多任務模式電推進技術

（中國空間技術研究院，北京 100094）

1 引言

電推進是一種新型航天動力系統(tǒng)，是航天器推進系統(tǒng)的重要發(fā)展方向。它利用在軌獲取的電能高速驅動工質(zhì)產(chǎn)生推力，相對于化學推進具有比沖高的突出優(yōu)勢。美國、日本、俄羅斯、歐洲等國家和地區(qū)從20世紀90年代開始廣泛采用電推進來提升其航天器性能，以增加有效載荷能力，延長航天器的使用壽命，精確控制、消除指向誤差，實現(xiàn)多任務模式等［1-8］。

當前，電推進的應用已逐漸由地球靜止軌道（GEO）的南北位置保持向包含南北位置保持、軌道轉移等任務在內(nèi)的更深化應用轉變［9-10］。在軌位置保持和軌道轉移對電推進系統(tǒng)的需求重點不同。在軌位置保持需要在相對較小的輸入功率條件下產(chǎn)生一定的推力；軌道轉移則要求較大的推力，以縮短軌道轉移時間，軌道轉移期間有效載荷不工作，整星提供給電推進系統(tǒng)的功率較大。多任務模式電推進技術能較好地適應上述任務需求，利用大功率輸出模式實現(xiàn)大推力控制，利用小功率輸出小推力，從而滿足不同階段的不同需求。此外，多任務模式電推進技術可用于深空探測器的姿態(tài)調(diào)整，也可與其他推進系統(tǒng)聯(lián)合作為主推進系統(tǒng)；還可用于空間站姿態(tài)軌道控制及軌道維持任務。

本文介紹了多任務模式電推進的特點及應用，分析了相關關鍵技術，最后提出了發(fā)展多任務模式電推進應解決的關鍵技術。

2 多任務模式電推進的發(fā)展

目前，電推進技術比較成熟的應用是高軌衛(wèi)星的位置保持任務。高效的在軌位置保持要采用高比沖的電推進，其推力功率比大，能夠適應小推力和少耗電的要求。該技術已應用在波音公司的波音衛(wèi)星系統(tǒng)-601（BSS-601）平臺和BSS-702平臺，洛馬公司的A2100平臺，勞拉空間系統(tǒng)公司的LS3000平臺，阿斯特里姆公司的歐洲星-3000（Eurostar-3000）平臺，歐洲航天局的“阿特米斯”（Artemis）平臺，以及俄羅斯的“快訊”（Express）和Seset等通信衛(wèi)星平臺。國內(nèi)目前主要是在新平臺上開展電推進系統(tǒng)的工程化應用。

在兼顧軌道保持及軌道轉移等多任務需求方面，由于受到變軌時間等限制，對電推進要求較高，從低軌到GEO的軌道轉移需求來看，在衛(wèi)星入軌質(zhì)量1500～5000kg、速度增量1900m／s、轉移周期6個月的限定條件下，需要的電推進推力范圍為268～893mN。波音公司的BSS-702HP和BSS-702MP平臺配置兩套完全冗余的離子電推進系統(tǒng)，在滿足南北、東西位置保持任務的同時，已具有實現(xiàn)變軌和動量輪卸載的備份功能。洛馬公司基于A2100M 平臺研制的新一代“先進極高頻”（AEHF）軍用通信衛(wèi)星，已率先采用5千瓦級多模式霍爾電推進系統(tǒng)，執(zhí)行發(fā)射后的部分軌道提升和在軌位置保持任務，使有效載荷的質(zhì)量提高了908kg［1］。2012年，AEHF衛(wèi)星在遠地點發(fā)動機失效的情況下，使用電推進成功實現(xiàn)了衛(wèi)星救援，充分說明了多任務模式電推進的卓越性能。另外，波音公司在BSS-702平臺的基礎上開發(fā)了BSS-702SP全電推進平臺。該平臺不配置遠地點化學發(fā)動機，采用全電推進實現(xiàn)變軌和位置保持等多種任務，有效地降低了平臺質(zhì)量，從而可提高有效載荷的質(zhì)量，或降低發(fā)射成本。阿斯特里姆公司正在開展全電推進衛(wèi)星平臺的開發(fā)，勞拉空間系統(tǒng)公司也會推出全電推進衛(wèi)星平臺。俄羅斯Fakel設計局的SPT-100霍爾推力器，目前已經(jīng)形成一系列產(chǎn)品型譜，用于軌道保持任務，新型的推力器SPT-140可以滿足軌道機動要求。Fakel設計局還計劃實現(xiàn)大功率、大推力霍爾電推進，用于軌道轉移任務?？梢姡鄧荚诤罄m(xù)的航天計劃中拓展電推進的應用能力和水平。目前，我國的電推力器遠不能滿足軌道轉移的需求，因此有必要加緊開展多任務模式電推進技術的研究。

多任務模式電推進系統(tǒng)基于同一套硬件系統(tǒng)設計，通過改變系統(tǒng)工作參數(shù)，實現(xiàn)不同模式的切換，一般可分為雙模式、多模式和連續(xù)可調(diào)模式三類。雙模式電推力器的代表產(chǎn)品為美國的XIPS-25 離子推力器和BPT-4000霍爾推力器［2］；多模式電推力器的代表產(chǎn)品為美國的NSTAR-30、NEXT-40離子推力器和T-140霍爾推力器，俄羅斯的D-80霍爾推力器；連續(xù)調(diào)節(jié)模式以英國Qinetiq公司的T-6離子推力器為代表。國內(nèi)的多任務模式應用起步較晚，還處于原理樣機階段。具體多任務模式電推進的研究情況見表1和表2。

表1 霍爾電推進的主要性能及應用Table 1 Main performances and applications of Hall electrical propulsion

表2 離子電推進的主要性能及應用Table 2 Main performances and applications of Ion electrical propulsion

3 多任務模式電推進的特點及應用

3.1 特點

未來衛(wèi)星平臺對推進系統(tǒng)的要求是，既要實現(xiàn)小推力、高比沖、長壽命的應用，又要滿足大推力、大功率的應用任務。從任務角度來看，電推進系統(tǒng)可以分為電推進一體化獨立系統(tǒng)和混合兼容系統(tǒng)。電推進一體化獨立系統(tǒng)可實現(xiàn)多種任務模式的轉換及優(yōu)化組合，能夠完全支持全電推進衛(wèi)星平臺及后續(xù)新型高軌機動衛(wèi)星平臺的轉移軌道變軌、位置保持及姿態(tài)調(diào)整等任務，即在GTO 至GEO 的轉移階段，或者特殊的機動階段，使用大推力工作模式，在衛(wèi)星定點后全生命期間的位置保持任務，則使用高比沖、小推力的電推進模式?；旌霞嫒菹到y(tǒng)是通過雙組元化學推進系統(tǒng)、單組元化學推進系統(tǒng)和電推進系統(tǒng)有機集成，在優(yōu)化設計的基礎上形成的能夠適應復雜任務需求的先進推進系統(tǒng)［10］。混合兼容系統(tǒng)可以在面對不同的任務需求時采用最合適的推進模式：需要大推力、大速度增量、短時間軌道轉移時，采用大推力雙組元化學推進和大推力電推進互為備份或聯(lián)合工作來實現(xiàn)；需要快速軌道機動時，采用中等推力雙組元或單組元化學推進來實現(xiàn)；需要高效率軌道提升、在軌維持或者空間巡航時，采用高比沖、小推力電推進獨立系統(tǒng)來實現(xiàn)。

3.2 應用

開展多任務模式電推進技術研究，是在有限航天器功率條件下實現(xiàn)電推進系統(tǒng)應用效益最大化的必然選擇。以高軌衛(wèi)星軌道抬升為例，參考BSS-702平臺和A2100M 平臺電推進軌道轉移策略。第一階段，使用化學推進和電推進聯(lián)合變軌：首先，利用化學推進490N 發(fā)動機使衛(wèi)星進入GTO＋軌道（近地點高度在10 000～36 000km），且衛(wèi)星傾角近似為0；然后，利用電推進使衛(wèi)星從GTO＋軌道進入GEO。第二階段的電推進工作又可分為：①電推進每圈點火幾十分鐘到幾小時，使衛(wèi)星傾角為0并抬升近地點，軌道周期為24h；②電推進連續(xù)點火，抬升近地點，降低遠地點，實現(xiàn)衛(wèi)星GEO 注入。通過設置GTO＋軌道參數(shù)，可以調(diào)整化學推進和電推進的任務分配比例。當GTO＋軌道與GEO 重合時，軌道轉移任務將全部由電推進完成。

軌道抬升對軌道轉移時間的要求較高，要權衡比沖和推力。質(zhì)量提升與電推進變軌時間、電推進比沖、電推進推力等相關［9］，從表3可以看出，入軌質(zhì)量的增加，意味著衛(wèi)星平臺裝載有效載荷能力的提升。電推進的推力需求達到360 mN 以上，才能更好地縮短變軌時間。此外，對于軌道轉移任務，電推進的工作功率一般應達到9000W 以上。對于電推進一體化獨立系統(tǒng)，推力應為50～360mN，變軌比沖不小于1500s，效率不低于50%，功率為4～9kW；位置保持的比沖不低于3000s，效率不低于50%，功率為1.5～2kW。對于混合兼容系統(tǒng)，化學推進的推力為490N，比沖為315s，電推進的推力為50～270mN，比沖不低于3000s。

表3 電推進變軌時間與入軌質(zhì)量、速度增量的關系Table 3 Time of orbit transfer with injection mass and velocity increment by using electrical propulsion

從電推進的比沖、推力、效率、輸入功率之間的關系可知，除非輸入更大的功率來提高比沖和增加推力，否則在功率一定的情況下，要使電推力器同時獲得大推力功率比和高比沖是非常困難的。針對這一不可克服的電推進內(nèi)在限制條件，開始研究和發(fā)展在同一電推力器上實現(xiàn)兩個或更多的工作模式，以適應大推力或高比沖的工作要求。

4 關鍵技術分析

雖然單一任務模式的電推進已經(jīng)實現(xiàn)了性能的穩(wěn)定和優(yōu)化，如高比沖的離子推力器和大推力的霍爾推力器，但要在同一推力器上實現(xiàn)兩個工作參數(shù)差別很大的任務模式兼容，并確保工作性能，實現(xiàn)相對較高的效率，面臨的新技術問題還很多，難度也較大，目前在國外也沒有完全解決?，F(xiàn)將多任務模式電推進要解決的關鍵技術總結如下。

4.1 電推進系統(tǒng)平臺應用技術

電推進系統(tǒng)平臺應用策略優(yōu)化，不僅涉及到任務需求分析和系統(tǒng)性能分配，還涉及到整星的功率分配、包絡限制等總體因素。通過系統(tǒng)及資源配置優(yōu)化、平臺的布局優(yōu)化等措施，實現(xiàn)電推進系統(tǒng)應用集成；通過電推進系統(tǒng)使用策略優(yōu)化分析，確定軌道機動、小推力連續(xù)軌道轉移、在軌維持等典型任務的優(yōu)化計算模型；通過電推進系統(tǒng)故障檢測、隔離及恢復（FDIR）技術，解決軌道轉移及在軌過程控制中必要的補償技術、電源及控制耦合技術等，更好地優(yōu)化電推進的可靠性和安全性；通過電推進羽流試驗及仿真等途徑，解決羽流與整星相互影響的技術問題。具體包括以下幾點。

4.1.1 平臺的優(yōu)化技術

推力器的布局要考慮在實現(xiàn)軌道位置保持時，南北位置保持與東西位置保持的耦合盡可能小，同時，在最優(yōu)使用效率的前提下，在布局上盡量避免星載光學姿態(tài)敏感器和太陽翼等受到羽流的污染損害，并使羽流對太陽翼附加的干擾力矩盡量小。電推進的供給系統(tǒng)則要結合現(xiàn)有化學推進系統(tǒng)管路布局，進行小型化和集成化設計；另外，供給系統(tǒng)進行熱控時，除考慮材料本身的耐高低溫能力外，還必須同時考慮推進劑的物理特性（在軌工作狀態(tài)下氙氣不得發(fā)生液化），而且應保證氙氣瓶中的氙氣壓力小于氙氣瓶的最大工作壓力。同時，根據(jù)貯供流量模塊的工作特性要求，應保證氙氣進入小流量控制器前的溫度低于小流量控制器的控制溫度，以避免流量控制的失效。而且，在熱控過程中還應盡量減少2個氙氣瓶質(zhì)量不均勻造成的整星質(zhì)心偏斜。

4.1.2 多任務控制策略

一方面，南北位置保持及東西位置保持任務要結合整星需求和控制能力，確定每次矢量調(diào)節(jié)機構的調(diào)整時間，考慮光壓、干擾力矩等影響下的控制策略和故障模式下必要的電推進工作參數(shù)調(diào)整策略。在控制策略方面，衛(wèi)星要實現(xiàn)長期在軌工作，對電推進系統(tǒng)的長壽命要求最高；電推進的姿態(tài)控制策略主要是為整星控制系統(tǒng)設計，提供姿態(tài)調(diào)整的輸入依據(jù)，即采用電推進進行姿態(tài)調(diào)整，消除電推進工作過程中可能產(chǎn)生的干擾力矩，干擾源主要來自于離子推力器的推力矢量偏心及羽流效應。電推進的變軌策略研究需要通過優(yōu)化設計確定最佳變軌推力、變軌時間和推進劑消耗量的關系，同時開展自主變軌控制策略研究，以及各種干擾影響下的小推力連續(xù)軌道轉移仿真。

另一方面，在利用電推進實施軌道抬升中，由于電推力器的推力小，因此軌道抬升的弧段損失、軌道控制弧段的測控是否可見、變軌時間與燃料消耗的綜合評價等軌道設計問題，因每圈次電推進變軌耗時長、弧段可見性復雜而產(chǎn)生的星上自主定軌問題，以及變軌過程需要供配電、熱控、測控的系統(tǒng)協(xié)調(diào)等問題，均是多任務模式電推進控制中必須解決的。

4.1.3 電推進系統(tǒng)的FDIR 策略

電推進在衛(wèi)星平臺上應用，要解決系統(tǒng)的FDIR策略。故障檢測是通過硬件和軟件檢測，將故障相關參數(shù)和數(shù)據(jù)保存于故障歷史記錄緩存中，根據(jù)需要下傳至地面。故障隔離是通過系統(tǒng)冗余設計的方式，實現(xiàn)對推力器的切換隔離，對貯供子系統(tǒng)支路的選擇切換，以及對電源處理單元中故障模塊的隔離防護等。故障恢復是通過最優(yōu)主備重組策略等方式，根據(jù)故障的嚴重等級制定故障恢復方法。通過系統(tǒng)層面的FDIR 設計，提高分系統(tǒng)單機相關軟件和硬件的檢測能力，更有效地隔離故障部件或將其輸出信號在控制回路中斷開，使故障不會影響衛(wèi)星正常的控制任務；同時，通過恢復策略設計，優(yōu)化系統(tǒng)備份設計和單機的冗余設計。

4.1.4 電推進應用的羽流防護技術

羽流等離子體特性包括羽流中高速的氙離子、低速的交換電荷離子中的氙和鉬離子的密度及能量特性，氙原子和鉬原子等中性原子的運動參數(shù)特性及電子參數(shù)特性（包括電子密度、溫度特性）等。研究這些粒子的分布、電勢、能量特點，有助于深入研究掌握羽流等離子的分布規(guī)律，掌握等離子羽流對衛(wèi)星的影響規(guī)律，進而能更好地評估離子推力器的工作性能，羽流等離子體環(huán)境對太陽翼的充放電影響，以及羽流濺射刻蝕及污染效應。

4.1.5 系統(tǒng)長壽命設計技術

長壽命、高可靠技術也是保證高軌衛(wèi)星實現(xiàn)任務目標的關鍵技術。離子電推進正是滿足高比沖、長壽命需求而廣泛應用于高軌衛(wèi)星的位置保持任務。目前，國外霍爾電推進系統(tǒng)的最長驗證壽命還不到8000h，而離子電推進系統(tǒng)已經(jīng)達到35 000h。未來，多任務模式電推進技術在變軌和南北位置保持中的工作時間更長，且沒有化學推力器作為備份，要求具備長壽命和高可靠性，因此要進行電推進系統(tǒng)的延壽設計。

4.2 多任務模式推力器技術

4.2.1 離子電推進技術

（1）多任務模式設計。離子電推進的大推力工作模式可以縮短衛(wèi)星的轉移周期，減少經(jīng)歷輻射帶的次數(shù)；小推力、高比沖工作模式則有利于衛(wèi)星在GEO 運行階段最大限度地節(jié)省推進劑消耗。對離子推進系統(tǒng)而言，這兩種模式的比沖相對變化不大，變化主要體現(xiàn)在推力上，可通過調(diào)整電功率和流量來實現(xiàn)。雙模式設計要重點解決兩種模式下的效率問題和推進劑的利用率問題。

（2）柵極組件設計。柵極磨損是影響離子推力器壽命的主要原因之一。雙核離子及截獲電子對柵極組件的濺射腐蝕影響和熱變形影響，都是導致柵極結構性失效的重要因素。推力器的延壽設計要避免柵極的結構性失效，實現(xiàn)大面積鉬柵抗震性能的優(yōu)化設計，突破柵板成型、柵孔刻蝕工藝設計，以及高溫工況下柵極熱形變控制方案設計等。

（3）放電室設計。放電室設計主要是磁場構型優(yōu)化設計，包括磁極布局、磁路形位的優(yōu)化設計。此外，為了實現(xiàn)多任務模式工作，還要進行工作點參數(shù)的匹配、優(yōu)化，其中包括減小放電損耗、提高等離子體均勻性方面的設計等。在仿真分析方面，目前要進一步開展放電室電離穩(wěn)定性的研究，以及濺射腐蝕對壽命的影響研究。

（4）空心陰極長壽命設計。陰極技術研究主要是對鋇鎢空心陰極和六硼化鑭陰極的應用研究。目前，浸漬鋇鎢空心陰極的研究已經(jīng)有一定的基礎，但要根據(jù)新的工作條件要求進行陰極結構改進，增強發(fā)射體抗離子的轟擊能力，以提高陰極的可靠性及壽命。六硼化鑭陰極具有發(fā)射能力適中、濺射率低、抗中毒能力強、能長期暴露在大氣中和壽命長的優(yōu)點，但是其工作溫度高，會給加熱器帶來不利影響，要在工程上應用，須進一步通過工藝優(yōu)化及試驗驗證來保證陰極的長壽命要求。同時，還要仿真研究空心陰極內(nèi)部放電規(guī)律，掌握多種工況下陰極電子的發(fā)射規(guī)律。

4.2.2 霍爾電推進技術

（1）多任務模式設計?；魻栯娡七M多任務模式是在保持總功率不變的前提下，通過調(diào)整推力和比沖來實現(xiàn)的。其技術實現(xiàn)途徑為：通過雙極化設計分離出電離級和加速級，或者改變放電室的設計，也可以提高電源處理單元的輸出效率。從技術上來說，霍爾推進系統(tǒng)比離子推進系統(tǒng)更容易適應大功率工況，未來可為10 千瓦級的衛(wèi)星提供6～7kW的功率（單臺）。

（2）磁聚焦優(yōu)化技術。磁路和磁場拓撲設計是推力器實現(xiàn)高性能的關鍵，要針對推力器特定工作條件下的磁場形狀和強度要求進行優(yōu)化（包括優(yōu)化放電電壓），以更好地實現(xiàn)磁聚焦來提高效率。另外，電推力器非正常工作情況下的磁場設計，將是電推力器設計中的又一個難題。

（3）電離分布控制技術。要實現(xiàn)霍爾推力器的多任務模式輸出，就要總體設計磁場構型，以達到在一定供氣流量范圍內(nèi)實現(xiàn)較小的低頻振蕩、最優(yōu)的放電電壓和磁場梯度。

（4）陰極技術。陰極的長壽命設計技術是電推進的共性問題。

（5）壁面材料優(yōu)化。磁通道材料要具有較高的二次電子發(fā)射特性，且絕緣，還應有較強的抗離子濺射侵蝕能力，并在高溫下導電。因此，應開展相應的抗等離子體侵蝕性能評估及熱物理性能測試等研究。

4.3 可變功率電源轉換及控制技術

大功率電源處理單元內(nèi)部含有多路功率電源，包含高壓大功率恒壓源、大功率恒流源和脈沖點火電源等，結構異常復雜。因此，大功率電源需要攻關的項目包括：適應大功率拓撲結構、動態(tài)響應快的反饋隔離技術，輸入輸出濾波技術，高壓絕緣處理技術，大功率電源的反饋控制技術，不同電源的合成技術，以及電源處理單元的備份等。

4.4 流量控制技術

流量控制技術的主要難點是微小流量控制，包括控制精度及系統(tǒng)多余物的控制。控制精度受限于流量控制器溫度遙測采集精度，同時反饋控制算法受限于硬件系統(tǒng)設計。在多余物控制方面，電推進為微小流量輸出，多余物敏感需求度高。目前執(zhí)行的潔凈度控制，對直徑小于5μm 的粒子通常不作要求，但電推進流量控制器的毫克級流量控制，要求縫隙尺寸為2～10μm，5μm 以下的粒子有可能污染到產(chǎn)品。因此，多余物高度敏感需求就要求產(chǎn)品具有較高的過濾精度，或者通過“迷宮”設計降低流量控制器對多余物的敏感度。此外，可變流量調(diào)節(jié)技術還要解決溫度遙測采集精度和控制精度等問題。

4.5 多自由度、大角度矢量調(diào)節(jié)技術

矢量調(diào)節(jié)機構的多自由度、寬范圍調(diào)整能力，是保證電推進系統(tǒng)多任務模式工作的必要條件。目前，國際通用機構多數(shù)以步進電機＋諧波齒輪的傳動方式，測角要采取旋轉變壓器或者光學編碼器提高控制精度，同時增加硬機械限位設計避免超調(diào)。電推進應用的矢量調(diào)節(jié)機構，一般具有分辨率高、測角精度高、輸出力矩大和承載能力強等特點，并且擺動范圍可通過機械限位設計進行調(diào)整，可滿足電推進對擺動角度、分辨率、負載能力的需求。目前，在工程應用上應重點解決冗余輕型化設計，多任務模式需求的大范圍錐角調(diào)整能力設計（不低于90°），以及記憶合金低沖擊解鎖分離技術等。

4.6 地面測試驗證及診斷技術

從系統(tǒng)集成、性能評估和整星兼容性三方面開展測試驗證及診斷，進行全面、充分的驗證。具體的地面測試驗證及診斷技術包括：電推進系統(tǒng)整星試驗技術；電推進羽流測試及在軌診斷技術；電推進微小流量測試與標定技術；電推進系統(tǒng)聯(lián)試模擬器技術；電推進系統(tǒng)電磁兼容性測試技術；電推進系統(tǒng)集成測試技術；電推進地面微小推力及微小沖量測量技術；推力器放電室等離子體診斷技術；推力器推力在軌實時非接觸測量技術；電推進系統(tǒng)可靠性試驗評價技術；系統(tǒng)壽命試驗與預測技術。

5 結束語

電推進系統(tǒng)在長壽命GEO 衛(wèi)星上的應用已經(jīng)成熟，而且顯示出巨大的經(jīng)濟利益，成為衡量衛(wèi)星先進性的一個重要指標。從高軌衛(wèi)星電推進應用需求出發(fā)，未來電推進技術要突破解決多任務模式電推進技術、小推力變軌策略、電推進大功率電源變換和管理等關鍵技術，研究形成新型多任務模式電推進系統(tǒng)，支持全電推進及后續(xù)新型高軌機動衛(wèi)星平臺的轉移軌道變軌、位置保持及姿態(tài)調(diào)整等多種任務，可為大幅提高衛(wèi)星的性能提供技術儲備。

（References）

［1］Staff Writers.Aerojet’s high-power hall system propels USAF AEHF satellite［Z／OL］.［2013-06-12］.http：／／www.space-travel.com／reports／Aerojet＿High＿Power＿Hall＿System＿Propels＿USAF＿AE，HF＿Satellite＿999.html

［2］Richard R Hofer，Thomas M Randolph，David Y Oh，et al.Evaluation of a 4.5kW，commercial hall thruster system for NASA science missions，AIAA-2006-4469［C］／／Proceedings of the 42nd AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference ＆ Exhibit.Washington D.C.：AIAA，2006

［3］Boeing Satellite Systems Company.XIPS：the latest thrust in propulsion technology［EB／OL］.［2013-06-12］.http：／／www.boeing.com／defense-space／space／bss／factsheets／xips／xips.html.

［4］John R Beattie.XIPS keeps satellites on track［J］.The Industrial Physicist，1998，4（2）

［5］Ronald L Corey，David J Pidgeon.Electric propulsion at Space System／Loral，IEPC-2009-270 ［C］／／Proceedings of the 31st International Electric Propulsion Conference.IEPC，2009

［6］J Gonzalez del Amo，G Saccoccia.Electric propulsion activities at ESA，IEPC-2009-237［C］／／Proceedings of the 31st International Electric Propulsion Conference.IEPC，2009

［7］Semenkin A V.Overview of electric propulsion activity in Russia，IEPC-2007-275［C］／／Proceedings of the 30th International Electric Propulsion Conference.IEPC，2007

［8］Franck Darnon，Denis Arrat.Overview of electric propulsion activities in France［C］／／Proceedings of the 29th International Electric Propulsion Conference.IEPC，2005

［9］David Y Oh.Analytic optimization of mixed chemicalelectric orbit raising missions，IEPC-01-173［C］／／Proceedings of the 26th International Electric Propulsion Conference.IEPC，2001

［10］Laurie M.Design of a hybrid chemical／electric propulsion orbital transfer vehicle［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2002，39（1）：131-139