大功率等离子体电推进研究进展

杭观荣,梁 伟,张 岩,康小录

(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)



大功率等离子体电推进研究进展

杭观荣1, 2,梁 伟1, 2,张 岩1, 2,康小录1, 2

(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)

摘要：大功率等离子体电推进具有推力大、比冲高、效率高、尺寸小等优势，是载人深空探测任务最具竞争力的推进技术之一。针对稳态等离子体推力器、阳极层推力器、磁等离子体动力推力器、可变比冲磁等离子体推力器和螺旋波推力器等，对等离子体电推进的国内外研究进展进行了论述。从大功率等离子体推力器、超大容量推进剂贮存与供应、大功率高电压电能变换与供应、大功率等离子体推力器试验验证等角度分析了大功率等离子体电推进的关键技术，对我国大功率磁等离子体电推进的发展提出了梳理需求、制定技术路线、提升成熟度和进行集成演示等建议。

关键词：载人深空探测；大功率等离子体电推进；稳态等离子体推力器；阳极层推力器；磁等离子体动力推力器

1 引言

载人深空探测技术的不断发展,推进技术是其中最为关键的技术之一。与无人深空探测相比,载人深空探测的推进技术,具有速度增量大等共同特点,还具有以下典型差异：1)载人深空探测需要考虑航天员的乘坐和生活需求,要求有效载荷质量大、航天器运行平稳,导致航天器复杂且规模很大,因此需要能尽量节省推进剂、且工作平稳的推进技术；2)载人深空探测需要考虑航天员的安全和承受能力,要求航行时间尽量短,因此需要大推力的推进技术。

化学推进能实现大推力,但比冲较低,且提升空间不大。核热推进的比冲约为化学推进2～3倍［1］,但用于具有大速度增量特点的深空探测任务时,推进剂需求量依然很大。

电推进具有比冲高的显著特点,其推力与功率、比冲、效率等存在相互约束的关系,即推力∝功率×效率/比冲。可见,电推进虽然目前由于航天器功率限制,推力在毫牛量级,但在有足够电功率的条件下,理论上可实现牛级的推力。电推进可使航天器长期处于持续加速状态,达到化学推进难以达到的飞行速度和速度增量,因此成为载人深空探测任务最具竞争力的推进技术之一。

电推进在实际应用时,受到功率、推力、比冲、效率、尺寸、质量、系统复杂度等诸多因素的约束［2］。载人深空探测等任务为减小航天员承受空间辐照危害的时间,应尽量缩短任务周期；为便于电推力器在航天器上的集成,需要选择没有空间电荷效应限制、可实现大推力、且具有大推力功率比(以减小推力器尺寸)的等离子体电推力器,如稳态等离子体推力器、阳极层推力器和磁等离子体动力推力器等。本文对大功率等离子体电推进研究进展进行了分析,得出了主要关键技术,并对我国大功率等离子体电推进的发展提出建议。

2 载人深空探测任务对大功率等离子体推力器需求的初步分析

载人火星和小行星探测是继载人月球探测之后,载人深空探测领域的热点。以载人火星探测为例,利用化学推进或核热推进,为了采用最省能量的轨道转移方式,具有两种典型任务方案：1)去程和返程的地球、火星之间轨道转移时间180 ～220天,在火星上逗留500～600天；2)去程的地球—火星轨道转移时间250～300天,在火星上逗留30～60天,返程的火星—地球轨道转移时间150～300天［3］。以从低地球轨道出发到着陆火星所需的低火星轨道任务为例,假设到达火星轨道的飞船质量为100 t、速度增量为6.6 km/ s,采用450 s比冲的低温化学推进和900 s比冲的核热推进,地火转移需要347 t和112 t推进剂。采用比冲比化学推进高1～2个数量级的电推进,推进剂需求量可大幅减少,如采用2000 s和7000 s比冲的电推进,推进剂量分别为40 t和10 t。

电推进根据工作原理不同,可分为具有不同优势的多种类型,因此对于大功率电推进系统任务,需进行方案优选,比选的依据包括电推力器的推力、推力密度、比冲、系统质量功率比、推力功率比、推力密度、比冲、累计工作时间等,其中前四者分别影响到任务周期,电推力器的尺寸、工艺可实现性和与航天器的集成布局,推进剂携带量,系统总质量。

受太空辐照、人员消耗等因素影响,载人深空探测等任务周期将受严格限制,推力是影响周期的重要指标。电推进执行载人深空探测任务的主要挑战是推力。功率较小的电推进推力很小(即使是具有较大推力功率比的稳态等离子体推力器,功率5 kW时最大推力只有约300 mN)［4］。对于载荷质量很大的载人深空探测任务,较小的推力会导致轨道转移时间过长。大功率电推进能实现大推力,从而缩短轨道转移时间。美国John W.Dankanich等人研究指出,采用功率200 MW的电推进和质量功率比1 kg/ kW的核电源,可将载人火星探测的地球—火星轨道转移时间缩至39天［5］。因此,载人深空探测应采用大推力、高比冲的电推进技术。综合考虑电推力器布局等因素,还要求电推进具有推力密度大(体积小)等特点。

目前在深空探测中成功应用的离子推力器［6-7］,具有比冲高的优势,地面样机已经达到7000 s以上的比冲和70%的效率［8］,缺点是推力密度低(约0.1～0.3 mN/ cm2)、推力功率比小(约20～40 mN/ kW)。离子推力器用于离子加速的栅极中只有离子,存在空间电荷极限效应,加速栅极间的离子流极限限制了进入栅极间的离子数量,导致推力密度较小且需要较高的加速电压(通常1000 V至数千伏)。即使是栅极直径1 m、推力密度0.15 mN/ cm2［9-10］的离子推力器,推力也仅为1.1 N,况且实际上这么大的离子推力器工程实现和应用的难度极大。另外,离子推力器单位功率产生的推力较小,相同功率下产生的推力较霍尔推力器、磁等离子体动力推力器等要小,导致一定功率下推力较小。国外研制成功的大功率离子推力器功率在20～30 kW量级,如美国研制的大型离子推力器NEXIS的放电室直径为65 cm,推力0.42 N,功率25 kW［11］。因此,离子推力器难以胜任需要大推力的载人深空探测任务。

等离子体电推进是一种通过加速准电中性等离子体来产生推力的电推进技术,理论上没有空间电荷效应限制,这是与离子推力器的最大区别。等离子体推力器可实现很大的功率(可达兆瓦量级)、推力(可达十牛量级)和较高的比冲(最高可超过10000 s),且推力密度高(尺寸小)［12］。因此,等离子体电推进是载人深空探测重点考虑的对象。等离子体推力器的典型代表为霍尔推力器、磁等离子体动力推力器(MagnetoPlasmaDynamic thruster,MPD)、可变比冲磁等离子体发动机(Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket,VASIMR)和螺旋波等离子体推力器(Helicon Plasma Thruster)［13］。霍尔推力器主要包括稳态等离子体推力器( Stationary Plasma Thruster, SPT)、阳极层推力器(Thruster with Anode Layer, TAL,也称为Anode Layer Thruster)两种,其中前者又称磁层推力器(Magnetic-layer Thruster)［14］。

不同的等离子体推力器的具体工作原理和性能存在差异。根据等离子体推力器中等离子体的加速方式,具有热加速、电磁加速、气动力和电磁力同时加速等三类。图1为电离气体利用交叉电磁场加速的原理示意图。

图1 电离气体利用交叉电磁场加速的原理示意图Fig.1 Ionized gas accelerated by crossed electric and magnetic fields

对于大功率电推进系统所需的单台电推力器的功率,美国研究表明,在系统功率、推力器冗余、复杂性、成本、地面测试设备能力等限制条件下,功率在20～50 kW的电推力器,可以以推力器簇的形式,支撑20～500 kW的电推进任务,而50～100 kW的电推力器可支撑1 MW的电推进任务［15］。当然,尽量提高电推力器功率,可减小电推力器数量,对简化电推进系统来讲是有帮助的。

3 国外大功率等离子体电推进研究情况

目前国际上开展大功率等离子体电推进技术研究的主要是美国、俄罗斯和欧洲,研究对象主要是具有良好应用前景的稳态等离子体电推进、阳极层等离子体电推进、磁等离子体动力电推进、可变比冲磁等离子体电推进和螺旋波等离子体电推进。这些国家在中小功率电推进技术已大幅领先和大量应用的情况下,将大功率等离子体电推进作为核心技术,通过良好的顶层策划和预先研究,积极进行大型深空探测任务论证和大功率等离子体电推进技术研究,保持领先优势。

美国、苏联从20世纪70年代起就针对载人火星探测、星际货运等任务,开展大功率电推进技术的初步研究。2000年以后,美国和欧洲对大功率等离子体电推进技术和应用的研究力度明显加强,对载人深空探测的任务规划、任务规模和技术需求等有了较为明晰的认识,并有效牵引了大功率电推进技术的研究。由于等离子体推力器是等离子体电推进系统的核心,美、俄、欧主要针对等离子体推力器和大功率电源变换技术进行研究。

我国在等离子体电推进领域的研究以稳态等离子体电推进研究为主,近年来在其他等离子体电推进技术领域也取得了显著进展。

下面分别论述几种等离子体电推进的研究进展。

3.1 稳态等离子体电推进和阳极层电推进

稳态等离子体电推进和阳极层电推进成熟度较高,相应推力器都利用电子在交叉电磁场中形成的霍尔效应实现推进剂电离,并利用静电场实现离子加速。图2为稳态等离子体推力器的工作原理示意图。稳态等离子体推力器、阳极层推力器具有推力功率比、推力密度较大(1～3 mN/ cm2)的特点,推力器结构、推进系统配置结构较为简单,工作电压较低,单台推力器功率可达几十千瓦至上百千瓦,具有执行载人深空探测推进任务的能力。

一般SPT推力器、TAL推力器采用氙作为推进剂,最高比冲超过3000 s。通过改用小原子量或低电离能的推进剂,可有效提高比冲,如研究表明,SPT推力器采用氪、金属镁为推进剂时比冲可达4000 s以上［16-17］,TAL推力器采用铋推进剂时比冲可达7000 s,效率可达70%［18］。

国际上研制的典型大功率SPT推力器有美国研制的50 kW级的NASA-457Mv2 (图3)［19］(在100 kW功率下进行过实验)［20］、100 kW级的X3［21］和俄罗斯研制的SPT-290［22］等,TAL推力器有俄罗斯中央机械制造研究院在70年代研制的25～140 kW的TAL-160、美俄在2004年开始联合研制的36 kW的VHITAL-160推力器(图4)［23］等。这两种推力器通过比例设计,可将功率扩展到100 kW以上,并能通过嵌套放电室形式的多环霍尔推力器来减小体积,如最大设计功率达240 kW的X3推力器通过嵌套放电室减小尺寸,该推力器已开展了30 kW的初步点火实验,验证了3个嵌套放电室同时工作的可行性,并测试了初步性能［24-25］。

图2 稳态等离子体推力器工作原理Fig.2 Working principle of stationary plasma thruster

日本大阪大学瞄准载人深空探测任务开展SPT和TAL推力器技术研究,正在小功率样机的基础上研制大功率样机［26-27］。

国内上海空间推进研究所从1994年起开始霍尔电推进技术研究,研制的亚千瓦级稳态等离子体电推进系统已于2013年圆满完成国内首次霍尔电推进空间飞行验证,使国内霍尔电推进步入工程应用阶段,该所正在开展千瓦级、5 kW级多模式SPT推力器飞行样机的研制［28-30］,并在进一步开展10 kW级、30 kW和50 kW级大功率SPT推力器的研制。兰州空间技术物理研究所近年来启动了SPT研究,并对千瓦级、5 kW级功率SPT推力器开展了性能试验研究［31-32］。哈尔滨工业大学［33-36］、大连理工大学［37-38］等在开展以SPT推力器工作机理为主的研究。

3.2 磁等离子体动力电推进

MPD电推进具有很高的推力密度(100～1000 mN/ cm2)、容易实现大功率(可达兆瓦量级)、工作电压低、结构简单、可应用的推进剂种类多(气体、碱金属)等优点。图5为典型的MPD推力器工作原理示意图,该推力器为同轴结构,气态推进剂进入加速通道上游,然后通过两电极间的强烈的电弧放电而电离,弧电流若足够大,则感生磁场很强,磁场和电流产生的洛伦兹力足以直接加速推进剂,并在轴线方向压缩推进剂等离子体,等离子体膨胀沿着轴向高速喷出,产生推力。MPD推力器功率可达数兆瓦量级,推力可达数十牛,比冲可达1500～10000 s,效率可达20%～70%,是执行载人深空探测任务较为理想的电推力器之一。MPD推力器磁场产生方式可分为自感应磁场(Self-Filed,SF)推力器和附加磁场(Applied-Field,AF)推力器两大类。MPD推力器的主要问题是阴极烧蚀等影响寿命。

图3 NASA-457Mv2稳态等离子体推力器［19］Fig.3 NASA-457Mv2 stationary plasma thruster［19］

图4 VHITAL-160阳极层推力器及其放电状态［23］Fig.4 VHITAL-160 anode layer thruster and its discharge status［23］

图5 磁等离子体动力推力器工作原理Fig.5 Working principle of MPD thruster

由于MPD推力器工作微观过程复杂,以及地面试验条件和试验经费等的限制,美国、苏联虽然从20世纪60年代就开始研发数百千瓦和兆瓦量级的MPD推力器,但近年来针对中等规模任务,加强了数千瓦至数十千瓦的中等功率MPD推力器的研究。

美国以普林斯顿大学［39-40］、NASA格伦研究中心、俄亥俄航空航天研究所［41］、俄亥俄州立大学［42］、亚利桑那州立大学［43］等为主,开展了最大功率达数兆瓦的大功率MPD推力器研究。图6为美国2001年起研制的4 MW功率MPD推力器(图6),功率4 MW时,推力49 N,比冲6200 s,在其他工况下,最高比冲接近7000 s。NASA喷气推进实验室和普林斯顿大学建有锂推进剂MPD推力器实验设施［44-45］,NASA格伦研究中心则建有适用于氢推进剂MPD推力器的试验设施［46］。

图6 4 MW磁等离子体动力推力器样机［41］Fig.6 4 MW magnetoplasmadynamic thruster prototype［41］

苏联在20世纪50年代末至70年代中期,主要针对载人深空探测开展功率数百千瓦至1 MW的大功率磁等离子体动力推力器研究工作,70年代中期至80年代,由于载人深空探测需求变弱,研究重点转到中功率MPD推力器上,相关单位有克尔德什研究中心、能源设计局、火炬设计局、中央机械制造研究院和莫斯科航空学院等,研究内容包括推力器内部等离子体运动过程、近电极区和近壁面区工作过程、长寿命大电流阴极、推进剂比选和供应、放电区域结构优化、冷却方式、性能评估、寿命考核、推力器与航天器的相容性等,并开展了多次空间飞行试验［47］。克尔德什研究中心研制的MPD推力器最大功率达1 MW,早期研制的500 kW级锂推进剂SF-MPD推力器,推力达20 N,比冲达8000 s,70年代中期研制的5 kW钾推进剂MPD推力器开展了约1000 h寿命试验, 1975年其低功率MPD推力器在“宇宙”系列卫星上开展了空间飞行试验,1990年6 kW和2 kW碱金属等离子体源在进步M-4飞船上进行了羽流试验,探索了碱金属MPD推力器羽流与航天器的相容性。能源设计局在70年代中期开展了500 kW锂推进剂MPD推力器的500 h寿命试验,900 ～1000 kW功率MPD推力器的短时点火实验,并开展了17 kW锂推进剂MPD推力器的空间飞行试验,试验表明MPD推力器与航天器具有较好的相容性。

日本从70年代开始MPD技术研究,研究单位有宇宙科学研究所、大阪大学、东北大学、东京工业大学、大阪工业大学等,早期主要针对小功率MPD开展研究,宇宙科学研究所在1981年、1983年和1995年进行了200 W和430 W的非稳态MPD推力器空间飞行试验,并在2001年制定了MPD发展路线图［48］,近年来开展了兆瓦级MPD［49］、多孔空心阴极稳态MPD［50］、冷却技术［51］等研究,并从减小MPD推进剂流量出发,提出螺旋波和MPD结合的螺旋波MPD推力器［52］。

意大利奥塔公司(已并入Sitael公司)和德国斯图加特大学是欧洲MPD的主要研究单位。奥塔公司在70年代就开始研究脉冲MPD推力器,研究的功率拓展到兆瓦量级,并和俄罗斯莫斯科航空学院合作,提出提高阳极区离子密度的新型MPD推力器［53］。斯图加特大学研制了可在5～6 kW稳态工作的ZT1 MPD推力器［54］。2010年左右奥塔公司和斯图加特大学在欧洲大功率电推进路线图(HiPER)计划支持下,分别开展100 kW非稳态MPD推力器和100 kW稳态MPD推力器的研制工作［55］。

国内,北京航空航天大学在开展中小功率AF-MPD技术研究,成功使推力器在18.7 kW功率下稳态工作超过15 min［56］,并开发了标靶法推力测量技术,测得MPD推力器在功率6.3 kW、氩推进剂流量13.8 mg/ s时,推力183 mN［57］。

3.3 可变比冲磁等离子体电推进

近年来,国外针对磁等离子体动力电推进存在的推力器电极烧蚀等问题,开展无电极的可变比冲磁等离子体发动机(Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket,VASIMR)和螺旋波等离子体推力器(Helicon Plasma Thruster)研究。

VASIMR发动机达到了较高的技术成熟度,其工作原理见图7。该发动机主要由上游的螺旋波等离子体源、中部的离子回旋共振(Ion Cyclotron Resonance Heating,ICRH)加热装置和下游的磁喷嘴组成。中性气体进入发动机后,被螺旋波等离子体源加热,电离成高密度等离子体并向下游流动,然后由离子回旋共振加热天线进一步加热,最后由磁喷管将等离子体加速并喷出,产生推力。这种发动机的优点是可实现大功率、比冲高且可变等,缺点是系统、发动机结构复杂,超导线圈需要专用冷却装置等。

图7 VASIMR发动机工作原理Fig.7 Working principle of VASIMR

VASIMR发动机概念在1979年由张福林(Franklin Chang-Díaz)提出［58-60］,在20世纪90年代形成原型VX-10,并于2004年实现10 kW螺旋波放电［61］,2009年功率200 kW、推力5.7 N、比冲5000 s、推进剂为Ar气的VX-200样机研制成功［62］。基于VX-200研制的VF-200发动机计划数年内在国际空间站上进行技术验证。为了将VASIMR推力器技术成熟度提升至5级、最终达到空间飞行试验要求,正在开展以热平衡状态下100 kW以上功率、连续点火超过100 h为目标的VX-200SS项目［63］。图8为VX-200的前身—VX-200i样机及其放电状态［64］。

图8 VX-200i样机及其放电状态［64］Fig.8 VX-200i prototype and its discharge status［64］

国内西安航天动力研究所、北京航空航天大学等也在针对VASIMR发动机的螺旋波等离子体源、等离子体参数诊断等开展研究［65-67］。

3.4螺旋波等离子体电推进

相对于上述几种等离子体电推进,螺旋波等离子体电推进提出较晚,仅10多年,其工作原理(图9)［68］是利用螺旋波(频率1～27 MHz)电离Ar、Ke、Xe、He或H2等推进剂,形成密度为1018～1020m-3的高密度等离子体,然后利用螺旋波等离子体在膨胀磁场中的无电流双层效应加速离子并高速喷出,形成推力,理论上比冲可达数百至1300 s(Ar)、4000 s(H2)。磁场越强,等离子体密度越高,推力越大。

图9 螺旋波等离子体推力器工作原理Fig.9 Working principle of Helicon plasma thruster

目前螺旋波等离子体推力器处于原理性探索研究阶段,主要研究国家有美国［69-70］、澳大利亚［71］、日本［72-73］、意大利［74］、西班牙［75］和乌克兰［76］等,提出了HDLT、mHTX、HPH.com、PMEP、HPHT等多种螺旋波等离子体推力器。大多数样机由于参数匹配不佳,存在推进剂利用效率不高等问题,效率在1%～20%。性能最好的是华盛顿大学研制的HPHT,输入功率20～50 kW,推力1～2 N,比冲优于1500 s［77］。华盛顿大学正在研制采用两个螺旋波线圈的大功率螺旋波推力器,气体喷出速度由14 km/ s提升至17 km/ s［78］。

国内大连理工大学从2009年起开展螺旋波等离子体电推进技术研究,进行了螺旋波放电特性等研究［80］。

综上,螺旋波电推进具有很好的应用前景,但要达到工程应用阶段,尚需开展大量研究。

表1为美、俄、欧研制或在研的典型大功率等离子体推力器技术指标。

综上,美、俄、欧等针对载人深空探测任务,在良好的总体规划和技术论证的基础上,对大功率等离子体电推进技术进行了较为深入的研究,突破了大功率电推进的一些关键技术,研制了多种大功率电推力器样机,为将来开展空间大功率电推进的深入研究和工程应用创造了很好的条件。国内等离子体电推进研究以霍尔电推进和MPD为主,其他等离子体电推进也已在积极探索中。

表1 美、俄、欧研制的典型大功率等离子体电推力器技术指标Table 1 Specifications of representative high power plasma thrusters developed by USA，Russia and Europe

4 大功率等离子体电推进关键技术分析

大功率等离子体电推进相对于中小功率等离子体电推进,在设计方法及技术方案上存在较大差别,技术难度也大幅提升,结合对国外相关情况的研究,从大功率等离子体推力器、超大容量推进剂贮存与供应、大功率高电压电能变换与供应、大功率等离子体推力器试验验证等方面进行关键技术分析。

4.1 大功率等离子体推力器技术

大功率等离子体推力器是大功率等离子体电推进系统的核心,因此其技术尤为关键。

对于稳态等离子体推力器和阳极层推力器,关键在于大发射电流空心阴极、高推力密度、高性能磁路、热防护等。

对于磁等离子体动力推力器,关键在于大电流耐烧蚀电极、低等离子体振荡、高推进剂电离率、大功率电磁耦合加速、推进剂优化选择等。

对可变比冲磁等离子体发动机,关键在于发动机优化、低损耗高强度磁路、射频能量耦合等。

对于螺旋波推力器,近期的关键在于突破原理,提高性能,并向工程化转变。

4.2 超大容量推进剂贮存与供应技术

大功率等离子体电推进所需的推进剂量将远超过目前电推进的数百千克的加注量,达到数十或上百吨,其贮存和供应的难度随加注量的增加而增加。且最常用的氙气推进剂,在大气中含量较少且价格较高,在大量应用时代价较高。为解决推进剂贮箱体积过大等问题,可考虑采用固态贮存等方式。为降低推进剂费用,分析采用其他推进剂的可行性,如氩气、氪气等相对廉价的气体推进剂,或镁、铋等金属推进剂。十至百吨级的气体推进剂高压贮存,对贮箱要求大幅提高,可考虑气体推进剂的固态贮存,缩小贮箱尺寸,降低其耐压要求。金属推进剂需加热变成液态后才能流动,变成气态后才能供电推力器,其贮存方案、长寿命金属推进剂微流量供应技术是研究重点。

4.3 大功率高电压电能变换与供应技术

空间大功率电推进系统需要数百千瓦至兆瓦量级的功率,是目前空间应用的电推进系统的数百倍。一方面,采用核电源供电会涉及到核防护问题；另一方面,电能变换与供应模块体积、质量、发热量都会很大,不利于在航天器上的集成。大功率阳极层推力器在高比冲时,电压达到上千安,兆瓦级磁等离子体动力推力器的电流达到上万安,对高电压、大电流和冗余备份提出需求。难点在于大功率电能供应技术的方案选择与优化、大功率电源变换技术、轻质化技术和热设计技术等。

4.4 大功率等离子体推力器试验验证技术

大功率等离子体推力器必须在真空条件下进行试验,由于功率高达数十千瓦至兆瓦量级,相对于现有主流的5 kW及以下功率的电推力器,其流量数倍、数百倍甚至上千倍增加,试验设备抽真空能力和尺寸要求大幅提高。此外,由于等离子体推力器寿命长达数千至上万小时,地面全寿命周期的试验对真空设备、推进剂供应、电能供应等要求极高。因此,可考虑缩比试验方法来减小试验规模,对于无法在地面试验的,考虑直接在外太空开展试验。

由于大功率等离子体推力器质量达数十千克至吨量级,而其推力在牛量级,现有直接测量推力的电磁天平推力测量装置,其动架即使改进后,也难以承受推力器本体的重量,因此,可考虑采用基于羽流等离子体动量的间接推力测量方式。

5 结束语

我国载人航天工程和探月工程均取得了辉煌的成绩,为后续任务发展奠定了坚实的基础。与国外先进水平相比,在大型深空探测任务和相应的大功率电推进技术等方面存在较大差距。美国、欧洲目前针对载人火星探测、载人小行星探测、偏移小行星运行轨道等,正在开展任务论证和相应大功率电推进技术的研究,继续保持技术优势。由于大功率等离子体电推进技术难度较大,且周期长,为推动载人航天事业可持续发展,增强自主创新能力,使我国大功率等离子体电推进技术在短期内获得快速提升,提出如下建议：

1)针对未来典型任务,梳理对推进技术的需求,进而明确重点发展的大功率等离子体电推进技术类型；

2)按照选定的大功率等离子体电推进技术类型,有针对性地开展关键技术分解,确定攻关目标和发展路线图；

3)进行关键技术攻关,牵引关键元器件、原材料的研制,提升相应大功率等离子体电推进的技术成熟度；

4)在技术攻关的同时,开展大功率等离子体推力器样机和等离子体电推进系统地面演示系统研制,形成系统集成能力。

参考文献（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］ 康小录,杭观荣.低功率霍尔电推进技术在小卫星领域的应用［C］/ /中国现代小卫星技术发展研究论文集.中国宇航出版社,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］ 张乾鹏,康小录,余水淋.霍尔推力器羽流离子能量实验研究［J］.火箭推进, 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］ 薛伟华,余水淋,黄浩,等.高功率霍尔推力器推力测量技术研究［C］/ /第十一届中国电推进技术学术研讨会论文集,北京,中国, 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］ 孙明明,顾左,马永斌,等.LHT-100霍尔推力器热特性模拟分析［J］.推进技术, 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］ 刘辉.霍尔推力器电子运动行为的数值模拟［D］.哈尔滨：哈尔滨工业大学, 2009.Liu H.Study on Characteristics of Electron Behaviours in Hall ［D］.Harbin：Harbin Institute of Technology, 2009.( in Chinese)

［34］ 鄂鹏,段萍,魏立秋,等.真空背压对霍尔推力器放电特性影响的实验研究［J］.物理学报, 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］ 邓立赟.霍尔推力器磁场位形及其对放电影响的研究［D］.大连：大连理工大学, 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］ 邓立赟,蓝红梅,刘悦.霍尔推力器磁场位形及其优化的数值研究［J］.物理学报, 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］ 孔梦迪,汤海滨,徐宇杰,等.一种附加场磁等离子体推力器试验研究［C］/ /第十届中国电推进技术研讨会,上海,中国, 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］ 赵杨,林榕,邓永峰,等.螺旋波等离子体源数值仿真研究［C］/ /第九届中国电推进技术研讨会,兰州,中国, 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,张普卓,等.VASIMR中螺旋波等离子体源设计［J］.北京航空航天大学学报, 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,张家良,韩先伟,等.螺旋波等离子体电子密度诊断试验研究［C］/ /第九届中国电推进技术研讨会,兰州,中国, 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］ 夏广庆,王冬雪,薛伟华,等.螺旋波等离子体推进研究进展［J］.推进技术, 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

作者简介：杭观荣(1981-),男,博士,高级工程师,研究方向为空间电推进技术。E-mail：hanggr＠163.com

基金项目：载人航天预先研究项目(060303)

收稿日期：2015-08-12；修回日期：2016-03-07

中图分类号：V439＋.4

文献标识码：A

文章编号：1674-5825（2016）02-0175-11