面向全电推进卫星的霍尔推进技术*

扈延林，毛 威，李 栋，魏立秋，魏延明

(1.北京控制工程研究所，北京100190;2.哈尔滨工业大学，哈尔滨150001)

面向全电推进卫星的霍尔推进技术*

扈延林1，毛 威1，李 栋1，魏立秋2，魏延明1

(1.北京控制工程研究所，北京100190;2.哈尔滨工业大学，哈尔滨150001)

不同空间任务和约束条件对霍尔推力器提出了多模式工作的需求，通过对全电推进卫星对推进器的需求分析，论述霍尔推力器多模式工作涉及的关键技术.分析表明，高比冲模式下工质充分电离、推力器热负荷、羽流聚焦是技术瓶颈问题，多模式宽范围工作的阴极设计技术、多环/成组技术是霍尔推力器发展的重要研究方向，多模式霍尔推力器未来的发展需要在模式连续可调、大总冲和高比冲方向取得技术性突破.

全电推进;霍尔推力器;高比冲;多模式

0 引言

电推进技术具有高比冲优势，成为世界各国降低航天器总质量、提高平台有效载荷、延长在轨寿命的最有效手段之一，是否采用电推进系统已经成为衡量航天器先进性的重要指标之一.

截止2012年以前，电推力器在卫星平台都是应用在南北位保，直到一次空间任务中AEHF军用卫星轨道转移化学推进装置失效，采用多模式霍尔推力器BPT4000成功将卫星从LEO轨道转移到GEO轨道，成功地挽救了价值20多亿美元的卫星.这件事情给电推进在空间的任务赋予了新的使命:可执行轨道提升等多种任务.2015年波音公司(Boeing)推出全球首款全电推进卫星平台BSS-702SP，拉开了全电推进卫星研制的序幕.

依托霍尔推力器实现卫星轨道转移及南北位保，实现一箭双星甚至是一箭多星全电推进卫星平台是未来空间动力发展的重要方向之一.

不同空间任务和约束条件对全电推进卫星平台用霍尔推力器提出了多模式工作的需求，本文通过对全电推进卫星对推进器的需求分析，论述霍尔推力器多模式工作涉及的关键技术，并讨论多模式霍尔推力器的发展方向.

1 全电推进卫星对电推力器的需求分析

全电推进卫星对电推进器的需求，由不同任务需求、不同工作段决定，从国外各种卫星平台的应用需求分析来看，目前空间平台对推力器的输入约束条件主要是不同任务阶段的供给功率以及推力需求.以通讯卫星为例，平台一般具有较大的总功率，转轨阶段总功率可以全部用于推进，此时推力需求也比较大;入轨后载荷用电，供给电推进的功率降低，同时位保的推力需求也较小;两个阶段的推力需求/功率供给比例，决定了不同模式下比冲的数值;霍尔推力器的推力功率比为:

式中，T为推力，P为功率，η为效率，g为重力加速度，Isp为比冲.

由此可根据平台不同任务阶段的推力需求和可提供的最大功率确定推力器的比冲，对于强调轨道转移时间短的任务，需要推力器工作于大推力低比冲的模式;对于节省推进剂重量提高有效载荷为主的任务，需要推力器工作于高比冲的模式.空间平台不同阶段的任务需求和功率约束，形成的不同任务推力比冲的多元化需求是多模式霍尔推力器工作模式多元化设计的内在驱动力.

目前，国外进行全电推卫星平台的研究的单位主要有美国的波音、劳拉空间系统、洛克希德-马丁，俄罗斯的卫星通讯公司RSCC和欧洲的OHB公司、泰雷兹-阿莱尼亚.波音公司的702SP平台本体尺寸1.8 m×1.9 m×3.5 m，发射质量不超过2 000 kg，氙气加注量400 kg，有效载荷500 kg，卫星寿命15年，变轨阶段可提供功率为9 kW，变轨时间4～6个月，位置保持阶段可提供功率为3kW.OHB公司的Electra平台，发射质量2～3 t，包含700 kg有效载荷，寿命末期仍能提供8 kW，轨道提升阶段可提供9.6 kW功率，位置保持阶段可提供最大功率为3.2 kW.洛克希德·马丁公司的A2100平台已采用5 kW级BPT4000多模式霍尔推力器执行部分轨道提升任务和位保任务.美国劳拉空间系统公司LS-1300平台计划用多模式SPT-140霍尔推力器取代原有SPT-100霍尔推力器，执行部分轨道提升和在轨位保任务.

多模式霍尔推力器主要以俄罗斯的SPT-140、美国的BPT-4000和欧空局PPS-X000为主要代表.Fakel研制的SPT-140霍尔推力器，在放电电压在250～450 V变化的时候，其功率变化范围为2～6.75 kW，推力为134～350 mN，比冲能达到1 700～2 410 s，效率基本维持在55%.美国的BPT-4000霍尔推力器在放电电压为 300～400 V，功率 3～4.5 kW，推力153～268 mN，比冲1 673～1 768 s.2005年完成了BPT-4000的性能演示实验.并且推力器在1～4.5 kW的工作范围下工作了10 400小时.对推力器的腐蚀轮廓进行测量表明，推力器工作5 600小时后腐蚀速率变得很低.为了进一步评估BPT-4000在高比冲情况下的工作性能，NASA对BPT-4000在500～800 V放电电压下进行了2.5～5.5 kW的放电实验.结果表明，在这种情况下推力范围为135～288 mN，比冲为1 980～2 720 s，效率为50%～59%.此外，结果表明，在高电压放电情况下，离子的束流聚焦更难控制、多模式工作时，各工作点的协调匹配设计难度加大.针对未来3～10 kW的在轨同步平台任务需求，欧空局专门研制了PPSX000样机，并重点研究了其多模式的工作特性.在霍尔推力器的放电稳定性、热负荷和PPU极限功率等几项指标的综合限制下，PPS-X000能在4 kW功率量级上实现2 500 s左右的高比冲，放电电压约700 V，可用于在轨平台的位置保持.而在6 kW条件下最大可实现超过350 mN的推力，可以执行卫星平台的轨道转移任务.

从上述分析可以看出，各种卫星平台的功率输入、任务需求和约束条件不同，对推进系统的推力、比冲的需求也会因此不同，国际主流的多模式霍尔推力器的研究也针对性的给出了可提供的推力比冲范围.对转轨时间要求严格的任务下，一般功率推力比相对较低，推力器工作于大推力300 mN低比冲约1 600 s模式，而对有效载荷要求比较高的任务中，推力器功率推力比相对较高，一般推力约为200 mN，比冲＞2 500 s.由此可以看出，各种空间任务的任务需求和约束条件，对推力器的工作模式需求也是多种多样.

2 多模式霍尔推力器及其关键技术分析

2.1 多模式霍尔推力器工质充分电离问题

根据式(1)可确定推力器的设计比冲，霍尔推力器的比冲主要由放电电压决定，进而可以得到对应大功率工作模式和小功率工作模式推力器的工作电压，小功率工作模式的工作电压相对大功率模式而言有3种情况:降低/不变/提高，其设计难度依次提高，即在多模式霍尔推力器小功率工况实现高电压设计难度更大.

根据霍尔推力器中能量平衡与损失体系可知，要保证推力器有好的整体性能，就必须保证高的工质利用率和电压利用率，即工质要充分电离，而且离子能获得较大份额的加速电压，在霍尔推力器中可用中性气体的连续性方程可用来描述中性气体的电离过程，如式(2)所示:

式中，nn为中性原子密度，Vn为中性原子速度，β为电离系数，ne为电子密度.

SPT(stationary plasma thruster)的创始人Morozov等［1］推导出了保证工质充分电离的相似准则数S

式中，e为电子电荷，M为工质气体原子质量，Ud为放电电压，β为电离系数，L为通道长度，A为通道截面积，˙m为工质流量.

根据Bugrova-Maslennikov-Morozov判据，S满足

可以得到在一定放电条件下，保证工质充分电离的质量流量范围

这说明在推力器多模式工作时，为实现大功率和小功率等多种工况的协调设计，必然导致在小功率情况下，通道内中性气体密度低，通道内电子平均自由程变大，碰撞频率降低，进一步降低了通道内电子密度，使得工质利用率降低大幅降低.

尽管低功率下为了获得更到的比冲，放电电压相对比较高，提高放电电压能够提高电离系数β，增加通道内的工质电离率.但研究表明通道内最高电子温度在一定的高电压区间内达到饱和，亦即在一定的高电压区间内，最高电子温度不随放电电压的增加而增加.美国PPPL［1-3］对通道内参数在改变电压进行了实验研究以及理论分析给出了“电子温度饱和”现象，如图1所示，从图中可以看出在该临界电压之前，最大电子温度随放电电压的增加而增加，当超过该临界电压之后，最大电子温度不再显著增长，甚至有所下降，此即为“饱和”现象.因此多模式霍尔推力器在小功率工作情况下，中性气体的充分电离将成为制约推力器性能提升的瓶颈问题.

图1 最大电子温度与放电电压变化关系Fig.1 The relationship between the maximum electron temperature and discharge voltage

2.2 多模式工作热负荷问题

霍尔推力器作为一种典型的将电能转化为工质的动能的能量转换装置，效率通常在50%～60%范围内，这说明推力器输入功率中的四成以上将通过发热，发光，电离激发等过程耗散掉，其中热耗散是最主要过程.对于定工况运行的霍尔推力器，由于热负荷特性单一，可有针对性的采用较大裕度的热设计.而多模式大功率霍尔推力器的热负荷问题，主要矛盾在于需要考虑不同模式工作条件下热负荷及高效放电问题.Mazouffre对PPX000-ML多模式霍尔推力器的测量结果显示如图2～4所示，推力器壁面温度、阳极温度随着功率上升而上升，推力器输入功率从约2kW提高到约4.5 kW，壁面的热流密度增加4～8倍［5-6］.

阳极主要用于复合等离子体中的电子形成放电回路，电子的剩余能量会在较小的阳极面积上形成大量的热沉积，导致阳极产生局部的高温.阳极产热主要与电子电流的大小及电子温度成正比.多模式霍尔推力器大流量或是高电压的工作模式均会造成阳极接收的电子电流增大以及电子温度的升高，使得阳极的产热大幅上升.如果阳极热量得不到及时的疏导，将导致阳极局部温度过高，使得阳极部件局部过热，最终导致推力器无法工作.

图2 壁面温度与输入功率的关系Fig.2 The relationship between wall temperature and the input power

图3 壁面/阳极温度随流量和功率的变化Fig.3 Wall/anode temperature varies with power and flow

图4 壁面热流与输入功率的关系Fig.4 The relationship between wall heat flux and the input power

2.3 多模式霍尔推力器高比冲设计问题

随着近年来长寿命卫星平台和深空探测等项目的开展，在现有的基础上进一步提高比冲，成为了霍尔推力器发展的重要趋势.多模式霍尔推力器设计也提出了在不同模式下尽可能提供更高的比冲的需求，在众多提高比冲的方法中，提高放电电压被大量实验证明是有效的方法之一［7-10］.

高比冲模式推力器设计中，不可避免地遇到高比冲推力器羽流发散角过大的问题.美国PPPL实验在不同电压下通道中心线上电子温度的分布如图5所示，从测量结果中可以看出，电压提高使得最大电子温度值向通道出口移动，甚至移动到羽流区，造成了额外电压损失，降低了电压利用率，使得通道内电离分布总体向出口移动.如图6所示，使得要实现磁聚焦需要出口磁场具有更大的曲率，电离分布与磁场位型的匹配难度加大［1］.

图5 轴向电子温度分布与放电电压之间的关系Fig.5 The relationship between the axial electron temperature distribution and the discharge

图6 不同放电电压下电离数密度沿轴向分布Fig.6 The relationship between the axial ionization distribution and the discharge

高电压工作模式另外的一个关键技术问题就是通道壁面的溅射问题，表面束缚能U0决定了材料产生溅射的离子能量阈值Eth，在低能离子轰击条件下，材料的表面束缚能对溅射系数具有决定性影响.Garrigues曾指出在低能Xe+离子溅射轰击下，BN陶瓷材料的Eth对溅射系数具有重要影响，并对Eth取值不同情况下的器壁侵蚀过程进行了分析［12］.通常情况下，单原子材料的U0接近于实验测得的升华能Us［1，13-15］.高电压模式下高能离子轰击陶瓷壁面，使壁面腐蚀率大幅增加，是高电压霍尔推力器设计的一个技术难点.

2.4 多模式阴极设计问题

全电推进对推力器的多模式工作要求，给空心阴极提出了宽范围自持工作、引出电流大范围调整的工作需求.

在低功率工作模式，空心阴极的引出电流在几安培，而在大功率模式空心阴极的引出电流接近十安培甚至更高，传统结构和工作方式的空心阴极在如此宽范围内变电流时，需要解决若干关键技术问题.其一，空心阴极变电流工作时发射体上的加热功率会发生大幅变化，这种改变将引起空心阴极或者熄火不能自持，或者寿命大幅缩减.研究结果显示钡钨发射体空心阴极引出电流每增加一倍，发射体温度将变化150℃，会引起蒸发率迅速增大(钡钨发射体温度每升高20℃，材料蒸发速率增加一倍)，导致阴极寿命迅速下降.第二，空心阴极工作时需要供给一定流量的气体，以保证其内部的等离子体放电，但这部分气体由于不能产生推力，会导致整个推进装置的输出比冲的下降.传统空心阴极供气流量一般为总供气量的7%～10%.以7 A的工作电流为例，阴极的供气流量为5～7 ml/min.对于推力器低功率模式，阳极供气流量只有约40～50 ml/min，这样阴极耗气将会拉低比冲约10%～14%.可见，传统空心阴极在宽范围变电流输出时，自持困难、发射体损耗增大，以及对推力器比冲影响增大等将成为制约多模式推力器发展的关键技术问题.

2.5 多模式推力器多环/成组设计

多模式霍尔发展中不可避免遇到大功率模式和小功率模式设计上的矛盾，国外很多研究机构也尝试通过多模式霍尔推力器成组和多环的设计扩展霍尔推力器的工作域.如利用技术成熟度较高的1 kW量级推力器四台组成推力器组，如图7所示，在转轨阶段四台同时工作，在位保阶段单台交替工作，或利用大功率霍尔推力器内部非流通部分的体积形成多环霍尔推力器，在不同的任务阶段推力器不同环工作提供不同的推力.

图7 推力器成组工作设计Fig.7 The design of thrusters group work

多环霍尔推力器的设计思想由美国密西根大学和NASA提出，如图8所示.在多环霍尔推力器中，放电通道由多个同轴的圆环组成，空心阴极位于中轴线上.通过这种设计方式，最大限度地减小了霍尔推力器的通流面积，减小了大功率推力器的体积和重量，提高了推力密度.

图8 多环霍尔推力器原理图和放电羽流图Fig.8 The diagram of polycyclic Hall thruster schematics and discharge plume

多环结构的霍尔推力器能够大幅度地减小推力器重量和尺寸，同时增加功率密度.多环霍尔推力器可以提供一个大范围的运行功率.NASA的100 kW级大功率多环结构霍尔推力器X3的工作功率范围为1～200 kW之间，比冲为4 600 s时其推力可以达到15 N.

多模式霍尔推力器成组设计能有有效的借鉴现有成熟的推力器设计方法和设计理论，多台推力器间可实现冗余备份并提高推进系统的总体使用寿命，但成组设计同样也存在相同功率等级下，比功率和尺寸远大于多环结构霍尔推力器的问题.以200 kW为 例，成 组 设 计 的 比 功 率 估 计 为1.3 kg/kW，而多环推力器为0.5 kg/kW.

3 结论与发展展望

多模式霍尔推力器的发展取决于飞行器的多任务需求.深空探测的长寿命长距离飞行、空间站等大型空间平台长时间大阻力补偿、近地小行星探测、主带小行星探测、木星火星探测的应用需求以及不同任务的约束条件限制，决定了多模式霍尔推力器的应用发展方向.以此需求为牵引，多模式霍尔推力器未来的研究可在以下几个方向展开:

(1)高总冲，模式连续可调

对于深空探测器长距离、长时间、多目标、多任务运行而言，在航天器不同任务阶段不同寿命期内，平台能提供的给电推进的输入功率和所需的推力显著不同，为提高平台的机动性和适应能力，模式连续可调的宽范围工作霍尔推力器将成为技术发展的重要方向之一.

(2)高比冲

目前卫星平台的发展趋势来看，平台总功率的提升速度大于平台质量的提升速度，这就意味着平台未来对比冲的需求增长将大于对推力的需求，同时受长寿命卫星平台及深空探测等背景需求的技术牵引，高比冲成为霍尔推力器发展的重要趋势之一，

(3)变工质

传统霍尔推力器一般采用氙气作为工质，氙是惰性气体中原子量最大的气体，这使相同加速电压条件下离子的喷出速度明显偏低，这对高比冲要求无疑是个缺点.实现霍尔推力器高比冲通常采用提高放电电压或者轻工质的方法，但高电压法对比冲的提高有限，很难在量级上有突破，同时也会大大增加电源的设计难度，降低整星的可靠性.而采用轻工质如Kr，不但可以很容易地提高比冲，还能有效增加其推力，发展比冲大于3 000 s的Kr工质多模式霍尔推力器将成为未来的重要发展方向之一.

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The Hall Propulsion Technology Oriented All-Electric-Propulsion Satellites

HU Yanlin1，MAO Wei1，LI Dong1，WEI Liqiu2，WEI Yanming1
(1.Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100190，China; 2.Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China)

The development of all-electric propulsion platform，the need of different space missions and space constraints make it necessary to develop the multi-mode operation Hall Thruster.Based on the demand analysis of all-electric propulsion platform for propeller，we discuss the key technologies.It shows that the bottleneck problems are sufficient ionization of working medium，thermal load of thruster and plum focalization under the high specific mode.The development directions of the multi-mode operation Hall thruster are cathode design technology in wide scope of work condition and nest technology.These need the technical breakthrough about development of the multi-mode Hall thruster in continuous adjustment of work mode，high specific impulse and large total specific impulse.

all electric propulsion;Hall thruster;high specific impulse;multi-mode

V439

A

1674-1579(2017)01-0073-06

10.3969/j.issn.1674-1579.2017.01.012

扈延林(1985—)，男，工程师，研究方向为航天电推进技术;毛 威(1981—)，男，高级工程师，研究方向为航天电推进技术;李 栋(1980—)，女，高级工程师，研究方向为航天推进技术;魏立秋(1980—)，男，副教授，研究方向为航天推进及电源技术;魏延明(1965—)，男，研究员，研究方向为航天推进技术.

*总装预研基金资助项目(9140A20050315HT05001).

2015-12-14