率或最大尺寸还不清楚, 所以无法确定推力器族的最小配制数。NASA- 457M已经证明了霍尔推力器可以有效工作在50 kW高功率, 且推力随功率单调增加。预期通过扩大通道截面和磁场设计,可以把单个霍尔推力器功率扩展到500 kW。
（3） 多( 双) 模式
发展双模式或多模式霍尔电推进是航天器使命的客观要求。例如对同步轨道卫星, 轨道转移阶段需要大推力工作模式, 以便能够缩短卫星的转移周期和减少经历辐射带的次数; 而在同步轨道运行阶段需要高比冲工作模式, 以最大限度节省推进剂消耗。霍尔电推进实现双( 多) 模式工作的技术途径分3种: 第一种是双级化, 也就是分离出电离级和加速级, 大量试验结果并没有显示出这一技术途径的有效性; 第二种是离子电离过程与霍尔加速过程的组合, 即采用离子推力器的放电室作为霍尔推力器的前级输入, 普林斯顿大学和GRC 联合研制的NASA- 173GT 的试验结果同样令人失望; 第三种是霍尔推力器高效工作性能范围的拓展, 采用磁场调谐技术解决了800 V 以上电压下效率下降的问题, 在NASA- 400M上实现了推力器效率随电压的单调增长, 取得了在较大推力( 比冲) 调节范围内的推力器双( 多) 模式工作的技术突破。
（4） 长寿命
技术最成熟的SPT- 100 在地面验证的最大工作寿命在7 000 h 左右, 而未来轨道抬高和位保应用
1.5～5.0 kW推力器的寿命要求在8 000～10 000 h 范围, 高功率和高比冲需求将使得解决霍尔电推进的工
作寿命问题变得更加棘手和紧迫。霍尔推力器的寿命限制来自放电通道壁的溅射腐蚀, 当腐蚀造成磁极环暴露后, 继续腐蚀磁极会造成磁场改变, 从而改变推力器工作特性, 所以有效寿命以腐蚀暴露磁极为
（5）霍尔推动器与离子推动器比较（优点） （a） 相对简单，没有复杂的加速栅极；
（b） 没有等离子体密度上限（加速栅极孔）要求，没有离子碰撞grid 的损失（透过率）
技术竞争结果：Hall 推进器适于地球轨道的商业应用，替代了arcjet ，在将来将部分替代离子推进器（轨道转移，升轨，姿态保持）
六、 电推动器其他一般问题
（1）电磁兼容问题
推力器与卫星之间的电磁兼容性是电推 进特有的关键技术。推力器工作时产生的电 磁频谱是对卫星上其他分系统的主要电磁干扰源。因此,需要在地面进行电磁频谱强度 测量。
（2）羽流影响
? 表面污染： 溅射物质污染太阳能电池表面，以及其他敏感表面； ? 电荷交换和充电：低能离子流回航天器，溅射软物质，影响航天器电位； ? 光辐射污染： 影响灵敏的光学仪器； （3）推力/推进器重量比值 静电推进缺点：
低推力/推进器重量比（低于化学推进器），即：使用静电推进器由地球地面发射时，电源系统太大，且与太阳能电池系统不匹配。
（航天器电源：重量小，体积小，高功率，长寿命）
（4）推进器功能单元
（a）计算机――系统控制、监视；（b）电源 (e.g., solar arrays)；（c）能量分配――合适电压、电流特性 ；（d）推进剂存储、分配.
七、 国内呼吁
大力加强Hall 、PPT、Ion 、MPD 等发动机 的机理和关键技术研究,进行技术储备,鼓励创新,加强科研院所、高校之间的合作;2) 加强技术引进,与俄罗斯等国开展合作,尤其是Hall 发动机技术,因为其原理是MPD 等新型电推进的基础;3) 结合我国姿控、轨控的双组元液体火箭推进系统技术,开展已有的电发动机的实际飞行应用;4) 积极开展航天器、推进系统的一体化设计,包括羽流污染、热防护、电磁干扰等。