感应式脉冲等离子体推力器技术综述*

程谋森，李小康，车碧轩，郭大伟

(国防科技大学，长沙 410073)

*国家自然科学基金资助项目(51306203).

感应式脉冲等离子体推力器技术综述*

程谋森，李小康，车碧轩，郭大伟

(国防科技大学，长沙 410073)

综合文献及作者研究实践，介绍了感应式脉冲等离子体推力器的原理和特点.从国外研究机构与项目、推力器组件和系统集成实验、工作机理数值仿真等方面，总结和评述了达到的技术状态与认识.最后梳理了面临的技术挑战，提出了可能的解决途径.

气体感应放电；电流片；脉冲等离子体推力器；磁推进

0 引 言

感应式脉冲等离子体推力器(inductive pulsed plasma thruster，IPPT)是一种磁推力器，其概念溯源于上世纪60年代[1].当时，美国TRW公司的Ralph H. Lovberg与C. Lee Dailey在研究感应等离子体电流层时[2]，首次提出了“脉冲感应推力器”(pulsed inductive thruster, PIT)，基本结构和工作原理如图1～2所示.

脉冲感应推力器由存储电能的电容、开关、感应线圈、脉冲气体喷注装置等组成.典型结构特征为：1)感应线圈呈圆环型, 由平面排布的螺旋状导线构成；2)气体供给从位于轴线上的圆环型喷嘴中流出.推力器工作的理想过程为：先以脉冲方式向感应线圈表面喷注一团气体；当气体团在线圈表面上散开并覆盖整个表面时，开关闭合使电容器通过感应线圈放电，在线圈表面激发出角向电场和径向磁场；角向电场将线圈表面的气体薄层击穿并使其中生成环形等离子体电流片；环形等离子体电流片在径向磁场中受洛伦兹力作用向远离线圈的方向加速；电流片向前运动的过程中不断裹挟并电离下游气体，从而使整个气团从线圈表面加速喷出而获得推力，完成一个工作脉冲.

概括而言，迄今验证的感应式脉冲等离子体推力器具有如下特点：

1)能达到较高的比冲和效率.如TRW公司1993年报道的样机测试性能为[2]：用氨作工质, 感应线圈外径1 m，内径0.4 m，放电初始电压32 kV，能量4 608 J，每个脉冲喷注的气体质量是0.6～10 mg, 比冲范围4 000～8 000 s, 效率接近50%.

2)具有高功率运行的能力.推力器每个工作脉冲的时间周期约10 μs，由此预测其重复频率上限可达数千赫兹，平均电功率达数兆瓦.

3)比冲和效率仅由单脉冲过程决定，与重复频率无关，因而可在保持比冲和效率基本不变的前提下，通过改变脉冲频率来实时改变平均推力和平均功率，具有极强的工作灵活性.

4)无电极式放电，不存在电极烧蚀问题，也不存在工质与电极材料的相容性问题，可使用水、甲烷等易于在地外空间补给的工质，在载人航天器上可利用生保系统废气、废液作工质.

5)功率面密度比栅格型离子推力器高两个数量级，比霍尔推力器高一个数量级以上，作为大功率推进系统而言,功率-质量比大、结构紧凑.

随着太空电力技术进步，近地空间航天器的太阳能光伏发电系统功率可以达到上百千瓦，核反应堆电源提供的电功率可以达到数兆瓦，这使得大功率电推进系统的发展具备了能源技术基础.从任务需求方面来看，近地空间站运行、地-月空间探索，远至载人火星探测等，均对大功率、高比冲电推进技术提出迫切需求[1,3].因此，感应式脉冲等离子体推力器不失为一种值得继续深入探索的电推力器概念.

1 国外研究机构与项目

自上世纪60年代提出感应式脉冲等离子体推力器概念以来，TRW公司(现并购于诺斯罗普-格鲁门公司)对这种推力器概念探索的报道至迟见于2004年.期间研究工作的典型报告见于1970年[4]、1987年[5]、1993年[2]和2004年[6].

1970年报告[4]是60年代中期到70年代初期工作的代表，这个阶段研究目的主要在于认识感生电流片的微观结构、评估工质喷注和预电离模式.TRW公司用于研究的推力器感应线圈外径分别为0.2 m和0.3 m，内径约0.076 m；采用氙、氨、氩等为工质，电容器的容值为4 μF，充电电压6、8、10、12 kV.获得的推力器较佳性能数据为：氙工质，充电电压10 kV，比冲1 700 s，效率约18% .

1987年报告[5]是发展实际的推力器样机并逐步改进组件、Mark提升性能的代表.TRW公司设计和测试了Mark-Ⅰ至Mark-Ⅳ等系列推力器.其中最显著特征是Mark-Ⅰ推力器的线圈外直径达到1 m；线圈放电电压为15～22 kV，单脉冲喷注的气体质量为10～20 mg，比冲1 500～2 000 s，效率接近30%.

在1993年报告[2]中，TRW公司发布了Mark-Ⅴ的数据：用氨作工质，线圈直径1 m，放电初始电压32 kV，每个脉冲喷注的气体质量0.6～10 mg，比冲范围4 000～8 000 s，效率约50%.这是迄今为止报道过的性能最好的脉冲感应式推力器构型(如图3).与线圈电压分别为24 kV和28 kV的性能数据比较，增大电压能获得更宽的比冲范围.照此参数推算，脉冲感应式推力器具有20 kW电功率以及100 000 hrs 寿命，其质量-功率比为8 kg/kW，重复频率约6 Hz.文献还给出了采用肼为推进剂的性能参数，其效率和比冲低于氨工质.

2004年，NASA启动了“先进电推进研究计划”[7]，由Northrop Grumman太空技术公司、NASA Glenn实验室、Arizona州立大学及NASA喷气推进实验室等单位组成研究小组，在PIT的研究基础上，开展核电脉冲感应推力器(Nu-PIT)的科学研究及技术开发工作，计划在2035年实现Nu-PIT的火星表面实验验证.2004年，诺斯罗普-格鲁门公司复制了一台 Mark-Ⅴ，命名为Mark-Ⅵ，初步实验测量结果不理想[6]：单个电容充电电压为15kV时, 采用氨工质, 效率18.9%, 比冲2 750 s.文献[7](2005)报道称，其继续开发Mark-Ⅵ及Mark-Ⅶ样机，目标平均功率为200 kW.

近年来，随着深空探测等任务对推力器性能要求的不断提高，以及IGBT等大电流、高耐压固态开关技术的突破，普林斯顿大学(2006)[8-9]、Marshall空军基地(2013)[10-11]、美国Tri Alpha能源公司(2013)[12](如图4)、阿拉巴马大学(2003)[13]、普渡大学(2006)[14]、华盛顿大学(2006)[15]等越来越多的院校和机构也相继投入到感应式脉冲等离子体推力器技术的理论及实验研究工作中.

综合国外推力器发展历程可见，其性能受工质种类、设计水平的不同而存在很大差异：早期的推力器一般采用氩等单原子分子工质，由于其辐射损耗及电离代价较高，性能一般低于90年代后期开始采用的氨等多原子分子工质；同时，由于对推力器工作原理及性能影响要素的认识还比较有限，早期推力器的设计水平也比较低.除推力器自身之外，所采用的推力器性能测量技术也影响了实验结果.在早期研究中，采用来自电流探针的电流密度数据及磁场探针的磁场强度数据计算洛伦兹力密度，再将其作体积分得到推力，再将推力做时间积分获得冲量，进而计算其效率.磁场探针和电流探针本身就存在较大误差；所获得的全场数据分布，实际上来自于多次放电；冲量计算过程经历了多次时空积分，误差累积较大.到了90年代后期，则采用冲量测量台架获得其冲量数据，结果更可信.

2 组件与系统集成实验

感应线圈、放电电路和气体喷注阀是感应式脉冲等离子体推力器的关键组件.

为形成环形盘式脉冲电流，TRW公司提出并一直沿用平面排布螺旋状导线的线圈构型[2，4-6](如图5).

从线圈设计角度提升性能的途径主要是提高电场的平面均匀性、减小寄生电感和增大线圈与气团的耦合距离.前两者的实现依靠导线构型优化，以及在接近外缘的区域内补偿在线圈边缘通常发生的场发散.后者可通过增大线圈外径实现.如Mark-Ⅴ[2]采用9支、每支4股共36条导线的90°螺旋线型回路构成驱动线圈.9支线圈之间相当于并联，元件与元件之间采用同轴电缆连接，也能减小寄生电感.最后完成的线圈，其总电感达740 nH，寄生电感仅60 nH.早期线圈外径仅为0.2 m和0.3 m，对应的对气团加速作用距离小，推力器性能低，如最高效率约20%，最大比冲约2 000 s[4].后来将线圈外径增大到1 m，最高效率约50%，最大比冲约 8 000 s[2].

除线圈外，放电电路的关键组件是开关.TRW公司在研究中一直采用火花隙开关[2，4-6].为提高电流增长率dI/dt，采取提高电容电压(最高到26 kV[5])、放电回路采用Marx发生器方式连接[2].如图5所示，采用了Marx发生器方案，将每匝线圈回路拆分为两个半匝，各接一个电容器, 两个电容器并联充电到16 kV.当开关闭合时, 形成电容串联的电路，使电压叠加倍增，线圈端电压为32 kV.由于要求各支路并联，存在多开关同步难题.通过独立调整电极间隙、气压等手段，减小开关触发抖动.当时有研究认为1/2个周期后电路电流反向会对之前的电流片产生吸引作用，从而降低加速效率；同时，电路电流反向会对电容造成寿命损害.为消除电流反向振荡，曾经研究了在开关及电容器处设置箝位二极管的构型[16]，结果表明最终的推力器性能并无改进.随着研究的深入，后来逐渐认识到，推力器中电流片的加速过程主要集中在放电的前1/2周期，当气动过程与放电过程存在较好的匹配时，在1/2个周期时电路电流的过零点附近，电流片已经运动至足够远与线圈解耦，因而是否做这一调整对性能均无明显影响.

快开阀的结构一直在改进[2，4-5].上世纪60年代采用由碟形铍铜弹簧和柱形衔铁组成悬浮式运动执行机构的快速阀.碟形铍铜弹簧提供阀密封的预紧力和闭合的回复力，电磁线圈提供柱形衔铁提升的驱动力.测试[4]表明阀门打开过程耗时120 μs，保持打开状态的持续时间约500 μs.1980年代和1990年代，研制了电流脉冲驱动的“音频线圈”在永磁铁的磁场中运动的装置，即脉冲电流驱动的线圈在永磁场中运动实现开闭动作[2,5].线圈的陶瓷骨架焊接在不锈钢膜片上，这个膜片覆盖住的O形圈直径5.08 cm，将集气腔与圆锥形气体喷嘴的喉部隔离开.由一个储能5 J的电容给线圈供给脉冲电流，使阀在150 μs时间内打开0.5 mm间隙.关闭时间相同.验证的开关寿命超过一百万次.

此外，针对将来推力器重复脉冲工作时的散热问题，TRW公司在Mark-Ⅴ结构和设计参数不变的情况下，用空心铜管替代金属导线，开发了主动水冷式的Mark-Ⅵ[6].而针对火花隙开关的寿命问题，又设计了采用固体开关的Mark-Ⅶ，期望验证50 Hz的重复频率[17].

在实验测量技术方面，针对PIT系列推力器单个工作周期，放电电路特性方面主要测量手段为电流、电压曲线；在流场分布方面，主要采用微型五极管测量气体密度分布、磁场分布、等离子电流密度分布[2，5].Polzin(2006)[8]采用Imacon高速相机和偏光胶片获得了等离子体电流片随时间运动的图像，采用朗缪尔探针测量了等离子密度轴向分布.从所获得的高速相机影像及探针数据来看，脉冲感应电磁场的幅值及变化率都将影响电流环的结构，较紧致的电流环能获得更好的加速效果.推进性能方面，设计了近临界振子型推力台架，对于200 kg的推力器产生0.01 Ns的冲量，其可达到的振幅测量精度为5%[2].

近年来，马歇尔航天飞行中心的Polzin等研究了脉冲式射频辅助放电(2007,2008)[18-19]、直流辉光放电(2012)[20]等预电离方法对气体工质脉冲感应加速过程的影响.

3 机理建模与数值仿真

感应式脉冲等离子体推力器的工作过程是一个强瞬态过程，涉及多种复杂及耦合物理现象.对此过程的建模与仿真研究，从早期的常微分方程描述的机电耦合模型[2,5,20]，发展到现在的精细三维时间演化模拟[21-29].其中特别关键的问题在于等离子体与线圈电磁场的耦合、等离子体能量耗散.因为等离子体团离开线圈表面就使得两个电流环之间迅速解耦，高效率推力器的设计应该使存储的能量在解耦之前尽可能多地转化为等离子体的宏观定向动能；而线圈电路和等离子体中电流引起的电阻性能量损耗是不可避免的，其中等离子体中占主要部分.

美国Arizona州立大学Mikellide(2002-2009)等[21-26]利用MACH2代码对感应式脉冲等离子体推力器中气团加速现象开展了数值模拟研究.MACH2代码基于二维轴对称、非稳态、三温度非平衡的等离子体单流体模型，对磁场的计算则考虑了阻性扩散、霍尔效应等机制，对辐射场采用光学薄处理.

Mikellide(2002,2004)等[21-22]对以He、Ar为工质的PIT-MarkⅤ构型推力器的冲量仿真结果与实验数据相关性很好，并指出理想化模型中以内能、等离子体耗散等模式沉积的电磁能份额与工质类型、气团质量(0.75～9.2 mg)以及放电能量水平(900～1 764 J)无关；通过计算对比不同放电能量和气团质量下的等离子体能量沉积过程，验证并解释了实验中出现的临界质量现象(或动态匹配现象).

对于某些多原子气体工质的推力器性能更好的现象，Allison(2004)、Mikellide(2007)等[23-24]通过引入NH3化学电离反应模型，解释了辐射耗散较低是采用NH3具有比Ar、Xe更高加速效率的原因.

在电路-等离子体耦合效应模拟方面，Mikellide(2002)等[21]最初根据实验和独立电路模型获得的电路放电曲线给出工质气团的时变磁场条件，但这种磁场条件是直接施加的，不反映等离子体电流环对放电电路的反馈影响.在后期研究中，Mikellide(2008)、Villarreal(2009)等[25-26]通过假设理想电流片的结构，根据磁场能量与洛伦兹力的关系得到负载电感和电流片位置的表达式，再结合电路方程展开计算.但这种电路-等离子关系式并非真正的自洽模型.

国内成玉国(2015)等[27]采用ASUMPW+格式求解单流体的MHD方程组，通过给定的磁场边界条件，初步实现了Ar工质环形等离子体脉冲感应加速过程的仿真.研究表明，电流片后方残余气体较多时出现的次生电流片，会屏蔽感应线圈对主电流片的有效加速.

此外，Goodman(2009)等[28]利用PCAPPS代码对等离子体脉冲感应加速问题开展了数值仿真研究.其所采用的PCAPPS代码同样基于二维轴对称的磁流体动力学模型.针对放电电路与负载等离子体的强耦合特性，Goodman采用的“等效电势降”方法，结合电路仿真软件SPICE，发展了一种电路-等离子体双向耦合算法，模型计算结果与文献数据取得了较好的一致.其通过计算每一时间步等离子体流场各个位置对感应线圈电路的等效电势降的作用和，得到等离子体载荷对放电电路的作用；再根据集总电路模型计算下一时间步的线圈电流，更新电磁场条件.

国内车碧轩(2015)等[29]发展了一种计算线圈与负载等离子体的动态互感的新方法，即将感应加速线圈等效为具有特定电流密度分布的连续环形电流片，采用Maxwell积分方法得到互感.该方法考虑了感应线圈及等离子体全域的电流密度分布情况，能适应各类复杂的感应线圈构型和等离子体电磁场位形.

对于预电离现象，Villarreal(2009)[26]针对目前高效-低能脉冲感应推力器的实际需求，计算了不同预电离条件下的等离子体脉冲感应加速问题，计算结果验证了预电离技术对提升加速效率的积极作用.

4 技术挑战与解决途径分析

综合国外文献报道及作者的研究实践[27-29]表明，感应式脉冲等离子体推力器的性能对于电路参数、工质气团空间分布、电路放电与气团运动匹配性等十分敏感.首先从理论、数值模拟方面掌握参数影响规律，是从技术上实现高性能推力器的重要支撑.

PIT所涉及的含等离子体气团的状态参数区间非常宽.以密度为例，电流片中心处可达10-3kg/m3以上，而在电流片后方仅10-8kg/m3，几乎接近真空.大状态参数范围内，电导率、比热比等输运参数、热力学参数的自洽、准确计算非常关键.从国外已经开展的数值仿真研究情况来看，需要采用磁流体动力学模型，并考虑等离子体物性参数随温度变化以及等离子体流场-放电电路耦合状态的计算，才能较准确地数值再现感应式脉冲等离子体推力器工作过程.其难点在于自洽地实现电路-等离子体流场的耦合计算.此外，气团初始电离过程的细致模拟也对推力器性能预估具有较大影响.

从组件与系统集成技术角度，进一步提升感应式脉冲等离子体推力器技术成熟度的难点与途径如下：

(1)感应线圈构型优化设计

需要获得较精确快速的感应线圈三维电磁场计算方法，匹配气团质量空间分布特性的线圈构型设计方法，以及低电感构型设计方法.此外，采用高温金属导线是通往高平均功率的要求.

(2)多电容放电同步可靠性技术

可能的途径是采用窄延迟/抖动导通的开关组集成，进一步提高可靠性；或者采用低感抗的单一大电流开关.考虑长寿命需求时，固态大功率开关可能是一个选项.

(3)长寿命微量气体脉冲供应阀设计

目前采用的涡旋电场驱动簧片式阀还存在结构可靠性低、功耗大、功效低的不足.周期性旋转装置实现脉冲供气可能满足未来千万次开关寿命需求.

最后，推力器工作过程中的流场测试技术也面临诸多挑战，突出表现为对放电之前气团分布的空间和时间域演化流场、放电过程中气团内电流片细观结构等参数测量的瞬态响应能力不足.

[1] POLZINK A. Comprehensive review of planar pulsed inductive plasma thruster research and technology[J]. Journal of Propulsion and Power, 2011, 27(3): 513-531.

[2] DAILEYC L, LOVBERG R H. The PIT MkV pulsed inductive thruster[D]. NASA-CR-191155, 1993.

[3] FRISBEER H. Evaluation of high-power solar electric propulsion using advanced ion, hall, MPD, and PIT thrusters for Lunar and Mars cargo missions[C]//The 42ndIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Sacramento. California: AIAA, 2006-4465.

[4] DAILEYC L. Thrust MEASUREMENT for a pulsed inductive thrusters[D]. AD702498, 1970.

[5] LOVBERGR H, DAILEY C L. Current sheet development in a pulsed inductive thruster[C]//The 25thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Monterey, CA: AIAA, 1989.

[6] RUSSELLD, POYLIO J H, GOLDSTEIN W, et al. The mark Ⅵ pulsed inductive thruster[C]//Space Conference and Exhibit. San Diego, California: AIAA2004-6054, 2004.

[7] ROBERTH F, MIKELLIDES P G. The nuclear-electric pulsed inductive thruster (NuPIT):mission analysis for prometheus[C]//41stAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit .Tucson, Arizona: AIAA, 2005.

[8] POLZINK A. Faraday accelerator with radio-frequency assisted discharge (FARAD)[D]. New Jersey: Princeton University, 2006.

[9] POLZINK A, CHOUEIRI E Y. Performance optimization criteia for pulsed inductive plasma acceleration[J].IEEE Transactions on Plasma Science, 2006, 34(3): 945-953.

[10] POLZINK A, SANKARA K . Inductive pulsed plasma thruster model with time evolution of energy and state properties[D]. NASA Report, Document ID,20130001785, 2012.

[11] POLZIN K A, MARTIN R H, ESKRID G E, et al. Summary of the 2012 inductive pulsed plasma thruster development and testing program[D]. Marshall Space Flight Center. Huntsville, Alabama: NASA/TP- 2013- 217488, 2013.

[12] WESSEL F J, Bolte N, Kiyashko V, et al. Pulsed-inductive thruster[D]. Tri Alpha Energy Inc. Rancho Santa Margarita, CA: 2013.

[13] KOELFGENS J, HAWK C W. A plasmoid thruster for space propulsion[C]//The 39thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference &Exhibit. Huntsville, Alabama: AIAA, 2003-3671, 2003.

[14] JEREMYH C，IVANA H. preliminary design and analysis of the purdue university pulsed inductive thruster or PuPIT[C]//The 42ndAIAA/SAE/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference. Sacramento, California: AIAA 2006-4854, 2006.

[15] SLOUGHJ, VOTROUBEK G. Magnetically accelerated plasmoid (MAP) propulsion[C]//The 42ndAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Sacramento, CA: AIAA2006-4654, 2006.

[16] LOVBERGR H, DAILEY C L. Plasma current sheet development in a clamped discharge thruster[D]. AD-A204633, 1988.

[17] POYLIOJ H, RUSSELL D, GOLDSTEIN W, et al. pulsed inductive thruster: flight-scale proof of concept demonstrator[C]//The 40thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Fort Lauderdale, Florida: AIAA2004-3640, 2004.

[18] POLZINK A, ROSE M F, MILLER R, et al. Design of a low-energy FARAD thruster[C]//The 43rdAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Cincinnati, OH: AIAA2007-5257, 2007.

[19] POLZINK A, ROSE M. F, MILLER R. Laboratory-model integrated-system FARAD thruster[C]//The 44thAIAA/SAE/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference. Hartford, CT: AIAA 2008-4821, 2008.

[20] HALLOCKA K, POLZIN K A. Effect of inductive coil geometry on the operating characteristics of a pulsed inductive plasma accelerator[C]//Space Propulsion, Bordeaux, France: SP2012-2394010, 2012.

[21] MIKELLIDESP G. Numerical simulations of the pulsed inductive thruster[C]//The 38thAIAA/ ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Indianapolis, Indiana: AIAA 2002-3807, 2002.

[22] MIKELLIDESP G, NEILLY C. Pulsed inductive thruster, Part 1: modeling, validation and performance analysis[C]//The 40thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference&Exhibit. Fort Lauderdale, Florida: AIAA 2004-4091, 2004.

[23] ALLISOND L, MIKELLIDES P G. Pulsed inductive thruster, Part 2: two-temperature thermochemical model for ammonia[C]//The 40thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Fort Lauderdale, Florida, AIAA 2004-4092,2004.

[24] MIKELLIDESP G, VILLARREAL J K. High energy pulsed inductive thruster modeling operating with ammonia propellant[C]//The 44thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Cincinnati, OH： AIAA 2007-5285， 2007.

[25] MIKELLIDESP G, VILLARREAL J K. numerical modeling of a low energy pulsed inductive thruster[C]//The 44thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Hartford, CT: AIAA 2008-4726, 2008.

[26] VILLARREALJ K. numerical modeling of a high efficiency low energy pulsed inductive thruster for space application[C]//The 47thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Orlando, Florida, AIAA 2009-201,2009 .

[27] 成玉国. 感应式等离子体推力器中螺旋波放电与电磁加速数值研究[D]. 长沙：国防科学技术大学研究生院,2015.

[28] GOODMAN M, KAZEMINEZHAD F, OWENS T. Pulsed plasma accelerator modeling[D]. The Institute for Scientific Research, Inc. Fairmont, WV： NASA/CR-2009-215635, 2009.

[29] 车碧轩. 感应式脉冲等离子体推力器感应线圈设计研究[D]. 长沙：国防科学技术大学研究生院, 2015.

ReviewofTechnologyandResearchonInductivePulsedPlasmaThruster

CHENG Mousen, LI Xiaokang, CHE Bixuan, GUO Dawei

(NationalUniversityofDefenseTechnology,Changsha410073,China)

The principle and virtues of the concept of inductive pulsed plasma thruster (IPPT) are introduced based on the interpretation of extensive literatures and expertise from experience. The state-of-the-art for IPPT attained by oversea and domestic researchers are concluded by reviewing the institutes and programs, components and system integration experiments, modeling and numerical simulation. The technical challenges are identified and the approaches are proposed.

gas inductive discharge; current sheet; pulsed plasma thruster; magnetic propulsion

2017-07-28

V439

A

1674-1579(2017)05-0001-06

10.3969/j.issn.1674-1579.2017.05.001

程谋森(1971—)，男，教授，研究方向为束能与电磁推进技术；李小康(1983—)，讲师，男，研究方向为束能与电磁推进技术；车碧轩(1990—)，男，博士研究生，研究方向为磁流体力学仿真技术；郭大伟(1987—)，男，博士研究生，研究方向为微量脉冲气体供给技术.