摘 要 為了促進國內電推進技術的發展，簡要介紹了國際上主要電推力器的種類和特點，並結合國外電推進技術的研究及在軌應用情況，介紹了中國電推進技術發展過程和應用現狀，總結了國內外電推進技術的發展趨勢。在此基礎上，根據國內深空探測、商業航天、重力場測量、引力波探測等空間任務對推進器的高比衝、長壽命、寬調節範圍、低成本、高精度等需求，提出了國內電推進技術應該將小型離子推力器、大型霍爾推力器、脈衝等離子體推力器以及無拖曳控制推力器作為重點發展方向的建議。
關鍵詞 電推進技術；發展過程；應用現狀；發展方向；綜述
1 引 言
隨著航天技術的迅速發展，空間任務對航天器推進系統的需求愈加多樣化。深空探測、GEO衛星的軌道轉移與位置保持等任務對空間推進技術有著高比衝、高效率、長壽命等要求。無拖曳控制要求推進系統具有微推力、高解析度來實時補償非保守力。商業衛星要求空間推進系統成本低、價效比高以提高市場競爭力。為了滿足來自軍事、商業、科學研究等不同領域的空間任務的需求，空間推進技術一直在不斷地發展與改進。
傳統的化學推進受到化學能和壁面溫度的限制，推進系統的噴氣速度只能達到2km/s~3km/s的量級，導致比衝較低。而電推進可以藉助於電能，將噴氣速度提高到20km/s~30km/s，甚至更高的量級，能節省大量的推進劑，從而可以有效提高衛星的有效載荷、降低發射品質，達到延長壽命、降低成本的目的[1]。而且電推進系統還具有控制精度高、安全性高等特點。目前電推力器類別多達十餘種，可以滿足航天器姿態控制、位置保持、阻力補償、軌道轉移、深空探測等不同任務的要求，因此具有廣泛的應用前景。
電推進的設想由俄國的齊奧爾科夫斯基和美國物理學家羅伯特·戈達德分別在1902年和1906年提出；在1946年~1956年間，美國和蘇聯科學家對電推力器進行了理論研究，論證了空間電推進的可行性[2]；在此之後，從20世紀50年代末開始開展電推進技術的工程研究。美國於1958年成功地進行了首臺離子推力器的試驗，蘇聯原子能研究所Morozov教授於1966年實現首臺穩態等離子體推力器（SPT）放電，日本、西歐等國家也於20世紀60年代初開始展開了電推進技術的研究。1982年，穩態等離子體推力器SPT-70在Kosmos衛星上進行位保任務，標誌著霍爾推力器正式開始應用；1997年，電子轟擊式離子推力器XIPS-13作為同步衛星的在軌控制系統，正式實現應用[3,4,5,6]。
相較於國際各電推進技術大國，中國對電推進技術的研究起步並不算晚，早在1967年就開展了電推進的研究工作。經過近50年的發展，到2012年10月14日，搭載LIPS-200離子推力器和HET-40霍爾推力器（圖1）的實踐9A衛星進行空間在軌實驗，標誌著中國首次進行電推進技術的空間實驗驗證[7]。以此為分界點，中國電推進技術的發展，從基礎性預研階段正式進入空間應用階段。
Fig. 1 Ion Thruster and Hall thruster on SJ-9A
由此可見，國內電推進技術與國際先進水平尚有一定差距。本文通過對比國內外電推進技術的發展情況，對國內電推進技術的重點發展方向提出了建議。本文從原理研究到試驗研究的發展歷程以及應用現狀等不同的視角出發，比較了國內外電推進技術的發展現狀；分析了不同空間任務對電推進技術的需求；根據國內電推進的發展與應用現狀,對國內電推進技術發展方向提出了建議，並對國內電推進的發展做出了展望。
2 中外電推進發展簡史比較
國際電推進技術的發展經過了提出概念、原理研究、試驗研究到在軌應用等階段，中國電推進的發展也不例外。本部分內容以目前應用最廣泛的霍爾推力器和離子推力器的發展過程為側重點，對中外電推進發展簡史進行比較，意在在國際背景下回顧並分析國內電推進技術的發展歷程與貢獻。
2.1 國際電推進發展簡史
2.1.1 蘇聯/俄羅斯的電推進發展簡史
蘇聯主要針對霍爾推力器開展研究。霍爾推力器的原理如圖2所示，通道內磁場沿半徑方向，陽極和陰極之間的放電等離子體在通道內產生沿軸線方向自洽電場。電離區中產生大量離子，離子在軸向電場的作用下加速，從通道噴出後產生推力。推力器的電離/加速區主要限定在放電通道出口附近。霍爾推力器最早由Morozov在1962年提出後，1972年，SPT-60型霍爾推力器在Meteor氣象衛星上實現了霍爾電推進首次空間試驗。經過不斷的發展，俄羅斯已經研發出功率覆蓋範圍為50W~30kW的工程樣機[9,10]。尤其是額定功率為1.35kW的SPT-100推力器，在20世紀90年代被不同的國家和地區引入，並應用在各大衛星平臺上。
Fig. 2 Schematic of a Hall thruster[10]
2.1.2 美國的電推進發展簡史
美國最開始以電子轟擊式離子推力器的研究為主，其原理如圖3所示，該推力器採用空心陰極向電離室內注入熱電子，並通過直流放電電源向電子注入能量，從而電離氣體工質產生等離子體。其中離子通過柵極加速噴出產生推力，並與中和器發出的電子中和。
Fig. 3 Schematic of a ion thruster[10]
1959年，美國科學家Kaufman成功研製了電子轟擊式離子推力器。1998年10月，深空一號（DS-1）採用XIPS-30推力器，開展了為時3年的小行星探測。該推力器累計執行超過14000h，遠超設計壽命[13,14]。2006年，在美國黎明使命任務中，DAWN探測器採用3臺NSTAR電子轟擊式離子推力器作為主推進系統[15]，壽命期長達10年，消耗推進劑氙450kg。
2010年，波音公司向全世界宣佈正式啟動全球首個全電推進衛星平臺——BBS-702SP 平臺開發計劃。該平臺採用XIPS-25推力器，徹底替代了化學推進。衛星的軌道轉移任務及入軌後的位置保持任務都由電推進系統完成。由於軌道轉移任務採用電推進系統，所以單顆衛星重量從4t降到了2t，發射費用減少5000萬~6000萬美元，經濟效益顯著，在商用通訊衛星市場有著極大的競爭力。在2015年3月，歐洲通訊衛星公司採用702SP全電推平臺，首次實現了一次雙星發射，正式開啟全電推時代[16]。
20世紀90年代初期冷戰結束後，美國勞拉公司引入霍爾推力器，並進行研究與再開發。2008年， BPT-4000在美國的Aerojet GEO衛星上執行[17]，在該推力器的壽命實驗中，研究人員發現了磁遮蔽技術。在2010年8月美國發射了一顆戰術通訊衛星AEHF-1，星箭分離後遠地點推力器BT-4未能啟動，因此採用BPT-4000的救援方案，完成了軌道提升，首次驗證了霍爾電推進轉軌的可行性[18]。近年來，美國開展了適用於空間運輸、載人深空探測等任務的大功率霍爾推力器的研究工作，並研製出了50kW級的NASA-457M，NASA-457Mv2，NASA-400M推力器原理樣機[19]。
2.1.3 歐洲的電推進發展簡史
歐洲一開始以研發電子轟擊式離子推力器以及射頻離子推力器為主，冷戰結束後又展開了對霍爾推力器的研究。
英國從1963年開始研究電子轟擊式離子推力器，德國幾乎在同一時間開展射頻離子推力器的研究，其工作原理與電子轟擊式離子推力器類似，但不採用電離室內的空心陰極，而是採用射頻方式來電離工質。2009年3月17日，ESA在其發射的GOCE衛星上也使用了T5電子轟擊式離子推力器執行近地衛星的阻力補償任務，並在2013年完成了任務[18]。
法國在蘇聯解體後引進了霍爾推力器技術，並針對其開展研究工作。2003年10月，歐空局將PPS-1350型霍爾推力器成功應用於 SMART-1衛星，該推力器採用了法國與俄羅斯法克爾（Fakel）的共同專利，通過了10000h的壽命測試[21]。
近些年，歐洲又興起了對會切場推力器（HEMPT）的研究。其原理類似於霍爾推力器。但與霍爾推力器的徑向磁場不同的是，其採用會切磁場位形，除磁尖端外大部分磁力線均平行於壁面，因此能夠有效地約束等離子體，避免等離子體與壁面的相互作用，從而極大限度地延長了推力器壽命，具有壽命長、結構簡單、功率密度大等優點。
2014年，歐空局將霍爾推力器、離子推力器和HEMPT列為重點發展推力器型別 [22]。目前HEMPT已計劃在2021年用於H2Sat任務[23]。同時在研究過程中發現，會切場推力器具有極寬的推力調節範圍，並且工作穩定，放電電流振盪小。因此在重力場測量、引力波探測等高精度無拖曳探測任務中具有廣泛的應用前景。
2.1.4 日本的電推進發展簡史
日本的電推進研究也深受美國影響，早期主要研究直流轟擊式氙離子推力器，20世紀80年代，日本開始獨立開發微波離子推力器。其原理與射頻離子推力器相似，但其採用微波天線的方式來電離工質從而產生等離子體。2003年5月，日本發射了MUSES-C小行星探測器，探測器使用10cm直徑的微波離子推力器調整飛行軌道。探測器攜帶了4臺推力器，其中1臺作為備份，共提供23.6mN推力和1.2kW功率[24]。之後，日本又研發了20cm直徑的無陰極微波離子推力器μ20和高比衝版10cm微波離子推力器μ10HIsp。2014年日本發射的“隼鳥”2號小行星取樣探測器也採用了4臺微波離子推力器[25]。
除了離子推力器，日本還開展了THT，TALT-2等型別霍爾推力器的研究[26]。
2.1.5 國際其它主要電推力器的發展概況[27,28,29,30,31,32,33]
（1）電弧推力器
電弧推進（Arcjet）通過陰極和陽極之間的電弧加熱推進劑，推進劑受熱膨脹後經過陽極噴管加速噴出，形成推力。與電磁式、靜電式等其他種類的電推力器相比，由於電弧推力器採用電熱加速方式，因此比衝較低，同時在長時間工作後存在電極燒蝕的問題。但在對衛星的影響、技術難度、可靠性等方面都有一定的優勢。電弧推力器於1993年就在美國的Telstar IV衛星上實現了應用。但是隨著離子推力器與霍爾推力器的逐漸發展，肼電弧推力器呈現逐漸被取代的趨勢。但是鑑於肼電弧推力器可與肼化學推力器共用貯箱中的肼，這種組合使軌道控制系統的結構比較簡單（在姿控時採用肼化學推力器，位保時採用肼電弧推力器）。所以肼化學推力器和肼電弧推力器的組合使用在中國尚有較好的研究和應用前景。
（2）磁等離子體動力推力器
磁等離子體動力推力器（MPDT）通過陰極與陽極間形成的電弧電離工質，並通過電流與磁場產生的洛倫茲力加速離子，產生推力，分為自身場MPDT ( SF-MPDT) 和附加場MPDT(AF-MPDT)兩種型別。20世紀60年代，MPDT的概念由美國提出， 該概念源於在對高功率電弧推力器的研究中發現在高電流、低流量（高霍爾引數）下，洛倫茲力加速占主導地位。雖然MPDT已經經過了近60年的研究，但是其內部工作機制以及陰極壽命等問題尚未完全解決。
（3）脈衝等離子體推力器
脈衝等離子體（PPT）推力器具有結構簡單、推力很小（微牛級）等優點，非常適合姿態控制。PPT工作時，首先將儲能電容器充電，然後火花塞點火，電容器沿著推進劑表面放電形成電流，電流將推進劑分解、電離成等離子體，等離子體在感生磁場中受到洛侖茲力作用加速噴出，產生推力。脈衝等離子體推力器是最早實現應用的電推力器，早在1962年就應用於蘇聯宇宙-14衛星執行推力補償任務。近年來，在PPT推力器的基礎上，美國喬治華盛頓大學近年來研製的一種新型推力器微陰極電弧推力器[34]（Micro-Cathode Arc Thruster，μCAT），其利用真空條件下放電電弧燒蝕陰極材料產生較高電離度的高速等離子體，並利用外加磁場聚焦等離子體以產生推力。μCAT具有總衝較高、元衝量較小、系統品質較低、系統體積較小、造價低廉等優點，是極具發展前景的微型電推進技術之一，見圖4。
Fig. 4 Schematic design of a ring electrode μCAT[34]
（4）場發射離子推力器
場發射離子推力器的原理為從金屬、離子液體或非導電液體表面靜電抽取並加速帶電粒子，產生推力。該推力器具有比衝高（2000s~10000s）、推力小且大範圍精確可調（0.1μN~1mN）、推力噪聲低、功耗及成本低、結構緊湊等優點。金屬工質方面，義大利研製的窄縫式銫FEEP-5推力器於2005年完成飛行樣機鑑定。奧地利研製的多孔式FEEP具有28個多孔發射針，推力為0.6mN，比衝6000s，功推比80W/mN，截至2016年已經進行了1000h的壽命實驗。離子液體工質方面，目前Busek公司已經完成了3000h的壽命試驗。
從以上國際電推進的發展形勢可以看出，由於離子和霍爾推力器覆蓋了目前主要航天任務的推力和功率等級，並且歷經幾十年的發展，技術已經相當成熟。因此在未來的一段時間內，仍然會是國際電推進發展的主要方向。同時隨著微納衛星的興起，以脈衝等離子體推力器、場發射離子推力器為代表的微型電推進型別，將會發揮越來越重要的作用。另外，隨著載人深空探測計劃的提出，以磁等離子體推力器、變比衝磁等離子推力器為代表的核電推進將成為未來深空探測的主要手段。
2.2 國內電推進發展與應用
國內早在1967年就開展了對離子推力器的研究，與其它國家基本同時起步。但是之後因為各種因素導致發展緩慢，直到21世紀初，在美國、俄羅斯、歐洲等國家及地區開始大規模使用電推進後，國內才開始大力發展電推進，並快速地實現了空間應用。
2.2.1 中國電推進的研究
1959年電子轟擊式離子推力器在美國成功執行後，各國相繼展開對離子推力器的研究。1967年，中科院電工所率先針對軌道提升任務開展電子轟擊式汞離子推力器技術研究，分別研製了6cm和12cm試驗樣機。1974年，蘭州空間技術物理研究所也開始了離子電推進技術研究，所研製的LIPS-80電子轟擊式離子推力器在1978年獲得了國家科技進步獎一等獎[7]。但1978年~1999年間研究進展不大甚至一度停滯。直到1999年，在國家支援下重新開始了對離子推力器的研究，先後成功研製了LIPS-80，LIPS-90，LIPS-200，LIPS-200+等推力器。西北工業大學在1997年開始陸續展開了對微波電熱推力器、微波離子推力器等以微波為主要電離方式的推力器的研究。針對10cm和2cm微波離子推力器進行了中和器、變工質、磁路結構、通道特徵長度、推力效能評估等方面的研究[35,36]。
1994年，上海空間推進研究所引進SPT-70，開始了霍爾電推進技術研究和產品研發工作，1999年得到國家支援，並於2000年研發出了原理樣機，2002年研發出了工程樣機，2005年完成了電推進系統的研製。先後研製了HET-40，HET-70，HET-100，HET-140，HET-300M等不同功率等級的霍爾推力器。2002年，哈爾濱工業大學在SPT的基礎上開展了磁聚焦型霍爾推力器的研究，並攻克了氪工質磁聚焦的難題。在2012年聯合北京控制工程研究所研製了HEP-100MF第二代磁聚焦型霍爾推力器[37,38,39]。此外，哈爾濱工業大學還開展了HEMPT推力器的研究工作，並完成了工程樣機的研製。蘭州空間技術物理研究所也開發了LHT-70，LHT-60，LHT-100等型號的霍爾推力器。
1992年，中國科學院空間科學與應用研究中心在國家基金委的資助下, 正式開展電弧推進的實驗研究，採用氮、氬、氮氫混合氣體作推進劑進行了效能試驗[40]。北京控制工程研究所從2001年開始與清華大學工程力學系合作進行電弧推進研究，於2010年完成1kW肼電弧推力器工程樣機研製[41]。北京航空航天大學開展小功率電弧電推進技術研究，電推力器羽流模擬模擬、真空環境評估等研究[42]。
早在1970年，中科院電工所就開始了對PPT推力器的研究，並於1981年12月成功進行了採用聚四氟乙烯作為推進劑的PPT工程樣機MDT-2A的彈道飛行試驗，這是中國電推力器的首次空間彈道飛行試驗 [43]。在2000年左右，中科院電工所在原有的研究基礎上開展了平行板電極PPT以及微型同軸PPT的研究[44]。近幾年，國防科技大學也對PPT工作過程和羽流進行了數值模擬與實驗研究[45]。
上海交通大學和上海空間推進研究所聯合進行了場發射離子推力器技術的研究。研製出了國內首臺針式銦工質原理樣機併成功點火，對推力器的伏安特性、推力和比衝等效能進行了初步測試[46]。中科院力學研究所對窄縫式場發射離子推力器進行了研究，論證了金屬鎵工程化的優勢及缺點。並進行了點火試驗，表明金屬鎵是場發射推力器良好的推進劑替代物[47]。
近些年來，國內開展了對MPDT，VASIMR等大功率等離子體推力器的研究工作。北京航空航天大學進行了陰陽極進氣量、超導磁材料等因素對AF-MPDT的影響研究工作，實現了中小功率AF-MPDT的穩定放電，並進行了VASIMR螺旋波等離子體源的設計及數值模擬工作[48,49]。
中國的電推進經過1967年~2011年的基礎研究與應用研究，形成了目前的以霍爾、離子推力器為主，配合以電弧推力器、脈衝等離子體推力器等為輔的電推進格局，與國際電推進技術發展方向同步。目前國內離子、霍爾等已經應用，電弧、PPT等已經列入應用計劃，其中電弧、離子和霍爾推力器是目前應用最多的主流產品。但是對比國際電推進，中國在軌應用晚了半個世紀。
2.2.2 中國電推進的空間應用
2012年10月14日，實踐9A衛星發射，搭載了上海空間推進研究所研製的HET-40霍爾推力器（推力40mN±4mN，比衝1500s±150s，功率680W）和蘭州空間技術物理研究所研製的LIPS-200離子推力器（推力40mN±4mN，比衝3000s±300s，功率1kW）並進行了在軌飛行測試[50,51]。這是國內首次霍爾電推進空間飛行試驗。實踐9A衛星的成功驗證，標誌著國內電推進技術由基礎理論研究轉向工程應用研究。
在此之後，多種電推進技術專案相繼展開。2012年，哈爾濱工業大學和北京控制工程研究所開始聯合研製第二代磁聚焦型霍爾推力器。2013年，配置離子推力器的實踐13衛星正式立項，蘭州空間技術物理研究所於同年進行了LIPS-200長壽命電推進系統地面演示驗證。2014年，搭載LIPS-300的全電推衛星平臺開始工程研製[52]。
2016年11月，北京控制工程研究所和哈爾濱工業大學聯合研製的HEP-100MF（羽流發散角15°）與蘭州空間技術物理研究所LHT-100（羽流發散角36.2°）兩個型號的霍爾推力器（圖5）搭載於SJ-17同步軌道衛星，隨長征5號發射入軌。這次試驗是國際上首次磁聚焦型霍爾推力器的在軌驗證 [53,54,55]。HEP-100MF在環境溫度變化、放電引數漂移、長期工作後壁面形貌變化等多種實際擾動條件下均表現了穩定的磁聚焦特性，滿足航天工程應用的需求，效能指標居國際前列。HEP-100MF霍爾推力器於2016年11月在同步軌道上完成了點火、效能標定、長穩態測試，結果表明在軌資料和地面資料吻合。
Fig. 5 Thruster on SJ-17
HEP-100MF霍爾推力器主要技術進步有：霍爾推力器磁聚焦技術，熱電磁耦合設計技術，低頻振盪控制技術，低功耗高可靠空心陰極，耐濺射氮化硼特種陶瓷材料等關鍵技術。其中最大的技術進步點就是磁聚焦技術，該技術使得羽流發散角極大的減小（羽流發散角<15°），從而減小了羽流和衛星太陽帆板的干涉，減小了離子對壁面的侵蝕，顯著延長了壽命，使推力器預期壽命達到10000h。如圖6所示，在產生相同大小的推力時，羽流角為15°的HEP-100MF推力器較羽流發散角為45°的推力器的有效推力（有效推力即總推力在軸線方向上的分量）可以提高36%[57,58]。2016年，高效率、高比衝磁聚焦霍爾推進技術被評為中國高校十大科技進展。
Fig. 6 Effective thrust diagram at different plume angles
2017年4月12日，LIPS-200型離子推力器作為實踐13衛星的動力裝置發射升空。LIPS-200型離子推力器主要技術進步點有：採用三柵結構並進行優化，有效延長加速柵極壽命、提高了可靠性；優化了電離室磁場，均化了等離子體密度，提高了工質電離效率和推力密度；放電室磁場限制在陽極附近，中心大部分割槽域接近無場區，提升了束流均勻性[50,51]。
2017年7月2日，LIPS-300離子推力器，HEP-140MF和HET-140多模式霍爾推力器搭載於實踐18衛星由長征5號發射升空，計劃驗證大功率電推力器磁聚焦、多模式、冷陰極、點火可靠性等多項新技術。雖然因火箭故障導致衛星未能順利入軌，但技術上標誌著中國電推進應用正在開啟全電推新篇章[59]。
可以看出，國內電推進技術一度與國際先進技術有著較大的差距，但經過近些年的高速發展，國內電推進技術已經迅速地從原理性研究階段達到了工程應用階段，從事電推進技術的人員也在不斷壯大。2016年，中國宇航學會電推進專業委員會正式在第十二屆中國電推進技術學術研討會期間成立，與會人數達到230人，單位達到64家。目前國內電推進的發展格局形成了以發展霍爾推力器、離子推力器為主線，脈衝等離子體推力器和電弧推力器為輔，各種主要推力器的研究同時開展的百花齊放的局面。而且目前大部分推力器都已由基礎研究逐漸轉為應用研究，處於快速發展時期。與國際先進電推進在發展水平上的差距正在迅速縮小。
3 空間任務對推力器的要求
發展航天，動力先行。近年來，隨著中國綜合國力的不斷增強，航天事業的發展也取得了長足的進步。火星探測、空間衛星組網、全電推衛星、高精度空間科學探測衛星等新型航天任務不斷湧現。這些任務對衛星的推進系統又有著不同的要求。
（1）多模式電推力器：轉軌提供大推力、位保提供高比衝全電推平臺的軌道轉移、位置保持和姿態控制等不同的任務階段對推力器有不同的要求。在進入GEO軌道轉移階段（速度增量2800m/s）要求大功率供給，有效載荷不工作，星載70%~80%的電功率都可以用於電推進。在GEO軌道位保階段（速度增量750m/s）要求小功率供給，大部分電功率服務於有效載荷，電推進只能利用20%~30%的功率。因此在不同任務階段的功率供給約束下，電推進器將工作在不同的模式下。需要針對多模式電推力器的應用需求進一步開展研究，以提高不同模式下推力器的整體效能。
（2）深空探測計劃主推進器：高比衝、寬功率範圍/調節比
深空探測可以探索太陽系和宇宙的起源和演化，開發和利用空間資源，對人類發展有重大意義。目前擬開展的深空探測計劃包括：火星探測、小行星探測等計劃。火星探測將採用全球遙感、區域巡視和取樣返回等探測方式。小行星探測需要伴飛、附著、取樣返回。由於在太空中，日星距離不斷變化，任務期內能源供給、推力與比衝需求差異很大，進行這些探測的難度是很高的。所以需要發展高比衝、寬功率範圍/調節比的電推力器。
（3）高精度無拖曳控制衛星：微推力，高解析度
地球重力場測量計劃以及引力波探測計劃等科學測量任務都要求航天器平臺的殘餘擾動力盡可能小。需要採用無拖曳控制方法實時補償非保守力，從而保證航天器的高度穩定性。針對非保守力的大幅快速變化，推力器需要具有軌控精度高、推力調節範圍寬、解析度高、響應快速、在軌時間長等特點。例如GOCE計劃中就要求：推進系統推力在1mN~20mN間連續可調，解析度達到12μN，響應速度達到2.5mN/s，推力向量的穩定性優於±0.2°，推力噪聲小於12μN/
。而引力波探測對推力器的要求則更為嚴格：推力在1μN~100μN間連續可調，解析度達到0.1μN，響應時間小於50ms,壽命達到10000h，比衝高於200s，推力噪聲小於0.1μN/
。
（4）超大功率推進系統：核電推進
載人深空探測為了保障航天員的人身安全，需要儘量縮短任務週期從而減少航天員在太空中所受的宇宙輻射並且需要提高有效載荷，另外在進行“系外行星探測”這樣的遠距離深空探測時，太陽能電池帆板很難滿足飛行器的功率要求。所以需要開發超大功率的核電推進系統。核電推進系統是通過熱電轉換技術將核反應堆產生的熱能轉化為電能，用電能驅動電推力器的系統。核電推進是人類有希望掌握的最高能量密度的推進技術，可以不依靠太陽能，實現遠距離深空探測。
（5）商業航天小衛星電推進：體積小、重量輕、緊緻化
商業航天以通訊、導航和遙感為支柱，以“敏捷快速、低價可靠、平臺共享、專注極致”等為原則，在國家支援下，呈現出突飛猛進的發展態勢。商業航天用小衛星（廣義小衛星重量為500kg以下）成本低、週期短、效能高，這就要求小衛星推進系統的成本低、重量輕、體積小。並且隨著小衛星逐漸承載了原來大衛星的部分任務，對推進系統的要求也在不斷變高，比如部分任務需要高比衝、長壽命，可以提供精確的微推力以及推力精確可調。表1總結了不同任務對推力器的一些要求及適用推力器。
Table 1 Requirements for different space missions and applicable thrusters
4 電推進研究的重點方向
目前國內正在開展或計劃開展的空間任務包括地球重力場測量[65]、“天琴計劃”和“太極計劃”引力波探測任務等科學測量任務[66]；火星環繞和著陸巡視探測任務、進行火星表面取樣返回任務、小行星探測任務 [67]等深空探測任務；還有高分系列光學遙感衛星、北斗導航衛星等衛星的姿態控制與軌道提升任務[68]；以及商業通訊衛星的全球低軌衛星星座建設等任務（鴻雁星座，虹雲工程）[69]。
圖7展示了不同的推力器適用的空間任務，根據上述各種不同的空間任務的需求以及不同推力器的特點將小型離子推力器小型化，霍爾推力器大型化，發展適用於小衛星的脈衝等離子體推力器以及發展無拖曳控制推力器作為國內電推進研究的重點方向。
Fig. 7 Application scope of electric propulsion technology[70]
4.1 離子推力器小型化[71,72,73]
由於離子推力器存在空間電荷極限效應，導致功推比大，推力密度小（0.1mN/cm2~0.3mN/cm2），不易大型化。但是射頻離子推力器與微波離子推力器由於沒有空心陰極，而是採用射頻或是微波天線的方式來電離工質，所以容易小型化。而且由於離子推力器的高控制精度、高比衝、高效率、低推進劑消耗等優點，小型化的離子推力器可用於微小衛星、重力場測量和引力波探測等領域。德國吉森大學已經研製了額定功率為0.019kW的微牛射頻離子推力器RIT-2.5，日本研製了10W級微波離子推力器μ-1。
4.2 霍爾推力器大型化
和離子推力器相比，霍爾推力器沒有空間電荷效應限制，所以推力密度大（1mN/cm2~3mN/cm2）、推力功率比大，便於在航天器上整合。霍爾推力器最高可實現兆瓦量級的功率、十牛量級的推力。雖然和離子推力器相比，氙工質霍爾推力器的比衝較小，但採用金屬工質作為推進劑可以將比衝顯著提高。美國、俄羅斯、日本等都對大功率霍爾推力器展開了研究。美國正在研製百千瓦級的X3穩態等離子體推力器。俄羅斯研製了25kW~140kW的TAL-160陽極層推力器、5kW~30kW的SPT-290穩態等離子體推力器等大功率霍爾推力器。
4.3 脈衝等離子體推力器
脈衝等離子體推力器結構簡單，固體推進劑與推力器本體合為一體的特點使得推進系統體積小、重量輕。而且脈衝工作無需預熱，啟動時間短，控制方便。脈衝消耗的平均功率低，降低了對電源和結構的要求。即使在小功率下仍具有高比衝。這些特點使其適用於微小衛星的軌道提升和維持、阻力補償和位置保持、姿態機動和穩定、星座相位控制等任務，可以應用於通訊、遙感等領域，非常符合商業航天的要求。隨著商業航天的蓬勃發展，PPT也將越來越被重視。
4.4 無拖曳控制推力器
最初的無拖曳控制技術通過冷氣推進實現，1972年美國海軍TRIAD I航天器採用冷氣推進完成了無拖曳控制技術的驗證[74]，2004年發射的GP-B衛星使用了16個氦氣推力器驗證廣義相對論效應[75]。但是當電推進技術成熟度和實際應用效能滿足了飛行需求後，具有比衝高、響應快速、推力解析度高、長壽命等優勢的電推進系統逐漸取代了冷氣推進。2009年，GOCE 衛星採用英國T5推力器作為其沿軌方向的推進系統，用於實時補償衛星的非保守力[76]。LISA探路者採用冷氣推力器和膠體推力器作為其推進系統，驗證LISA衛星所需的關鍵技術。並且在將要進行的LISA和天琴任務中也將採用電推進系統，電推進將成為航天器無拖曳飛行的主要推進手段。但是相較於冷氣推進，無拖曳控制電推力器成熟度較低，需要進行進一步改進。目前可以用於引力波探測的無拖曳控制電推力器有：FEEP推力器（推力範圍符合要求但實現應用尚需改善可控可調性和壽命）；μHEMPT推力器（推力範圍符合要求，但比衝、效率、推力動態性需進一步改善）；射頻/微波離子推力器(推力大範圍調節能力、低功率效率、推力下限等仍需優化)。國內可以應用於重力場測量的無拖曳控制電推力器有HEMPT和LIPS-100。
5 結束語
經過50多年的發展，國外霍爾推力器與離子推力器技術已相當成熟，隨著各國低軌通訊衛星組網計劃的逐漸展開，正在實現大規模的應用。回顧國內霍爾推力器與離子推力器等電推進技術發展歷程，從最初的吸收消化、快速學習、努力追趕，到現在已經實現了一些技術上的並跑甚至領跑。今後，要增加自主智慧財產權，發揮科技創新精神，爭取實現在中等功率電推進、大功率核電推進以及高精度微型電推進技術領域的全面領跑。