大功率离子推力器屏栅电源拓扑技术进展与展望

武桐 翟浩 武荣 王其岗 王少宁

(兰州空间技术物理研究所，兰州 730000)

大功率离子推力器屏栅电源拓扑技术进展与展望

武桐 翟浩 武荣 王其岗 王少宁

(兰州空间技术物理研究所，兰州 730000)

将离子推力器电源处理单元(PPU)的屏栅电源拓扑作为研究对象，从电推进发展现状及趋势出发，介绍了国内外的研究进展和应用情况。主要就目前屏栅电源所用到的双全桥并联拓扑、全桥谐振变换器、推挽变换器组成的组合变换器拓扑和全桥软开关拓扑进行论证分析，归纳了各屏栅电源拓扑的技术特点，最后结合我国今后PPU屏栅电源的发展需求，对屏栅电源新技术、新拓扑和功率量级等3方面作出展望，可为今后研制超大功率PPU屏栅电源提供研究方向与技术参考。

电推进；离子推力器；屏栅电源；高压大功率

1 引言

电推进的高比冲优势可以有效降低航天器系统的质量、提高航天器寿命、增加有效载荷，与传统的化学推进方式相比，电推进可以大幅减小推进剂工质质量，适合于长寿命、大功率通信卫星和深空探测器等飞行总冲量大的飞行任务。

电推进系统由推力器、电源处理单元(PPU)、推进剂储供系统(XFS)和数字控制单元(DCIU)4部分组成，其中PPU具备功率变换、接收指令执行各路输出的开关、各路电源输出电压及电流的遥测和故障保护功能，是电推进系统稳定、可靠工作的基础。随着电推进任务类型逐渐扩展，推力器功率不断提升，对PPU性能也有了更高要求[1]。在离子推力器PPU中，屏栅电源(Beam Supply)占PPU功率的80%以上，因此屏栅电源是高效率、高功率密度PPU设计的重点。

从美国“深空一号”离子推力器成功应用以来，美国、德国、日本等国已在电推进研究方面取得较大进展，屏栅电源也经过多次技术突破，实现了高效率、小型化设计并成功应用，其电路多使用软开关全桥拓扑结构，有效提升高压大功率环境下的工作指标。我国的电推进技术已经进入以实践十三号卫星为代表的工程应用阶段，随着电推进技术应用范围逐渐扩大，对屏栅电源的工作指标要求也会更高。

本文结合离子推力器屏栅电源的国内外研究进展，与我国现有屏栅电源进行比较与分析，结合二次电源最新技术，对屏栅电源的发展需求和发展策略进行了论述。

2 电推进应用概述

电推进应用于航天器位置保持、轨道转移、姿态控制和动量轮卸载任务，目前国际上以静电式的离子电推进和霍尔电推进为主。

美、德、英、日等国已在通信、深空探测等任务成功应用电推进技术。从美国最初的由太阳能发电技术应用(Solar-Electric-Power Technology Application Readines ,NSTAR)任务而研制的“深空一号”离子推力器开始，各国相继推出电推力器，如美国氙离子推进项目(NASA’s Evolutionary Xenon Thruster Project, NEXT)、核电氙离子电推进系统(NEXIS)、HiPEP离子推力器、日本离子发动机系统-12(IES-12)、英国齐耐提克公司离子-T5(Ion-T5)、Ion-T6离子推力器、劳拉公司静态等离子体-100(SPT-100)霍尔推力器以及美国正在广泛应用的氙离子推进系统-13(XIPS-13)、XIPS-25，进而发展出全电推卫星平台，如美国波音公司(BSS)研制的将XIPS-25作为推力器的BSS-702SP平台，德国OHB公司、ESA与欧洲卫星公司(SES)联合开发的Electra平台。

2012年，兰州空间技术物理研究所的离子电推进系统和上海空间技术研究所研制的霍尔电推进系统在实践-9A(SJ-9A)卫星上进行了首次飞行试验，均为1kW等级PPU，主要功能是为卫星南北位置保持的电推进系统供电。2017年4月，我国自主研制的LIPS-200离子电推进系统搭载我国首颗高通量通信卫星实践十三号发射成功，这是我国首次将电推进技术作为卫星动力正式使用，LIPS-300离子电推进系统也在东方红五号卫星平台以及新技术验证四号(XY-4)卫星上成功应用。

总体而言，离子推力器功率正在从NSTAR的3 kW级向NEXT的8 kW、NEXIS的20 kW和HiPEP的50 kW扩展[2]，在离子推力器高功率、长寿命、高可靠、高比冲的发展趋势下，对PPU工作指标也有了更高要求，同时作为PPU的核心部件，屏栅电源也必须在功率密度、效率等指标上有所提高。我国已具备亚千瓦级霍尔和千瓦级离子推进技术基础，但仍在电源功率密度、输出功率、效率、高压元器件和可靠性等方面与国外领先水平有一定差距[3]。为满足空间技术发展需求，我国必须大力发展大功率电推进系统，提高PPU效率，推动大功率电推进技术进步。

3 离子推力器PPU屏栅电源技术研究现状

PPU的功能是将航天器的母线电压转换为推力器启动、工作所需的各种电压和电流，同时具备故障保护与恢复功能，可以接收上位机(星载CPU)指令执行开关机动作，并可将PPU运行数据以遥测的形式发送给上位机。典型的离子推力器PPU由屏栅电源、加速电源、阳极电源、阴极和加热电源、阴极点火电源、中加热电源、中触持极电源以及中点电源等组成[4]。

离子电推进系统推力器工作过程中，电源处理单元各功能电源的工作情况如下[5]：①阴极和中和器阴极两个加热电源，对空心阴极加热丝通电加热，直到空心阴极温度被加热到1600 ℃，空心阴极发射体开始热电子发射；②阴极触持极电源、阳极电源及中和器触持极电源，建立阴极和中和器阴极电子发射电场，维持阴极的稳定持续放电状态，并在主阴极和阳极间形成等离子体区域；③阴极点火电源和中和器阴极点火电源，分别在主阴极和中和器的阴极与触持极之间产生高压单次脉冲，使阴极和触持极之间起弧放电；④加速电源和屏栅电源用于离子光学组件供电，对放电室内被电离的氙离子(Xe+)进行聚焦、加速和引出，从而产生推力。

PPU中的高压电源就是由屏栅电源输出，并且其输出功率占PPU总功率的 80% 以上，因此，屏栅电源是PPU设计的关键及核心[5-7]。

3.1屏栅电源技术进展

3.1.1 “深空一号”离子推力器屏栅电源

“深空一号”专门针对美国NASA太阳电能技术试用发动机(Solar-Electric Power Technology Application Readiness，NSTAR)项目而研制，PPU功率等级2.3 kW，由NASA格林研究中心(GRC)负责研制。受PPU工作环境及性能的要求，NSTAR屏栅电源占整个PPU功率的85%[8]，其拓扑如图1所示，选用非谐振全桥变换器的优势，在于利用变压器漏感与电容充放电减小串联电感，峰值电流控制模式有效限制过流并提供短路保护。

图1 NSTAR屏栅电源结构 Fig.1 Topology structure of beam supply for NSTAR

为解决宽动态范围和高功率要求，NSTAR屏栅电源选取了非谐振全桥拓扑结构，如图1所示，屏栅电源包含4个独立电源模块，每个电源模块的输入80 V，输出300 V，NSTAR的PPU功率密度为4.8 kg/kW，在2.5 kW输出功率时的效率为92%，0.6 kW输出功率时的效率降为83%[9]。

全桥拓扑的优点是结构简单、器件少，有利于减轻电源质量和体积。然而，其开关管的导通和关断为硬开关控制，在大功率应用场合影响PPU效率，增加散热难度。

3.1.2 NEXT离子推力器屏栅电源

为了满足土星观测器、海王星轨道飞行器、彗星取样返回航天器以及金星取样返回航天器等深空探测任务的需要，NASA提出了对5～10 kW等级离子PPU的需求[10]，由此提出了NEXT项目，NEXT推力器目前还在地面试验阶段，尚未进行在卫星上进行试验。

NEXT屏栅电源采用移相/脉宽调制(PWM)混合控制双全桥变换器拓扑，每个模块原边由两个全桥电路并联组成，副边由二极管整流，原边电路如图2所示[11]，每个整流桥的开关频率限定在50 kHz，整流器输出端的开关频率为100 kHz。

图2 NEXT推力器屏栅电源单模块原边拓扑简化图Fig.2 Simplified schematic of single beam supply

在移相控制模式下，所有金属氧化物半导体场效应晶体管(MOSFET)开关管在50%占空比下工作，通过调节栅极A、栅极C或栅极B、栅极D之间的移相角实现对输出电压的调节。当变压器原边整流桥开关相位逐渐偏离时，输出电压降低，当MOSFET开关相位差180°，副边二极管整流桥并联输出，变换器转为脉宽调制(PWM)模式。PWM模式下，双全桥并联运行，适合于输出较小电压(<1000 V)，但随之而来的输出电流也会呈两倍幅值上升，增加损耗。两种模式下的MOSFET栅极电压时序情况分别见图3、图4。

图3 移相控制模式下MOSFET栅极电压时序Fig.3 Phase-shift modulation gate drives

图4 PWM控制模式下MOSFET栅极电压时序Fig.4 Pulse-width modulation gate drives

屏栅电源由4个模块并联组成，单模块输出功率为1.1 kW，PPU组件外形尺寸为409 mm×511 mm×203 mm，总重15 kg，功率密度3.0 kg/kW，最高效率96.9%[12-15]，图5表示当输出功率分别为1.0 kW和0.3 kW时NEXT屏栅电源的工作效率。移相/PWM混合控制充分发挥了移相和PWM两种控制方式的特点。在移相控制下，输出电压高于变压器电压；在PWM控制下，输出电压低于变压器电压，极大地减小了输出电感的体积和质量。在移相控制时，负载电流由2个桥共同均流，以减小传导损耗，提高效率[7]。

图5 不同输入电压下的屏栅电源效率曲线Fig.5 Beam supply efficiency curve of different Vin

3.1.3 XIPS离子推力器

在上一代NSTAR离子推力器的成功应用基础上，NASA研制出XIPS系列离子推力器，其性能和成本较上一代产品均有很大优化。XIPS-25(屏栅直径25 cm)推力器的原理样机在1980—1990年期间于休斯研究中心(HRL)研制成功，XIPS-13(屏栅直径13 cm)推力器在1990年开始研究并于1997年作为正式产品上星应用[16]。25 cm推力器在13 cm推力器基础上进行了改进，包括加入稳定推力器输出的反馈控制，提高了PPU电源管理性能，优化结构并降低了制造成本，PPU原理样机见图6[17-18]。

图6 25 cm的XIPS离子推力器电源处理单元Fig.6 Photograph of 25cm XIPS power supply

XIPS推力器发展至今，已有10个HS-702平台的40个XIPS推力器成功应用。XIPS的性能相当于两台NSTAR推力器同时运行，其制造成本却低于单个NSTAR推力器[16]。表1所示为XIPS-25的PPU额定运行参数，各个功率等级下PPU运行效率及其参数见图7。

表1 XIPS-25的PPU额定运行参数

图7 XIPS-25屏栅电源效率曲线Fig.7 Beam supply efficiency curve of XIPS-25

3.1.4 阿斯特里姆(Astrium)公司离子推力器(MULTI-RANGE)屏栅电源

为满足日益增加的电推进应用需求：ESA提出了姿轨控精确调整(LISA、DARWIN项目)、牵引补偿(GOCE项目)和长时间在轨运行(Bepi-Colombo项目)的技术需求[19]。由此，宽范围(MULTI-RANGE)高压电源模块(High Voltage Power Supply，HVPS)作为屏栅电源得以提出。

MULTI-RANGE设计目标是在可变输入电压下提供最高效功率变换，拓扑设计为单控制回路，其拓扑见图8，由两组变换器组成。

主变换器采用谐振式DC/DC拓扑，提供80%～90%的输出电压，次变换器使用推挽电路传输剩余电压。推挽式变换器的输入端直接与直流母线相连，输出端与主变换器输出端串联。整体效率取决于主变换器，仅有少量功率需要经次变换器变换[20]。谐振型DC/DC变换器的优点在于：相比于传统移相全桥变换器拥有更大的谐振能量；轻载及空载条件下效率高于串联谐振变换器；可在全负载范围内实现零电压(ZVS)软开关，提高变换器效率。然而，电感、电容等元件的引入会增加电源质量，且控制实现更加复杂。

图8 MULTI-RANGE拓扑Fig.8 Block diagram of MULTI-RANGE converter

高压电源(HVPS)的结构由图8所示的多个单模块并联构成，为了提供全冗余系统带载能力，模块间采用内部负载均流总线连接。

模块工作指标为1000 V、1.4 A，由2个1200 V碳化硅整流桥和2个串联的滤波器组成，选用这两种器件是为了在整流器或输出端电容故障时保护输出总线。屏栅电源模块结构是基于倒置的T型结构所设计，由一个底盘和装载2块印制电路板(PCB)的中心框架组成，见图9。两块PCB板分成功率板和信号板，目的是将功率部分与信号控制部分的电磁耦合降至最低[21]。

模块的机械特性如下：①整个模块包括底盘总重2.9 kg；②尺寸为底盘面积300 mm×96 mm，高160 mm。

图9 HVPS模块机械结构Fig.9 Mechanical outline of a high voltage power supply module

HVPS的MULTI-RANGE运行效率及损耗曲线见图10[22]。

图10 MULTI-RANGHE效率测试曲线Fig.10 Measured efficiency of MULTI-RANGHE module

从图10中可以得到，模块效率在功率700～1400 W时可达97%，功率密度为2 kg/kW。HVPS已经成为电推进分系统中功率组件与控制单元的核心部件，并且已成功应用在了重力梯度及海洋环流探测卫星(GOCE)和阿尔法卫星平台(Alpha-BUS)上。

3.1.5 国内离子推力器PPU屏栅电源

针对PPU中的大功率电源，我国LIPS-300离子推力器屏栅电源采用在全桥功率变换的基础上，实施零电压零电流开关(ZVZCS)移相全桥软开关技术。通过软开关技术，减少开关管的开关损耗，提高产品效率，并减少开关管电压应力，提高了产品可靠性并改善电磁兼容(EMC)特性，通过产品测试效率达到了95%，达到了国外同类产品先进水平，其拓扑见图11[5]。

图11 单模块ZVZCS移相全桥软开关Fig.11 Schematic of single module ZVZCS phase-shift full-bridge DC/DC converter

我国LIPS-300离子推力器屏栅电源由4个模块串联得到1360 V输出电压，4 kW输出功率，同时多串联一个模块(处于不工作状态)，实现模块串联的冗余设计，单模块效率曲线见图12。

图12 移相全桥变换器效率测试曲线Fig.12 Efficiency of phase-shift full-bridge DC/DC converter curve

3.2几种离子推力器PPU屏栅电源技术比较

综合来看，NEXT屏栅电源虽然相比于HVPS在所运用的拓扑及控制方法上稍显传统，但优势也显而易见：NEXT屏栅电源在拓扑复杂度低、体积质量小、功率密度大的基础上保证了高效率。国外离子推力器屏栅电源与我国屏栅电源的相关技术指标比较如表2所示。

表2 离子推力器PPU屏栅电源性能指标比较

通过对比可以看出，欧美国家的屏栅电源研究工作较为成熟，在功率密度、效率等工作指标上也具有一定优势。国外早于国内十年开始超大功率(5～10 kW)离子推力器电源处理单元的研究，而我国现有PPU功率仅在5 kW以内，因此，研究超大功率离子推力器PPU屏栅电源意义重大。

4 PPU屏栅电源拓扑技术展望

针对屏栅电源的应用环境，国际上主要采用适合于高压大功率环境的全桥拓扑，只是针对不同的应用需求，在控制方法和对拓扑的改进上有所区别，NEXT推力器屏栅电源采用双全桥并联拓扑，在复杂度和功率密度方面有优势，而HVPS采用全桥主变换器与推挽次变换器配合工作，在效率方面表现更为突出，我国自主研发的LIPS-200离子推力器PPU上采用的屏栅电源拓扑则由两组全桥硬开关DC/DC 变换器串联组成，LIPS-300在上一代全桥拓扑基础上加入了软开关，其效率与国外先进水平持平。目前对于超大功率(5～10 kw)离子推力器PPU屏栅电源，其拓扑的设计主要围绕全桥软开关拓扑，并且采用模块化的设计构架，使电源灵活配置为最大或最小模块数，以满足推力控制要求。

4.1技术需求

随着高比冲、长寿命和高功率密度的航天电推进技术发展，高压大功率电源成为空间电源领域的研究热点，总结屏栅电源发展，表现出以下技术需求。

1)效率与功率密度的要求提高

大功率电源需要具备高效特性，减小热控需求，提高功率密度，进而增加卫星平台有效载荷，基于软开关控制的高压电源能更好地满足需求。

2)应用功能拓展

电推进由位置保持功能扩展为兼具转移轨道推进、动量轮卸载等功能，屏栅电源工作模式也应多样化以适应更多应用场景。

3)输出电压提高

离子推力器PPU屏栅电源已经从1000 V发展到1500～1900 V，其功率也正在从3 kW向5～10 kW及更高功率等级发展，在电推进技术不断发展并成熟的过程中，也促进了新型电力电子拓扑的空间应用。

4.2发展策略

结合本文调研的屏栅电源技术进展及需求，提出以下发展策略。

1)采用高效率开关电源拓扑

屏栅电源功率占PPU总输出功率的80%以上，因此屏栅电源高效率运行可以降低PPU工作热损，减小热控需求。原有屏栅电源采用硬开关拓扑，结构简单，但热损较大，影响电路性能及可靠性，采用先进的软开关控制的开关电源拓扑可以有效降低损耗，提高电源效率和功率密度。

2)多模式输出技术

为使推力器适应不同工作任务和环境，推力器需要具备多模式输出功能，就NEXT推力器为例，采用多模式输出的屏栅电源，可以对推力器推力进行灵活精确的控制。

3)采用组合变换器结构

组合变换器可以在有效降低器件应力的前提下提高输出功率，减小输出端纹波，与单模块串联结构相比能够提高功率密度，提高卫星有效载荷。

4)提高电路耐压性能

屏栅电源输出电压不断提高，对电路在高压大功率下的工作性能提出更高要求，这体现在功率器件耐压性能方面以及高压大功率电源制作工艺方面。

随着屏栅电源指标及控制复杂度的提高，结合目前国内外倍受关注的数字电源，可以将数字电源应用到屏栅电源控制电路的设计乃至整个PPU的设计中。数字电源可以集成系统中很多功能，特别是电源管理功能，例如电源时序管理、电压/电流监控、温度监测、参数调整和修改等功能，以及用于灵活的系统级控制和实时的故障诊断反馈[6]。在对电源的控制方面，用模拟芯片可能实现难度较大或根本不能实现，而用数字芯片可以完全实现而不需要额外的芯片，这种高集成度可以提高产品的质量，提高产品化水平和性能的一致性[4]。

5 结束语

美、德、英、日等国已在屏栅电源研究方面取得显著进展，以NASA为代表，其屏栅电源经历了两次技术突破，NEXT推力器双全桥并联屏栅模块采用的软开关拓扑、多模式输出以及空间环境下的高压绝缘防护技术是这一领域最先进的成果，德国MULTI-RANGE的主次变换器配合工作的屏栅电源设计，也有与前者接近的技术指标，这些都为屏栅电源研究提供了很好的技术标杆。

我国的电推进技术已经进入以实践十三号卫星为代表的工程应用阶段，未来发展前景广阔，作为离子推力器PPU的核心技术，屏栅电源效率与功率密度是关键技术指标，其功率占PPU总输出功率的80%以上，针对大功率场合应用的屏栅电源，原有的拓扑损耗大、功率密度低，下一步研究工作应着眼于电路拓扑的创新，在可靠提升输出电压前提下采用全桥软开关拓扑、具备多模式输出功能、利用组合变换器结构提升功率密度等技术途径，满足我国未来大功率离子推力器对屏栅电源的迫切需求，同时优化中小功率离子推力器屏栅电源效率指标，为高效率小型化PPU提供技术基础。

References)

[1] 周志成，王敏，李烽，等．我国通信卫星电推进技术的工程应用[J].国际太空,2013(6):40-45

Zhou Zhicheng, Wang Min, Li Feng, et a1. Engineering application of electric propulsion technology in China’s telecommunication satellite[J]. Space International, 2013(6): 40-45 (in Chinese)

[2] 杭关荣, 洪鑫, 康小路. 国外空间推进技术现状和发展趋势[J]. 火箭推进, 2013, 39(5): 7-15

Hang Guanrong, Hong Xin, Kang Xiaolu. Current status and development trend of space propulsion technologies abroad[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2013, 39(5): 7-15 (in Chinese)

[3] 周志成, 高军. 全电推进GEO卫星平台发展研究[J]. 航天器工程, 2015, 24(2): 1-6

Zhou Zhicheng, Gao Jun. Development approach to all-electric propulsion GEO satellite platform[J]. Spacecraft Engineering, 2015, 24(2): 1-6 (in Chinese)

[4] 成钢, 王少宁. 离子推进系统电源研究[J]. 电子设计工程, 2012, 20(23): 141-146

Cheng Gang, Wang Shaoning. Study of a power for ion propulsion system[J]. Electronic Design Engineering, 2012, 20(23): 141-146 (in Chinese)

[5] 王少宁, 王卫国. 适用于30cm离子推力器的5kW电源处理单元设计[J]. 航天器工程, 2011, 20(5) : 74-79

Wang Shaoning, Wang Weiguo. Design of a 5kW modular power processing unit for 30cm ion thruster[J]. Spacecraft Engineering, 22(5): 74-79 (in Chinese)

[6] 杨军, 周志成, 李峰, 等. BSS-702系列平台低成本设计分析及启示[J]. 航天器工程, 2016, 25(1): 141-147

Yang Jun, Zhou Zhicheng, Li Feng, et al. Analysis on low-cost design of BSS-702 serial platform and its instruction[J]. Spacecraft Engineering, 2016, 25(1): 141-147 (in Chinese)

[7] 李峰, 康庆, 邢杰, 等. 大功率电推进电源处理单元技术[J]. 北京航空航天大学学报，2016, 42(8): 1575-1583

Li Feng, Kang Qing, Xing Jie, et al. Technology for power processing unit used in high power electric propulsion[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2016, 42(8): 1575-1583 (in Chinese)

[8] Hamley J A, Cardwell G I, McDowell J, et al. The design and performance characteristics of the NSTAR PPU and DCIU, AIAA-98-3938[R]. International Electric Propulsion Conference, Washington D.C.: AIAA, 1998

[9] Brophy J, Marcucci M, Ganapathi, G, et al. The ion propulsion system for dawn, AIAA-2003-4542[R]. Washington D.C.: AIAA, 2003

[11] Patterson M J., Thruster development status for NEXT: NASA’s evolutionary xenon thruster, AIAA-2003-4862[R]. Washington D.C.: AIAA, 2003

[13] Todd P C, Martinell, R, Wiseman S,et al. Status of the NEXT 7 kW power processing unit, AIAA-2005-3868[C]// Joint Propulsion Conference. Washington D.C.: AIAA, 2005

[14] Patterson M J, Benson S W. NEXT ion propulsion system development status and performance, AIAA-2007-5199[C]// Joint Propulsion Conference. Washington D.C.: AIAA, 2007

[16] D M Goebel. Performance of XIPS electric propulsion in station keeping of the Boeing 702 spacecraft, AIAA-2002-5117[C]// 38th Joint Propulsion Conference. Washington D.C.: AIAA, 2002

[17] Matthias Gollor. Generic high voltage power supply with high efficiency for electrical propulsion[C]// 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Washington D.C.: AIAA, 2006

[18] Gollor M Boss. Generic high voltage power supply-next generation[C]// 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Washington D.C.: AIAA, 2006

[19] H Meusemann, M Winter. Electric propulsion in Germany: current program and prospective, IEPC-2005-130[C]// Proceedings of the 29th International Electric Propulsion Conference. Washington D.C.: AIAA, 2005

[20] M Gollor, K Breier. Compact high voltage power conditioners for field emission electric propulsion m(FEEP)[C]// Proceedings of Seventh European Space Power Conference. Washington D.C.: AIAA, 2005

[21] 韩全东, 洪鑫, 周海清. 空间推进技术需求与发展分析[J]. 火箭推进, 2012, 38(2): 9-15.

Han Quandong, Hong Xin, Zhou Haiqing. Analysis on requirement and development of space propulsion technology[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2012, 38(2): 9-15 (in Chinese)

[22] D M Goebel. Performance of XIPS electric propulsion in station keeping of the Boeing 702 spacecraft, AIAA-2002-5117[C]// 38th Joint Propulsion Conference. Washington D.C.: AIAA, 2002

Development and Expectation of Beam Supply Topology for High Power Ion Thruster

WU Tong ZHAI Hao WU Rong WANG Qigang WANG Shaoning

(Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou 730000，China)

This paper has a study of beam supply in ion thruster, in cluding the development status, trend and application status. The main analysis are about dual-full-bridge-parallel converter topology, combination topology consisting of resonant-full-bridge converter and push-pull converter, full-bridge capable of soft switch topology. The conclusion about the technique characte-ristics of each beam supply is given. Finally, combining with developing requirement of PPU beam supply in China, an expectation of beam supply about the new technology, new topology and new power magnitude is provided. The study could also provides a reference about the development of super high power PPU beam supply in the future.

electric propulsion; ion thruster; beam supply; high-voltage high-power

V439

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.04.016

2017-07-04；

2017-07-28

武桐，男，硕士研究生，研究方向为空间电子技术与航天器二次电源。Email：wutong1119@163.com。

(编辑：张小琳)