安航天動力研究所、北京航空航天大學(xué)等也在針對VASIMR發(fā)動機的螺旋波等離子體源、等離子體參數(shù)診斷等開展研究［65-67］。

3.4螺旋波等離子體電推進

相對于上述幾種等離子體電推進,螺旋波等離子體電推進提出較晚,僅10多年,其工作原理(圖9)［68］是利用螺旋波(頻率1～27 MHz)電離Ar、Ke、Xe、He或H2等推進劑,形成密度為1018～1020m-3的高密度等離子體,然后利用螺旋波等離子體在膨脹磁場中的無電流雙層效應(yīng)加速離子并高速噴出,形成推力,理論上比沖可達數(shù)百至1300 s(Ar)、4000 s(H2)。磁場越強,等離子體密度越高,推力越大。

圖9 螺旋波等離子體推力器工作原理Fig.9 Working principle of Helicon plasma thruster

目前螺旋波等離子體推力器處于原理性探索研究階段,主要研究國家有美國［69-70］、澳大利亞［71］、日本［72-73］、意大利［74］、西班牙［75］和烏克蘭［76］等,提出了HDLT、mHTX、HPH.com、PMEP、HPHT等多種螺旋波等離子體推力器。大多數(shù)樣機由于參數(shù)匹配不佳,存在推進劑利用效率不高等問題,效率在1%～20%。性能最好的是華盛頓大學(xué)研制的HPHT,輸入功率20～50 kW,推力1～2 N,比沖優(yōu)于1500 s［77］。華盛頓大學(xué)正在研制采用兩個螺旋波線圈的大功率螺旋波推力器,氣體噴出速度由14 km/ s提升至17 km/ s［78］。

國內(nèi)大連理工大學(xué)從2009年起開展螺旋波等離子體電推進技術(shù)研究,進行了螺旋波放電特性等研究［80］。

綜上,螺旋波電推進具有很好的應(yīng)用前景,但要達到工程應(yīng)用階段,尚需開展大量研究。

表1為美、俄、歐研制或在研的典型大功率等離子體推力器技術(shù)指標(biāo)。

綜上,美、俄、歐等針對載人深空探測任務(wù),在良好的總體規(guī)劃和技術(shù)論證的基礎(chǔ)上,對大功率等離子體電推進技術(shù)進行了較為深入的研究,突破了大功率電推進的一些關(guān)鍵技術(shù),研制了多種大功率電推力器樣機,為將來開展空間大功率電推進的深入研究和工程應(yīng)用創(chuàng)造了很好的條件。國內(nèi)等離子體電推進研究以霍爾電推進和MPD為主,其他等離子體電推進也已在積極探索中。

表1 美、俄、歐研制的典型大功率等離子體電推力器技術(shù)指標(biāo)Table 1 Specifications of representative high power plasma thrusters developed by USA，Russia and Europe

4 大功率等離子體電推進關(guān)鍵技術(shù)分析

大功率等離子體電推進相對于中小功率等離子體電推進,在設(shè)計方法及技術(shù)方案上存在較大差別,技術(shù)難度也大幅提升,結(jié)合對國外相關(guān)情況的研究,從大功率等離子體推力器、超大容量推進劑貯存與供應(yīng)、大功率高電壓電能變換與供應(yīng)、大功率等離子體推力器試驗驗證等方面進行關(guān)鍵技術(shù)分析。

4.1 大功率等離子體推力器技術(shù)

大功率等離子體推力器是大功率等離子體電推進系統(tǒng)的核心,因此其技術(shù)尤為關(guān)鍵。

對于穩(wěn)態(tài)等離子體推力器和陽極層推力器,關(guān)鍵在于大發(fā)射電流空心陰極、高推力密度、高性能磁路、熱防護等。

對于磁等離子體動力推力器,關(guān)鍵在于大電流耐燒蝕電極、低等離子體振蕩、高推進劑電離率、大功率電磁耦合加速、推進劑優(yōu)化選擇等。

對可變比沖磁等離子體發(fā)動機,關(guān)鍵在于發(fā)動機優(yōu)化、低損耗高強度磁路、射頻能量耦合等。

對于螺旋波推力器,近期的關(guān)鍵在于突破原理,提高性能,并向工程化轉(zhuǎn)變。

4.2 超大容量推進劑貯存與供應(yīng)技術(shù)

大功率等離子體電推進所需的推進劑量將遠超過目前電推進的數(shù)百千克的加注量,達到數(shù)十或上百噸,其貯存和供應(yīng)的難度隨加注量的增加而增加。且最常用的氙氣推進劑,在大氣中含量較少且價格較高,在大量應(yīng)用時代價較高。為解決推進劑貯箱體積過大等問題,可考慮采用固態(tài)貯存等方式。為降低推進劑費用,分析采用其他推進劑的可行性,如氬氣、氪氣等相對廉價的氣體推進劑,或鎂、鉍等金屬推進劑。十至百噸級的氣體推進劑高壓貯存,對貯箱要求大幅提高,可考慮氣體推進劑的固態(tài)貯存,縮小貯箱尺寸,降低其耐壓要求。金屬推進劑需加熱變成液態(tài)后才能流動,變成氣態(tài)后才能供電推力器,其貯存方案、長壽命金屬推進劑微流量供應(yīng)技術(shù)是研究重點。

4.3 大功率高電壓電能變換與供應(yīng)技術(shù)

空間大功率電推進系統(tǒng)需要數(shù)百千瓦至兆瓦量級的功率,是目前空間應(yīng)用的電推進系統(tǒng)的數(shù)百倍。一方面,采用核電源供電會涉及到核防護問題；另一方面,電能變換與供應(yīng)模塊體積、質(zhì)量、發(fā)熱量都會很大,不利于在航天器上的集成。大功率陽極層推力器在高比沖時,電壓達到上千安,兆瓦級磁等離子體動力推力器的電流達到上萬安,對高電壓、大電流和冗余備份提出需求。難點在于大功率電能供應(yīng)技術(shù)的方案選擇與優(yōu)化、大功率電源變換技術(shù)、輕質(zhì)化技術(shù)和熱設(shè)計技術(shù)等。

4.4 大功率等離子體推力器試驗驗證技術(shù)

大功率等離子體推力器必須在真空條件下進行試驗,由于功率高達數(shù)十千瓦至兆瓦量級,相對于現(xiàn)有主流的5 kW及以下功率的電推力器,其流量數(shù)倍、數(shù)百倍甚至上千倍增加,試驗設(shè)備抽真空能力和尺寸要求大幅提高。此外,由于等離子體推力器壽命長達數(shù)千至上萬小時,地面全壽命周期的試驗對真空設(shè)備、推進劑供應(yīng)、電能供應(yīng)等要求極高。因此,可考慮縮比試驗方法來減小試驗規(guī)模,對于無法在地面試驗的,考慮直接在外太空開展試驗。

由于大功率等離子體推力器質(zhì)量達數(shù)十千克至噸量級,而其推力在牛量級,現(xiàn)有直接測量推力的電磁天平推力測量裝置,其動架即使改進后,也難以承受推力器本體的重量,因此,可考慮采用基于羽流等離子體動量的間接推力測量方式。

5 結(jié)束語

我國載人航天工程和探月工程均取得了輝煌的成績,為后續(xù)任務(wù)發(fā)展奠定了堅實的基礎(chǔ)。與國外先進水平相比,在大型深空探測任務(wù)和相應(yīng)的大功率電推進技術(shù)等方面存在較大差距。美國、歐洲目前針對載人火星探測、載人小行星探測、偏移小行星運行軌道等,正在開展任務(wù)論證和相應(yīng)大功率電推進技術(shù)的研究,繼續(xù)保持技術(shù)優(yōu)勢。由于大功率等離子體電推進技術(shù)難度較大,且周期長,為推動載人航天事業(yè)可持續(xù)發(fā)展,增強自主創(chuàng)新能力,使我國大功率等離子體電推進技術(shù)在短期內(nèi)獲得快速提升,提出如下建議：

1)針對未來典型任務(wù),梳理對推進技術(shù)的需求,進而明確重點發(fā)展的大功率等離子體電推進技術(shù)類型；

2)按照選定的大功率等離子體電推進技術(shù)類型,有針對性地開展關(guān)鍵技術(shù)分解,確定攻關(guān)目標(biāo)和發(fā)展路線圖；

3)進行關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān),牽引關(guān)鍵元器件、原材料的研制,提升相應(yīng)大功率等離子體電推進的技術(shù)成熟度；

4)在技術(shù)攻關(guān)的同時,開展大功率等離子體推力器樣機和等離子體電推進系統(tǒng)地面演示系統(tǒng)研制,形成系統(tǒng)集成能力。

參考文獻（References）

［1］ Joyner C R, Levack D, Borowski S K.Development of a small nuclear thermal propulsion flight demonstrator concept that is scalable to human missions［C］/ /48th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit.2012：4207.

［2］ Meyer M, Johnson L, Palaszewski B, et al.In-space propulsion systems roadmap, technology area 02 (TA02)［R/ OL］.Office of the Chief technologist, Space Technology Roadmaps, 2012.http：/ / www.nasa.gov/ pdf/501329main _ TA02-ID _ rev3-NRC-wTASR.pdf

［3］ Bérend N, Cliquet E, Ruault J M, et al.How fast can we go to Mars using high power electric propulsion？［C］/ /48th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit.2012：3889.

［4］ Vyacheslav Murashko, Alexander Koryakin, Arkadij Nyatin.State of the art and prospects of electric propulsion in Russia ［C］/ /28th International Electric Propulsion Conference, France, 2003：IEPC-2003-340.

［5］ Dankanich J W, Vondra B, Ilin A V.Fast transits to mars using electric propulsion［C］/ /46th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, Nashville, USA, 2010：AIAA 2010-6771.

［6］ Nishiyama K, Hosoda S, Ueno K, et al.Development and testing of the hayabusa2 ion engine system［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-333 / ISTS-2015-b-333.

［7］ Lewis R A, Pérez-Luna J, Coombs N, et al.Qualification of the T6 thruster for bepicolombo［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-132 / ISTS-2015-b-132.

［8］ Snyder J S, Goebel D M, Polk J E, et al.Results of a 2000 hour wear test of the NEXIS ion engine［C］/ /29th International Electric Propulsion Conference,Princeton,USA,2005：IEPC-2005-281.

［9］ Polk J E, Brinza D, Kakuda R Y, et al.Demonstration of the NSTAR ion propulsion system on the deep space one mission ［C］/ /27th International Electric Propulsion Conference, Pasadena, USA, 2001：IEPC-2001-075.

［10］ Herman D A, Soulas G C, Patterson M J.NEXT long-duration test after 11,570 h and 237 kg of Xenon processed［C］/ / 30th International Electric Propulsion Conference, Florence, Italy, 2007：IEPC-2007-033.

［11］ Randolph T M, Polk J E.An overview of the Nuclear Electric Xenon Ion System (NEXIS) activity［C］/ / Space 2004 Conference and Exhibit, San Diego, USA, 2004：AIAA 2004-5909.

［12］ Bruno C, Accettura A G.Advanced Propulsion Systems and Technologies, Today to 2020［M］.Reston, USA：American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 2008：255-261.

［13］ Plasma propulsion engine［EB/ OL］.http：/ / en.m.wikipedia.org/ wiki/ Plasma_propulsion_engine.

［14］ Goebel D M, Katz I.Fundamentals of Electric Propulsion：Ion and Hall Thrusters［M］.Hoboken, USA：John Wiley＆Sons, Inc, 2008：325-326.

［15］ Hofer R R, Randolph T M.Mass and cost model for selecting thruster size in electric propulsion systems［J］.Journal of Propulsion and Power, 2012, 29(1)：166-177.

［16］ Jacobson D T, Manzella D H, Hofer R R, et al.NASA＇s 2004 Hall thruster program［C］/ /40th Joint Propulsion Conference and Exhibit cosponsored by the AIAA, ASAE, and ASEE, Fort Lauderdale, USA, 2004：AIAA-2004-3600.

［17］ Hopkins M A, Jason M, Makela J M, et al.Mass flow control in a magnesium Hall-effect thruster［C］/ /46th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, Nashville, USA, 2010：AIAA 2010-6681.

［18］ Marrese-Reading C M, Frisbee R, Sengupta A, et al.Very high isp thruster with anode layer (VHITAL)：an overview ［C］/ / Space 2004 Conference and Exhibit, 28-30 September 2004, San Diego, USA, 2004：AIAA 2004-5910

［19］ Soulas G C, Haag T W, Herman D A, et al.Performance test results of the NASA-457M v2 Hall thruster［C］/ /48th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, Atlanta, USA, 2012：AIAA 2012-3940.

［20］ Polk J.High power electric propulsion for deep space missions ［R/ OL］.http：/ / trs-new.jpl.nasa.gov/ dspace/ bitstream/ 2014/41774/1/11-0235.pdf, 2011.

［21］ Florenz R, Liu T M, Gallimore A D, et al.Electric propulsion of a different class：The challenges of testing for Mega-Watt mission［C］/ /48th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, Atlanta, USA, 2012：AIAA 2012-3942.

［22］ Kim V, Kozubsky K N, Murashko V M.History of the Hall thrusters development in USSR［C］/ /30th International Electric Propulsion Conference, Florence, Italy, 2007：IEPC-2007-142

［23］ Semenkin A V, Testoedov N A, Yakimov E N.Overview of electric propulsion activity in Russia［C］/ /30th International Electric propulsion conference, Florence, Italy, 2007：IEPC-2007-275.

［24］ Florenz R E, Hall S J, Gallimore A D, et al.First firing of a 100-kW nested-channel Hall thruster［C］/ / 33rd International Electric Propulsion Conference, Washington, D.C., USA, 2013：IEPC-2013-394.

［25］ Hall S J, Cusson S E, Gallimore A D.30-kW performance of a 100-kW class nested-channel Hall thruster［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-125/ ISTS-2015-b-125.

［26］ Kagota T, Tahara H, Mito Y, et al.Research and development of high-power, high-specific-impulse magnetic-layer-type Hall thrusters for manned mars exploration［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-151/ ISTS-2015-b-151.

［27］ Kagota T, Tahara H.Performance characteristics of high-power, high-specific-impulse Hall thrusters for in-space propulsion［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-153/ ISTS-2015-b-153.

［28］ 康小錄,杭觀榮.低功率霍爾電推進技術(shù)在小衛(wèi)星領(lǐng)域的應(yīng)用［C］/ /中國現(xiàn)代小衛(wèi)星技術(shù)發(fā)展研究論文集.中國宇航出版社,北京, 2014：218-224 Kang X L, Hang G R.Applications of low power Hall thruster technology for microsatellites［C］/ / Proceeding of Chinese modern microsatellite development research.China Astronautics Publishing House, Beijing, 2014：218-224.( in Chinese)

［29］ 張乾鵬,康小錄,余水淋.霍爾推力器羽流離子能量實驗研究［J］.火箭推進, 2010, 36(3)：10-14, 38 Zhang Q P, Kang X L, Yu S L.Experimental investigations of ion energy distribution in the plasma exhaust plume of a Hall thruster［J］.Journal of Rocket Propulsion, 2010, 36 (3)：10-14, 38.(in Chinese)

［30］ 薛偉華,余水淋,黃浩,等.高功率霍爾推力器推力測量技術(shù)研究［C］/ /第十一屆中國電推進技術(shù)學(xué)術(shù)研討會論文集,北京,中國, 2015：801-816 Xue W H, Yu S L, Huang H, et al.Research on thrust measurement technology for high power Hall thruster［C］/ / 11th Chinese electric propulsion conference, Beijing, China, 2015：801-816.(in Chinese)

［31］ 孫明明,顧左,馬永斌,等.LHT-100霍爾推力器熱特性模擬分析［J］.推進技術(shù), 2014, 35(12)：1715-1721.Sun M M, Gu Z, Ma Y B, et al.Thermal analysis of a LHT-100 Hall thruster［J］.Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(12)：1715-1721.(in Chinese)

［32］ Zhang T P, Sun M M, Long J F, et al.The electric propulsion development in LIP［C］/ /33rd International Electric Propulsion Conference, Washington, D.C.USA, 2013：IEPC-2013-48.

［33］ 劉輝.霍爾推力器電子運動行為的數(shù)值模擬［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2009.Liu H.Study on Characteristics of Electron Behaviours in Hall ［D］.Harbin：Harbin Institute of Technology, 2009.( in Chinese)

［34］ 鄂鵬,段萍,魏立秋,等.真空背壓對霍爾推力器放電特性影響的實驗研究［J］.物理學(xué)報, 2010, 59(12)：8676-8684.E P, Duan P, Wei L Q, et al.Experimental study of vacuum backpressure on the discharge characteristics of a Hall thruster ［J］.Acta Physica Sinica, 2010, 59(12)：8676-8684.(in Chinese)

［35］ Han L, Wei L Q, Yu D R.The measurement of transientmagnetic field strength in an operating Hall thruster based on Faraday rotation effect［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-401 / ISTS-2015-b-401.

［36］ Gao Y Y, Liu H, Yu D R, et al.Particle-in-cell simulations for the effect of magnetic shielding and channel length on cylindrical Hall thruster［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-435 / ISTS-2015-b-435.

［37］ 鄧立赟.霍爾推力器磁場位形及其對放電影響的研究［D］.大連：大連理工大學(xué), 2010.Deng L Y.Study on Hall Thruster Magnetic Configuration and its Effect on Discharge［D］.Dalian：Dalian University of Technology, 2010.(in Chinese)

［38］ 鄧立赟,藍紅梅,劉悅.霍爾推力器磁場位形及其優(yōu)化的數(shù)值研究［J］.物理學(xué)報, 2011, 60(2)：025213.Deng L Y, Lan H M, Liu Y.Numerical study on Hall thruster magnetic configuration and its optimization［J］.Acta Phys.Sin., 2011, 60(2)：025213.(in Chinese)

［39］ Gory J S.Mass, Momentum and Energy Flow From an MPD Accelerator［D］.Princeton, USA：Princeton University, 1971.

［40］ Lev D, Choueiri E Y.Scaling of efficiency with applied magnetic field in magnetoplasmadynamic thrusters［J］.Journal of Propulsion and Power, 2012, 28(3)：609-616.

［41］ LaPointe M R, Strzempkowski E, Pencil E.High power MPD thruster performance measurements［C］/ /40th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Fort Lauderdale, USA, 2004：AIAA 2004-3467.

［42］ Mmiott D W, Gregorek G, Gilland J H, et al.Design, construction, and initial performance results of a multi-megawatt MPD thruster for magnetic nozzle testing［C］/ /38th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, Indianapolis, USA, 2002：AIAA 2002-3934.

［43］ Michael R.LaPointe, Pavlos G.Mikellides.Design and operation of mw-class MPD thrusters at the NASA Glenn research center［C］/ /38th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, Indianapolis, USA, 2002：AIAA 2002-4113.

［44］ Moeller R C, Polky J E.Influence of tailored applied magnetic fields on high-power MPD thruster current transport and onset-related phenomena［C］/ /33rd International Electric Propulsion Conference, Washington, D.C., USA, 2013：IEPC-2013-379.

［45］ Lev D, Choueiri E Y.Scaling of effciency with applied magnetic field in magnetoplasmadynamic thrusters［C］/ /46th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, Nashville, USA, 2010：AIAA 2010-7024

［46］ Sovey J S, Vetrone R H, Grisnik S P.Test facilities for highpower electric propulsion［J］.Journal OF Propulsion and Power, 1994, 10(1)：18-24.

［47］ Gorshkov O A, Shutov V N, Kozubsky K N, et al.Development of high power magnetoplasmadynamic thrusters in the USSR［C］/ /30th International Electric Propulsion Conference, Florence, Italy.IEPC-2007-136.2007.

［48］ Toki K, Shimizu Y.A study of low-power MPD arcjets for future high-power evolution［C］/ /27th International Electric Propulsion Conference, Pasadena, USA.2001：IEPC-2001-120.

［49］ Funaki I, Kubota K, Kawasaki A, et al.Analysis of self-field MPD thrusters for designing a megawatt-class in-space propulsion system［C］/ /50th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference, Cleveland, USA, 2014：AIAA 2014-3418.

［50］ Koyama N, Suzuki T, Kubota T, et al.Performance characteristics of steady-state MPD thrusters with permanent magnets and multi hollow cathodes for in-space propulsion［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-197 / ISTS-2015-b-197.

［51］ Sugiyama Y, Koyama N, Suzuki T,et al.Thermal characteristics of radiation-cooled steady-state MPD thrusters with permanent magnets and multi hollow cathodes for in-space propulsion［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International E-lectric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-198 / ISTS-2015-b-198.

［52］ Takahahsi K, Komuro A, Ando A.Helicon magnetoplasmadynamic plasma thruster for large thrust and high specific impulse electric propulsion［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-283/ ISTS-2015-b-283.

［53］ Tikhonov V B, Antropov N N, Dyakonov G A, et al.Development and testing of a new type of MPD thruster［C］/ /27th International Electric Propulsion Conference, Pasadena, USA, 2001：IEPC-2001-123.

［54］ Herdrich G, Bauder U, Boxberger A, et al.Advanced plasma (propulsion) concepts at IRS［J］/ / Vacuum, 2013, 88：36-41.

［55］ Casaregola C, CESARETI＇I G, Andrenucci M.The European HiPER programme：high power electric propulsion technology for space exploration［C］/ /32nd International Electric Propulsion Conference.Wies-baden, Germany：IEPC.2011：209-215.

［56］ 孔夢迪,湯海濱,徐宇杰,等.一種附加場磁等離子體推力器試驗研究［C］/ /第十屆中國電推進技術(shù)研討會,上海,中國, 2014：456-459.Kong M D, Tang H B, Xu Y J, et al.Expreiment study of a applied-field magnetodynamicplasma thruster［C］/ / 10th Chinese electric propulsion conference, Shanghai, China, 2014：456-459.(in Chinese)

［57］ Wang B J, Tang H B, Yang W J, et al.Improved target method for AF-MPDT thrust measurement［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-172 / ISTS-2015-b-172.

［58］ Chang-Díaz F R, Fisher J L.A supersonic gas target for a bundle divertor plasma［J］.Nuclear Fusion, 1982, 22(8)：1003-1013.

［59］ Hartsfield J.Agreement to commercialize advanced NASA rocket concept；former astronaut Franklin Chang-Diaz to lead effort［EB/ OL］.http：/ / www.nasa.gov/ centers/ johnson/ news/ releases/2006/ J06-009.html, 2006.

［60］ ering E A, Longmier B W, Glover T W, et al.VASIMR VX-200：High power electric propulsion for space transportationbeyond LEO［C］/ / AIAA SPACE 2009 Conference＆Exposition, Pasadena, USA, 2009：AIAA-2009-6481.

［61］ Glover T W, Squire J P, Jacobson V P, et al.Principal VASIMR results and present objectives［C］/ / Space Technology and Applications International Forum, Albuquerque, USA, 2005.

［62］ Longmier B W, Squire J P, Olsen C S, et al.VASIMR?VX-200 improved throttling range［C］/ / 48th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference, Atlanta, USA, 2012：AIAA 2012-3930.

［63］ Squire J P, Carter M D, Chang-Díaz F R, et al.Advances in duration testing of the VASIMR?VX-200SS system［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-295/ ISTS-2015-b-295.

［64］ Longmier B W, Glover T W, Chang-Díaz F R, et al.VASIMR?VX-200：High power electric propulsion for space transportation beyond LEO［C］/ / AIAA SPACE 2009 Conference＆Exposition, Pasadena, USA, 2009：AIAA 2009-6481.

［65］ 趙楊,林榕,鄧永峰,等.螺旋波等離子體源數(shù)值仿真研究［C］/ /第九屆中國電推進技術(shù)研討會,蘭州,中國, 2013.Zhao Y, Lin R, Deng Y F, et al.Simulation research of helicon plasma source［C］/ /9th Chinese electric propulsion conference, Lanzhou, China, 2013.(in Chinese)

［66］ 李波,王一白,張普卓,等.VASIMR中螺旋波等離子體源設(shè)計［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2012, 38(6)：720-725.Li B, Wang Y B, Zhang P Z, et al.Design of helicon plasma source for VASIMR［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2012, 38(6)：720-725.(in Chinese)

［67］ 余虔,張家良,韓先偉,等.螺旋波等離子體電子密度診斷試驗研究［C］/ /第九屆中國電推進技術(shù)研討會,蘭州,中國, 2013.Yu Q, Zhang J L, Han X W, et al.Experiment study of helicon plasma electron density diagnostics［C］/ /9th Chinese electric propulsion conference, Lanzhou, China, 2013.( in Chinese)

［68］ Navarro-Cavalle J, Ahedoy E, Merinoz M, et al.Helicon plasma thrusters：prototypes and advances on modeling［C］/ / 33rd International Electric Propulsion Conference, Washington D.C., USA, 2013：IEPC-2013-285.

［69］ Little J M, Choueiri E Y.Plasma transport in a converging magnetic field with applications to helicon plasma thrusters ［C］/ /33rd International Electric Propulsion Conference, Washington D.C., USA, 2013：IEPC-2013-125.

［70］ Vitucci J J, Brown Z A, Sedwick R J.Development of a superconducting magnet system for a helicon plasma thruster ［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-293/ ISTS-2015-b-293.

［71］ Boswell R, Charles C.A review of plasma thruster work at the Australian National University［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-63 / ISTS-2015-b-63.

［72］ Tonooka S, Funaki I, Matsuoka T, et al.Thrust characteristics of helicon plasma thrusters［C］/ /33rd International Electric Propulsion Conference, Washington, D.C., USA, 2013：IEPC-2013-253

［73］ Takahahsi K, Komuro A, Ando A.Recent progress of a helicon plasma thruster development［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-294/ ISTS-2015-b-294.

［74］ Pavarin D, Ferri F, Manente M, et al.Design of 50 W helicon plasma thruster［C］/ /31st Int.Electric Propulsion Conf., Ann Arbor, MI.2009：2009-205.

［75］ Merino M, Navarro J, Casado S, et al.Design and development of a 1 kW-class helicon antenna thruster［C］/ / Joint Conference of 30th International Symposium on Space Technology and Science, 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Hyogo-Kobe, Japan, 2015：IEPC-2015-297/ ISTS-2015-b-297.

［76］ Yu N S, Roshanpour S, Quyen L Q.Effect of electrons nonmirror reflection from potential shield on plasma borders inside helicon and Hall effect thrusters［C］/ /33rd International E-lectric Propulsion Conference, Washington D.C., USA, 2013：IEPC-2013-411.

［77］ Ziemba T, John Carscadden J, Slough J.High power helicon thruster［C］/ /41st AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, Tucson, USA, 2005：AIAA 2005-4119.

［78］ Murakami N, Winglee R, Roberson B R, et al.Downstream flow analysis of high-power helicon double gun thruster with application to spacecraft propulsion systems［C］/ /50th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference.2014：3698.

［79］ 夏廣慶,王冬雪,薛偉華,等.螺旋波等離子體推進研究進展［J］.推進技術(shù), 2011, 32(6)：857-863.Xia G Q, Wang D X, XUE W H, et al.Progress on the research of helicon plasma thruster［J］.Journal of Propulsion Technology, 2011, 32(6)：857-863.(in Chinese)

［80］ Polk J.High power electric propulsion for deep space missions ［R/ OL］.http：/ / trs-new.jpl.nasa.gov/ dspace/ bitstream/ 2014/41774/1/11-0235.pdf, 2011.

［81］ Florenz R, Gallimore A D, Peterson P Y.Developmental status of a 100-kW class laboratory nested channel Hall thruster ［C］/ /32nd International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, 2011：IEPC-2011-246.

［82］ Jankovsky R S, McLean C, McVey J.Preliminary evaluation of Hall thruster of a 10kW Hall thruster［C］/ /37th Aerospace Sciences Meeting＆Exhibit sponsored by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Reno, USA, 1999：AIAA 1999-0456.

［83］ Casaregola C, Cesaretti G, Andrenucci M.The European HiPER programme for future high power electric propulsion technologies［C］/ /47th AIAA/ ASME/ SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit, San Diego, USA, 2011：AIAA 2011-5515.

［84］ VX-200［EB/ OL］.http：/ / www.adastrarocket.com/ aarc/ VX200.

Research Progress of High Power Plasma Propulsion

HANG Guanrong1，2，LIANG Wei1，2，ZHANG Yan1，2，KANG Xiaolu1，2
（1.Shanghai Institute of Space Propulsion，Shanghai 201112，China；2.Shanghai Engineering Research Center of Space Engine，Shanghai 201112，China）

Abstract：High power plasma propulsion with merits of high thrust，high specific impulse and small scale，is one of the most competitive propulsion technologies for manned space exploration missions.The development of foreign and domestic high power plasma propulsion technology，including the stationary plasma thruster，the anode layer thruster，the magnetoplasmadynamic thruster，the variable specific impulse magnetoplasmarocket，and the helicon thruster，was discussed.The key technologies of high power plasma propulsion were analyzed，such as the high power plasma thruster，the ultra-large capacity propellant storage and feeding，the high power and high voltage power proceeding and supply，and the high power plasma thruster testing and validation.For the domestic high power plasma propulsion development，proposals of demand analysis，technology roadmap development，maturity enhancement and，system integrated demonstration were offered.

Key words：manned deep space exploration；high power plasma propulsion；stationary plasma thruster；anode layer thruster；magnetoplasmadynamic thruster

作者簡介：杭觀榮(1981-),男,博士,高級工程師,研究方向為空間電推進技術(shù)。E-mail：hanggr＠163.com

基金項目：載人航天預(yù)先研究項目(060303)

收稿日期：2015-08-12；修回日期：2016-03-07

中圖分類號：V439＋.4

文獻標(biāo)識碼：A

文章編號：1674-5825（2016）02-0175-11