摘要
聚光太阳能热推进（Concentrated Solar Thermal Propulsion, CSTP）是一种利用聚焦太阳辐射直接加热工质产生推力的新型空间推进技术。该系统主要由太阳能聚光器、吸热器/推力室、工质贮存与供应系统组成，通过将太阳光汇聚至高温以加热轻质推进工质，使其膨胀并经喷管高速喷出产生推力。聚光太阳能热推进技术兼具化学推进的高推力和电推进的高比冲优势，理论比冲可达750~1000秒，远超化学推进的300秒左右。本文系统阐述了聚光太阳能热推进系统的构成与工作原理，深入分析了Brayton循环、Rankine循环、Stirling循环等不同动力循环方案的热力学特性与适用场景，论述了聚光器、吸热器、蓄热装置等关键部件的技术发展现状，总结了国内外研究进展，探讨了该技术在轨道转移、深空探测等领域的应用前景，并分析了当前面临的技术挑战与发展方向。
关键词：太阳能热推进；聚光系统；动力循环；比冲；蓄热技术；空间推进
1 引言
1.1 研究背景
空间推进技术是航天活动的核心技术支撑，其发展水平直接影响航天器的轨道机动能力、任务周期和载荷能力。当前主流的空间推进技术主要分为化学推进和电推进两大类。化学推进通过燃料燃烧产生高温高压气体，推力大但比冲有限（约300秒），推进剂消耗量大；电推进利用电能电离和加速工质，比冲高（可达3000秒以上）但推力极小（毫牛级），变轨时间漫长。两者在推力与比冲之间形成了难以逾越的“鸿沟”——航天领域始终缺乏一种兼具高推力与高比冲的“中间地带”推进方案。
聚光太阳能热推进技术的出现，为填补这一技术空白提供了新的可能。该技术用可展开的聚光器将太阳光聚焦，将推进剂加热到2000~3000开尔文后喷出产生推力。由于工作温度极高，其比冲可达750~1000秒，同时推力可达牛顿至数十牛顿级，在推力与比冲之间实现了优异的平衡。以地球至火星转移为例，若采用太阳能热推进，飞船携带的推进剂质量有望降至化学推进方案的三分之一甚至更低，节省的质量预算可用于增加有效载荷或缩短飞行时间。
1.2 技术定位与优势
聚光太阳能热推进系统具有以下突出优势：第一，使用取之不尽、经济清洁的太阳辐射能，可以大大减少对空间的污染；第二，不需光电转换和复杂的能量管理系统，结构相对简单，太阳能利用率较高；第三，可实现较高的工质温度（1000K~3000K），具有高比冲的特点；第四，具有范围宽阔适中的推力（0.6~60N），适合完成航天器的转轨飞行、姿态控制和轨道保持等多种任务。
当前，全球商业航天蓬勃发展，每年有数千颗卫星被送入太空。在这一背景下，轨道资源日益拥挤，碰撞规避和轨位调整需求显著增长，对航天器在轨机动能力提出了更高要求。聚光太阳能热推进技术以其快速变轨能力（数小时即可从低地球轨道升至中地球轨道）和适中的推力特性，正成为解决这一需求的重要技术方向。
1.3 研究目的与内容
本文旨在系统研究聚光太阳能热推进系统的动力循环理论，分析不同循环方案的热力学特性与适用性，梳理关键技术的发展现状，探讨该技术的应用前景与面临的技术挑战，为聚光太阳能热推进技术的理论研究和工程实践提供参考。
2 聚光太阳能热推进系统的构成与工作原理
2.1 系统基本构成
聚光太阳能热推进系统主要由四大核心部件组成：太阳能聚光器、吸热器/推力室、工质贮存与供应系统，以及控制和热管理系统。
太阳能聚光器负责将大面积的太阳辐射能量汇聚至吸热器入口，获得极高的能流密度。聚光器的设计直接影响系统的聚光比和吸热器入口的热流分布特性，是决定系统性能的关键部件之一。
吸热器/推力室是光热转换的核心场所。太阳辐射进入吸热腔后，通过辐射和对流换热方式将能量传递给流经的工质，使工质温度急剧升高。吸热器通常采用腔式结构以减小辐射损失，并配备耐高温材料和热防护结构。
工质贮存与供应系统负责储存和调节推进工质的流量与压力。常用的工质包括氢气、氨、氮气等，其中氢气因分子量小、比冲高而最为理想。近年来，氨因其可在常温下储存、无需低温条件而受到越来越多的关注。
控制和热管理系统负责协调各部件运行，调节工质流量，监控温度压力参数，并对高温部件进行热管理和热防护。
2.2 工作原理
聚光太阳能热推进系统的工作原理可以概括为“光-热-动能”的三级能量转换过程。在第一级转换中，太阳能聚光器将稀疏的太阳辐射汇聚至高能流密度的聚焦光斑。在第二级转换中，吸热器吸收聚焦太阳辐射并将其转化为热能，用于加热流经的工质。在第三级转换中，高温高压工质经喷管膨胀加速，将热能转化为动能，高速喷出产生反作用推力。
这一过程的核心在于工质的加热与膨胀。以氢气工质为例，当氢气被加热至2000K以上时，其分子热运动速度显著增加，经过拉瓦尔喷管的膨胀加速后，可获得极高的喷气速度，从而产生高比冲。
2.3 工作模式分类
根据能量来源和蓄热方式的差异，聚光太阳能热推进系统可分为三种典型工作模式：直接式、间歇式和补燃式。
直接式是基本工作模式，航天器在日照区持续获得太阳能，实时加热工质并产生推力。该模式结构简单、系统质量轻，但无法在地球阴影区工作。
间歇式通过相变蓄热材料在日照期储存热量，在阴影期释放热量以维持推进能力，解决了持续光照问题。蓄热式太阳能热推进系统即属于此类，利用相变材料储存热量为推进器在阴影区提供能量。
补燃式结合了太阳能加热和化学燃烧的双重能量输入，可在需要大推力时通过化学燃烧补能，实现推进性能的灵活调节。
2.4 热力循环基础理论
从热力学角度，聚光太阳能热推进系统本质上是一种外部加热的热机循环。系统从高温热源（聚焦太阳辐射）吸收热量Q_H，部分转化为机械功W（即推进动能），剩余热量Q_C排放至空间冷背景。系统热效率由下式给出：
η_th = W/Q_H = 1 - Q_C/Q_H
对于理想可逆热机，卡诺效率给出了上限约束：
η_Carnot = 1 - T_C/T_H
其中T_H为工质加热温度，T_C为空间背景温度（约3K）。理论上，当T_H达到3000K时，卡诺效率可接近99.9%。然而，实际热力循环受制于工质性质、材料耐温极限、传热不可逆性等多重因素，远达不到这一理论极限。
聚光太阳能热推进系统的性能主要由比冲I_sp和推力F两个指标表征。比冲定义为单位质量推进剂产生的冲量，与排气速度v_e直接相关：I_sp = v_e/g（g为重力加速度）。对于热力循环驱动的推进系统，比冲与工质温度和分子量密切相关，关系可近似表示为v_e ∝ √(T/M)，其中T为工质温度，M为工质分子量。这揭示了提高比冲的两个途径：提高工质温度、使用低分子量工质（如氢气）。
3 聚光太阳能热推进的动力循环方案
聚光太阳能热推进系统的核心在于将太阳热能高效转化为推进动能。这一转化过程依赖特定的热力循环来实现。根据循环形式和工质差异，目前研究的循环方案主要包括Brayton循环、Rankine循环、Stirling循环以及各自的组合循环。选择何种循环方案，直接影响系统的比冲、推力、效率和工程可行性。
3.1 Brayton循环
Brayton循环是气体工质在压缩机、加热器和透平之间完成压缩、加热、膨胀和排热四个过程的热力循环，在燃气轮机和喷气发动机中已得到广泛成熟应用。在太阳能热推进系统中，Brayton循环通常以闭式或开式两种形式出现。
开式Brayton循环是最直接的推进模式：工质从贮箱进入，经吸热器吸收聚焦太阳辐射后升温升压，然后在喷管中膨胀加速排出产生推力。这一模式省去了压缩机和透平，结构极为简单，系统干质量极低，特别适合对推力质量比要求较高的轨道转移任务。其局限性在于无法回收排气中的余热，因此热效率相对较低。
闭式Brayton循环则包含压缩机、透平和回热器等部件，工质在系统内部循环流动。日照期间，工质在吸热器中吸收太阳能升温，推动透平做功（驱动压缩机和发电机），经散热器冷却后返回压缩机完成循环。闭式循环的热效率显著高于开式循环，但系统复杂性增加，质量也相应增大。研究表明，闭式Brayton循环太阳能热动力系统已经达到了实用阶段，热机循环效率超过27%，系统总的电转换效率超过17%。
回热式Brayton循环通过在透平出口和压缩机入口之间设置回热器，利用排气余热预热压缩机出口工质，进一步提高了热效率。对于空间应用，回热式Brayton循环通常采用氦气或氙气作为工质。计算分析表明，回热-再热-中间冷却Brayton循环的热效率在所有研究配置中表现最佳。
3.2 Rankine循环
Rankine循环以相变工质（通常为有机工质或水）的蒸发和冷凝为核心，通过蒸发器、透平、冷凝器和泵四个主要部件实现热功转换。在太阳能热推进场景下，Rankine循环通常采用有机工质以适应中低温热源，形成有机Rankine循环（Organic Rankine Cycle, ORC）。
有机Rankine循环的优势在于有机工质的沸点较低，可在相对较低的加热温度下实现相变，从而利用聚焦比较低的太阳能输入。这一特性使其特别适合与中低温太阳能热源匹配。然而，对于空间推进应用，ORC面临工质在真空环境下的冷凝难题和系统质量偏大的问题，目前主要作为底循环与其他循环联合使用。
联合循环是充分发挥Rankine循环优势的重要途径。在聚光太阳能热发电系统中，以氦气Brayton循环作为顶循环、有机Rankine循环作为底循环的组合方案表现出优异的综合性能。研究表明，太阳能塔-氦气Brayton-再热再生有机Rankine循环系统（SPT-HBC-RRORC）被认为是所有被研究发电系统中性能最优的方案。这一结构对太阳能热推进系统具有重要参考价值——Brayton循环产生推力，Rankine循环回收余热发电，实现推进与供电的协同。
3.3 Stirling循环
Stirling循环通过等温压缩、等容加热、等温膨胀和等容冷却四个过程实现工质在封闭空间内的往复运动，将外部热量转化为机械功。Stirling循环的热效率理论上可接近卡诺效率，且对热源温度适应范围广，在太阳能热发电领域已有成熟的碟式Stirling系统应用。
在空间推进领域，Stirling循环的优势主要体现在高热效率和振动特性可控。然而，Stirling发动机通常依赖往复式活塞机构，在微重力环境中对润滑和平衡提出较高要求，且其功率密度相对较低。因此，Stirling循环在太阳能热推进中的应用探索主要集中于小型航天器的供电系统，而非直接用于主推进。对于需要大推力和高功率密度的轨道转移任务，Brayton循环往往更具优势。
3.4 循环方案的比较与选择
三种动力循环方案各有优劣，其适用性取决于具体任务需求。Brayton循环以其结构简单、功率密度高、与工质直接加热推进天然匹配的优势，成为太阳能热推进主循环的首选方案，尤其是开式Brayton循环在轨道转移任务中具有无可比拟的简洁性。闭式Brayton循环在需兼顾推进与供电的综合任务中具有独特价值。
Rankine循环的优势在于可在较低聚光比下运行，且有机工质的选择灵活，更适合作为底循环或辅助循环使用，而非主推进循环。Stirling循环在热电联供场景中具有高热效率的潜力，但其机械复杂性限制了在大型推进系统中的应用。
从当前研究进展和工程实践来看，开式Brayton循环是聚光太阳能热推进系统最核心、最直接的动力循环形式，也是商业化探索（如Portal Systems）所采用的基本技术路径。与此同时，闭式Brayton循环与Rankine循环的组合配置正在成为兼具推进与供电功能的集成式空间动力系统的重要发展方向。
4 关键技术与核心部件
聚光太阳能热推进系统涉及多学科交叉的关键技术，其中太阳能聚光器、吸热器/推力室、蓄热装置和工质系统是决定系统性能和工程可行性的核心部件。
4.1 太阳能聚光器技术
太阳能聚光器是系统的“光学心脏”，其作用是将大面积的太阳辐射能量汇聚至小面积的吸热器入口。聚光器设计的关键指标是聚光比——吸热器入口处平均能流密度与太阳常数（约1361 W/m²）的比值。聚光比越高，吸热器入口能流密度越大，可达温度也越高。
空间太阳能聚光器主要有刚性固定式、充气展开式和可折叠展开式三种构型。刚性固定式聚光器结构稳定、光学精度高，但质量和体积较大，受限于运载火箭的整流罩尺寸。充气展开式聚光器以柔性薄膜材料制成，发射时折叠存放，入轨后充气展开，质量极轻，但其表面精度受充气压力和环境因素影响较大，难以达到高聚光比所需的光学精度。
可折叠展开式聚光器是目前的研究热点。针对太阳能热推进器的应用需求，研究者提出了一种具有伞状龙骨结构的可折叠展开式抛物面太阳能聚光器方案。该方案设计了一个聚光功率100 kW、开口圆半径4.9 m的伞状龙骨结构正焦抛物面聚光器，通过仿真模拟得到以氢气为工质时系统的推力和比冲分别可达10.23 N和701.4 s。这一设计克服了充气展开式聚光器和刚性固定抛物面聚光器各自存在的技术难题。
聚光器的光学精度直接影响吸热器入口处的能流分布均匀性。非均匀的能流分布会造成吸热器局部热斑，降低结构寿命和换热效率。射线光学分析是验证聚光器设计合理性的重要手段，可获得吸热腔壁面能量分布情况，为吸热器设计提供输入边界条件。
4.2 吸热器/推力室技术
吸热器/推力室是实现光热转换和工质加热的核心部件，其设计面临极为严苛的热环境挑战。吸热器内部温度可达2000~3000K，太阳辐射能流密度高达数兆瓦每平方米，对材料的耐高温性能和热结构完整性提出了极高要求。
吸热器通常采用腔式结构设计。腔式吸热器具有一个小的入口开口和较大的内腔，入射辐射通过小孔进入腔体后在内部多次反射吸收，有效降低了辐射反射损失。腔体内壁面布置有换热管或换热翅片，工质流经时通过对流换热吸收热量。为提高换热效率，吸热器内部往往采用多孔介质结构来增大换热面积并强化湍流混合。
推力室的设计与传统火箭发动机的喷管类似，采用拉瓦尔喷管构型实现亚音速到超音速的跨声速膨胀。由于工质温度极高，推力室壁面需要有效的主动冷却措施。再生冷却是一种可行的方案——将低温推进剂先流经推力室壁面冷却通道，吸收壁面热量后再进入吸热器加热，既冷却了推力室又预热了工质，实现了热量的高效利用。
4.3 蓄热与热管理技术
传统的太阳能热推进系统在工作时需持续光照提供能量，无法在地球阴影区工作，这严重制约了其推广应用。为解决这一关键问题，蓄热技术被引入太阳能热推进系统。蓄热式太阳能热推进系统利用相变材料在日照期储存热量，在阴影期释放热量维持推进能力，实现了系统的全天候连续运行。
相变蓄热材料的选择是蓄热技术的关键。理想的相变材料应具有高相变潜热、高导热系数、良好的化学稳定性和适宜的工作温度区间。对于太阳能热推进系统，吸热器工作温度高达2000K以上，相变材料需要承受这一极端温度并保持稳定的热物理性质。高温相变材料（如金属及其合金、熔融盐、陶瓷复合材料）成为研究重点。
研究者通过构建具有不同孔隙尺寸分布和孔隙率的多孔结构，并将其与相变材料复合，研究了其传热、防泄漏和储热特性。结果表明，聚光比增大影响热流分布与热流大小，使峰值位置向吸热腔中部偏移，融化初始位置也随之偏移，同时蓄热总体时间缩短。孔隙率减小会缩短蓄热时间，且在聚光比较低时，降低多孔材料的孔隙率对减少蓄热时间更为有效。研究中最长的储热时间可达3993秒，近地轨道的光照时间基本可以满足要求。
在蓄热式热推进器的基础上，进一步研究提出了蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统结构，该系统不仅能提供推进推力，还能通过热光伏转换在日蚀区为微小卫星供电。计算结果表明，蓄热式热推进器具有达到734s比冲和0.9N推力的推进性能，同时能够满足日蚀区微小卫星的供电需求。
4.4 工质选择与供应系统
工质的选择直接影响系统的比冲性能和工程可行性。从比冲的角度，低分子量工质具有显著优势，因为排气速度与分子量的平方根成反比。氢气（H₂，分子量2）是最理想的工质，在高温下可获得最高的排气速度。研究表明，以氢气为工质时，STP的比冲可达5000~9000 m/s，推力范围为0.6~60 N。
然而，氢气的工程应用面临两大难题：一是需要在20K以下的低温条件下储存，增加了系统复杂度和发射质量；二是高温下氢分子对金属材料有较强的氢脆腐蚀作用，对材料选择构成限制。
氨（NH₃）作为常温推进剂正受到越来越多的关注。Portal Systems的“Supernova”平台即采用氨作为推进剂，可在常温下以液态形式储存，大幅降低了系统复杂度和发射准备时间，理论上还具备在轨补加燃料的可能。氨的分子量（17）虽高于氢气，但其比冲仍可达700秒以上，在工程便利性和推进性能之间取得了良好平衡。
工质供应系统负责从贮箱向吸热器稳定输送工质，并控制流量以调节推力大小。对于微小型卫星应用，供应系统的轻量化设计尤为重要。电控针阀、微型泵和流量调节器是这一系统的核心部件。
4.5 高温材料与热防护
聚光太阳能热推进系统面临的最高温度可达3000K，这一温度已超越绝大多数金属材料的熔点。材料选择和热防护设计成为系统成败的关键瓶颈。
高温材料的研究沿着三个方向展开：难熔金属及其合金（如钨、钼、钽、铼及其合金），可工作至约2500K；碳/碳复合材料（C/C复合材料），具有优异的高温力学性能和低密度，可短期耐受近3000K高温；超高温陶瓷（如ZrB₂、HfB₂、TaC等），抗氧化性能优于碳材料，是未来高耐久吸热器的候选材料。
热防护设计主要包括主动冷却和被动隔热两种方式。主动冷却利用推进剂流经受热部件带走热量，既能冷却结构又能预热工质，是热管理设计中的优选方案。被动隔热则依靠低导热系数的隔热材料（如陶瓷纤维、多层隔热毡）将高温区域与低温区域隔离。
5 国内外研究进展
5.1 国外研究历程与现状
太阳能热推进的概念可追溯至20世纪60年代。NASA和美国空军自1960年代起便开始研究太阳能热推进技术，经历了从概念探索到系统研发的漫长历程。1990年代末，NASA的研究结论认为太阳能热推进在许多任务场景下性能优于现有技术方案，但根据2003年的评估报告，由于当时太空内机动需求不足，项目被搁置。
近年来，随着商业航天的蓬勃发展和轨道机动需求的急剧增长，太阳能热推进技术重新获得关注。Portal Space Systems的成立标志着该技术从政府实验室走向商业化的关键转折。该公司由前SpaceX推进工程副总裁Jeff Thornburg于2021年创立，累计融资已超过1.1亿美元。
Portal Systems的核心产品“Supernova”（超新星）是一款专为高机动性设计航天器平台，其核心推进系统名为“Hex”或“Flare”，是一款3D打印的太阳能热推进器。据公司披露，使用该系统，航天器可在数小时内从低地球轨道升至中地球轨道，一天内抵达地球同步轨道，数日内抵达地月空间。2025年9月，Portal Systems在真空舱内成功完成了其太阳能热推进系统在运行温度下的全功率测试，验证了3D打印换热器推进器在模拟太空环境下的高温性能。
除了Portal Systems，其他国外机构也在持续开展相关研究。NASA的SBIR项目支持了新型太阳能热推进概念的研究，提出了一种采用氢工质的模块化太阳能火箭发动机方案，目标比冲为900~1000秒，工质平均温度范围为2750~3250K。此外，带有两级潜热热能储存的太阳能热推进系统被提出用于航天器向地球同步轨道（GEO）的转移任务。
5.2 国内研究进展
国内对太阳能热推进的研究起步较晚，但已取得一系列重要进展。
西北工业大学是国内较早开展太阳能热推进研究的单位之一。早期研究重点包括STP光热转换机理分析、关键部件设计（太阳能一次聚光器、折射式二次聚光器和吸收器/推力室），以及STP性能预示模型的建立。以氢气为工质的理论计算结果显示，STP具有比冲5000~9000 m/s、推力0.6~60 N的良好性能。
在聚光器设计方面，国内学者提出了一种用于太阳能热推进器的具有伞状龙骨结构的可折叠展开式抛物面聚光器设计方案，设计聚光功率达100 kW。利用Fluent软件进行的模拟表明，以氢气为工质时，系统的推力和比冲分别可达10.23 N和701.4 s。
南京航空航天大学近年来在蓄热式太阳能热推进领域开展了深入研究。研究者创新性地将蓄热相变材料与传统STP系统结合，提出了蓄热式太阳能热推进系统。通过数值仿真与试验验证相结合的方法，研究了多孔结构与相变材料复合体的传热、防泄漏和储热特性，搭建了地面测试系统进行了多组换热实验，验证了蓄热式STP系统的可行性。后续研究进一步拓展到蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统，通过场协同原理优化了热光伏再生冷却结构。
中国科学院电工研究所联合西安交通大学、浙江大学、清华大学等17家单位，在高温吸热器设计理论及方法方面取得了重要突破，研制出3种聚光器和包括700℃/1MWth颗粒吸热器在内的4种吸热器。2024年，我国成功研制出首座超临界二氧化碳光热发电机组，实现了全球范围内超临界二氧化碳太阳能热发电系统的首次运行。
5.3 国内外对比分析
对比国内外研究现状可以发现，国内在太阳能热推进基础研究和关键技术探索方面已与国际先进水平保持同步，尤其是在蓄热式STP系统、高温吸热器设计、超临界CO₂热发电等方向取得了具有自主知识产权的成果。
然而，差距依然存在。国外已开始由企业主导的商业化推进（如Portal Systems的3D打印推进器已进入真空测试阶段），而国内的相关研究仍主要停留在高校和科研院所的实验室阶段，工程转化和商业化进程相对滞后。在高温材料（尤其是3000K级耐超高温复合材料）、高精度空间可展开聚光器、系统集成与在轨验证等方面，国内仍需持续投入。
6 应用前景与性能分析
6.1 轨道转移任务
轨道转移是聚光太阳能热推进最具优势的应用场景。从低地球轨道（LEO）向中地球轨道（MEO）、地球同步轨道（GEO）乃至地月空间转移，需要航天器具备足够的速度增量（ΔV）和合理的转移时间。
传统化学推进完成LEO-to-GEO转移需要大量推进剂，有效载荷占比较低；电推进虽然推进剂利用率高，但转移时间长达数月，对卫星寿命消耗较大。聚光太阳能热推进恰好填补了这一空白——以Portal Systems披露的数据为例，其Supernova平台可在数小时内从LEO升至MEO，一天内抵达GEO，这一机动速度是电推进的数十倍。
从经济性角度分析，太阳能热推进采用太阳能这一免费能源，且推进剂（氨）成本远低于化学推进剂，加之系统结构相对简单、无需复杂的能量管理设备，全寿命周期成本具有显著竞争力。研究表明，将聚光太阳能热推进系统用于LEO-to-GEO轨道转移，可以有效提高有效载荷比、缩短转移时间、降低发射成本。
6.2 深空探测应用
在深空探测任务中，太阳能热推进同样展现出巨大潜力。以火星探测为例，传统化学推进方案需要携带大量推进剂，严重挤占有效载荷空间。若采用太阳能热推进，飞船携带的推进剂质量有望降至化学推进方案的三分之一甚至更低，省下的质量预算可用于增加科学载荷或缩短飞行时间。
在太阳系内侧（火星轨道以内），太阳辐射强度足以支撑太阳能热推进系统正常工作。对于外侧行星探测（木星、土星等），太阳辐射强度随距离平方衰减，需要更大的聚光器面积来维持相同的加热功率，工程可行性受到挑战。因此，太阳能热推进更适合在地球轨道、地月空间和火星轨道以内的深空探测任务中应用。
6.3 在轨服务与快速响应
随着太空碎片增多和轨道资源日益拥挤，航天器在轨服务、碰撞规避和快速响应的需求日益迫切。聚光太阳能热推进系统以其快速变轨能力，为这些新兴任务提供了关键技术支撑。
Portal Systems首席执行官Jeff Thornburg明确表示：“让美国的卫星在轨道上慢吞吞地移动已经不可接受了”。太阳能热推进系统的出现，使航天器具备了在轨道上“快速机动”的能力——这不仅是性能提升，更是作战样式的变革。在国家安全领域，快速在轨机动能力意味着可以更快地响应威胁、更灵活地调整轨道构型、更高效地执行侦察与干扰任务。
6.4 性能参数与优化方向
聚光太阳能热推进系统的关键性能参数包括比冲、推力、系统效率和推进剂利用率。
比冲方面，理论计算和实验验证均表明，以氢气为工质时，STP的比冲可达5000~9000 m/s（约510~918 s），以氨为工质时可达700 s以上。推力方面，不同设计方案的推力范围为0.6~60 N，覆盖了微小卫星姿态控制到中型航天器轨道转移的广泛需求。
系统效率是衡量太阳能利用能力的关键指标。目前，闭式Brayton循环太阳能热动力系统的热机循环效率超过27%，系统总电转换效率超过17%。对于开式推进循环，效率的定义略有不同——主要关注太阳能到排气动能的转化效率，理论值可达50%以上，但实际受限于辐射损失、导热损失和喷管效率等因素。
性能优化的主要方向包括：提高聚光器的聚光比和光学精度，提升吸热器的吸收效率和耐温极限，选择更优的工质和热力循环方案，降低系统的寄生功耗和质量。
7 技术挑战与发展趋势
7.1 当前面临的技术挑战
高温材料的耐温极限与寿命。太阳能热推进系统的工作温度高达2000~3000K，这对吸热器、推力室和喷管等高温部件的材料选择构成了严峻挑战。目前，碳/碳复合材料可短期耐受3000K，但在氧化性气氛中迅速退化；难熔金属如钨（熔点3695K）虽耐温极高，但密度大（19.3 g/cm³）且加工困难。开发兼具高熔点、低密度、良好抗氧化性和可加工性的新型超高温材料，是推动STP实用化的关键前提。
高精度空间可展开聚光器的制造与控制。大型空间聚光器需要在发射时折叠紧凑、入轨后精确展开并保持光学面形精度。充气展开式精度不足，刚性折叠式质量偏大。伞状龙骨结构等新型设计方案虽有突破，但在轨自动展开、面形保持和在轨校准等技术仍有待成熟。
热管理系统的集成与可靠性。在极端热流条件下，如何有效管理热量、防止热斑、确保蓄热相变材料的循环稳定性，是热管理系统设计的核心问题。蓄热材料在多次相变循环中的热物理性质变化、密封防泄漏、热应力控制等，都需要深入研究和验证。
系统质量与性能的权衡优化。太阳能热推进系统的性能优势以增加聚光器面积和热管理系统质量为代价。如何在给定的发射质量约束下实现最优的任务效益，需要进行多学科设计优化。
7.2 未来发展趋势
高温蓄热与热电联供。蓄热式太阳能热推进系统解决了阴影区连续工作的难题，而进一步与热光伏技术结合的双模系统，可在日蚀区同时提供推力和电力，极大拓展了STP的应用场景。这一方向代表了太阳能热推进系统从单一推进功能向“推进+供电”集成系统演进的趋势。
先进材料与增材制造。3D打印技术正在彻底改变航天推进部件的制造方式。Portal Systems的Flare推进器即是3D打印换热器的成功范例。增材制造允许设计高度复杂的内部冷却通道和热交换结构，大幅提升换热效率和结构完整性，同时降低制造周期和成本。
联合动力循环。单一的推进循环难以同时满足高效率、高推力和多任务适应性的需求。氦气Brayton循环与有机Rankine循环的组合、太阳能热推进与电推进的混合方案等，正在成为提升系统综合性能的重要研究方向。
在轨验证与商业化。随着Portal Systems等商业公司的介入，太阳能热推进技术正从实验室走向飞行验证。首次全尺寸演示任务计划于2026年发射，这将是STP技术发展的里程碑事件。成功的在轨验证将极大提振行业信心，加速技术成熟和商业化推广。
8 结论与展望
聚光太阳能热推进系统作为一种新型空间推进技术，在比冲和推力之间实现了优异的平衡，填补了化学推进与电推进之间的技术空白。本文对该系统的构成、工作原理、动力循环方案、关键技术、国内外进展及应用前景进行了系统研究，得出以下主要结论：
第一，聚光太阳能热推进系统由聚光器、吸热器/推力室、工质供应系统和热管理系统组成，通过“光-热-动能”的三级能量转换产生推力。开式Brayton循环是实现推进功能的最直接、最简洁的动力循环形式，已在商业化探索中得到验证。
第二，关键技术方面，高精度空间可展开聚光器、超高温吸热器/推力室、相变蓄热材料和热管理技术是决定系统性能的核心要素。增材制造和先进复合材料的应用正在推动这些关键技术的突破。
第三，国内外研究进展表明，该技术已在基础理论和关键部件层面取得重要成果。Portal Systems率先完成了商业化STP系统的真空测试，标志着技术成熟度达到了新的高度。国内在蓄热式STP、高温吸热器设计等方面与国际保持同步，但工程转化和商业化步伐有待加快。
第四，聚光太阳能热推进在轨道转移、深空探测、在轨服务等领域具有广阔的应用前景。其快速变轨能力和适中的推力特性，特别适合当前日益增长的航天器在轨机动需求。
展望未来，随着高温材料、增材制造、蓄热技术等关键领域的持续突破，以及商业资本的积极推动，聚光太阳能热推进技术有望在未来五到十年内实现规模化应用。这一技术的发展，不仅将丰富空间推进的技术体系，更将为人类探索太空提供一种更加经济、高效的动力选择。
参考文献
1 张纯良, 高芳, 张振鹏, 刘玉亭. 太阳能热推进技术的研究进展[J]. 推进技术, 2004(2).
2 夏广庆, 毛根旺, 唐金兰, 何洪庆. 太阳能热推进的研究与发展[J]. 推进技术, 2005.
3 西北工业大学. STP光热转换机理研究及实验系统方案设计[D]. 2005.
4 戴剑锋, 赵沛, 毛根旺, 等. 用于太阳能推进的可折叠展开式伞状龙骨聚光器[J]. 2010.
5 多模式太阳能热推进的性能计算和分析[J]. 宇航学报, 2010(6).
6 太阳能热动力空间发电系统的研究[J]. 能源与利用, 2004(3).
7 宋方舟, 刘向雷. 蓄热式太阳能热推进器数值仿真与实验研究[D]. 南京航空航天大学, 2022.
8 蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统换热特性数值模拟研究[J]. 2021.
9 中国科学院电工研究所等. 超临界CO₂太阳能热发电关键基础问题研究[R]. 2024.
10 Portal Space Systems. Solar Thermal Propulsion System Vacuum Test [EB/OL]. 2025.
11 Portal Space Systems. Supernova Orbital Maneuvering Platform [EB/OL]. 2026.
12 Muñoz M, Rovira A, Montes M J. Thermodynamic cycles for solar thermal power plants: A review[J]. Wiley Interdisciplinary Reviews: Energy and Environment, 2022.
13 Khan Y, et al. Performance evaluation of the combined helium Brayton cycle and organic Rankine cycles for solar power tower application[J]. Journal of Renewable and Sustainable Energy, 2024, 16(6).
14 Toro C, Lior N. Analysis and comparison of solar-heat driven Stirling, Brayton and Rankine cycles for space power generation[J]. 2017.
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