空間電推進技術及應用新進展

張天平，張雪兒

(1.蘭州空間技術物理研究所，甘肅 蘭州730000;2.北京航空航天大學宇航學院，北京100191)

1 引言

自1902年俄羅斯的齊奧爾科夫斯基和1906年美國的哥達德博士分別提出電推進概念以來，電推進技術發展已經走過了一個多世紀的歷程［1－2］，大致分四個階段:1902年～1964年為概念提出和原理探索階段，美國、英國、德國分別研制出離子電推進樣機，俄羅斯研制了霍爾電推進樣機;1964年～1980年為地面和飛行試驗階段，美國完成汞離子電推進飛行試驗，俄羅斯完成SPT霍爾電推進飛行試驗;1980年～2000年為航天器開始應用階段，俄羅斯的霍爾電推進和美國的離子型電推進相繼應用，日本、德國等其它國家的電推進也開始飛行試驗;2000年至今為電推進技術和應用快速發展階段［3－5］。在系統調研2000年以來國內外空間電推進應用和技術進展的基礎上，從電推進應用、新產品研制、新技術研究等方面對電推進技術新進展進行了系統介紹和簡要評述。

2 電推進應用情況介紹

2.1 GEO衛星位置保持

美國波音公司在BSS-601HP平臺衛星上繼續應用XIPS-13離子電推進系統完成南北位保任務，2000年以來成功發射了 Galaxy 4R、Galaxy 10R、PAS 9、DirecTV 4S、Astra 2C、PAS 10、AsiaSat 4、Galaxy 13、Measat、SES-7等10顆衛星，使得應用XIPS-13離子電推進系統的衛星總數達到18顆。

波音公司繼續在BSS-702平臺衛星上應用XIPS-25完成全部位置保持任務，2000年以來成功發射了Anik F1、PAS 1R、XM 1、XM 2、Galaxy 3C、Anik F2、XM 3 、Spaceway 1、Spaceway 2、XM 4 、WGS 1、Spaceway 3、DIRECTV 10、DIRECTV 11、DIRECTV 12、WGS 2、WGS 3、WGS 4、WGS 5 等19 顆衛星，使得應用 XIPS-25 離子電推進系統的衛星總數達到20顆。

美國空間系統牢拉公司在LS-1300平臺上應用SPT-100霍爾電推進系統完成南北位保任務，自2004年首發以來成功發射了 MBSat 1、Telstar 8、Thaicom 4 、NSS 12、XM 5、Telstar 11 N、Sirius FM5、QuetzSat 1、Sirius FM6、SES 5等10顆衛星。

歐洲阿斯特里姆公司在EUROSTAR-3000平臺上應用SPT-100和PPS-1350霍爾電推進系統完成南北位保任務，自2004 年首發以來成功發射了 Intelsat 10－02、Inmarsat 4－F1、Inmarsat 4-F2、Inmarsat 4-F3、Ka-Sat、YahSat 1A、YahSat 1B等7顆衛星。

歐洲泰麗斯－阿萊尼亞公司在SPACEBUS－4000C平臺上應用SPT-100霍爾電推進系統完成南北位保任務［19］，自2005 年首發以來成功發射了AMC 12、AMC 23、Giel 2、Eutelsat W2A、Eutelsat W7、Eutelsat W3B 等6顆衛星。

俄羅斯應用力學聯合體繼續在MSS-2500等平臺應用SPT-100系列霍爾電推進系統完成全部位保任務，自2000 年以來成功發射了 Express A2、SESAT、Express A3、Express A4(1R)、Express AM22、Express AM11、Express AM1、Express AM2、Express AM3、Express AM33、Express AM44 等11 顆衛星。

俄羅斯能源設計局在YAMAL-100平臺衛星上應用SPT-70霍爾電推進系統完成全部位保任務，2003年成功發射了Yamal-201和Yamal-202等2顆衛星。

美國洛馬公司在A2100M平臺上開始應用BPT－4000霍爾電推進完成南北位保任務，自2010年首發以來成功發射了AEHF-1、AEHF-2等2顆衛星，后續計劃中還有2顆衛星待發射，4顆衛星在研制。

歐洲最新ALPHABUS平臺確定采用Snecma公司的PPS-1350霍爾電推進系統完成南北位保任務，已經完成首發衛星電推進產品交付，計劃于2013年發射。2007年啟動的歐洲小型GEO平臺將采用SPT-100和HEMP-3050組合的電推進系統完成位置保持。中國DFH-3B試驗衛星將采用LIPS-200離子電推進系統完成15年南北位置保持任務，計劃2015年發射。

2.2 深空探測主推進

1998年10月美國發射的深空一號(DS-1)航天器應用單臺NSTAR-30離子電推進系統完成小行星探測的主推進任務，在歷時3年多的飛行任務中離子電推進系統累計工作16 265 h，開關機200多次，共消耗氙氣 73.4 kg，產生速度增量 4.3 km/s。

2003年5月日本發射的隼鳥號(Hayabusa)航天器應用4臺μ-10微波離子電推進系統完成S類近地小行星絲川(Itokawa)的采樣返回的主推進任務，2010年6月返回艙成功降落到澳大利亞并回收。在整個飛行任務中離子電推進系統累計工作39 637 h、消耗氙氣47 kg、產生速度增量2.2 km/s，單臺推力器最長工作時間達到14 830 h、1 805次開關。

2003年9月歐洲發射智慧一號(SMART-1)航天器應用單臺PPS-1350霍爾電推進系統完成月球探測主推進任務，2005年完成了月球探測使命最終墜落月球表面。在整個飛行任務中電推進累計工作近5 000 h，由于推進系統的良好性能，使得航天器繞月球探測工作時間從原計劃的6個月延長到了1.5年。

2007年9月美國發射的黎明號(Dawn)航天器應用3臺NSTAR-30離子電推進系統完成對主帶小行星中灶神星(Vesta)和谷神星(Ceres)科學探測的主推進任務，航天器于2011年7月實現Vesta的軌道捕獲，2012年9月完成為期1年的Vesta科學探測任務并離開，電推進累計工作25 000 h、消耗氙氣262 kg、產生速度增量7 km/s。目前航天器正在奔向Ceres的征途中，計劃2015年到達。

日本計劃于2014年發射的隼鳥二號(Hayabusa-2)航天器將繼續采用4臺μ-10微波離子電推進系統完成1999JU3小行星采樣返回的主推進任務，航天器計劃2017年到達1999JU3并采樣，2020年返回地球。ESA和JAXA聯合研制的水星探測貝布克倫布(Bepicolombo)航天器將應用4臺T6離子電推進系統把磁圈軌道器和星體軌道器送入水星軌道，航天器計劃2015年發射，2021年到達水星。電推進系統在整個任務中提供不少于5 km/s的速度增量，推力器累計工作20 000 h以上。

加利福尼亞理工學院分析驗證了用40 kW電推進完成近地小行星捕獲并轉移到繞月軌道的可行性［6］，計劃于2020年中期實施。ESA正在論證采用太陽能電推進和同位素核能電推進組合完成距離太陽200 AU進行太陽和星際探測的可行性［7］。NASA正在開始進行針對載人深空探測太陽電推進系統的飛行驗證計劃，電推進總功率30 kW，用1年時間完成從400 kmLEO到地月L2的軌道轉移，計劃2018年飛行［8］。中國正在論證應用LIPS-200+離子電推進系統完成近地小行星探測的技術方案。

2.3 GEO衛星軌道轉移

波音公司在BSS-702平臺衛星上已經實施了應用XIPS-25離子電推進系統完成最終GEO軌道圓化的部分軌道轉移任務，其中化學推進把衛星送入近地點約30 000 km、遠地點約42 000 km、傾角0°的中間橢圓軌道，電推進在1.5個月內完成GEO軌道，截止2011年5月已經應用16顆衛星。俄羅斯在2003年發射的YAMAL-201和YAMAL-202衛星上應用SPT-70電推進完成了部分軌道轉移。

在2001年7月發射的歐洲阿特米斯(ARTEMIS)衛星上，由于運載上面級故障衛星未能進入預定軌道，用電推進系統經過18個月軌道轉移最終到達同步軌道并定點，首次證明了電推進系統修復軌道錯誤的能力。在2010年8月發射的洛馬公司AEHF-1衛星上，發生了衛星雙組元化學推進故障，應用2臺BPT－4000推力器同時工作，在14個月內完成了幾乎全部的軌道轉移任務。基于AEHF-1的經驗，洛馬公司在AEHF-2衛星上直接實施了電推進系統完成大部分軌道轉移的應用策略。

2012年波音公司實現了BSS-702SP平臺4顆全電推進衛星的商業定貨，其中ABS-3A和SATMEX-7等2顆衛星計劃于2014年發射，該衛星采用XIPS-25離子電推進系統完成全部軌道轉移和位置保持等任務，幾乎完全取消了化學推進系統。目前歐洲、俄羅斯等都已經開始全電推進衛星的研制計劃［9－10］。

2.4 科學觀測與試驗航天器

2009年歐洲發射的GOCE衛星應用2臺T5離子電推進系統完成240 km高度軌道飛行的大氣阻尼精確補償(無拖曳控制)，在2年內繪制出了高精度的全球重力場分布，截止2012年底電推進系統累計工作24 000 h。

日本計劃于2014年發射超低高度試驗衛星(SLATS)，采用改進型IES-12離子電推進系統完成250 km高度大氣阻尼補償。計劃于2017年發射的LISA探路者航天器將采用美國Busek公司研制的膠體電推進和意大利ALTA公司研制的FEEP電推進完成超精確無拖曳控制任務。

2.5 其它應用和飛行試驗

2000年11月美國發射地球觀測衛星1號(EO-1)成功應用了PPT電推進完成精確姿態控制任務。2002年9月在日本數據中繼試驗衛星(DRTS)上飛行應用了直流電弧電推進進行位置保持。2007年3月發射的空軍協會小衛星FalconSat-3應用了Busek公司研制的微PPT電推進進行姿態控制。

2006年12月發射的TacSat-2和2010年11月發射的FalconSat-5小衛星上成功應用BHT-200霍爾電推進系統完成軌道維持任務。2010年4月發射的印度空間研究機構(IRSO)通信衛星GSAT－4應用了自研和引進組成的霍爾電推進系統進行南北位保。2012年中國在實踐9號衛星上成功進行了LIPS-200離子電推進系統和HT-40霍爾電推進系統飛行試驗。

DubaiSat-2采用韓國7 mN霍爾推力器和日本微波中和器組合進行飛行試驗。俄羅斯軌道高度510 km的觀測雙星將采用SPT-50電推進系統。

3 新產品研制

3.1 離子電推進

高功率(≥10 kW)離子電推進方面，由JPL研制的NEXIS離子推力器最高性能可達到:功率27 kW、比沖8 700 s、推力517 mN、效率81%，由GRC研制的矩型放電室HiPEP離子推力器性能達到:功率10～40 kW，比沖5 970～9 600 s、推力240～670 mN、效率72% ～80%，德國和俄羅斯聯合研制的RIT－45射頻離子推力器的目標性能為:功率35 kW、比沖7 000 s、推力760 mN。

中等功率(1～10 kW)離子電推進方面，GRC研制的NEXT離子推力器性能為:功率500～6900 W、推力26～236 mN、比沖1 320～4 190 s，2005年開始推力器工程樣機壽命試驗，截止2012年底已經達到43 000 h。日本研制的35 cm離子推力器性能為:功率4.5 kW、推力200 mN、比沖3 500 s，25 cm離子推力器性能為:功率2.0 kW、推力100 mN、比沖3 000 s以上。德國研制的RIT-22射頻離子推力器性能為:功率3.2～6.1 kW、推力100～200 mN、比沖5 230～4 400 s。蘭州空間技術物理研究所研制的LIPS-300離子推力器性能為:功率4.6 kW、推力175 mN、比沖3 500 s

低功率(0.1～1 kW)離子電推進方面，L3通信公司研制的XIPS-8離子推力器性能:功率100～350 W、推力2～14 mN。日本研制的μ-20微波離子電推進性能為:推力30 mN、比沖3 000 s，已經完成10 000 h壽命評價試驗。Busek公司研制的BFRIT-7射頻離子推力器性能為:功率400 W、推力11 mN、比沖3 850 s。蘭州空間技術物理研究所研制的LIPS-100離子推力器性能為:功率50～470 W、推力1～15 mN、比沖500～3 000 s。

微小功率(≤0.1 kW)離子電推進方面，德國吉森大學為ESA下一代重力使命研制的RIT-2.5的推力范圍50 μN～1 mN。Busek公司研制的BFRIT-1射頻離子推力器性能為:功率10 W、推力6 μN、比沖1 800 s。賓夕法尼亞大學研制MRIT-1射頻離子推力器的性能為:推力59.0 μN、比沖5 480 s、推功比300 W/mN。日本研制的μ-1小微波離子推力器性能為:單極工作功率19.9 W、推力379 μN、比沖1 410 s，雙極工作功率15.1 W、推力 297 μN、比沖 1 100 s。

3.2 霍爾電推進

GRC研制的高壓霍爾加速器(HiVHAc)目標為高比沖(≥2 700 s)和長壽命(≥15 000 h)，2011年改進型工程樣機試驗結果:功率3.7 kW、比沖2 720 s，目前正在進行特性評價和壽命試驗。NASA-300M在2011年的驗證性能:氙氣推力1.13 N、氪氣推力0.9 N。NASA－457原理樣機最高性能達到72 kW、2.9 N，最新改進型NASA－457Mv2的性能:功率26.3 kW、推力1.17 N、比沖2 350 s、效率55%。Busek公司研制的BHT 系列霍爾電推進，分別為 BHT－600、BHT-1000、BHT-1500、BHT-8000、BHT-10 K、BHT-20 K 等，功率范圍600～20 kW、推力范圍42～1 080 mN、比沖范圍1 585～2 750 s。AMPAC-ISP公司研制的T系列霍爾推力器，其中 T－40的性能:功率 0.1～0.4 kW、比沖 1 000～1 600 s、推力 5～20 mN，T-140的性能為:功率2～4.5 kW、比沖1 500～2 000 s、推力160～300 mN，T-220的性能為功率8～20 kW、比沖1 500～2 500 s、推力500～1 000 mN，T-220HT的性能為功率2～22 kW、比沖1 500～2 600 s、推力100～1 100 mN。

俄羅斯的新一代推力器SPT-100M通過改進磁場設計，標準工作條件下的性能可達到:推力88～91 mN、比沖1 680～1 710 s，比SPT-100B提高6% ～8%，束流發散角減小到60°，預估壽命10 000 ～14 000 h。俄羅斯SPT-290的額定工作性能:功率30 kW、推力1.5 N、比沖3 300 s、壽命27 000 h。俄羅斯針對FOBOS航天器使命進行了 SPT-140鑒定，在5 000 h壽命上驗證性能為:功率2～6.5 kW、推力150～350 mN、比沖1 700～2 400 s、效率52% ～61%。TAL目前單級達到的比沖在1 000～3 000 s之間，再高會導致放電不穩定和結構過熱，雙級最高比沖8 000 s、功率140 kW。D-80的氙氣性能為:功率0.6～8.5 kW、推力45～240 mN、比沖1 200～4 000 s、效率40% ～70%，VHITAL-160的鉍性能為:功率25～36 kW、推力527～618 mN、比沖5 375～7 667 s、效率40% ～70%。

法國Snecma公司2007年完成了針對通信衛星應用的PPS-1350推力器10 530 h、7 000次開關壽命試驗，研制的PPS-5000試驗樣機性能為:功率5 kW、推力325 mN、比沖2 300 s。近2年又在歐洲高功率電推進計劃中研制PPS-20 K，在22.4 kW下的驗證結果為試驗樣機:推力1 050 mN、比沖2 700 s、效率60%。意大利Alta正在研制的HT-30 k霍爾推力器的性能為:功率30 kW、比沖2 500 s、推力1.55 N。

高效多級等離子推力器(HEMPT)概念由Thales Electron Devices公司提出，2005年開始HEMP-3050和HEMP-30250兩種規格的產品研制，額定推力分別為50 mN和250 mN，其中HEMP-3050的產品成熟度更高，已經進入針對小GEO衛星應用的推力器產品鑒定程序:2011年完成了44 mN、1 380 W條件下工程樣機的4 000 h試驗。蘭州空間技術物理研究所研制的LHT系列霍爾推力器性能范圍為:功率0.2～6.0 kW、推力10～300 mN、比沖1 200～2 000 s。

3.3 其他類型電推進

可變比沖磁等離子推力器(VASIMR)經過AD ASTRA火箭公司近40年的技術發展，先后研制了VX-10、VX-50、VX-100、VX-200等推力器實驗樣機，功率從10 kW提高到200 kW，其中最新VX-200在200 kW功率下驗證的性能為推力5.8 N、比沖4 900 s、效率70%。目前正在研制VX-200的飛行樣機VF-200，計劃2014年在國際空間站飛行試驗并提供航天器軌道維持。

意大利研制的AF-MPDT在120 mg/s氬氣流率下的試驗性能為:功率170 kW、推力3.5 N、比沖3 000 s、效率28%。德國斯圖加特空間系統研究所持續進行SF-MPDT和AF-MPDT技術研究:其中ZT-3推力器在350 kW下氬氣推力25 N、效率10%，DT-6在550 kW下氬氣推力27 N、效率27%。美國普林斯頓大學的AF-MPD推力器性能為:功率245 kW、比沖6 200 s、效率60%。意大利Alta公司的脈沖準穩態MPD推力器性能為:功率100 kW、推力2.5 N、比沖2 500 s。

奧地利為LISA PF研制的In-FEEP電推進完成3 650 h試驗，累計沖量達到586 Ns。意大利為LISA PF研制的 Cs-FEEP推力器性能為:推力0.3 ～200 μN，分辨 0.1 μN，完成了3 228 h試驗，累計沖量950 Ns。

英國為Cubesat衛星研制的特富綸PPT測試結果為:1.7 J下脈沖量34 μNs、比沖600 s。俄羅斯研制的PPT能量范圍20～150 J、效率15% ～40%，其中為航天器軌道控制研制大推力APPT-95達到:沖量45 kNs、效率25%。斯圖加特大學為月球BW1使命研制聚四氟乙烯SIMP-LEX推力器的能量40～70 J。日本為PROITERES衛星研制電熱型PPT飛行樣機驗證的總沖量能達到5.0 Ns，高功率PPT研制方面取得進展:驗證了連續468 000次工作、沖量266 Ns、比沖490 s、能量75 J。

4 新技術發展

美國Michigan大學和空軍研究實驗室研制了功率10 kW的同軸雙通道霍爾推力器NHT-X2，效率可達到60%。為進一步提高功率到100 kW，正在研制三通道霍爾推力器NHT-X3［11］，功率范圍30～240 kW、比沖1 400～3 200 s。歐洲在高功率電推進計劃(HiPER)中提出了雙級可變比沖離子推力器方案，正研制的雙級四柵極(DS4G)超高比沖離子電推進的目標性能為［12］:功率20 kW、比沖10 000 s、推力0.45 N。美國米西根大學和GRC開發研制了環型離子電推進［13］，相對傳統離子推力器可以提高功率水平10倍、功率密度2～3倍，已經進行樣機試驗驗證。美國驗證無電極洛倫茨力(ELF)推力器［14］，對空氣和氙驗證20～100 kW、比沖1 000～5 000 s穩態工作。

俄羅斯火炬局從上世紀末開始研制SPT和TAL混合型推力器SPT-1，2.3 kW下的最高性能接近離子推力器水平，2011年研制的PlaS-120混合型推力器的驗證性能為［15］:功率1 350～2 650 W、推力70～100 mN、比沖1 450～1 950 s。在空軍支持下美國EDA公司開發研制螺旋波霍爾推力器(HHT)，2011年報道的試驗性能為在低流率和250 V放電電壓下推功比T/P達到90 mN/kW［16］。螺旋波雙層推力器為無電極射頻功率驅動的推進裝置，澳大利亞國立大學研制了電磁鐵和永久磁鐵螺旋波雙層推力器原理樣機［17］，2011年進行了推力3 mN、射頻功率700 W的試驗。針對小功率應用提出了具有更高體積表面比的圓柱霍爾推力器(CHT)，日本研制的100 W CHT 在66 W 下的性能為［18］:推力3.5 mN、比沖1 570 s、效率18.1%，相對 SPT震蕩要小。美國普林斯頓大學研制200 W的CHT-2.6和CHT-3.0，其中永久磁鐵CHT-2.6在2011年的測試性能為［19］:推力3～6.5 mN、比沖1 000～1 900 s、最大效率21%。為提高低功率霍爾推力器的效率和工作壽命，以色列提出了同軸磁隔離陽極霍爾推力器(CAMILA-HT)概念，2011年驗證的CAMILA-HT-55推力器性能達到［20］:功率154 ～295 W、推力9.6 ～17.8 mN、比沖1 400 ～1 870 s、效率43% ～55%。俄羅斯莫斯科無線電和自動化研究所在SPT基礎上開發了更高效的單級和雙級ATON推力器［21］，其中雙級SPT-MAG驗證的功率范圍100～150 kW、放電電壓300～1 000 V。其他一些新型霍爾推力器包括:分段陽極霍爾［22］、ECR 放電［23］、離子霍爾混合型［24］等。

四極約束推力器采用創新的磁場拓撲，在原理樣機上用氪驗證性能為［25］:功率100 W、推力2.1 mN、比沖700 s，調節磁場控制推力方向達到14°。MIT研制了發散環尖場推力器(DCFT)，2011年進行了204 h試驗，由此預測壽命為1 220 h［26］。英國研制了小型差分柵極離子推力器(MiDGIT)原理樣機，測試性能為［27］:950 V柵電壓下推力480 μN，1 300 V下推力780 μN。Michigan大學正在開展納米粒子場引出推力器(NanoFET)技術研究［28］，通過帶電和加速微、納米粒子而獲得推力。英國研制的空心陰極推力器在53 W功率下的氙氣性能為推力1.6 mN、比沖85 s，正在計劃在TechDemoSat-1衛星上進行飛行試驗［29］。法國在研制PEGASES推力器，產生和加速正負離子，能夠降低等離子體與航天器相互作用［30］。

日本Tokai大學研制微小等離子態噴嘴陣推力器，2011年報道3×3陣性能［31］:功率6.5 W、推力0.77 mN、比沖62 s。普林斯頓大學正在研究敲擊靜電波(BEW)直接加速離子推力器技術研究［32］。其他新類型還包括:氣體動力鏡推力器［33］、真空弧推力器［34］、電動拖船［35］、吸氣電磁推進［36］、螺旋波源無電極MPD［37］、雙極 PPT［38］、無電極等離子體［39］、脈沖感應推力器(PIT)［40］等。

2010年法國和德國進行了PPS-1350和RIT-10推力器的大氣推進劑試驗，包括氧氣、氮氣、混合氣體等［41］。美國ERC公司在SPT-100產品上進行的氪推進劑試驗結果表明［42］:額定工作點的比沖低于氙，效率降低8%。Michigan技術大學在BPT-2000推力器上進行了鎂和鋅輕金屬推進劑性能試驗［43］。Busek表征了碘推進劑霍爾推力器性能，在9 kW范圍的性能超過氙推進劑。JPL和俄羅斯在甚高比沖陽極層雙級VHITAL-160推力器上驗證了鉍推進劑性能［44］，在25～36 kW功率范圍比沖達到6 000～8 000 s。巴西研制的PION-5離子推力器的氬氣性能為:推力20 mN、比沖5 851 s、推力功率比20 μN/W。

另外在無推進劑電推進方面，分別提出了電太陽風帆推進［45］、磁等離子體推進［46］、微波推進［47］等概念，其中電太陽風帆推進研究結果表明:在100 kg質量和700 W功率下，在1 AU距離上可產生1 N連續推力。

5 總結和評述

5.1 電推進應用

(1)目前已經應用的電推進類型包括肼電熱、肼電弧、氙離子、氙霍爾、PPT等，列入應用計劃的還包括場發射、膠體等，其中直流放電型離子和SPT霍爾是目前應用最多的主流產品，已經出現肼電熱推力器被淘汰，肼電弧推力器被更高性能的離子推力器和霍爾推力器逐漸取代的發展趨勢。

(2)已經應用電推進的國家包括美國、俄羅斯、歐洲、日本、印度等，中國、韓國、以色列等國家正在制定或實施電推進應用計劃。

(3)電推進的主用應用包括GEO位置保持、深空探測主推進、無拖曳控制、姿態控制、軌道轉移等方面，其中GEO軌道位置保持為主導性應用，深空探測主推進為快速擴展性應用。

(4)應用電推進的航天器數量在快速增長，當前在軌運行的應用電推進的航天器大約100個，離子電推進累計工作時間接近200 000 h，霍爾電推進累計工作時間接近100 000 h。

5.2 新產品研制

(1)型譜化電推進產品正在形成。一些主要的型譜產品包括美國L3公司的XIPS離子系列、Busek公司的BHT霍爾系列、AMPAC-ISP公司的T霍爾系列、日本的μ微波系列、英國T離子系列、德國RIT射頻系列、俄羅斯的SPT霍爾系列、中國的LIPS離子系列和LHT霍爾系列等;

(2)為滿足軌道轉移和深空探測等未來應用需求，電推進產品正在向高功率方向發展。除傳統的數百千瓦高功率MPD電推進外，美國HiPEP離子推力器功率為34 kW、德國RIT－45射頻推力器預期功率35 kW、GRC NASA-457霍爾推力器功率73 kW、美國火箭公司的VASIMR類型電推進VX-200功率達到200 kW。

(3)在微小功率電推進方面，除了FEEP、PPT等傳統推力器外，基于最成熟離子和霍爾類型技術的小功率產品研制取得重要進展，如德國RIT-2.5、Busek公司BFRIT-1、日本μ-1等的功率只有數十瓦，完全有可能取代FEEP實現工程應用。

(4)離子和霍爾推力器長壽命驗證取得新突破。XIPS-13和NSTAR-30壽命驗證達到30 000 h，NEXT推力器的壽命驗證已經超過48 000 h(還在繼續)，PPS-1350G推力器的壽命驗證達到10 000 h，BPT－4000的壽命驗證預計超過20 000 h，LEEP-150完成了3 000 h試驗。

5.3 新技術發展

(1)電推進新技術不斷擴展，包括離子和霍爾變異類型及混合類型、非傳統類電推進新類型、不同推進劑類型等。

(2)磁屏效應為霍爾推力器的長壽命問題解決帶來希望。在BPT-4000推力器10 400 h壽命試驗中，發現推力器陶瓷腔在5 600～10 400 h之間幾乎為零腐蝕。為了從根源上搞清楚，JPL支持下發展了Hall2De程序模擬推力器工作過程，并由此發現了導致腐蝕降低的磁屏效應［48］。

(3)環型離子推力器和DS4G多級離子推力器成為離子推力器實現高功率的主要技術途徑，多通道霍爾推力器成為霍爾推力器實現高功率的主要技術途徑。

(4)非傳統類型VASIMR正在成為未來大功率電推進的主要候選者。它具有比沖調節、無電極設計、多種推進劑選擇、中性等離子輸出、相對高效率、輻射屏蔽等優點，同時具有系統復雜尺寸大和磁場強電磁干擾大的明顯缺點［49］。

［1］Choueiri E Y.A Critical History of Electric Propulsion:The First 50 Years(1906–1956)［J］.Journal of propulsion and power，2004，20(2):193-203.

［2］Kim V，Kozubsky K N ，Murashko V M.History of the Hall Thrusters Development in USSR［R］.IEPC，2007-142，2007.

［3］Gonzalez J，Saccoccia G.ESA Electric Propulsion Activities［R］.IEPC2011-329，2011.

［4］Kuninaka H，Komurasaki K.Overview of JAXA’s Activities on Electric Propulsion［R］.IEPC2011-332，2011.

［5］張天平.國外離子和霍爾電推進技術最新進展［J］.真空與低溫，2006，12(4):187-193.

［6］Brophy J R.Feasibility of Capturing and Returning Small Near-Earth Asteroids［R］.IEPC2011-277，2011.

［7］Loeb H W.An Interstellar-Heliopause mission using a combination of solar/radioisotope electric propulsion［R］.IEPC2011-052，2011.

［8］Smith B K.Advancement fo a 30 kW Solar electric propulsion System Capability for NASA Human and Robitic Exploration Mission［R］.IAC2012-C4.4.2，2012.

［9］Corey R L.Performance and Evolution of Stationary Plasma Thruster Electric Propulsion for Large Communications Satellites［R］.AIAA 2010-8688，2010.

［10］Obukhov V A.Application of stationary plasma thrusters for spacecraft insertion into the geostationary orbit［R］.IAC-12-C4.4.3，2012.

［11］Florenz R ，Liu T M.Electric Propulsion of a Different Class:The Challenges of Testing for MegaWatt Missions［R］.AIAA 2012-3942.

［12］Casaregola C.The European HiPER Programme:High Power Electric Propulsion Technology for Space Exploration［R］.IEPC2011-209，2011.

［13］Patterson M J.Annular-Geometry Ion Engine:Concept，Development Status，and Preliminary Performance［R］.AIAA 2012-3798，2012.

［14］Slough J ，Kirtley D.Pulsed Plasmoid Propulsion:The ELF Thruster［R］.IEPC2009-265，2009.

［15］Potapenko M Y.Characteristic Relationship between Dimensions and Parameters of a Hybrid Plasma Thruster［R］.IEPC2011-042，2011.

［16］Peterson P Y ，Massey D R.Performance and Plume Characterization of a Helicon Hall Thruster［R］.IEPC2011-269，2011.

［17］Pottinger S J.Helicon Double Layer Thruster Performance Enhancement via Manipulation of Magnetic Topology［R］.IEPC2011-097，2011.

［18］Ikeda T.Research and Development of Very Low Power Cylindrical Hall Thrusters for Nano-Satellites［R］.IEPC2011-039，2011.

［19］Spektor R.Characterization of a Cylindrical Hall Thruster with Permanent Magnets［R］.IEPC2011-264，2011.

［20］Kapulkin A.CAMILA Hall Thruster:New Results［R］.IEPC2011-046，2011.

［21］Semenkin A V.Overview of electric propulsion activity in Russia［R］.IEPC2007-275，2007.

［22］Kieckhafer A W.Performance Characterization and Ion Energy Analysis of a 2-kW Hall Thruster with Segmented Anodes［R］.AIAA2006-4997，2006.

［23］Kuwano H.Development and Thrust Performance of a Microwave Discharge Hall Thruster［R］.IEPC2007-085，2007.

［24］Peterson P Y.The development and characterization of a two-stage hybrid hall/ion thruster［D］.USA:The University of Michigan，2004.

［25］Knoll A.The Quad Confinement Thruster-Preliminary Performance Characterization and Thrust Vector Control［R］.IEPC2011-099，2011.

［26］Gildea S R.Erosion Measurements in a Diverging Cusped-Field Thruster［R］.IEPC2011-149，2011.

［27］Collingwood C M.The MiDGIT Thruster:Development of a Multi-Mode Thruster［R］.IEPC2009-171，2009.

［28］Liu T M.Mapping the Feasible Design Space of the Nanoparticle Field Extraction Thruster［R］.IEPC2009-004，2009.

［29］Lamprou D.Hollow Cathode Thruster Design and Development for Small Satellites［R］.IEPC2011-151，2011.

［30］Aanesland A.Electric propulsion using ion-ion plasmas［J］.J.Phys.Conf.Ser.2009，162(1):78-87.

［31］Kobayashi N.Development of a Micro-Multi-Plasmajet-Array Thruster［R］.IEPC2011-295，2011.

［32］Jorns B，Choueiri E Y.Thruster concept for transverse acceleration by the beating electrostatic waves ponderomotive force［R］.IEPC-2011-214，2011.

［33］Tang R.Design of an ECR Gasdynamic Mirror Thruster［R］.IEPC2009-210，2009.

［34］Zhuang T S.Development of Micro-Vacuum Arc Thruster with Extended Lifetime［R］.IEPC2009-192，2009.

［35］Bell I C.The potential of miniature electrodynamic tethers to enhance capabilities of femtosatellite［R］.IEPC2011-054，2011.

［36］Kirtley D.pulsed lsasmoid propulsion:air-breathing electromagnetic propulsion［R］.IEPC2011-015，2011.

［37］Lachlan B.Helicon Magnetoplasmadynamic(HMPD)Thruster Concept［R］.IEPC2005-186，2005.

［38］Marques R I.The Two-Stage Pulsed Plasma Thruster［R］.IEPC2009-250，2009.

［39］Shinohan S.Research and development of electrodeless plasma thruster using high-densiti helicon souces［R］.IEPC2011-056，2011.

［40］Frisbee R H.The Nuclear-Electric Pulsed Inductive Thruster(NuPIT):Mission Analysis for Prometheus［R］.AIAA 2005-3892，2005.

［41］Cifali G.Experimental characterization of HET and RIT with atmospheric propellants［R］.IEPC2011-224，2011.

［42］Nakles M R.A Performance Comparison of Xenon and Krypton Propellant on an SPT-100 Hall Thruster［R］.IEPC2011-003，2011.

［43］Hopkins M A，King L B.Performance Characteristics of a Magnesium Hall-effect Thruster［R］.IEPC-2011-147，2011.

［44］Zakharenkov L，Semenkin A.Development and Study of the Very High Specific Impulse Bismuth TAL［R］.IEPC2007-128 ，2007.

［45］Janhunen P.Electric Solar Wind Sail Propulsion System Development［R］.IEPC2011-058，2011.

［46］Funaki I.Research Status of Magnetoplasma Sail［R］.IEPC2009-003，2009.

［47］Roger S C.A Theory of Microwave Propulsion for Spacecraft［R］.2006.

［48］Mikellides I G.Magnetic Shielding of the Acceleration Channel Walls in a Long-Life Hall Thruster［R］.AIAA 2010-6942，2010.

［49］Andres M C P ，Nikolai T.The VASIMR engine:benefits，drawbacks，and technological challenges［R］.IEPC2011-251，2011.