任亞軍，王小永

（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點實驗室，蘭州 730000）

0 引言

電推進作為一種先進、高效的空間推進技術(shù)，具有比沖高、壽命長等顯著優(yōu)勢，采用電推進技術(shù)可延長航天器工作壽命或提高有效載荷質(zhì)量比也可減輕發(fā)射質(zhì)量、降低發(fā)射成本。電推進已成為提升航天器整體性能與技術(shù)水平的重要手段，美國、俄羅斯、歐洲等國外航天技術(shù)先進國家和地區(qū)在20世紀90年代中期，已經(jīng)實現(xiàn)了電推進系統(tǒng)在航天器中的商業(yè)應用，取得了顯著的經(jīng)濟效益[1-2]。進入21世紀后，電推進在航天領(lǐng)域中的應用更加廣泛和深入[3-8]，不僅應用范圍從GEO衛(wèi)星拓展到了LEO衛(wèi)星和深空探測等領(lǐng)域，在GEO衛(wèi)星上所承擔的任務也已從應用初期單一的南北位保逐步向包括南北位保、東西位保、偏心修正、動量輪卸載以及軌道轉(zhuǎn)移等在內(nèi)的多任務發(fā)展。在系統(tǒng)調(diào)研國外電推進系統(tǒng)研制與發(fā)展歷程的基礎上，介紹了高性能電推進系統(tǒng)在國外先進GEO公用衛(wèi)星平臺上的應用情況，并對電推進系統(tǒng)在我國GEO衛(wèi)星中的應用提出了建議。

1 電推進技術(shù)的發(fā)展

自20世紀初美國科學家戈達德（Goddard）和俄羅斯科學家齊奧爾科夫斯基（Циолковский）提出用電能加速帶電粒子產(chǎn)生推力（即電推進）的概念以來，電推進技術(shù)已經(jīng)歷了一百多年的歷程，取得了重要的理論與試驗研究成果，實現(xiàn)了電推進系統(tǒng)在航天領(lǐng)域的應用。

總體來看，電推進技術(shù)的發(fā)展可以劃分為四個階段[9]，第一階段：1902～1964年，為電推進概念提出及原理探索階段，該階段對電推進技術(shù)進行了大規(guī)模的理論與試驗研究，并開發(fā)出了離子、霍爾等各種類型電推進原理樣機產(chǎn)品；第二階段：1964～1980年，為電推進系統(tǒng)地面與在軌飛行驗證階段；第三階段：1980～2000年，為電推進系統(tǒng)初始應用階段，這一階段，世界各國的電推進產(chǎn)品相繼實現(xiàn)了空間應用；第四階段：2000～2017年，為電推進系統(tǒng)深化應用階段，多種類型的電推進系統(tǒng)在各類航天器得到廣泛應用。

目前，世界各國正在針對未來航天應用新需求，進行大功率、多功能和高性能電推進系統(tǒng)的開發(fā)與研制工作。

2 高性能電推進系統(tǒng)研制及發(fā)展

電推進系統(tǒng)的性能主要取決于電推力器的性能。根據(jù)工質(zhì)加速方式的不同，電推力器通常分為電熱式、電磁式和靜電式三種類型。電熱式推力器利用電能加熱工質(zhì)，使其氣化、分解，再經(jīng)噴管膨脹后加速排出，產(chǎn)生推力。電磁式推力器利用電能使工質(zhì)形成物質(zhì)的第四態(tài)—等離子體，等離子體在外加電磁場作用下加速從噴管排出，產(chǎn)生推力。靜電式推力器是利用電能將易于離解的工質(zhì)離解，形成電子和離子，然后使帶正電的離子在靜電場作用下加速排出而產(chǎn)生推力。

美、俄、日、歐等航天技術(shù)先進國家和地區(qū)相繼成功開發(fā)和研制出了數(shù)十種各種類型的電推進系統(tǒng)，并開展了多次在軌試驗和飛行驗證。與電熱式電推進相比，靜電式（也稱離子式）和電磁式電推進系統(tǒng)，具有比沖更高（1 500 s以上）、壽命長、綜合性能好等優(yōu)點，屬于高性能電推進系統(tǒng)。

2.1 前蘇聯(lián)/俄羅斯

前蘇聯(lián)/俄羅斯是世界上最早研制和應用霍爾電推進的國家，主要研制單位為火炬設計局（Fakel），科爾德什研究中心（KeRC），中央機械制造研究院（TsNIIMAsH）等。 早在1955～1957年，前蘇聯(lián)就開始試驗脈沖等離子推力器（PPT）；1966年，庫哈托夫原子能研究所的Morozov教授成功研制和試驗了世界上第一臺靜態(tài)等離子體推力器（SPT），此后前蘇聯(lián)便將電推進研究重點放在了SPT方面，經(jīng)過Fakel、莫斯科航空學院等單位長期深入的研究和改進，先后開發(fā)出了多種不同規(guī)格的霍爾電推進系統(tǒng)。1972年，在流星號氣象衛(wèi)星上首次使用2臺SPT-60等離子體推力器進行軌道調(diào)整，1978年，又在Meteor-Priroda衛(wèi)星上開展了SPT-50軌道轉(zhuǎn)移試驗，俄羅斯SPT霍爾電推進的真正空間應用是1982年5月17日發(fā)射的GEO通信衛(wèi)星Kosmos 1366，該衛(wèi)星采用4臺SPT-70霍爾推力器，執(zhí)行衛(wèi)星南北位保任務，1994年10月，SPT-100霍爾電推進也成功實現(xiàn)了空間應用。

另外，俄羅斯科爾德什研究中心從20世紀60年代開始一直在進行離子電推進的研制工作，1966～1971年前蘇聯(lián)先后在4枚琥珀號電離層探測器上，開展了電子轟擊式離子推力器空間彈道飛行試驗，1969年又在離子號地球物理探空火箭上試驗了銫接觸式離子推力器，此后很長一段時間，這類推力器的研制處于停滯狀態(tài)，直到1992年，科爾德什研究中心又開始研制直徑為5 cm和10 cm的小功率電子轟擊式離子推力器IT-50和IT-100，這兩種推力器的推力范圍分別為2～5 mN和7～18 mN。目前該中心還在發(fā)展30 cm電子轟擊式離子推力器，但俄羅斯的離子推力器至今未得到應用。表1列出了俄羅斯研制的部分高性能電推進系統(tǒng)的主要性能。

表1 俄羅斯高性能電推進系統(tǒng)主要性能Table 1 The key parameters of high performance electric propulsion system in Russia

2.2 美國

美國主要研究機構(gòu)包括波音公司、NASA格倫研究中心、Aerojet公司、Busek公司和洛克希德·馬丁公司等。美國電推進發(fā)展的重點是電子轟擊式（Kaufman型）離子電推進。1959年，NASA的Har?old Kaufman研制成功了電子轟擊式離子型推力器，1964年7月，美國在SERT-1衛(wèi)星上成功進行了世界上首次離子電推進系統(tǒng)飛行試驗，1970年2月，2臺5 cm直徑的汞離子推力器首次應用于GEO衛(wèi)星執(zhí)行姿態(tài)控制和南北位保任務，1974年，在應用技術(shù)衛(wèi)星ATS-6上，使用2臺8 cm直徑的電子轟擊式銫離子推力器進行了南北位保試驗。20世紀80年代后，休斯公司（Hughes）和NASA的格林研究中心成功研制出了13 cm、20 cm、30 cm氙離子電推力器，并相繼開發(fā)出了XIPS-13、XIPS-25、NSTAR-30離子電推進系統(tǒng)，先后于1997年、1998年和1999年、2007年成功應用于GEO平臺衛(wèi)星和DS-1、DWAN等深空探測航天器，1997年8月XIPS-13離子電推進系統(tǒng)在美國泛美衛(wèi)星（PAS-5）上首次應用成功，開創(chuàng)了衛(wèi)星推進技術(shù)的新紀元；1998年10月，世界上第一個采用電推進作為主推進的深空探測器—深空一號（DS-1）探測器發(fā)射升空，探測器上攜帶了一套NSTAR-30離子電推進執(zhí)行探測器的軌道推進任務，截至2001年12月，探測器完成全部預定飛行任務，離子電推進累計在軌工作16 265 h，這是世界航天史上首次使用電推進作為主推進的星際飛行，是電推進發(fā)展史上具有里程碑意義的事件。截至2013年底，使用XIPS-13的GEO衛(wèi)星總數(shù)已達到18顆離子電推進系統(tǒng)，應用XIPS-25離子電推進系統(tǒng)的衛(wèi)星總數(shù)達到了20顆，XIPS-25不僅承擔衛(wèi)星的全部位置保持任務，同時作為衛(wèi)星入軌任務的備份推進系統(tǒng)，執(zhí)行衛(wèi)星最終GEO軌道圓化的部分軌道轉(zhuǎn)移任務。

在離子電推進系統(tǒng)成功實現(xiàn)空間應用后，美國于上世紀90年代末也啟動了霍爾電推進系統(tǒng)的研制工作。2001年，研制出了擬計劃用于空軍實驗室TacSat-2衛(wèi)星主推進的200 W霍爾電推進系統(tǒng)BHT-200，2003年11月完成了壽命試驗，2005年交付用戶進行總裝，并在2006年12月16日發(fā)射的TacSat-2衛(wèi)星上作為試驗載荷開展了飛行鑒定。另外，從1998年開始，在經(jīng)過不斷的測試驗證及設計改進與優(yōu)化后，2003年Aerjet與Busek公司聯(lián)合成功研制出了高功率霍爾推力器BPT-4000工程鑒定樣機（EQM），2004年推力器通過了全部鑒定試驗，2006年BPT-4000電推進系統(tǒng)研制工作全部完成，并開展6 000 h的工作壽命驗證。BPT-4000針對GEO衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移、在軌位保等任務應用研制，具有雙模式工作特性，4.5 kW大推力模式下的性能測試結(jié)果為推力294 mN、比沖1 844 s、效率57%，3.0 kW高比沖模式下的性能測試結(jié)果為推力168 mN、比沖1 969 s、效率56%，該推力器總沖設計值大于4.6×106N·s，開關(guān)機次數(shù)大于6 300次。

為了實現(xiàn)電推進應用效益最大化，2013年，美國波音公司推出全球首個全電推進衛(wèi)星平臺—BBS-702SP，該平臺選用XIPS-25離子電推進系統(tǒng)承擔衛(wèi)星的軌道轉(zhuǎn)移、在軌位保等全部推進任務，2015年3月1日，美國太空探索公司（Space X）采用獵鷹9中型火箭將亞洲廣播衛(wèi)星公司ABS-2A衛(wèi)星和墨西哥衛(wèi)星公司Satmex-7衛(wèi)星已一箭雙星方式發(fā)射升空，實現(xiàn)了全電推進衛(wèi)星的全球首飛應用，衛(wèi)星上攜帶了4臺XIPS-25離子電推力器，經(jīng)過大約8個月時間的軌道轉(zhuǎn)移，可將衛(wèi)星送入預定GEO軌道。

目前，美國正在進行針對未來更遠距離星際探測任務的高功率、高比沖、長壽命氙離子電推進系統(tǒng)的研制，主要包括針對太陽能機器人探測使命的NEXT-40、針對木星冰月探測器應用的NEXIS、Hi?PEP、碳柵極NSTAR等，其中NEXT-40已進入最后的壽命驗證階段。表2列出了美國研制的部分高性能電推進系統(tǒng)的主要性能。

表2 美國高性能電推進系統(tǒng)主要性能Table 2 The key parameters of high performance electric propulsion system inAmerica

2.3 歐洲

英國對電推進技術(shù)的研究始于1967年，研制重點集中在電子轟擊式離子電推進，2001年12月ESA發(fā)射的靜止軌道衛(wèi)星—Artemis衛(wèi)星采用兩套T-5離子電推進系統(tǒng)和兩臺德國射頻離子電推進系統(tǒng)RIT-10擔負衛(wèi)星南北位置保持控制任務，2009年3月17日歐洲重力場測量與海洋衛(wèi)星發(fā)射升空，星上裝載有兩套T-5離子電推進系統(tǒng)互為備份，承擔衛(wèi)星的大氣阻尼補償任務，實現(xiàn)衛(wèi)星無拖曳飛行，截至2013年衛(wèi)星任務終結(jié)時，離子電推進系統(tǒng)累計在軌工作時間20 000 h以上。T-6離子電推進系統(tǒng)是英國在T-5研制基礎上針對歐洲Bepi Colombo（貝布克倫布）水星探測任務和歐洲重型GEO衛(wèi)星平臺—AlphaBus平臺應用開發(fā)的一款高功率、多模式離子電推進系統(tǒng)，T-6推力器束流直徑22 cm，2.43 kW下的性能設計指標為推力75 mN、比沖4 120 s，4.5 kW下的推力設計指標為145 mN、比沖3 710 s，目前該系統(tǒng)正在進行發(fā)射前最后的地面測試與試驗。

法國在上世紀60年代曾發(fā)展過多種類型電推進系統(tǒng)，70年代將重點轉(zhuǎn)移至10 cm電子轟擊式離子電推進上。1992年，斯奈克瑪（Snecma）飛機制造公司與俄羅斯Fakel合作，在對SPT-70進行設計改進的基礎上研制出了PPS-1350靜態(tài)等離子體推力器?；赑PS-1350的霍爾電推進系統(tǒng)在2001年12月發(fā)射的法國電信衛(wèi)星STENTOR上開展了南北位保試驗，隨后在2003年9月27日發(fā)射的ESA第一顆月球探測器—SMART-1上作為主推進得到了應用，PPS-1350在地面共完成了10 500 h、7 300次開關(guān)的長壽命試驗，總沖達到3.39×106N·s。1999年初，斯奈克瑪與阿爾科特（Alcatel）合作，針對歐洲未來大型商業(yè)衛(wèi)星和高功率星際飛行任務應用需求，開始研制PPS-X000系列高功率霍爾電推進系統(tǒng)，2003年研制出了5.0 kW級的PPS-5000，典型性能為功率5.0 kW、推力200 mN、比沖2 200 s，15年GEO位保任務的設計壽命8 000 h，總比沖7×106N·s，在6.0 kW功率水平軌道轉(zhuǎn)移擴展任務中性能可達到340 mN、3 200 s，2004年底系統(tǒng)試驗模型完成了設計，目前正在進行地面驗證試驗。2001年，ESA與俄羅斯科爾德什研究中心合作開始為Astrium研制1.5～2.5 kW功率霍爾電推進系統(tǒng)ROS-2000，并在年內(nèi)開展了壽命試驗，2003年2臺ROS-2000霍爾推力器完成了性能擴展試驗。

德國從事電推進系統(tǒng)研制的單位主要為吉森大學，從1960年起就開始獨立發(fā)展射頻離子電推進系統(tǒng)。表4列出了這幾款射頻離子電推進的主要性能參數(shù)。1992年，RIT-10在歐洲航天器的尤里卡（Eureca）空間平臺上開展了飛行試驗，2001年12月，ESA的阿特米斯（Artemis）衛(wèi)星采用2套RIT-10和2套英國T-5離子電推進系統(tǒng)進行衛(wèi)星南北位保任務。RIT-22針對歐洲水星探測任務所開發(fā)，RIT-45則計劃用于月球與火星運輸飛行等，其設計壽命50 000 h，在實驗室樣機上完成驗證的最高性能為57 kW、1 300 mN。

表3 法國高性能電推進系統(tǒng)主要性能Table 3 The key parameters of high performance electric propulsion system in France

表4 德國高性能電推進系統(tǒng)主要性能Table 4 The key parameters of high performance electric propulsion system in Germany

在研制傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)霍爾推力器的同時，歐洲Thales公司于2000年左右提出名為高效率多級等離子體推力器（High Efficient MultistagePlasma thruster，HEMP）概念。HEMP推力器采用軸向串聯(lián)的多級磁場拓撲結(jié)構(gòu)，大幅降低等離子體對放電室壁的碰撞和削蝕，實現(xiàn)長壽命。

3 高性能電推進系統(tǒng)在GEO衛(wèi)星平臺中的應用

GEO衛(wèi)星平臺是高性能電推進系統(tǒng)最早開展在軌飛行驗證和最廣泛的應用領(lǐng)域，也是當前和將來世界各國重點發(fā)展的領(lǐng)域之一。為了實現(xiàn)更高的有效載荷容量和更長的在軌工作壽命，目前國外主流GEO公用衛(wèi)星平臺，尤其是大型通信衛(wèi)星平臺基本都配置了高性能電推進系統(tǒng)。

3.1 俄羅斯[10]

俄羅斯高軌衛(wèi)星的特點是由運載火箭上面級直接送入地球靜止軌道（GEO），沒有遠地點變軌發(fā)動機，衛(wèi)星軌控通過電推進實施，俄羅斯采用電推進的GEO衛(wèi)星平臺主要有KAUR、快訊（Express）、和亞馬爾（Yamal）。

Yamal是俄羅斯能源火箭空間公司研制的商業(yè)通信衛(wèi)星平臺，包括Yamal-100、Yamal-100M和Yamal-200等型號。俄羅斯從1999年起開始發(fā)射采用Yamal-100衛(wèi)星平臺的通信衛(wèi)星，每顆衛(wèi)星裝有10臺C頻段轉(zhuǎn)發(fā)器，質(zhì)量為1 254 kg，設計壽命10年。與Express平臺一樣，Yamal平臺也采用SPT-100霍爾電推進系統(tǒng)執(zhí)行衛(wèi)星全部位置保持任務，每顆衛(wèi)星配置8臺SPT-100推力器，其首發(fā)星為Yamal-101，1999年9月6日發(fā)射。此后，俄羅斯能源火箭空間公司又研制了更先進的Yamal-300衛(wèi)星平臺，采用該衛(wèi)星平臺的衛(wèi)星質(zhì)量達到2 600 kg，有效載荷功率達10 kW，可裝24臺Ku轉(zhuǎn)發(fā)器，工作壽命達15年。

3.2 美國

3.2.1 BBS-601HP平臺

BBS-601HP平臺是美國原休斯（現(xiàn)為波音）公司于20世紀80年代開發(fā)的一款GEO通信衛(wèi)星公用平臺，該平臺設計壽命15年，可提供給載荷的最大功率達10 kW，屬于當時最先進的衛(wèi)星平臺。BBS-601平臺采用NASA GRC研制的XIPS-13離子電推進系統(tǒng)執(zhí)行衛(wèi)星南北位保任務，每顆衛(wèi)星上配置4臺XIPS-13離子推力器，該平臺首發(fā)星為美國泛美衛(wèi)星-5（PAS-5），于1997年8月28日發(fā)射，12年來共發(fā)射衛(wèi)星18顆，使用XIPS-13離子推力器共計72臺，2009年5月16日發(fā)射的IndoStar2衛(wèi)星是BBS-601HP平臺發(fā)射的最后一刻衛(wèi)星，目前該平臺已退役。

3.2.2 BBS-702HP平臺

BSS-702HP平臺是Boeing公司繼BSS-601HP平臺后開發(fā)的新一代采用離子推進系統(tǒng)的衛(wèi)星平臺。該平臺上配置有兩套完全冗余的XIPS-25離子電推進子系統(tǒng)，每個子系統(tǒng)都備有電源、推進劑供給系統(tǒng)和兩臺XIPS-25離子推力器，XIPS-25離子電推進子系統(tǒng)的主要任務是衛(wèi)星在軌全壽命周期內(nèi)的位置保持，在衛(wèi)星入軌后，4臺離子推力器每天分別工作一次，完成衛(wèi)星軌道控制所需的所有任務，包括南北位保（NSSK）、東西位保、姿態(tài)控制和動量輪卸載，子系統(tǒng)同時具有備份實現(xiàn)變軌的能力，在化學推進分系統(tǒng)中的遠地點發(fā)動機出現(xiàn)故障無法正常工作時，執(zhí)行衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移任務，該功能已在部分衛(wèi)星上實現(xiàn)了應用，子系統(tǒng)很好地完成了衛(wèi)星從GTO+到GEO最后階段的軌道圓化等部分變軌任務。BSS-702HP平臺首發(fā)星—Galaxy11于1999年12月22日由Ariane-44L發(fā)射，衛(wèi)星質(zhì)量4 484 kg，設計壽命15年。截至2013年，該平臺共發(fā)射衛(wèi)星22顆，推力器使用數(shù)量88臺，目前BBS-702HP平臺仍在服役。

3.2.3 BBS-702SP

BBS-702SP平臺是美國波音公司于2012年3月向全世界推出了一款中小型全電推進衛(wèi)星平臺，也是全球第一個全電推進衛(wèi)星平臺。該平臺本體尺寸1.8 m×1.9 m×3.5 m，發(fā)射質(zhì)量不超過2 t，可承載500 kg有效載荷（51路轉(zhuǎn)發(fā)器），3～8 kW有效載荷功率，設計壽命15年。BBS-702SP最大特點是取消了雙組元化學推進系統(tǒng)，采用電進推實現(xiàn)變軌和位置保持，平臺采用4臺XIPS-25離子推力器承擔星箭分離后包括軌道轉(zhuǎn)移和南北位保在內(nèi)的衛(wèi)星全部推進任務，變軌時2臺推力器同時工作，電推進系統(tǒng)推進劑（氙氣）攜帶量可達400 kg。BBS-702SP平臺由于質(zhì)量變小，可采用一箭雙星發(fā)射，從而可大幅節(jié)省發(fā)射成本。該平臺一經(jīng)推出，即獲得4顆衛(wèi)星研制合同。2015年3月1日，美國太空探索公司（SpaceX）采用獵鷹9號中型火箭將2顆BBS-702SP平臺衛(wèi)星—亞洲廣播衛(wèi)星公司衛(wèi)星ABS-3和歐洲通信衛(wèi)星-115West B送入遠地點高度63 000 km、近地點高度410 km、傾角為24.8°的GTO轉(zhuǎn)移軌道，經(jīng)過XIPS-25離子電推進系統(tǒng)8個月左右的變軌推進，衛(wèi)星最終準確進入預定的GEO軌道。

3.3 歐洲

3.3.1 ARTEMIS衛(wèi)星

ARTEMIS是由Alenia Spazio公司作為主研制方，為歐空局提供的地球靜止軌道衛(wèi)星，主要目的是應用和提高先進的通訊技術(shù)。ARTEMIS衛(wèi)星為三軸穩(wěn)定衛(wèi)星，發(fā)射質(zhì)量3 100 kg，設計壽命10年。為了提高衛(wèi)星南北位保的能力，驗證離子推進系統(tǒng)的性能，ESA于2001年7月12日采用阿里安5火箭發(fā)射了ARTEMIS，星上裝有2臺德國RIT-10射頻離子推力器和2臺英國的T-5電子轟擊式離子推力器承載南北位置保持任務，可惜由于運載火箭末級發(fā)生故障，衛(wèi)星發(fā)射失敗，衛(wèi)星進入無用的低橢圓軌道上。后來利用星上的RIT-10推力器，經(jīng)過18個月軌道轉(zhuǎn)移，于2003年1月31日成功將衛(wèi)星從31 000 km的停泊軌道，挽救至預定的GEO，充分驗證了高性能電推進系統(tǒng)承擔GEO衛(wèi)星軌道轉(zhuǎn)移的能力。3.3.2 AlphaBUS平臺

AlphaBUS平臺是ESA、Astrium和Thales聯(lián)合開發(fā)的歐洲新一代超大型通信衛(wèi)星平臺，是目前世界上綜合性能最高的通信衛(wèi)星平臺，平臺起飛質(zhì)量8 600 kg、載荷質(zhì)量1 500 kg、載荷功率12～18 kW，設計壽命15年。與第四代通信衛(wèi)星平臺相比，Al?phaBUS具有更高功率、更大的容量和更長的使用壽命。AlphaBUS平臺采用穩(wěn)態(tài)等離子體電推進系統(tǒng)執(zhí)行衛(wèi)星南北位置保持任務，所使用的推力器為法國SNECMA的霍爾型PPS-1350-G，電推進系統(tǒng)配置的推力器數(shù)量為4臺。2007年11月ESA與海事衛(wèi)星（Inmarsat）簽署AlphaBUS平臺首發(fā)星發(fā)射合同，衛(wèi)星名稱為AlphasatⅠ-XL。2013年7月25日，ESA在法屬圭亞那航天中心用Arinane-5成功發(fā)射國際海事衛(wèi)星組織海事衛(wèi)星-4AF4通信衛(wèi)星群的最大衛(wèi)星AlphasatⅠ-XL，該衛(wèi)星質(zhì)量6 649 kg，號稱世界上最重通信衛(wèi)星。AlphaBUS初期采用4臺PPS1350-G霍爾推力器執(zhí)行南北位置保持任務，后期計劃采用5 kW級的PPS 5000霍爾推力器，擴展執(zhí)行軌道提升任務。

4 結(jié)論與建議

分析國外高性能電推進系統(tǒng)發(fā)展與GEO平臺應用歷程，有五個方面的特點：（1）在GEO平臺中得到廣泛應用的高性能電推進系統(tǒng)主要包括靜電加速式離子電推進系統(tǒng)和霍爾式穩(wěn)態(tài)等離子體電推進系統(tǒng)兩種類型；（2）GEO平臺南北位保任務主要采用1.0 kW級中等功率電推進系統(tǒng)，全位保+部分軌道轉(zhuǎn)移任務和全電推進平臺主要采用5.0 kW級多模式高功率電推進系統(tǒng)；（3）電推進商業(yè)應用前，均開展了非常充分的驗證試驗，尤其是在軌飛行驗證；（4）應用初期主要以單一的南北位保任務為主，待技術(shù)成熟和應用穩(wěn)定后，逐步向全位保+部分軌道轉(zhuǎn)移的多任務應用發(fā)展，最后實現(xiàn)以全電推進為代表的全面、深化應用；（5）電推進在GEO平臺中的應用已經(jīng)打破了國與國之間的界限，美國衛(wèi)星平臺廣泛采用俄羅斯電推進產(chǎn)品，歐洲更是非常重視與其他航天技術(shù)先進國家之間的合作與協(xié)同，全面推動電推進系統(tǒng)研發(fā)和在GEO衛(wèi)星中的應用。

針對國內(nèi)電推進系統(tǒng)技術(shù)現(xiàn)狀及GEO衛(wèi)星迫切商業(yè)應用需求，就電推進在我國GEO衛(wèi)星平臺應用，提出五個方面的建議：（1）以需求為牽引，深入開展電推進GEO平臺應用所需關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，盡快突破制約電推進深入應用所對應的多模式高功率電推進系統(tǒng)研制和多任務在軌應用等關(guān)鍵技術(shù)；（2）地面模擬與在軌飛行驗證是電推進商業(yè)飛行應用的基礎和前提，商業(yè)應用前必須開展各級試驗，確保系統(tǒng)可靠性與在軌應用技術(shù)驗證充分；（3）遵循循序漸進的應用發(fā)展路線，首先開展南北位保等單一任務應用，不斷完善應用技術(shù)與體系，積累應用經(jīng)驗，南北位保應用技術(shù)成熟與穩(wěn)定后，逐步向全位保、全位保+部分軌道轉(zhuǎn)移發(fā)展，最后進入全電推應用；（4）大力開展國際合作，吸收和借鑒國外先進研制技術(shù)和成熟應用經(jīng)驗，加快我國電推進系統(tǒng)GEO平臺商業(yè)應用步伐；（5）高性能電推進系統(tǒng)開發(fā)與應用應兼顧國內(nèi)任務需求及技術(shù)與產(chǎn)品先進性，快速提高我國GEO衛(wèi)星平臺綜合性能，加速我國GEO衛(wèi)星產(chǎn)品國際化進程。

參考文獻：

[1]張郁.電推進技術(shù)的研究應用現(xiàn)狀及其發(fā)展趨勢[J].火箭推進，2005，4（2）：27-36.

[2]吳漢基，蔣遠大，張寶明，等.電火箭推進的深空探測器[J].中國航天，2006，4（4）：24-28.

[3]Lichtin D A.An Overview of Electric Propulsion Activities in USIndustry 2005[C]//AIAA，2011.

[4]Dunning J，Hamley J A，Jankovsky R S，et al.An overview of electric propulsion activities at NASA[C]//40th AIAA Joint PropulsionConferenceandExhibit，2004.

[5]Myers R.Overview of major US industrial electric propulsion programs[C]//40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion ConferenceandExhibit，2004：3331.

[6]Tverdokhlebov S O，Semenkin A V，Garkusha V I，et al.Over?view of Electric Propulsion Activities in Russia[J].American InstituteofAeronauticsandAstronautics，2004，3330：1-9.

[7]SaccocciaG，GonzalezJ.ElectricPropulsioninESA[C]//AIAA，2004：1-9.

[8]Tahara H，Nishida M.Overview of electric propulsion activity inJapan[J].AIAA，1999，2159：1-13.

[9]張?zhí)炱?，張雪?空間電推進技術(shù)及應用新進展[J].真空與低溫，2013，12（4）：187.

[10]國太.俄羅斯通信衛(wèi)星平臺一瞥[J].國際太空，2012（11）：53-56.