我國空間推進技術研究現狀及發展

朱智春，林慶國，杭觀榮，姚天亮，劉昌國

（1.上海空間推進研究所，上海 201112；2.上海空間發動機工程技術研究中心，上海 201112）

0 引言

空間推進技術是將化學能、電能等能源轉化為推進劑噴射動能的技術，主要應用于航天器軌道機動、位置保持、姿態控制和動量輪卸載等。

在幾代航天人的接續努力下，我國空間推進技術經過60 多年的發展，在載人航天、人造衛星、運載火箭、深空探測器、防務系統等方面取得了重大進步和驕人成績。

1）空間推進保障載人航天工程可靠實施。1992 年開始研制的“神舟”飛船推進系統，攻克了雙組元2 500 N 發動機不穩定燃燒抑制、金屬膜片貯箱可靠重復翻轉、金屬膜盒貯箱可重復排放及補加、大流量減壓閥高精度穩壓和靜壓爬升抑制、液路浮動斷接器和隔膜式壓氣機等多項關鍵技術，形成了我國航天器可靠性最高、結構最為復雜的空間推進系統。推進艙、軌道艙、返回艙推進系統圓滿完成了“神舟一號”至“神舟十一號”的飛行試驗任務，“天舟”貨運飛船與“天宮二號”推進系統圓滿完成了推進劑補加任務，為我國空間站長期在軌運行奠定了基礎。

2）空間推進實現人造衛星長期在軌。衛星推進系統突破了單組元發動機長壽命多次工作、490 N 變軌發動機比沖性能提升、雙組元推進劑剩余量測量和混合比調控、貯箱推進劑均衡排放等關鍵技術，高效地完成了“東方紅”系列通信衛星、北斗導航衛星、風云系列氣象衛星、資源和遙感系列衛星、實踐系列衛星等的變軌和在軌推進任務。電推進技術在SJ-9A 衛星上完成了在軌飛行驗證后，在衛星南北位置保持、姿態控制和變軌中的任務份額逐年增加。

3）空間推進確保運載火箭精確入軌。火箭輔助動力系統應用了恒壓擠壓式單組元推進技術，經歷了從無水肼到單推三（DT-3）低冰點推進劑的適應性替換，拓寬了系統使用的環境溫度，用于運載火箭二級和三級俯仰、偏航、滾動的姿態控制、貯箱推進劑沉底管理和末速修正等。

4）空間推進助力探測器星際航行。“嫦娥一號/二號”探測器基于統一模式雙組元推進系統實現了繞月飛行。“嫦娥三號/四號”探測器推進系統突破了針栓式噴注器變推力發動機、大型復合材料貯箱及結構件等關鍵技術，成功實施了月面軟著陸。“嫦娥五號”探測器的軌道器、著陸器和上升器的77 臺發動機完成了探測器的軌道機動、軟著落和月面起飛等任務。“天問一號”火星探測器推進系統成功完成了地火轉移、火星軌道捕獲等動作，將成為我國第一顆人造火星衛星，完成“繞、落、巡”的目標。

5）空間推進提升防務系統高效機動能力。動力系統采取組合化、模塊化設計思想，突破了高壓復合材料燃燒室、“零”容腔噴注器、組合化電磁氣動閥、預包裝金屬隔膜貯箱、流道與結構一體化等關鍵技術，實現了推進系統的快響應、小型化、輕量化的目標，有效支撐了我國防務系統的發展。

本文回顧了我國空間推進技術的發展歷程和關鍵技術攻關情況，重點對空間化學發動機、電推力器和空間推進系統進行了綜合分析，最后對空間推進技術的發展趨勢進行了展望。

1 空間化學發動機技術

1.1 單組元發動機技術

單組元發動機廣泛應用于衛星、運載火箭和空間防務等總沖量需求不大的航天器，其特點是系統簡單、可靠性高。單組元發動機比沖約220 s，目前形成了0.2～3 000.0 N 推力的產品型譜。

1）從短時工作到長壽命工作，增強了衛星長期在軌運行能力。運載火箭發動機的工作時間通常在幾十分鐘左右，而應用于衛星的單組元發動機在軌工作時間可達2～8 a。目前衛星最常用的單組元發動機推力為1 N、5 N 和20 N。通過突破小流量推進劑相變抑制、毛細管高流阻噴注和高效隔熱、長壽命銥基催化劑、低功耗穩定溫控等關鍵技術，單組元發動機達到了脈沖工作40 萬次、穩態點火時間8×104s、重復溫啟動工作4 000 次的能力。

2）從無水肼到DT-3 推進劑的轉變，提高了發射環境的適應能力。為適應低溫火箭和高寒地區的發射環境，單組元發動機使用了由無水肼、硝酸肼和水混合而成的DT-3 推進劑，其冰點從無水肼的1.4 ℃降低至?30 ℃，減輕了系統熱控功耗，提高了運載火箭和空間防務系統快速發射的能力。

3）從有毒到無毒推進劑的跨越，滿足了簡化操控和綠色環保的發展要求。綠色健康環保是空間推進技術重要的發展方向。硝酸羥胺（Hydroxylamine Nitrate，HAN）基和二硝酰胺銨（Ammonium Dinitramide，ADN）基推進劑是兩種典型的無毒單組元推進劑，是由氧化劑（HAN 或ADN）、燃料、水、溶劑和功能助劑等組成的含能離子鹽混合物，其工作包含催化分解和催化燃燒兩個相關過程。通過突破特種構型噴注器、模塊化分區催化床、長壽命耐高溫催化劑與高分解活性推進劑等關鍵技術，實現了HAN、ADN 基推進劑在發動機內的高效穩定催化分解和燃燒。新型無毒發動機可以替換目前的肼類發動機，實現推進系統升級換代，是載人航天器、小衛星和重復使用飛行器等應用的第二代單組元發動機。經過20 多年的研發，ADN 和HAN 基無毒推進劑1 N 發動機已完成在軌飛行演示，2020 年400 N 推力的無毒HAN 基推進劑發動機成功執行了新一代載人飛船試驗船返回艙的再入姿態調整任務［1］。

4）單元發動機催化床從低床載到高床載，實現了防務系統快響應輕小型化。為適應有限空間的結構布局和重量要求，催化劑床載荷從常規的1.0～2.5 g/cm3提高到4.0～6.0 g/cm3。這對催化劑的分解能力、特別是低溫環境和高工況工作的能力提出了挑戰。通過突破噴注器流強均勻分布、催化劑高效快速分解、閥門輕小型快響應等關鍵技術，床載荷得到了顯著提高，縮小了結構尺寸，減少了催化劑裝填量，同時提高了發動機響應性和經濟性，使單組元發動機在空間防務飛行器末級得到了廣泛應用。

5）冷氣推進從高壓氣態到低壓液態，實現了推進劑高密度安全貯存。高壓冷氣推進可實現極快推力響應，但高壓氣體長期貯存可能發生泄露風險，且比沖和貯存密度不高。雖然提高壓力可增壓貯存密度，但是壓力升高到一定程度后氣體不再滿足理想氣體狀態方程，繼續增壓會導致壓力急劇上升而充氣質量增量較小。液氨、丁烷等液化氣推進技術利用液化氣在真空環境下發生閃蒸的特性，通過熱控加溫和氣化膨脹，發動機能夠實現穩定的推力輸出［2］。液化氣推進技術中推進劑以液態方式貯存而以氣態形式噴出，增加了貯存密度，消除了高壓氣體的貯存風險，同時發動機比沖也由70 s 提升至110 s。

1.2 雙組元發動機技術

雙組元發動機比沖約為單組元發動機的1.5倍，廣泛應用于總沖量大的航天器。經過50 多年的發展，雙組元發動機已經形成從2 N 到15 kN 的系列化產品，比沖性能和可靠性持續提升。

1）比沖性能提高實現了產品升級換代。衛星遠地點變軌對發動機性能要求非常苛刻，因為變軌發動機消耗了占衛星總質量60%的推進劑中80%的比例，且發動機沒有備份，對可靠性要求也非常高。發動機比沖提高10 s，衛星在軌壽命可以延長近2 a。我國1984 年研制的第一代490 N 發動機，使用了鈮鉿合金和“815A”高溫抗氧化涂層，比沖為305 s。2001年開始研制的第二代490 N 發動機，使用了鈮鎢合金和“056”涂層，比沖提升至315 s，2012 年首飛實現了我國衛星遠地點發動機的升級換代。正在研制的第三代490 N 發動機，使用了錸/銥和鈮鈦材料噴管，比沖為325 s，性能達到國際一流水平［3］。490 N 軌控發動機如圖1 所示。在490 N 變軌發動機突破了高效率噴注霧化、燃燒不穩定抑制、結構溫度熱控、高溫抗氧化材料及制造工藝等關鍵技術基礎上，后續拓展研制了750 N、1 000 N 和3 000 N 發動機，比沖大于320 s，最長工作壽命超過35 000 s，形成了空間軌控發動機系列化產品，滿足了新一代大容量衛星平臺等航天器的變軌需求。為進一步提高發動機性能，面向液氧/甲烷軌姿控一體化推進系統，開展了多相態多次可靠點火、跨臨界流動與穩定傳熱燃燒、高性能變推力主發動機、寬工況高可靠長壽命姿控發動機、推進劑空間貯存管理與輸送等關鍵技術攻關，以滿足未來載人登火星、先進上面級、重復使用運載器等任務需求［4］。5 000 N 液氧/甲烷軌控發動機如圖2 所示。

圖1 高性能490 N 遠地點發動機Fig.1 High performance 490 N apogee engine

圖2 5 000 N 液氧/甲烷軌控發動機Fig.2 5 000 N liquid oxygen/methane orbit controlled engine

2）雙閥座串聯冗余設計實現發動機長壽命工作。姿控發動機長期在軌執行南北位保和姿態控制任務中，推進劑控制閥門多次脈沖工作的可靠性至關重要。針對傳統單閥座閥門長期工作后密封性能變差的問題，10 N 雙組元發動機閥門采用獨立作動式雙閥座雙密封方案，閥腔內采用兩套獨立的閥芯閥座，構成兩道串聯的密封副，由一個共用線圈控制上、下閥芯獨立開啟或關閉，提高了密封的可靠性。同時，10 N 發動機采用了異型單噴嘴布局，擴大了推進劑噴注的環縫間隙，增強了抗污染能力。10 N 發動機比沖達到了290 s，累計穩態點火35 h，脈沖工作225 萬次，一次連續點火13 h，是國內工作壽命最長的化學推進發動機，如圖3 所示。

圖3 雙組元10 N 姿控發動機Fig.3 10 N bipropellant attitude controlled engine

3）壓力體系提高實現發動機小型化快響應。空間發動機燃燒室壓力通常在1.0 MPa 左右，為了減小發動機結構尺寸和重量，同時提高燃燒性能和擴大噴管面積比，發動機燃燒室壓力提高到2.0～4.0 MPa。通過突破高熱流穩定燃燒、組合式噴注器均勻流量分配、燃燒室傳熱與冷卻、耐高溫抗氧化復合材料噴管、復合材料與金屬焊接、輕質快響應電磁氣動閥等關鍵技術，高室壓發動機實現了輕小型化，響應時間縮短至10 ms 以內，廣泛應用于空間防務領域。

4）大角度搖擺機構實現發動機推力矢量調節。傳統空間發動機通過多臺多方位布局，提供不同方向的推力，推力矢量發動機通過搖擺調節推力方向，減少姿控發動機數量，同時容易實現推力通過航天器質心，提高變軌效率。為減少調節噴管擺動的力矩，降低作動電機功耗，需選擇質心處作為搖擺機構的支點。發動機質心通常在燃燒室喉部附近，因此，發動機需采用再生冷卻方案以降低燃燒室喉部外表面溫度。對于再生冷卻發動機，需通過液膜冷卻流量和燃燒室特征長度的設計，控制流道內冷卻劑溫升，攻克小流量下再生冷卻推進劑汽蝕抑制技術，確保小尺寸通道內不發生氣堵現象。針對發動機搖擺功能，通過采用金屬硬管、雙向搖擺框架和泛塞密封的方案，突破大角度大位移下管路可靠動密封、空間環境下搖擺機構承載變形控制、搖擺框架與推進劑流道一體化結構等關鍵技術，實現了5 000 N 發動機全周向25°大角度推力矢量調節，并成功應用于“遠征三號”上面級［5］。5 000 N 推力矢量調節發動機如圖4 所示。

圖4 5 000 N 推力矢量調節發動機Fig.4 5 000 N adjustable thrust vector engine

5）大范圍流量調節實現發動機變推力。變推力發動機在飛行器交會對接、軌道機動中可以實現最佳推力控制，提高航天器操縱性能和突防能力。在地外天體軟著落過程中，變推力發動機為月面/火星表面著陸下降組合體降軌和軟著陸提供動力。7 500 N 雙組元變推力發動機如圖5 所示，通過突破高性能大變比針栓式噴注器、大范圍雙組元推進劑流量精確調節、推力快速階躍控制和高低工況下燃燒室冷卻等關鍵技術，實現了7 500→1 500 N 的5∶1無級精確變推力，完成了“嫦娥三號”至“嫦娥五號”飛行器下降、懸停與緩速落月任務。3 000 N 單組元變推力發動機突破了高室壓多腔體組合分解室、高床載催化分解、多孔介質徑向噴注等關鍵技術，完成了3 000→300 N 的10∶1 連續無級變推力調節。

圖5 7 500 N 變推力雙組元發動機Fig.5 7 500 N variable thrust bipropellant engine

6）組合化設計實現機組模塊高度集成。空間發動機需完成俯仰、滾動、偏航、平移、反推等姿軌控任務，為簡化系統總裝結構，突破了雙組元多流道立體布局、流道和機組結構集成融合、直流/旋流復合式噴注器、微小型插裝式閥門、集成模塊裝測等關鍵技術，實現了雙機、三機、四機機組高度模塊化集成，如圖6 所示。多機組共用相同推進劑入口，簡化了系統管路總裝設計，包絡空間和結構重量僅為常規機組的30%。組合化設計還縮小了推進劑充填容腔，發動機最短脈沖和間隔時間降至10 ms以下，提高了空間防務系統響應速度。

圖6 雙組元發動機機組Fig.6 Bipropellant engine unit

2 空間電推進技術

電推進利用電能加速噴射，其比沖是化學推進的數倍甚至數十倍以上，推力小且精確可調，可大幅節省推進劑，提高姿態控制精度，是化學能推進向物理能推進轉變的重要實現方式。

我國在20 世紀60 年代就開展了電推進技術研究，經歷了起步、停滯、重啟、快速發展的曲折過程。1987 年蘭州空間技術物理研究所開始專注于離子推力器的研究［6］，1994 年上海空間推進研究所開始專注于霍爾推力器的研究（如圖7 所示）。兩個研究所于2005 年和2008 年分別完成了我國首套霍爾、離子電推進系統樣機研制，并于2012 年和2013 年成功實現我國首次霍爾、離子電推進在軌飛行［7］，驗證了我國中功率電推進設計方法和測試手段的正確性，使我國電推進從預研階段轉入工程應用階段。

圖7 首次在軌飛行驗證的兩款電推力器Fig.7 Two electric thrusters verified in the first in-orbit flight

2.1 從單模式到多模式工作擴大了電推進應用領域

全電推進衛星為了快速實現軌道提升需要電推進以大推力模式工作，在位置保持時需要電推進以高比沖模式工作。深空探測器因太陽距離變化導致太陽電池陣功率變化，要求電推進功率在較大范圍內可調節。上述需求要求電推力器實現從單模式到多模式工作的轉變。通過攻克寬范圍調節磁路設計、高電壓放電區調控、大變比流量調節、大電流空心陰極、高效熱設計等關鍵技術，研制了5 kW 級多模式霍爾推力器和離子推力器［8-9］，如圖8 和圖9所示。霍爾推力器典型指標：大功率大推力模式功率5 kW，推力330 mN，比沖1 850 s，小功率高比沖模式功率2.2 kW，推力90 mN，比沖3 000 s。離子推力器典型指標：大功率大推力模式功率5.0 kW，推力200 mN，比沖3 500 s，小功率高比沖模式功率3.0 kW，推力100 mN，比沖4 000 s。2018 年，兩款電推力器參加了全電推進的工程星真空聯合點火試驗。

圖8 HET-300 多模式霍爾推力器及其點火狀態Fig.8 HET-300 multi-mode Hall thruster and its ignition status

圖9 LIPS-300 多模式離子推力器及其點火狀態Fig.9 LIPS-300 multi-mode ion thruster and its ignition state

2.2 從被動抗削蝕到主動磁屏蔽防護大幅延長了推力器壽命

電推力器由于推力小，在執行變軌和位置保持任務時需要長時間工作，壽命一般要求幾千至數萬小時。在空心陰極成功驗證28 115 h、16 000 次開關長壽命能力后，放電室削蝕成為了制約霍爾推力器壽命的主要因素。通過放電室出口磁場構型、近壁電勢分布、等離子體束流約束等關鍵技術攻關，上海空間推進研究所在國際上第二個掌握并應用了磁屏蔽技術，使放電室削蝕速率降低幾個數量級，大幅延長了推力器工作壽命。該技術已推廣應用到200 W～50 kW 功率的系列化霍爾推力器上［10］，目前大功率磁屏蔽電推力器預估壽命可達3×104h 以上。

2.3 從電離區與加速區的耦合到解耦獲得了超高比沖途徑

針對傳統磁層霍爾推力器加速區與電離區強耦合難以實現1 500 V 以上高電壓加載和4 000 s 以上比沖的問題，開展了電離區和加速區解耦的雙級加速陽極層霍爾推力器技術研究，通過電離區加速區解耦雙級加速、亞特斯拉級強磁場、高密度陽極能量沉積和防護等關鍵技術攻關，實現了雙級加速原理驗證，理論比沖可達6 000 s 以上。

2.4 從試驗驗證到仿真分析實現了推力器經濟快速壽命評估

電推力器微小推力導致其壽命需要高達數萬小時，試驗驗證的設備要求、成本和周期代價都很大。通過攻克清潔環境高真空長期維持、高穩定度推進劑和電能供應、低漂移毫牛級推力測量等關鍵技術，完成了多次電推進長壽命試驗。霍爾推力器完成了80 mN 的9 240 h 壽命試驗，總沖達到2.66 MN·s。離子推力器完成了40 mN 的14 649 h壽命試驗，總沖達到2.11 MN·s。

為節省試驗成本、縮短評估周期，開展了基于短時削蝕試驗的壽命預估技術研究，通過不同試驗時間的放電室壁面和柵極削蝕速率等的數據測量，以及仿真建模外推分析，初步實現了推力器壽命的快速評估，為形成電推力器經濟快速的壽命評估方法積累了經驗和數據。

2.5 從小功率到大功率實現了電推進推力量級躍升

除了中功率霍爾和離子電推進，國內脈沖等離子體推進、微陰極電弧推進、電噴推進等微小功率電推進近年來也已實現空間飛行驗證。針對載人深空探測、星際貨運、拖船等大型航天器的主推進需求，國內開展了大功率的霍爾電推進、離子電推進和磁等離子體電推進等技術研究，最大推力從毫牛量級提升至牛頓量級，奠定了核電推進的基礎。

霍爾電推進方面，研制了10、20 和50 kW 功率量級的大功率推力器，其中，20 kW 推力器的推力達到1.16 N，首次使國內靜電式電推力器的推力從毫牛量級躍升至牛頓量級，50 kW 推力器推力達到2.50 N。離子電推進方面，研制了10 kW 功率推力器，推力達到336.00 mN。磁等離子體電推進方面，研制了百千瓦級附加磁場磁等離子體動力推力器（Applied Field MagnetoPlasmaDynamic thruster，AF-MPD），功率86 kW 時，推力2.10 N［11］。

針對大型航天器采用氙氣總量多、成本高的問題，開展氪、碘等新型推進劑研究，使推進劑成本降低80 %以上。20 kW 級霍爾推力器采用氪氣推進劑實測最大推力1.10 N，最高比沖4 006 s。霍爾推力器不同推進劑點火如圖10 所示。

圖10 霍爾推力器不同推進劑點火Fig.10 Hall thruster ignited by different propellants

3 空間推進系統技術

3.1 多樣化推進劑增壓方式滿足不同系統需求

空間推進系統中通過高壓氣體擠壓貯箱內的推進劑實現推進劑增壓和輸送，主要有落壓和恒壓兩種方式。結構簡單的落壓式系統突破了變推力軌道和姿態控制、大落壓發動機穩定催化分解等關鍵技術，實現了從2.2～0.4 MPa 落壓范圍的可靠工作，應用于風云氣象衛星、微小衛星等單組元推進系統。較復雜的恒壓式系統中配置了高壓氣瓶和減壓閥，擠壓氣體和推進劑分別貯存，雙組元推進劑按照額定流量供應確保發動機在額定混合比和壓力下穩定燃燒，從而輸出恒定推力和精確沖量，易于航天器實現軌道和姿態控制。恒壓方式廣泛應用于“神舟”飛船、“嫦娥工程”探測器、“天問一號”、上面級和空間防務等雙組元推進系統，以及運載火箭輔助動力和返回艙等單組元推進系統。

為提高推進系統可靠性，長壽命衛星采用了恒壓/落壓相結合的增壓方式。在衛星變軌機動時，采用恒壓式增壓，軌控發動機輸出恒定的推力，衛星軌道定位后，通過切斷氣瓶內高壓氣源，姿控發動機以落壓方式完成衛星后期的位置和姿態控制任務。這種柔性的增壓方式避免了衛星長期在軌時減壓閥出口壓力爬升造成貯箱壓力過高的問題。該增壓方式應用于“東方紅三號”“東方紅四號”等衛星平臺。

電動增壓是介于氣體擠壓與燃氣渦輪增壓之間的新型增壓方式。對于大沖量的空間任務，電動增壓方法可顯著降低貯箱壓力，極大減輕貯箱重量，同時可提高發動機入口壓力，減小發動機尺寸和重量，提升發動機性能。此外，通過調整電機轉速還能實現發動機大范圍推力調節和多次重復啟動工作。通過突破高效率低比轉速離心泵、高速屏蔽電機電磁渦流損耗抑制、電動泵多次啟停與大范圍變工況控制、長壽命自潤滑高速軸承和高儲能密度快速深度放電電池等關鍵技術攻關，研制了7.5 kW電動泵發動機系統，發動機入口壓力由擠壓式系統的1.6 MPa 提高至5.5 MPa。該技術可應用于先進上面級、大范圍軌道轉移飛行器、小型運載火箭等任務。

3.2 推進劑測量與調控實現系統高效精穩運行

“神舟”飛船推進艙、“天舟”貨運飛船、“天宮”空間實驗室等航天器雙組元推進系統采用了四貯箱平鋪布局構型，推進劑剩余量精確測量、氧化劑/燃料同步消耗、并聯貯箱推進劑均衡排放是推進系統提高推進劑利用率的三項關鍵技術。

在推進劑剩余量測量方面，有直接測量和間接測量兩種途徑。直接測量技術通過在貯箱內設置位移測量系統，利用邊界元分析技術獲得剩余量與金屬隔膜非線性變形產生位置的對應變化關系，計算得到推進劑剩余量。該技術在“神舟”飛船推進系統上得到應用，剩余量測量精度優于2%。間接測量技術有很多種，其中，推進劑測量系統（Propellant Gauging System，PGS）剩余量測量方法精度較高。該技術采用氣體注入壓力激勵法，根據激勵氣體注入前后貯箱、氣瓶的壓力、溫度數據，通過分析模型確定貯箱中氣墊的體積，反推貯箱中推進劑的體積和質量。某衛星型號采用了PGS 剩余量測量技術，在軌試驗數據表明，推進劑剩余量測量精度由傳統簿記法的2.5%～3.5%提升至1.0%。

在氧/燃兩種推進劑同步消耗方面，由于航天器在軌期間推進系統不具備調節推進劑供應系統流阻特性的能力，可以通過PGS 支路補氣等手段調節不同組元推進劑貯箱內增壓氣體的壓力來改變流量，使兩種組元推進劑同步消耗，實現混合比在軌調節。某衛星型號在軌推進劑混合比調節精度達到了1.5%。

在并聯貯箱推進劑均衡排放方面，采用金屬膜片貯箱預排放技術及系統流阻匹配技術，“嫦娥三號”月球探測器實現了兩個并聯金屬膜片貯箱推進劑均衡排放和7 500 N 發動機推力的精確控制，兩個貯箱排放不均衡度優于2%、推力控制精度優于2%［12］。

3.3 推進劑在軌補加技術延長航天器服役壽命

推進劑消耗殆盡是航天器壽命終結的主要原因，因此實施推進劑在軌補加是延長航天器服役壽命的有效措施。歷經14 a 技術攻關，空間補加完成了“全油填充和自適應補油”隔膜式壓氣機、電動式推進劑液路浮動斷接器等兩個重要產品研制。隔膜式壓氣機解決了空間微重力環境下油氣混合、液壓油自動補償等難題，攻克了多級泛塞密封、機體輕小型化結構、高效循環液冷、超高強度鋁合金復雜結構制造等關鍵技術，工作壽命達到1 000 h 以上，啟動次數大于100 次，并將擠壓氣體從2 MPa 增壓至23 MPa。液路浮動斷接器突破了推進劑管路自適應浮動對接、插合與分離柔性閉環控制等關鍵技術，實現了橫向位移偏差2.5 mm 和全錐角偏差補償2°的浮動補償能力，整體性能指標優于美俄同類產品。2017 年“天宮二號”和“天舟一號”成功完成了高壓氣體的回收利用和三次在軌補加任務，使我國成為第二個獨立掌握該技術的國家，為空間站建設奠定了堅實基礎。

3.4 預包裝技術拓展了化學推進的應用領域

防務領域飛行器要求推進系統在高壓氣體和推進劑充填狀態下具備預包裝長期貯存的能力。為適應更長時間的地面貯存，避免高壓氣體增壓方案長期貯存泄露的問題，研發了液體和固體推進劑燃氣增壓技術。通過突破低燃溫推進劑配方、差動貯箱增壓及高溫密封、燃速可控固體藥柱、耐高溫控制閥及隔膜貯箱等關鍵技術，實現了工質常溫常壓貯存、使用時分解產生高溫燃氣的增壓方案，并得到了工程應用。

通過采用與推進劑長期相容的金屬隔膜貯箱，實現了推進劑預包裝。為進一步提高空間利用率和推進劑裝填效率以及最大限度減小貯箱的結構質量，研發了雙膜共底金屬波紋膜片貯箱，如圖11所示。氧化劑和燃料分別裝填在貯箱兩個半球液腔內，依靠兩個波紋膜片實現氧化劑和燃料的有效隔離。通過突破金屬膜片的型面設計和制造裝配工藝技術，解決了金屬膜片結構周向失穩問題，確保了貯箱工作時全過程壓差的穩定性和翻轉的可靠性。雙膜共底波紋膜片貯箱作為一種全新結構的雙組元推進劑預包裝貯箱，具有空間占比小、質量小、質心偏移量小及熱控功耗小等優點，與采用兩個球形貯箱的常規技術方案相比，結構的質量減小約25%，空間占比減小約40%。該技術成功應用于星箭一體化動力系統中。

圖11 雙膜共底金屬膜片貯箱工作過程示意圖Fig.11 Operation diagram of the double-membrane common bottom metal diaphragm tank

3.5 電推進豐富拓展了空間推進的能力

電推進因其高比沖、小推力、大總沖、寬調節等特點，豐富拓展了空間推進的能力。高比沖長壽命電推進技術使高承載比全電推進衛星和大速度增量軌道轉移飛行器等航天器推進劑攜帶量大幅減少，與采用化學推進相比，可以實現一箭雙星發射［13］。微小推力電推進技術可以實現低軌/超低軌航天器的大氣阻力補償和重力梯度衛星的無拖曳控制。我國初步形成了覆蓋大中小功率的電推力器型譜，百瓦至5 kW 級的中小功率電推進逐漸實現型號應用，其中，霍爾推力器形成了功率0.1～50.0 kW、推力5 mN～3 N 的產品型譜，離子推力器形成了功率0.05～10.00 kW、推力1～330 mN 的產品型譜。

針對單臺電推力器較難實現大推力的問題，開展了以小推力電推力器簇組成大推力電推進系統及推力器簇故障重組等技術研究。4 臺500 mN 霍爾推力器組成的推力器簇在42 kW 時的點火狀態如圖12 所示，推力大于2 N。

圖12 4 臺500 mN 霍爾推力器組成的推力器簇點火狀態Fig.12 Ignition state of the thruster cluster composed of four 500 mN Hall thrusters

電推進易于模塊化、便于在軌更換的特點，有利于實現航天器的在軌維護。通過電推進系統模塊化在軌更換技術研究，首次實現了空間站霍爾推力器、氣瓶模塊的在軌機械手更換設計，同時提出了電推進系統單機級模塊化在軌更換思路，為航天器長期運行提供了支撐。

3.6 多模式混合使得各類推進互為補充

空間多模式推進系統主要包括化學雙模式推進和化電混合推進，可以兼顧軌控發動機大推力高性能、姿控發動機長壽命小沖量和電推進高比沖高精度的優點。

目前應用較多的統一模式推進系統中姿軌控發動機均采用一甲基肼MMH、四氧化二氮N2O4推進劑，存在小推力姿控發動機噴注孔尺寸過小、加工工藝難度大、容易堵塞、且雙元發動機難以提供足夠小的脈沖沖量的問題。統一推進系統通常燃料和氧化劑不會同時耗盡，還存在某種推進劑過量造成剩余浪費的現象［14］。

雙模式推進系統中軌控發動機采用無水肼N2H4、N2O4推進劑，姿控發動機采用無水肼單組元推進劑。N2H4作雙組元主發動機的燃料，發動機比沖性能較N2H4/N2O4雙組元推進劑發動機高出5 s左右，同時又作為單組元姿控發動機的推進劑，可以產生亞牛級的推力，實現航天器精確姿態控制。雙模式推進系統把單組元姿控發動機高可靠、小推力的優點和雙組元軌控發動機高比沖的優點有機地結合起來，能夠實現推進劑高效率利用，使系統具有更高的綜合性能。

化電混合推進系統既有大推力液體發動機又有小推力高比沖的電推力器，在航天器快速大機動變軌時采用化學推進系統，在航天器長時間大范圍變軌和姿態控制時采用電推進系統，非常適合于推進任務模式較為固定的GEO 衛星和任務柔性較大的深空探測器。

4 發展趨勢

未來的載人登月、載人登火和星際探測等空間任務具有探測距離更遠、在軌周期更長、任務規模更大、工程更加復雜、任務執行更快等特征，需要實現快速經濟天地往返、大范圍軌道轉移、地外星體著陸駐留起飛、長距離長周期深空飛行、在軌服務與維護等，這些對空間推進技術提出了更加高效、環保和自主智能的發展要求。

4.1 高性能長壽命是空間推進的不懈追求

高性能高可靠發動機是航天動力持續不斷的研發目標，直接關系到航天器的綜合性能。目前常規化學推進劑發動機比沖性能達到了325 s，后續通過采用電動泵增壓和耐高溫抗氧化材料，突破高效噴注器、穩定燃燒與傳熱等關鍵技術，可將高室壓發動機比沖提高至345 s，通過采用低溫氧化劑、金屬化膠體推進劑，突破材料長期相容性、耐高溫抗氧化材料、燃燒不穩定抑制等關鍵技術，空間發動機比沖提高至365 s 以上，為上面級、高軌衛星和軌道機動飛行器等航天器提供快速高效的動力。

更高比沖、更大推力、更長壽命是電推進技術的發展方向。通過電離與加速解耦、磁屏蔽和碘/鉍/氪工質等技術研究，實現推力器比沖從3 000 s 提升到6 000 s、壽命達到3×104h 以上、高密度低壓力推進劑貯存和低成本的目標。通過采用推力器簇和嵌套放電室等方案，實現推力從毫牛級向牛頓級的提高。高性能的電推進技術為全電衛星、大范圍軌道轉移飛行器、深空探測和星際貨運等提供高效動力。

4.2 發動機無毒化是空間推進的發展趨勢

目前運載火箭主發動機采用液氧/煤油和液氧/液氫推進劑實現了無毒化，研發高性能無毒推進劑空間發動機替代劇毒肼類發動機，實現新一代運載火箭“全箭無毒化”是必然趨勢。

在目前無毒單組元發動機在推廣應用的同時，開展第二代高性能HAN、ADN 基發動機技術研究，達到255 s 比沖的目標。雙組元無毒發動機經歷了過氧化氫/自燃煤油、氣氧/煤油、空氣/煤油等推進劑組合的探索，后續基于高性能、低成本、綠色潔凈和可空間長期貯存的液氧/甲烷推進劑組合，開展電動增壓式軌姿控一體化空間推進系統研究，支撐我國液體空間動力的升級換代，為運載火箭及上面級、軌道機動飛行器、載人火星探測等航天器提供高性能綠色動力。

4.3 在軌服務與維護是延長太空活動的有效方法

通過在軌維修、在軌重構、模塊更換、燃料加注、在軌救援等措施，實現航天器軌道機動能力提升和在軌壽命延長。在“天宮二號”推進劑補加技術基礎上，進一步提高推進劑補加速度，同時實現無水肼、高純氙氣或氪氣、液氧/液甲烷等多類型推進劑的補加，保證航天器在軌具備充足的推進工質。此外開展發動機模塊化、標準化設計，實現故障發動機的在軌更換。

大型航天器功能日趨強大，構型愈加復雜，類似多艙構成的空間站、長期在軌的航天器必將朝著智能化方向發展。通過智能規劃策略、信息感知、數據處理、分析診斷、智能尋優決策、控制執行、反饋評估和學習升級，實現具備在軌健康監測、自主診斷、智能控制、自動修復和在軌重構能力的智能化空間推進系統，保障航天器高可靠長壽命空間運行。

4.4 從化學能向物理能升級是人類實現太空活動自由的必然途徑

物質與能量是航天活動的基本要素。推進系統的推力、比沖和壽命直接決定了航天任務的范圍、規模和周期。現役化學發動機中性能最高的氫/氧發動機比沖為465 s，難以滿足人類空間長期自由活動的動力需求。從利用推進劑化學鍵釋放的化學能向微觀粒子（離子、光子、原子核等）相互作用釋放的物理能轉變是獲取高密度能量的最佳途徑。核動力是目前可預期實現的、革命性的空間推進系統方案，是“可改變游戲規則”的戰略前沿技術和人類實現空間自由活動的必然途徑［15］。

通過核裂變或核聚變釋放的熱能，可以為大推力核熱推進提供連續的熱能輸入。通過閉式布雷頓循環或磁流體實現核能的熱電轉換獲得的百千瓦至兆瓦電能，不僅可以為大功率電推進提供能量輸入，還可滿足航天器上大功率有效載荷的持續電能供應和星表基地能源需求。核電推進模式下，電推力器的推力可以達到百牛級，比沖可達10 000 s，是載人深空探測、星際航行和空間貨物運輸等任務的理想方案。核熱推進模式下，發動機比沖可達900 s，是化學發動機比沖的3 倍。核動力發動機可極大增強大規模快速進入空間和執行深空探測任務的能力。

5 結束語

空間推進從產品研制上看，經歷了從無到有、從有到精的過程，形成了單組元發動機、雙組元發動機、電推力器等單機和推進系統的系列化型譜，成功支撐了我國載人航天、深空探測、衛星、空間防務等任務，推進技術水平不斷提升，同時帶動了先進材料和工藝等基礎工業的發展。

空間推進從研制模式上看，經歷了從仿制到自研、從跟研到創新、從單純型號牽引到型號牽引與技術推動并舉的過程。前期，空間發動機、推進系統借鑒了前蘇聯和歐美的成熟技術和產品，目前已經走出了一條自主創新研發的道路。電推進方面已經研制出國際一流水平的型譜化產品，提升了我國航天器的綜合性能。

空間推進從技術水平上看，呈現出從跟跑到比肩、部分達到領先的狀態。目前我國空間軌姿控發動機系統性能、工作壽命和可靠性等方面達到了國際一流水平，無毒單組元發動機在國際上率先成功應用，推進劑實現了在軌補加，同時高比沖長壽命電推進和大功率核電推進等技術也在積極探索，研究成果將有力提升我國航天器空間活動能力。