空間極小推力寬范圍可調推進技術研究進展*

李 永，劉旭輝，汪旭東，耿金越，龍 軍，胡 鵬，秦 宇

0 引 言

新一代空間基礎物理科學探測任務、高精度重力場測量任務以及高精度對地觀測和衛星導航等空間任務，對衛星平臺提出了超靜低噪聲、超高精度、超高穩定度的需求[1].在這種背景需求下，具有寬調節比、高精度、高分辨率的極小推力推進技術成為衛星平臺的迫切需求[2-3].為了保證數據源的可靠性，星上會謹慎使用動量輪和陀螺等可能引起額外角加速度的轉動部件，需要推力穩定、連續可調；推力分辨率高、推力噪聲低、變推力范圍大的微推進系統，通過低噪聲連續可調的極小推力實時抵消大氣、太陽光壓、宇宙粒子等非保守力對航天器的干擾，使其在近乎“純引力”的環境下運行[4-5].空間極小推力寬范圍可調推進技術的應用需求包括兩個方面：一類是無拖曳控制衛星平臺，用于空間引力波探測、空間基礎物理研究中的低頻引力波探測、等效原理檢驗、短線程效應和參考系拖曳效應的測量以及高精度地球重力場測量等.另一類是超高精度超靜控制衛星平臺，用于空間高精度導航、高精度觀測等任務.

空間極小推力寬范圍可調推進技術是目前國際空間推進技術領域研究的前沿方向，涉及流體、基礎材料、機電、控制等多個學科的基礎問題[3-5].國內外多個研究機構都相繼開展了多種不同機制極小推進技術研究，部分工作已經得到應用.本文對國內外幾種典型的空間極小推力寬范圍可調推進技術發展狀況進行調研，分析其關鍵技術，提出未來發展建議.

1 空間極小推力寬范圍可調推進技術介紹

空間極小推力寬范圍可調推進技術是一種要求推力小且大范圍連續可調的高精度微牛級推進技術.為保證測量精度，推進系統有高的推力穩定性和低的推力噪聲.空間極小推力寬范圍可調推進技術主要包括寬調節比極小推力冷氣推進技術、寬調節比極小推力電推進技術.該類技術根據輸出的過程參量的反饋，結合閉環控制，對可調物理參數的調控，從而實現輸出推力的連續調節.

由于空間干擾力變化較大，對于大氣阻力達到了毫牛量級，而空間射線、光壓等干擾力為微牛量級，在抵消空間非保守力干擾時，隨著環境以及衛星姿態軌道的變化，干擾力會發生極小的連續變化，最小可達亞微牛，同時，在進行無拖曳控制時，為了降低推力器自身產生的干擾對控制精度影響，對推力器的噪聲功率譜密度也提出了嚴格要求.因此該類推進技術主要性能參數包括推力調節范圍、推力分辨率、響應時間以及推力噪聲，由于任務周期內所需要的總沖量有限，因此對比沖要求相對不高.冷氣變推力模塊調節范圍達到了0.1～1 000 μN，調節范圍達四個數量級，分辨率可優于0.1 μN，可以滿足航天器在不同工況下平衡非保守力的要求；對于冷氣推力器其輸出推力受影響因素較低，直接物理量僅受流量影響，因此更易實現更高精度的推力控制,具有分辨率高、噪聲低、調節范圍寬、可靠性高等優點，ESA及NASA開展GAIA、Lisa Pathfinder、Microscope等任務均應用了冷氣變推力技術.變推力電噴霧推進技術具有更高比沖，美國ST7計劃和LISA Pathfinder衛星上采用了該技術進行了飛行驗證，推力調節范圍達到5～30 μN，推力器分辨率優于0.1 μN，完成了空間驗證.

2 國內外幾種典型技術發展現狀

2.1 極小推力寬調節比冷氣推進技術

國外早在60年代就開始了無拖曳航天器用冷氣推進系統的研究和攻關，并先后應用于TRIAD I、GP-B、Lisa pathfinder等衛星上[6].現在世界上僅有美國、歐洲歐空局轄下各機構在一些無拖曳航天器的牽引下開展了無拖曳冷氣推進系統的研制.“TRIAD-1”衛星是美國發射的海軍導航衛星，其軌道高度為874 km，是全球首顆無拖曳航天器.為了使該衛星上慣性負載的加速度達到10-11g量級，該衛星采用了常規的定推力冷氣推進系統對其干擾力進行補償，通過控制推力器開關脈寬的辦法來補償干擾力的影響[7].變推力冷氣推進系統采用的推進劑是氟利昂，采用兩級機械減壓系統.雖然推進系統攜帶的推進劑僅為1.4 kg，但其采用兩個對稱的貯箱，這樣當氣體損耗時，對質心的影響是對稱的.受當時加工水平、減壓器限制，其二級減壓后壓力要大于0.1 MPa，推力器喉部直徑約為0.25 mm，此時產生的推力大約為5 mN左右.由于不能提供更小的推力，因此其無拖曳效果受到了影響，最后實際加速度控制精度僅達到10-5g～10-8g量級.雖然該衛星并沒有取得最開始預計的理想結果，但是初步驗證了無拖曳控制的可行性，也為后續的無拖曳推進技術的發展做了較好的積累.

針對空間時空測量，美國的科學家提出用搭載著超高精度陀螺的衛星來“看”空間的彎曲和扭曲.這種衛星就是引力探測器衛星Gravity Probe-B(GP-B).該航天器被稱為新千年美國宇航局最富挑戰性的項目.GP-B衛星也使用冷氣推進系統作為其無拖曳控制的執行機構[8].4個陀螺由2 441 L超流體氦冷卻至1.8 K，至少保持該溫度18個月.每個陀螺都通過電力懸浮，以超過100 Hz的頻率在真空度為10-14atm、磁場強度不超過10-7的環境中旋轉.與“TRIAD-1”衛星不同，該衛星采用從真空容器內排出的氦氣做為推進劑用于無拖曳控制.推力補償系統通過推進器將陀螺的平均加速度降為不大于10-10g.該推力器采用開環控制系統，根據地面確定的結果，需要大推力時則通過加大加熱功率的方式使得更多的推進劑進入到推力艙，從而達到增大推力的目的.推力器最大輸出推力約為65×10-4N.該推力器實現了推力量級的進一步下降及開環比例調節，推力范圍約為100～7 000 μN.

圖1為LEONARDO公司用于GAIA衛星的冷氣推進系統.一共布置了12個變推力冷氣推力器模塊，變推力范圍為是1～500 μN.該公司的冷氣變推力模塊主要包含壓電比例推力器和質量流量傳感器兩個部分.模塊根據上位機指令，首先將推力換算為流量，然后根據質量流量傳感器反饋值來調節帶噴嘴的比例閥的喉部面積，使氣體收斂至設定流量，從而實現推力的閉環控制.由于采用了閉環控制方法，該公司的產品在多個航天器上得到了成功應用.各系統指標等情況匯總見表1.

圖1 極小推力冷氣變推力推進技術Fig.1 Large-range cold gas thrust throttlingpropulsion technology

表1 無拖曳航天指標情況匯總表Tab.1 Summary of non-towed space index situation

在微牛級冷氣變推力技術方面，國內主要研究單位是北京控制工程研究所.在十二五期間北京控制工程研究所研制了100～700 μN冷氣推力器并進行推力開環測試.2018～2019年在天琴一號的牽引下，北京控制工程研究所對1～50 μN冷氣變推力模塊進行攻關，2019年8月完成工程樣機交付，計劃于2019年底進行發射，如圖2所示.

圖2 冷氣推進Fig.2 Cold gas propulsion

2.2 極小推力寬調節比電噴霧推進技術

電噴霧推力器屬于靜電加速推力器，能量消耗低，可產生微牛到百微牛量級連續可調的推力.90年代末，國外開始對電噴霧微推進技術進行深入研究，到目前已經達到實用化研究階段.在美國空軍實驗室大學納衛星計劃、先進空間運輸計劃、NASA的GCD(Gaming Changing Development)計劃和歐洲的FP7支持下，美國的斯坦福大學、麻省理工學院、美國Busek公司、倫敦大學Queen Mary、牛津大學、劍橋大學以及盧瑟福實驗室等研究機構和公司都在積極從事電噴霧推進系統的研究.隨著連續變推力的需求，電噴霧推力器發展出了連續可調推力電噴霧推進技術.

國際上開展連續可調電噴霧推進技術的最成熟的單位為美國Busek公司.Busek公司的連續可調推力電噴霧微推進系統[9]是在NASA JPL實驗室的New Millennium Space Technology計劃的支持下進行的，其研制是為了減小微型衛星的空間位置擾動，實現無拖曳飛行.可調推力電噴霧微推進系統的性能最初指標如下，推力器尺寸：9×5×5英寸，重量：2.5 kg(包括可以在最大推力狀態工作3 000小時的推進劑)，功率消耗：小于6 W(穩態工作時)，推進劑：甲酰胺(電導率0.5 S/m)，推力范圍：20～190 μN，比沖：最大400 s.

隨后Busek公司在其前期研究基礎上，針對引力波探測LISA任務需求進行改進，并于2015年在LISA Pathfinder進行在軌驗證.單個電噴霧推進模塊有4個推力器頭部、中和器、流量控制微閥、推進劑貯箱、PPU、DCIU及框架等組成，如圖3所示.

圖3 Busek電噴霧推進系統組成Fig.3 Busek electrospray propulsion system

LISA Pathfinder衛星上共布置了兩簇共8個推力器，其需求指標、地面測試指標及在軌測試指標見表2(其中推力器#1由于氣泡原因，部分指標在軌未達到設計值).圖4是LISA Pathfinder衛星Busek電噴霧推力器在軌驗證數據，實現了微牛級連續可調推力，推力范圍為5～30 μN，推力分辨率達到0.1 μN，推力噪聲滿足LISA衛星的應用需求.

圖4 LISA Pathfinder衛星Busek電噴霧推力器在軌驗證數據Fig.4 On orbit validation data of LISA PathfinderBusek electrospray thruster

表2 連續可調電噴霧推進指標實現情況Tab.2 Implementation of continuously adjustable electrospray propulsion indicators

國內相關技術研究雖然起步較晚，但現階段開展相關研究的單位正在迅速增多. 國內方面的研究大都集中在恒定推力的電噴霧推進技術的研究[10-13].北京航空航天大學、中北大學、上海交通大學、北京理工大學、西北工業大學、中科院等單位均開展相關研究工作.同時，航天801所、航天502所、航天510所等航天單位也正在開展樣機研制工作.航天206所在2019年實現了國內電噴霧推進技術的在軌驗證.但從性能指標、產品可靠性等方面與國際上仍有較大差距.

2.3 極小推力寬調節比射頻推進技術

在20世紀60年代德國吉森大學開始對射頻離子推力器展開研究，目前吉森大學已開發出了多個型號的微牛級射頻離子推力器和配套的推力器控制系統.其中始于上世紀60年代的小推力射頻離子推力器RIT-4，放電頻率為9 MHz，在實驗中汞作為推進劑的情況下可引出束電流12 mA.

近些年，RIT-μX進入了工程研制，研制出性能優異的射頻離子微推力器系列，如μNRIT-2(5～150 μN)、μNRIT-2.5(50～500 μN)、μNRIT-3.5(50～2 000 μN)、μNRIT-4(0.2～3.5 mN)等[14-15].其中可變比沖推力器μNRIT-3.5，推力范圍為50～2 000 μN，比沖范圍：500～3 700 s功率范圍： 15～90 W， 總沖可達3.6 kNs.GFZ’s NGGM 就考慮使用μNRIT系列做無拖曳補償及激光對準[16]；ESA’s E-Motion計劃也擬用μNRIT做無拖曳補償[17]；Astrium ST于2011年測試了Mini-RIT 微推進系統與LISA Pathfinder的匹配性能[18]，推力分辨率優于0.1 μN，推力噪聲接近于0.1 μN/Hz1/2，滿足LISA Pathfinder要求[18-19].

近年來，英國南安普頓大學、美國Busek公司等單位陸續開展了小型射頻離子推力器的研究工作.英國南安普頓大學在2011年針對高精度空間測量任務，研發了一組差分式射頻離子推力器，利用雙向推力相互抵消的方式，實現1～150 μN可調推力，推力分辨力為0.5 μN，推力噪聲為0.5 μN/√Hz，但功耗偏大，比沖較低.近幾年研制的μNRIT-3.5性能優異，其推力范圍為45～2 500 μN，應用目標為下一代重力衛星無拖曳控制執行器[20-22]；美國Busek公司也研制出一系列射頻離子推力器，BIT-1、BIT-3、BIT-7等.其中2012年，Busek公司針對立方星的需求，BUSEK發展了BIT-1 1cm RF離子推力器，見圖5.系統體積為1.25 U，質量為1.25 kg，功率為10 W，可以實現30～150 μN的連續可調推力，比沖為1 800 s，總沖量為1 220 N·s，分辨率達到0.1 μN，模擬壽命超過20 000 h.

圖5 BUSEK-1cm 射頻離子推力器Fig.5 BUSEK-1cm RF ion thruster

國內研發射頻離子推力器的單位主要有中科院力學所、中科院微電子所[23]和蘭州510 所[24]等有限的幾家單位[23,25].中科院力學所在中科院空間科學預先研究項目的第一批、第三批的支持下，開展了應用于未來的地球重力場測量任務和“太極計劃”的微牛級射頻離子推力器研究，型號有μRIT-2、μRIT-2.5、μRIT-4，如圖6所示，預期指標如表3所示[24-26].

圖6 中科院微牛級射頻離子推力器Fig.6 RF ion thruster designed by ChineseAcademy of Sciences

表3 中科院力學所射頻離子推力器設計指標Tab.3 Design index of RF ion thruster of Chinese Academy of Sciences

目前，中科院力學所的μRIT-2.5已進行飛行驗證，其標準推力范圍為500～1 200 μN，功率60～100 W，屏柵電壓0.6～2.0 kV，氣體流量10～60 μg/s.在1 200 μN條件下比沖大于2 000 s，效率大于25%，系統干重5 kg[26].除此之外，中科院于2019年8月31日發射“太極一號”，實現激光干涉器、慣性傳感器、無拖曳控制及微推進技術的關鍵技術在軌驗證.RIT-1搭載中國航天科工快舟火箭發射的微重力技術試驗衛星,其推力范圍5～50 μN，分辨率優于0.5 μN，推力噪聲優于0.2 μN/Hz1/2(10 mHz～1 Hz).在軌基本完成射頻微推功能與性能測試，并用于衛星無拖曳控制試驗，累計點火200余次，工作過程中無熄火現象，累計開展80多個工況實驗，整機狀態正常，遙測遙控數據正常，在軌測試推力范圍優于4.5～60 μN，在軌慣性器件所測推力與推力器計算推力差異性小于5%，進行了4個推力同步點火，同步性良好.為了中和羽流離子，力學所同步研發了一款5～150 mA 連續可調的射頻碳納米管場發射中和器RPN-1.中和器在軌工作正常，電子束流透過率優于67%，電中性控制有效，預計壽命可達上萬小時[27-28].

2.4 極小推力寬調節比多級會切場推進技術

多級會切場推進是一種基于強磁場約束的電磁式電推進技術，最早由德國泰雷茲于1998年提出.

此類推力器不僅具備長壽命性能優勢[29-31]，而且表現出寬范圍連續可調節的能力.這種超大范圍的連續調節能力是目前其它同尺寸電推力器所難以達到的.這一測量結果反映了推力器在超低功率領域的發展潛力.

2009年，美國斯坦福大學博士YOUNG研制了一種圓柱形小型化多級會切場推力器，Cylindrical cusped field thruster(簡稱CCFT)[32].其結構與HEMPT以及DCFT存在顯著不同，出口磁極長度很短，典型鏡比只有1.6，推力器的推力調節精度為0.1 mN，可在25 W到250 W的范圍內穩定連續調節.

2011年，德國吉森大學的KELLER首次開展了微牛級HEMPT的研究工作，并對不同推力器通道材料進行了測試.采用陶瓷放電通道推力器的功率調節范圍是66～242 W[33].

2015 年，在衛星姿態和軌道高精度控制的需求下，吉森大學和Astrium公司合作，對微牛級HEMPT的磁極數量、磁極結構等磁場參數進行優化[34]，該推力器的推力調節范圍是50～360 μN.在600 V電壓下的推力50 μN，比沖230 s.在1 100 V電壓下的推力360 μN，比沖860 s，如圖7所示.

圖7 HEMPT的結構優化Fig.7 Structure optimization of micro HEMPT

從2009年起， Airbus 公司就開始了小型化HEMPT的研究工作.2017 年，Max Vaupel 等人與德累斯頓工業大學合作，研制了面向微小衛星應用的新一代微牛級多級會切磁場推力器 Advanced Cusped Field Thruster(簡稱ACFT).該推力器的連續調節范圍是0.4～10.2 mN，最高比沖超過 2 000 s，推功推比可降低到 18 W/mN.

在國內，哈爾濱工業大學研究團隊從2016年啟動了微牛級多級會切場推力器的研制工作， CFTK8的高能離子束流與軸線的夾角只有20°，明顯低于德國基森大學的微牛級HEMPT[33]，處于國際領先水平.該團隊相繼進行推力器無拖曳控制系統的應用研究[35-36].

2.5 小結

依據國內外調研，寬調節比極小推進技術的研究有以下特點和趨勢：

(1) 冷氣變推力技術已經在航天器上進行了應用，其應用型號最多，工作可靠性高，可實現跨越推力量級最大.冷氣變推力系統將成為該類航天器的基本配置系統，因此冷氣技術是后續的發展及優化提升的重點.變推力電推進系統由于比沖相對較高，但是推力影響因素較為復雜，等離子體形成過程不易控制，其推力輸出范圍相對較低.

(2) 基于流量或電流反饋、實時調節的技術是未來高精度控制航天器使用的主流技術之一，控制精度和分辨率的要求越來越高.基于冷氣變推力技術最開始通過控制mN級冷氣定推力推力器開啟脈寬寬度來獲得抵消力，此時僅能實現控制精度低；而通過加熱控制推進劑流量的開環推力控制，則存在響應速度慢的問題；這些都不能滿足高精度、無拖曳航天高精度、快響應的要求，因此需要發展基于閉環控制的變推力技術.

表4 典型變推力推進技術性能指標Tab.4 Specifications of the typical propulsion technology

3 關鍵技術分析

3.1 極小推力產生機制及高精度閉環控制技術

由于推力極小，極易受到推進劑流動特性、放電特性等影響，難以通過開環控制形成推力的高精度穩定輸出，需要研究推力的精確模型以及閉環控制的方法，由于環境變化非突變過程，因此推力響應時間在百毫秒量級即可滿足控制需求.2005年歐空局(ESA)為電推進系統開發的推進劑流量控制單元中便采用了PID控制器，根據反饋的流量，通過調節壓力控制電推進系統中氙氣流量，可提供0.02～30 mg/s氙氣流量連續調節的能力.

歐空局的GAIA、LISA Pathfinder、Euclid和MicroScope等航天器上的冷氣極小推力推進系統也采用了PID閉環控制系統，根據采集的輸出流量，通過調節壓電閥開度，形成了對流量的高精度調節，進而實現對推力的高精度控制，如圖8所示.該冷氣微推進系統由流量傳感器、壓電比例閥和PID控制器組成，工作介質為氮氣，可以提供0～1 000 μN的推力，推力分辨率達0.1 μN[37].

此外，壓電驅動的應用形式多種多樣，易于實現驅動裝置的輕量化、微型化.意大利萊昂納多極小推力冷氣推力器采用了壓電驅動方式實現冷氣推力的連續輸出，實現了1～2 000 μg/s的連續輸出，輸出分辨率優于0.1 μg/s.Busek公司的電噴霧流量控制采用了壓電驅動實現流量的精確控制.采用1 mW功率的流量控制實現相當于1 nA的等效精度，推力精度低于0.01 μN.

圖8 GAIA、LISA Pathfinder航天器冷氣微推進系統控制邏輯圖Fig.8 Control logic diagram of Gaia and Lisa Pathfinderspacecraft air-conditioning micro propulsion system

LISA Pathfinder衛星上采用的Busek電噴霧變推力電推進系統通過采集電流，調節電壓及流量形成閉環控制；采集推力器溫度，調節加熱器功率形成高精度溫度控制的閉環控制；同時調節中和器工作參數，實現羽流中和.推力分辨率最高可達0.01 μN，推力噪聲<0.1 μN/Hz1/2[2].

3.2 高精度流量驅動控制技術

高精度流量驅動控制方法包括多種驅動方式，比如記憶合金驅動、靜電驅動、熱氣驅動、壓電驅動等，壓電驅動是利用壓電元器件的逆壓電效應，將電能轉換為機械能，再經特定結構傳遞來實現控制調節流體.

由于基于壓電驅動的閥具有綠色、低功耗、高精度、高分辨率、低電磁干擾及技術相對成熟等特點，在高精度流體控制領域有著廣泛的應用前景，已成為微流體控制領域的首選方案.利用逆壓電效應制成的微位移器，只需要控制外加電壓，就可以容易的實現0.01 μm乃至更高的定位精度.

圖9 萊昂納多公司基于壓電驅動的變推力冷氣推力器Fig.9 LEONARDO cold gas thruster’s piezoelectric valve

圖10 Busek電噴霧壓電閥Fig.10 Busek electrospray piezoelectric valve

3.3 高精度流量測量技術

極小推力連續變推力電推進系統、高精度冷氣推進系統中，采用流量傳感器用于實時監測氣體或液體流量，在推力的精確連續輸出中發揮重要的作用.熱式氣體質量流量傳感器利用傳熱學和流體力學理論，采用熱平衡原理，建立熱敏元件熱量損失與流體流速、質量流量之間的函數關系，從而獲得流體流速、流量.其中，采用基于微加工技術的MEMS熱式流量傳感器由于具有響應快、體積小、無活動部件的特點[38-40].

國外航天器上已經將MEMS熱式流量傳感器用于航天器推進系統和冷氣無拖曳系統[35-36,41]，圖11為2006年ESA為GAIA，LISA，Darwin等開發的MEMS流量傳感器，主要用于高精度流量測量和控制.它采用了雙加熱器結構以及熱電堆制作的上下游測溫傳感器.圖12為2007年TAS-I公司為電推進和冷氣推進系統研制的MEMS流量傳感器，它采用MEMS技術在硅基底上加工了一個加熱器W和上下游的測溫傳感器T1和T2.

圖11 GIGA衛星用的MEMS流量傳感器Fig.11 MEMS flow sensor for GIGA satellite

圖12 TAS-I公司為電推進和冷氣推進開發的MEMS流量傳感器Fig.12 MEMS flow sensor developed by TAS-I forelectric propulsion and air conditioning propulsion

3.4 高精度極小推力測試技術

圖13 典型的測量系統Fig.13 Typical measurement system

來自法國、澳大利亞和英國的合作團隊[54]，研制了一種較特殊的雙擺臺架，兩擺臂分別作為測量臂和參考臂，兩擺臂安裝光學反射鏡構成F-P干涉腔，用于高精度測位移，該系統可實現0～3 mN的極高精度測量.法國研究的ONERA擺臂系統[62-67]，如圖14所示，研究人員通過在不同位置放置不同質量的標準重物，實現標定，通過高效抗混疊濾波器結合18 bit A/D采集卡降低數據噪聲，最終實現最高精度0.1 μN，0～100 μN范圍內穩態推力的精確測量，該系統在10-3～10 Hz范圍內噪聲小于1 μN/Hz1/2，10-2～1 Hz范圍內噪聲小于0.1 μN/Hz1/2.此外，部分研究人員利用PID控制實現擺的主動控制，或利用數理分析方法分析擺運動方程來抑制噪聲、提高測力精度[56，76-78].

圖14 ONERA懸臂擺和標定系統Fig.14 ONERA cantilever pendulum and calibration system

國內方面，北航湯海濱團隊研發的全彈力測量系統，測量范圍為0～200 mN[71].哈工大寧中喜和范金蕤團隊設計的基于三線擺原理研制了毫牛級測力系統[72].裝備指揮學院洪延姬團隊[73]設計扭擺系統，沖量測量分辨率達2×10-8Ns.中科院力學所的康琦團隊針對空間引力波研究需求，研發了扭擺式測力系統，使用靜電梳位移傳感器，并通過高精度天平標定，實測結果表明，該系統測力范圍0～400 μN，分辨率達到0.1 μN，10 mH～1 Hz范圍內噪聲0.1 μN/Hz1/2.微推力測量技術是微推力器性能研究的關鍵技術，針對靜態力測量問題主要的前沿工作是消除背景噪聲和實現高精度的標定以及阻尼問題.針對扭擺系統如何保證擺臂平衡成為了微牛級以下推力測量的關鍵技術，而錘擺式測力系統在保證推力器方向和位置，以及懸臂震動問題和位移高精度測量方面需要較多的技術突破.

4 我國空間極小推力寬范圍可調推進技術發展建議

4.1 空間極小推力寬范圍可調推進技術需求迫切，應設立專項支持發展

空間極小推力寬范圍可調推進技術是高精度控制航天器平臺的關鍵技術之一，為國際空間推進領域發展的熱點，是引力波探測、等效原理高精度空間科學探測任務以及高精度重力場測量、導航任務等得以實施的重要共性支撐技術，該技術對于該類任務是否能夠順利實施有著決定性影響.高精度控制、無拖曳控制對連續可調的極小推力提出了迫切需求，需要這種極小推力抵消極弱干擾.作為空間推進領域重點發展方向，國際上已有多家頂尖研究機構開展了極小推力推進技術相關應用研究，在Lisa先導星、Microscope等衛星上進行了驗證，而我國處于剛剛起步階段，但多項任務需求迫切，但是在寬范圍極小推力產生機制及控制方法等方面缺乏理論方法及實現方法研究，為了實現跨越式發展，急需開展深入基礎研究、專項技術研究以及應用演示研究等，建立基礎研發條件，完成基礎理論、基礎材料、先進測量控制方法等關鍵問題攻關，形成裝備，進行空間應用.

4.2 空間極小推力寬范圍可調推進技術類型較多，確定發展布局

空間極小推力寬范圍可調推進技術現階段研究的技術類型較多，應圍繞高精度微牛級極小推力、跨數量級推力調節及高可靠性等需求，開展典型潛力技術研究.冷氣變推力技術已經在航天器上進行了應用，其應用型號最多，工作可靠性高，可實現跨越推力量級最大，其可用范圍最廣.變推力電推進系統由于比沖相對較高，能夠節省更多燃料，但寬范圍的等離子體控制過程較為復雜，電噴霧變推力推進技術、射頻變推力推進技術、會切磁場變推力推進技術等具備高精度微牛實現的潛在能力.

4.3 空間極小推力寬范圍可調推進技術難度高，應開展關鍵技術聯合攻關

空間極小推力寬范圍可調推進技術難度高，為極精密推進技術，涉及多學科交叉融合，同時支撐極小推力推進技術研發的微牛級推力等極小特征參數測量技術難度極高，需要開展高精密測量基礎方法以及基礎環境條件研究、建設.在重大任務需求的牽引下，聯合工業部門、研究院所、高校等國內優勢單位，形成產學研用聯合創新平臺，開展關鍵技術聯合攻關，實現技術的跨越式創新提升，達到國際領先水平，為國家重大任務需求提供動力基礎.工程應用能夠有效促進技術發展，暴露基礎問題，為了加快發展，通過重大航天任務的在軌應用，帶動技術的發展，早日實現我國航天強國夢.

5 結束語

空間極小推力寬范圍可調推進技術是高精度航天器的關鍵支撐技術.本文對國內外空間極小推力寬范圍可調推進技術進行了分類綜述，概括了其關鍵技術，總結了研究現狀和發展趨勢，對我國空間極小推力寬范圍可調推進技術的發展進行了展望，指出了發展建議.