基于核电的大功率霍尔电推进系统设计及分析

刘 佳，康小录，张 岩，杭观荣

(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)

在现阶段的空间推进领域化学推进占据绝对主导的地位，可完成目前几乎所用的空间任务。随着空间推进技术的发展，电推进逐步应用到低高轨卫星、深空探测等多个领域，已成为空间推进重要组成部分。电推进的优势是比冲高，可达数千上万秒，是化学推进的数倍甚至十几倍，主要用于执行在轨位保、轨道转移等任务，可极大减少推进剂的消耗量，提高飞行器的有效载荷比，有效弥补化学推进有效载荷空间运输能力不足的问题。

目前电推进的能量主要来源于太阳能，随着电推进技术的发展，太阳能电推进的不足逐渐显现，主要体现在：有限的电功率、有限的探测距离、相对较小的推力等。太阳能的能量密度较低，导致电池阵面积过大，产生1 MW电功率的电池阵面积近似半个足球场大小，太阳能的最大电功率被限制在100 kW左右；太阳能电功率与太阳距离的平方呈反比，太阳能电推进探测范围被限制在0.4～5 AU，只能用于执行木星以内航天器的相关空间任务；电推进的推力由电功率决定，太阳能电推进的最大推力不超过10 N。综上，太阳能电推进并不适用于大规模、远距离的空间任务。

空间核电源是目前人类可利用的能量密度最高的空间推进能源，可有效解决太阳能电功率不足的问题。空间核反应堆功率最大可到数百甚至上千MW，电功率也可到MW量级，适用于未来大规模、远距离、大速度增量的空间任务，如载人火星探测、地-月间大型货物运输、深远空间探测等任务。

空间核电源主要包括放射性同位素电池(RTG)、空间核裂变堆等，前者功率较低，通常不超过kW；后者功率可到MW以上，本文研究的核电推进是建立在空间核裂变堆基础上的。相比化学推进，核电推进的优势在于比冲高(1 000～10 000 s)；相比太阳能电推进，核电推进的最大推力可增加1个数量级以上[1-2]。

核电系统主要由核反应堆、热电转换系统、电源管理系统以及大功率电推进系统等组成[1，3]。核反应堆(主要由堆芯、控制系统及屏蔽系统等组成)利用核(裂变)反应释放大量的能量，最常用的核燃料为239Pu和235U。热电转换系统是将核反应堆产生的热能转换成电能，转换方式主要有热离子等静态方式、布雷顿循环和斯特林循环等动态方式等。电源管理系统主要对电能进行分配管理，将电能合理分配给电推进系统和其他有效载荷。大功率电推进系统是最终推力的产生系统，利用电能将工质电离、加速喷出，产生推力。

本文以大型火星探测任务为背景，开展基于核电的大功率电推进技术分析，简单介绍不同类型大功率电推进的技术特点，并针对1 MW电推进系统进行技术选型；基于选型结果，开展1 MW霍尔电推进系统的方案设计，并开展大型火星探测任务轨道转移阶段的任务分析。

1 大功率电推进技术选型

电推进技术种类较多，主要分为电热式、静电式和电磁式3大类，电热式又分为电阻加热式、电弧加热式等推进，静电式又分为霍尔推进和离子推进等，电磁式又分为磁等离子体动力推进(MPDT)、可变比冲磁等离子体推进(VASIMR)等。目前，霍尔推进和离子推进是技术最为成熟、空间应用最广的两种电推进技术，据不完全统计，配置霍尔推进的航天器达100多颗，进入空间的霍尔推力器数量在540台以上，远超其他电推力器数量。

基于空间核电的电推进技术最大的特点是功率高，就目前技术水平看，适合空间核电的大功率电推进技术主要有霍尔推进、离子推进、MPDT和VASIMR等。表1总结概括了4种大功率电推进技术的技术特点。霍尔推进结构较简单，可靠性高，空间应用成功率为100%；推力功率比大，在相同的功率下可达到较大的推力；技术成熟度高，最大功率可达200 kW。离子推进结构较复杂，推力较小，但比冲高，技术成熟度高，最大功率在50 kW以内。MPDT和VASIMR相比霍尔和离子推进最大优势在于最大功率可到MW量级，但这两种推进技术的成熟度较低，尚未实现空间应用，技术难度大，技术风险较高。

表1 大功率电推进的技术特点Table 1 Technical characteristics of high-power electric propulsion

配套空间核电的MW级电推进系统可采用的方案主要有两种：方案1，由多台电推力器组成推力器簇系统；方案2，由单台MW级电推力器组成电推进系统。表2列出了目前国际上典型电推力器的性能。可看出，霍尔推进的推力功率比最大，效率低于离子推进，但高于MPDT和VASIMR；离子推进的比冲和效率最高，但最大功率偏低，1 MW电推进系统需配置29台离子推力器，导致系统构成繁琐；MPDT和VASIMR单台推力器功率可达MW量级，但目前研究仍以百kW功率为主。综合上述分析，考虑功率限制、系统复杂程度、技术成熟度等诸多因素，确定由5台200 kW霍尔推力器组成的1 MW电推进系统的设计方案。

表2 国际上典型电推力器性能分析Table 2 Performance of internationally representative electric thruster

2 大功率电推进技术现状

国外开展大功率电推进技术研究的国家和地区主要有美国、俄罗斯和欧洲等，美国在其“空间推进路线图”中明确提出发展50 kW、100 kW霍尔推进，用于完成低地球轨道(LEO)、火星轨道等大型货物运输任务。为此，美国提出诸如普罗米修斯等多个大型项目支持大功率电推进技术的研究，到目前已研制NASA-300M、NASA-400M以及NASA-457M等多款几十kW量级推力器[4]。在此基础上，NASA完成了NASA-1000M的150 kW单通道霍尔推力器设计，推力器直径可达1 m，但尚未开展样机研制[5]。此外，NASA还研制了100 kW级的嵌套式霍尔推力器，最大功率240 kW，2017年完成了102 kW下的点火试验，最大推力5.4 N，最高比冲2 650 s，效率67%[6]。俄罗斯(苏联)也非常重视大功率霍尔电推进技术研究，TsNIIMASH研制了D-160、D-200以及VHITAL-160等多款样机[2，7]，其中，D-160最大功率140 kW，比冲最高8 000 s；VHITAL-160推力器在36 kW下，比冲可到7 667 s，推力618 mN，效率63%。

在大功率离子推进方面，俄罗斯Keldysh研制了IT-500离子推力器，功率35 kW，最高比冲7 000 s，最大推力750 mN，效率75%以上，已完成300 h磨损试验[8]；美国JPL研制的NEXIS离子推力器，初测性能为功率13～28 kW，比冲6 000～8 500 s，推力0.4～0.53 N，效率75%～83%[9]。此外，美国GRC研制的HIPEP离子推力器，采用矩形放电室设计，最大功率可到40 kW。

在MPDT方面，美国和俄罗斯(苏联)从20世纪50年代就开展研究，功率涵盖2 kW～4 MW，美国NASA研制了MW级MPDT，最大功率4 MW，推力50 N，比冲6 500 s，效率35%[10]；俄罗斯MAI研制的200 kW推力器，功率185 kW，比冲4 240 s，效率50%[10]。近年来，德国、日本、意大利等仍在持续开展MPDT研究，德国斯图加特大学研制的ZT-3推力器在350 kW功率下推力为25 N，效率为10%；意大利Alta公司研制的100 kW的MPDT，推力为2.5 N，比冲为2 500 s[11]。

在VASIMR方面，美国Ad Astra公司从20世纪80年代开始VASIMR研究，经历了VX-10、VX-50、VX-100等多个研究阶段，最终定位于200 kW功率等级的推力器研制，经过多轮优化设计研制了VX-200SS推进系统，功率200 kW，最大推力5.7 N，最高比冲4 880 s，效率72%，设计寿命在10 000 h以上。2017年取得50 kW下稳定工作1 min、100 kW下工作10 s的成果[12-13]。

国内开展大功率电推进技术研究的单位主要有上海空间推进研究所、北京工程控制研究所、西安航天动力研究所等。上海空间推进研究所在大功率霍尔推进研究方面走在国内前列，北京工程控制研究所完成了100 kW MPDT试验样机研制，西安航天动力研究所研制的VASIMR实现了30 kW的点火。国内大功率电推进技术研究起步较晚，在功率等级、技术成熟度等方面与国外存在较大差距。

3 1 MW霍尔电推进系统方案

3.1 空间核反应堆与电推进系统接口设计

图1为空间核电推进系统组成示意图。可看出，空间核电推进系统首先将核反应产生的热能转化为电能，再将部分电能提供给电推进系统；母线提供的功率、电压的大小和品质直接决定电推进系统可达到的性能水平及工作稳定性。

针对未来大型火星探测等空间任务的动力需求，电推进系统必须具备大推力、高比冲等特点，这就要求空间核反应堆具备大功率、高电压的输出能力；考虑到电推进系统工作稳定性及可靠性要求，核反应堆输出电压波动不能过大，具体如下：1) 空间核反应堆的热功率≥3.5 MW，电功率≥1.0 MW；2) 输出电压在4 000～7 000 V范围内，且波动不超过3%；3) 具备抗启动浪涌的能力(启动电流约为工作电流的2～10倍)。

图1 空间核电系统组成示意图Fig.1 Diagram of space nuclear power system

3.2 方案设计

以未来大型火星探测任务为应用背景，航天器配置空间核电推进系统，电推进系统功率为1 MW，开展大功率电推进系统方案设计。1 MW核电推进系统采用5台霍尔推力器组成的推力器簇方案，单台霍尔推力器功率为200 kW。

单台霍尔推力器基本性能：功率200 kW，推力5～10 N，比冲3 000～5 000 s，效率≥70%；电推进系统总功率为1 MW，系统推力可达25～50 N。

图2 霍尔电推进系统构成示意图Fig.2 Diagram of Hall electric propulsion system

图2示出了霍尔电推进系统构成示意图。霍尔电推进系统主要包括3大单元(电源处理单元、推进剂贮供单元、大功率霍尔推力器单元)和6大模块(霍尔推力器、功率处理单元模块、滤波模块、气瓶、压力调节模块、流量调节模块)。电源处理单元为电推力器提供电能，由功率处理单元模块和滤波模块构成；推进剂贮供单元为电推力器提供工质，由气瓶、压力调节模块、流量调节模块构成；大功率霍尔推力器单元由霍尔推力器模块构成，是推力的直接产生机构。

整个电推进系统由5台200 kW霍尔推力器(配置5台滤波模块)、2套500 kW功率处理单元、1套压力调节模块、1套流量调节模块以及气瓶构成。

图3示出了霍尔电推进系统气路方案设计。气瓶大小由推进剂的携带量决定，推进剂携带量则由具体任务决定；气瓶的个数需考虑航天器的布局等因素。压力调节模块采用高压比例阀方案，结构简单，双冗余备份设计，可提高系统可靠性。流量调节模块主要由限流器构成，共10路，每台电推力器2路，分别为阴极和阳极供气。

图3 霍尔电推进系统气路方案设计Fig.3 Design scheme of gas circuit in Hall electric propulsion system

3.3 电推进系统的质量预估

依据系统设计方案，预估电推进系统质量。霍尔电推进系统主要由6大模块组成，随着功率的增大，电推力器、功率处理单元、气瓶(以推进剂消耗增加为基础)等的质量会明显增加；其余模块的质量变化不大，甚至会随着技术发展而减轻。

霍尔推力器的质量mT满足如下标度关系[14]：

mT=1.869 2P+0.712 1

式中，P为推力器功率，kW。单台200 kW霍尔推力器质量理论值为375 kg，5台推力器的总质量为1 875 kg。

图4为现有霍尔推力器的实测质量与理论预估质量随推力器功率的变化。可看出，在中小功率下实测质量与预估质量基本相同，但在大功率(≥10 kW)下理论预估质量大于实测质量，且随着功率的增大，差异更为明显。此外，根据大功率霍尔推进技术发展态势，100 kW以上霍尔推力器采用多通道嵌套式设计，相比单通道结构设计，质量比会显著增加。美国研制的X3霍尔推力器质量只有230 kg[6]。因此，预估的200 kW霍尔推力器的实际质量应小于375 kg。

图4 电推力器质量随推力器功率的变化Fig.4 Mass of electric thruster versus thruster power

霍尔电推进系统功率处理单元(PPU)的质量mPPU满足下式[14]：

mPPU=1.741 9P+4.654

由上式可获得500 kW PPU的质量为876 kg，2台PPU的总质量为1 752 kg。随着电推进系统功率的增大，功率处理单元模块所占的比重和研制成本显著提高。为降低成本、减轻质量，国内外研究人员一直在开展通过母线电源直接供电技术研究。采用母线直接供电方案的功率处理单元的质量满足下式[14]：

500 kW直接供电PPU的质量为177 kg，2台PPU的总质量为354 kg，较常规方案的PPU节省1 398 kg。

表3为霍尔电推进系统配置及预估质量，系统总干重为2 679 kg。其中，PPU采用母线直接供电设计方案；气瓶质量由推进剂质量决定，推进剂质量根据具体任务计算获得；气瓶数量须考虑探测器布局、制造工艺等诸多因素，本文按照1个气瓶进行质量预估。

表3 霍尔电推进系统配置及质量预估Table 3 Configuration and estimated mass of Hall electric propulsion system

3.4 任务分析

以大型火星探测任务为背景，开展简单的任务分析。1 MW霍尔电推进系统主要用于完成LEO-火星轨道间的轨道转移任务，速度增量取4.3 km/s。

假设探测器干重30 t(霍尔推进系统干重≤3 t)，霍尔推进系统的比冲3 000～5 000 s，推力25～50 N，轨道转移阶段共消耗推进剂2.8～4.7 t。相比之下，化学推进(按310～460 s比冲计算)消耗推进剂48～94 t。图5为推进剂消耗量随比冲的变化情况。可看出，随着比冲的增加，航天器的推进剂消耗量逐渐减小，比冲超过3 000 s后，推进剂消耗量减小的幅度变慢；通过比较可知，霍尔核电推进消耗的推进剂只有化学推进的3%～10%，考虑电推进系统干重，核电推进有效载荷空间运输能力至少提升85%。

大功率霍尔电推进具有多模式工作的特点，可根据任务需求调整推力、比冲等基本性能，达到最佳任务效果。对于电推力器，比冲高，推进剂消耗量小；推力大，工作时间就短；当推力器功率和效率确定后，推力器的推力与比冲呈反比关系。因此，针对特定任务需求，首先应确定合适的工作模式，此外还要考虑任务周期、发射成本、系统安全可靠性等综合因素。

图5 推进剂消耗量随比冲的变化Fig.5 Propellant consumption versus specific impulse

霍尔推进在3种模式下的推进剂消耗量和累计工作时间列于表4。可看出，模式1(大推力模式)工况下推力最大，累计工作时间最短，只需165 d，但由于比冲最小，推进剂消耗量最大；模式2(额定模式)工况下综合性能最优，推进剂消耗3.89 t，累计工作时间203 d；模式3(高比冲模式)工况下比冲最高，推进剂消耗量最少，但推力最小，累计工作时间最长。在探测器系统干重确定的条件下，推进剂消耗量(携带量)越多，发射质量越大，发射成本越高；推力器工作时间越长，其可靠性要求就越高。可看出，模式2在推进剂消耗量和累计工作时间方面具有综合优势，是LEO-火星轨道转移任务的最佳工作模式。

表4 霍尔推进不同模式下推进剂消耗量和累计工作时间Table 4 Propellant consumption and single operating time in multiple schemas of Hall thruster

4 结论

核电推进技术是未来空间推进技术发展的重要方向，由多台霍尔推力器组成推力器簇方案是核电推进的首选方案，尤其在百kW功率量级，大功率霍尔电推进具有结构简单、推力功率比高、成熟度高等综合技术优势。以大型火星探测任务为背景，探测器干重30 t，开展了基于核电推进的1 MW大功率霍尔电推进系统的方案设计，系统配置5台200 kW霍尔推力器，推进系统干重2.7 t，完成了LEO到火星轨道转移，确定了最佳工作模式，消耗推进剂3.89 t，累计工作时间203 d，推进剂消耗量远低于化学推进，空间有效载荷运输能力显著提升。