适用于微纳卫星的微型电推进技术研究进展①

2021-05-17陈茂林刘旭辉周浩浩贾翰武

固体火箭技术 2021年2期

陈茂林，刘旭辉，周浩浩，陈冲，贾翰武

(1.西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072；2.北京控制工程研究所，北京 100094)

0 引言

微纳卫星一般指质量在1～100 kg的卫星[1-3]，其具有体积小、质量轻、功耗低、开发周期短、性价比和功能密度高、隐蔽性好、机动灵活，可编队组网、以更低成本完成很多复杂空间任务等优势，受到了各国组织的重视，被应用于地质勘探、军事、环境与灾害监测、通信、交通运输、科学实验等方面。

目前，已有几百颗100 kg以下微纳卫星完成了发射，但受卫星体积、质量、功率和成本限制，只有极少微纳卫星配备了推进系统[1]。随着微纳卫星任务的拓展，需要具备轨道机动、位置保持、姿态控制、自主离轨等能力，对微推进系统的需求日益明显。与化学推进相比，微型电推进具有比冲高、推力精确、质量轻、结构紧凑等特点，是微纳卫星推进系统的首选技术方向。此外，未配备推进系统或其他离轨装置的微纳卫星，在寿命末期无法自主重返大气层，成为太空垃圾，在浪费太空轨位资源的同时也给其他卫星造成撞击风险，这使得微纳卫星对微型电推进系统的需求进一步加强。

高性能的微型电推进技术，一般需要将工质电离成等离子体状态后，基于静电力或电磁力加速等离子体(或等离子体中的离子)高速喷射产生推力。常见的工质电离方式包括气体电离、液体电喷雾及固体烧蚀等方式，本文将在分析微纳卫星对推进系统的技术需求基础上，基于这三种工质电离方式，介绍微型离子推力器、低功率霍尔推力器、场致发射电推进(Field Emission Electric Propulsion，FEEP)、电喷雾推力器、脉冲等离子体推力器(Pulsed Plasma Thruster，PPT)、真空电弧推力器(Vacuum Arc Thruster，VAT)等主流微型电推力器的工作原理和研究进展，分析其性能特点及应用发展趋势。

1 微纳卫星对微型电推进系统的需求

为保证低成本的同时，具备较长的寿命和较优的性能，微纳卫星对微型电推进系统的需求，除了实现既定推进功能外，还期望微型电推进系统满足以下共性的技术要求：

(1)低功耗，减小卫星电源系统的供电压力；

(2)推力精确，重复性好，同型号推力器一致性好；

(3)最小冲量元小，重复性好，以便满足控制系统高精度要求；

(4)高比冲，通过高比冲性能实现低推进剂质量条件下的高总冲，以满足任务对推进系统总冲需求；

(5)推进系统质量轻、体积小，满足卫星总体结构和质量控制要求。

2 基于气体工质电离的微型电推进技术

目前广泛应用于航天器的电推进技术主要采用气体工质，如电阻推力器、电弧推力器、离子推力器和霍尔推力器。气体工质电推进技术在中高功率领域获得了巨大成功，技术成熟。

对于微纳卫星动力系统而言，将技术成熟的气体工质电推力器微型化，是微型电推进技术的一个重要发展方向。由于电阻推力器和电弧推力器的比冲性能相对较低，微型化的主要方向是离子推力器和霍尔推力器。

2.1 微型离子推力器

微型离子推力器是将常规离子推力器微型化的产品，由于电子轰击式离子推力器微型化难度较大[1]，目前微型离子推力器主要包括微波电子回旋共振(ECR)离子推力器和微型射频(RF)离子推力器两种。

2.1.1 微型离子推力器工作原理

微型离子推力器的工作原理与常规离子推力器的工作原理相同，都是气体工质在放电腔内被电离成等离子体，等离子体中的离子被栅极系统引出并加速喷射形成推力，微型RF离子推力器和微型ECR离子推力器工作过程上的差异主要是气体电离方式的不同，图1为微型RF和微型ECR离子推力器的结构构成和工作原理示意图。

(a)RF ion thruster (b)ECR ion thruster

2.1.2 微型离子推力器研究进展

根据微型离子推力器的分类，分别介绍微型RF离子推力器和微型ECR离子推力器的研究进展。

(1)微型射频离子推力器

美国宾夕法尼亚大学(Pennsylvania State University，PSU)也于2004年研制了直径1 cm的微型射频离子推力器MRIT[6-8]，如图3所示。MRIT采用氩气作为工质，在总功耗16 W条件下，实现了64.8 μN的推力和2462 s的比冲性能，总效率20%。

图2 吉森大学的RIT-μX

图3 宾夕法尼亚州立大学的MRIT

美国 Busek 公司从 2009年开始研发小型射频离子推力器，已经完成BIT-1、BIT-3和BIT-7系列射频离子推力器的工程化，其中BIT-1(图4)总功率28 W，推力185 μN、比冲1600 s，推力器质量约53 g[9]。

图4 Busek公司的BIT-1

国内开展微型RF离子推力器研究主要有中国科学院力学所(Institute of Mechanics，Chinese Academy of Sciences，IM CAS)[10]、兰州空间技术物理研究所[11]、中国科学院微电子研究所[12]、西安推进技术研究所[13]等单位。其中中国科学院力学所康琦、贺建武等[14]研制的μRIT-1推力器最先于2019年8月发射的“太极一号”卫星上实现了空间飞行验证，“太极一号”卫星及μRIT-1离子推力器如图5所示。μRIT-1的地面测试性能如下：推力范围5～100 μN，推力分辨率优于0.1 μN，比冲60～1200 s[15]。

图5 太极一号卫星及μRIT-1离子推力器

(2)微型电子回旋共振离子推力器

日本是ECR离子推力器的发源地，也是最早开展微型ECR离子推力器研发的国家。日本空间科学研究所(Institute of Space and Astronautical Science，ISAS)联合东京大学于2008年研发了微型ECR离子推力器“μ1”(图6)，推力器集成系统体积为34×26×16 m3，干重7.2 kg，湿重8.1～8.6 kg，总功耗27～34 W，推力210～300 μN，比冲740～1100 s，2014 年6月和12月，“μ1”成功应用于HODOYOSHI-4与PROCYON 两颗小卫星上[16-18]。

图6 ISAS的μ1

除日本外，美国宾夕法尼亚大学也于2011年开始进行直径2 cm的微型ECR离子推力器MMIT(图7)的研究。MMIT采用氙气作为工质，在总功耗1 W条件下，实现了推力258 μN的推力和5540 s的比冲性能，总效率32.2%[6-7,19]。

图7 宾夕法尼亚州立大学的MMIT

国内微型ECR离子推力器主要在西北工业大学(Northwestern Polytechnical University，NPU)开展，杨涓等研制了直径2 cm的微型电子回旋共振离子推力器(图8)，采用Xe作为工质，在总功耗18 W条件下，实现了351 μN的推力和1215 s的比冲性能[18]。

图8 西北工业大学的微型ECR离子推力器

2.1.3 微型离子推力器技术特色

(1)由于离子推力器技术成熟，已在多个卫星平台和空间任务中成功应用，微型离子推力器继承了离子推力器的大量研究和应用经验，研制难度低。

(2)推力器可以在瓦级功率下工作，并获得千秒级的比冲性能。

(3)推力器的总效率会随着微型化过程而降低，约20%～30%左右，低于常规离子推力器(约50%～60%)。

(4)电源系统、高压储箱、阀门和工质供给管路等部件的微型化难度较大，推进系统的总质量相对较大，一般为数千克量级。

2.2 低功率霍尔推力器

霍尔推力器是目前应用最成功的电推进产品，减小霍尔推力器工作功率，使其可应用于微纳微型的动力系统是霍尔推进技术的重要发展方向之一。由于霍尔推力器的工作特性，霍尔推力器功率很难降低至数瓦量级，目前低功率霍尔推力器主要指百瓦功率量级的霍尔推力器。

2.2.1 低功率霍尔推力器工作原理

低功率霍尔推力器的工作原理与常规霍尔推力器相同，都是气体工质在放电通道内被电离成等离子体，等离子体中的离子被阳极与中和器阴极形成的加速电场中加速喷射形成推力。

为解决小功率霍尔推力器内磁极以及内磁线圈的理论尺寸和实际空间布局之间的矛盾，进一步减小霍尔推力器体积，降低霍尔推力器工作功率，普林斯顿大学提出了圆柱形霍尔推力器(Cylindrical Hall Thruster，CHT)[20]，主要包括放电通道、外磁线圈、内磁线圈、外磁极、内磁极、阳极和阴极等。传统霍尔推力器和圆柱形霍尔推力器的基本结构如图9所示。

(a)Classical Hall thruster (b)CHT thruster

2.2.2 低功率霍尔推力器研究进展

国外开展低功率霍尔推力器的研究单位较多，本文重点关注已经完成空间飞行的低功率霍尔推力器和最低功率小于100 W的低功率霍尔推力器。

已完成飞行的产品包括俄罗斯的 SPT-50、美国的 BHT-200 、以色列的 CAM-200 推力器、以及日本的CHT型低功率霍尔推力器TCHT-4[21-22]，图10为上述霍尔推力器的实物照片，其典型性能参数如表1所示。

表1 已完成飞行的低功率霍尔推力器性能参数

以色列Rafael先进防务系统公司的CAM-200推力器和日本大阪工业大学的CHT型低功率霍尔推力器最低功率均低于100 W。此外，还有意大利 ALTA 公司研制HT-100 霍尔推力器、乌克兰国立航空航天大学(KhAI)的SPT-20、俄罗斯克尔德什研究中心研制的KM-32、俄罗斯火炬设计局(Fakel)研制的PlaS-40、俄罗斯莫斯科国立无线电技术学院研制的KM-20M以及美国普林斯顿大学研制的CHT-Princeton等低功率霍尔推力器最低工作功率均不大于100 W，其典型性能参数如表2所示[20,22-23]，HT-100、SPT-20、CHT-Princeton和PlaS-40霍尔推力器见图11。

(a)SPT-50 (b)BHT-200 (c)CAM-200 (d)TCHT-4

表2 典型低功率霍尔推力器性能参数

(a)HT-100 (b)SPT-20 (c)CHT-Princeton (d)PlaS-40

国内从事低功率霍尔推力器研究的单位主要有哈尔滨工业大学、上海空间推进研究所、兰州空间技术物理研究所、北京控制工程研究所等单位。上海空间推进研究所进行了30～100 W功率量级的霍尔推力器原理样机的研制；兰州空间技术物理研究所进行了200～300 W功率量级霍尔推力器研制；北京控制工程研究所完成了百瓦功率量级永磁式推力器的研制，推力器实现在45.7～158 W时稳定放电，在97 W，放电电压为 300 V 时效率最高，达到 30%；哈尔滨工业大学研制了200 W永磁式霍尔推力器[21]。

2.2.3 低功率霍尔推力器技术特色

(1)低功率霍尔推力器继承了常规霍尔推力器的大量研究和应用经验，研制难度低。

(2)推力器可以在百瓦级功率下工作，但最低工作功率远高于微型离子推力器和其它微型电推力器，适用于百公斤左右的微卫星动力需求。

(3)推力器的总效率会随着微型化过程而降低，约20%～40%左右。

(4)和微型离子推力器一样，电源系统、高压储箱、阀门和工质供给管路等部件的微型化难度较大，推进系统的总质量相对较大，一般为数千克量级。

3 基于液体电喷雾的微型电推进技术

采用气体工质的微型电推力器，需要高压气瓶和管路、阀门等部件进行工质的存储和输运，结构较为复杂；此外，微型离子推力器和低功率霍尔推力器在功率较低的情况下，效率下降明显。相比之下，采用液体工质的场致发射电推力器和离子液体电喷雾推力器具备结构简单、效率高等特点。

场致发射电推力器和离子液体电喷雾推力器是两种主流的采用液体工质的微型电推力器。

3.1 场致发射电推力器

场致发射电推力器(FEEP)是以液态金属为工质的电推进技术，常见工质包括铯(Cs)、铟(In)、镓(Ga)等。FEEP可提供微牛至毫牛级推力和数千秒比冲，其工作时，羽流主要成分是金属离子，其羽流形貌在泰勒锥作用下呈喷雾状。

3.1.1 FEEP工作原理

FEEP属于静电式推进器，采用高压静电场加速带电离子产生推力。典型的FEEP 的结构见图12[25]，主要由发射器(Emitter)、引出极(Extractor)、中和器等组成。金属推进剂储存在发射器储腔中，工作时加热储腔，使推进剂液化，由于毛细作用使得推进剂流向发射器出口。在发射器出口和引出极间施加高压电场(109V/m)，在高压电场作用下离子克服表面张力脱离液体金属表面，由电场加速从吸极高速喷出产生推力。

图12 FEEP工作原理示意图

3.1.2 FEEP研究进展

20世纪70年代，欧洲航天技术中心首先提出FEEP的概念，随后欧洲的很多研究机构以发展南北位保任务为目标进行了FEEP 的研究。由于比功耗较大(约60 mW/μN)，与离子和霍尔推力器相比没有竞争优势，FEEP的研究一度暂停。90年代初，随着航天器对于推进系统对高性能和高控制精度的需求，高比冲、微推力的FEEP重新获得关注和支持。

图13 Alta公司发展的FT-150推力器

此外，奥地利ARC公司发展了一种以铟为工质，以钨为材质的发射针作为液态金属离子源(LMIS)[27]，如图14所示，液态工质通过毛细效应被动地供给到发射针表面。此离子源累计进行了12 000 h的飞行验证实验，推力0.1～15 μN，比冲4000～8000 s，电效率95%。

图14 ARC公司的LMIS

国内主要有中国科学院力学所[28]和上海交通大学(Shanghai Jiao Tong University，SJTU)[25]分别开展了狭缝式和针尖式镓工质FEEP原理样机的研制，在可靠性和寿命等性能方面距离国外研究仍有一定差距。中国科学院力学所和上海交通大学的FEEP如图15、图16所示。

图15 中国科学院力学所的FEEP

图16 上海交通大学的FEEP

3.1.3 FEEP技术特色

(1)相比于气体工质的微型电推力器，FEEP 推进器没有气瓶等高压容器，也没有阀门等活动部件，另外 FEEP 推进器利用毛细作用进行推进剂的补给，无需气路系统，使得结构非常简单，极大地保证了系统的轻质量特性。

(2)由于金属极高的电导率，FEEP的发射物都是以阳离子的形式存在，故其比冲可达 6000～12 000 s，远高于其他静电式电推进器。

(3)FEEP 推进器的推力可达0.001～1 mN，非常适用于小推力高精度的场合，能够胜任微牛级扰动补偿系统。

(4)FEEP 推进剂的离子化和离子加速是在同一个电场中完成，大大提高了电能的利用率，电效率为88%～98%，这是其他推进器无法达到的。

(5)FEEP的加速电压相对较高，需要6～13 kV的加速电压，高电压会给微纳卫星的供电和绝缘防护带来较大的压力；此外，为保证FEEP推力器的推力精度和推力器性能的一致性，对于推力器结构件的加工和装配也有较高的要求。

3.2 离子液体电喷雾推力器

电喷雾推力器是以离子液体为工质的电推进技术。离子液体具备零饱和蒸汽压、无毒、无污染等特性，是一种新型绿色材料，常用于电喷雾推力器的离子液体工质包括EMI-BF4、EMI-IM等。和FEEP类似，电喷雾推力器可提供微牛至毫牛级推力和千秒级比冲。

3.2.1 电喷雾推力器工作原理

电喷雾推力器也是一种静电式推力器，结构与FEEP相近，一般主要由发射极、引出极、电源等组成。发射极和引出极间施加高压电场，离子液体在外部压力或毛细作用下输运到发射极尖端，在强电场的作用下，尖端的离子液体中带电粒子(纯离子、带电液滴)发射并加速喷出，产生推力。由于单个发射点产生的推力较小，实际中往往将发射极设计为阵列状，让多个发射点并行工作，从而获得较大的推力调节范围[29]。电喷雾推力器的结构组成和工作原理示意图见图17。

电喷雾推力器由于可以在交变偏压下分步引出阴离子和阳离子，阴离子和阳离子在羽流区域实现自中和，故一般不配备中和器。

图17 电喷雾推力器工作原理

根据离子液体供给方式的不同，可将电喷雾推力器分为表面润湿型、内部供给型和多孔材料型三类，如图18所示[30]。

表面润湿型推力器利用毛细效应，液体被动通过发射针的表面供给到尖端进行工作。此种供给方式的可靠性很大程度上取决于发射针表面的润湿性，流量相对不足。所用方案一般为：利用MEMS制造技术在约1 cm2硅片表面沉积出数百个的微细发射针阵列。

图18 电喷雾推力器工质供给方式

内部供给型推力器，即采用毛细管作为发射针，离子液体通过管内直接输运到尖端，或采用压力输送，或利用毛细效应实现被动式供给。此种供给方式流量过剩。为了避免溢流带来的风险，同时为了实现纯离子模式的工作，必须增大工质在毛细管中的流阻。

多孔材料型电喷推力器采用微米量级孔径的多孔材料进行发射器的加工。离子液体借助毛细效应通过贯通的微孔直接到达发射器表面的微小发射尖尖端。此种方案融合了前两种方案的，有望实现可靠而合适的供给。

3.2.2 电喷雾推力器研究进展

根据电喷雾推力器的分类，分别就表面润湿型、内部供给型和多孔材料型三种电喷雾推力器，介绍其研究进展。

(1)表面润湿型

日本横滨国立大学(Yokohama National University)与京都大学(Kyoto University)联合开展表面润湿型电喷雾推力器研制与测试[31]，发现推力器发射电流小，且难以解决工质持续供给的问题。

麻省理工学院(Massachusetts Institute of Technology，MIT)测试了表面润湿型电喷雾推力器的多种发射结构，其中研究较多的还是发射针阵列式[32]，在1 cm2、集成有1900个发射针的表面上，发射电流最高达1.35 mA，比冲3600 s。

(2)内部供给型

内部供给型的典型代表之一是美国Busek公司的BET-1推力器(图19)，BET-1是2015年12月发射[33]的Lisa Pathfinder卫星动力装置之一。BET-1推力器可在15 W功率下获得70 μN推力和400～1300 s的比冲性能。

此外，美国Yale大学、瑞士洛桑联邦理工学院(École Polytechnique Fédérale de Lausanne，EPFL)和伦敦大学玛丽女王学院也在开展内部供给型电喷雾推力器的研究[34-35]。

图19 应用于Lisa Pathfinder的BET-1

国内清华大学的熊继军等[36]、北京航空航天大学秦超晋、汤海滨等[37]、北京理工大学(Beijing Institute of Technology，BIT)武志文、郭云涛等[38]近年也在开展内部供给型电喷雾推力器研制和测试工作，但工作多停留在机理性实验和原理样机研制阶段。

(3)多孔材料型

多孔材料型电喷雾推力器的研究工作起始于MIT。MIT经过多孔钨、多孔镍的前期探索，最终采用多孔硼硅酸盐作为目前推力器iEPS作为供给与发射针加工材料[39]。iEPS采用EMI-BF4为工质时，发射电流可达320 μA，推力器可达22 μN，比冲1000 s左右[40]。

美国Accion公司将MIT的多孔材料型离子液体电喷推力器工程化，形成TILE 50、TILE 500、TILE 5000和TILE 200K系列化产品。单模块产品体积小于0.1 U，质量仅50 g，功耗1.5 W，能够输出最大50 μN的推力和60 N·s的总冲，比冲约1250 s。2018年11月和12月，TILE 50电喷雾推力器[41]作为Irvine 01和Irvine 02卫星的动力装置发射升空。iEPS和TILE推力器如图20所示。

(a)iEPS thruster of MIT (b)TILE of Accion

洛桑联邦理工学院的Courtney，Shea等[23]在以直径为10 mm的多孔硼硅酸盐圆片上，采用CNC方法铣削加工了多孔材料发射极，其研制的电喷雾推力器原理样机采用EMI-BF4为工质时，发射电流可达300 μA，推力30 μN，比冲3260 s，效率65%。

南安普顿大学(University of Southampton，Southampton)Ma，Ryan等同样使用CNC方法加工制造了低成本的多孔型离子液体电喷雾推力器，有25针和100针两款推力器样机PET-25和PET-100，发射极针尖尺寸约40 μm，推力器尺寸4 cm×4 cm×3 cm，发射电流最大可达2 mA 以上。性能测试表明推力器比冲可达7000 s，实现纯离子发射。PET-25和PET-100的最大推力为166 μN和223 μN[42-43]。洛桑联邦理工学院和南安普敦大学的推力器如图21所示。

(a)EPFL (b)Southampton

国内西北工业大学、北京理工大学、上海交通大学、上海空间推进研究所、北京机械设备研究所(Beijing Institute of Mechanical Equipment，BIME)等单位均在开展多孔材料型电喷雾推力器的研究。

西北工业大学陈茂林、陈冲等[44-45]采用了多孔玻璃和多孔陶瓷作发射极开展电喷雾推力器研制，样机尺寸为3 cm×3 cm×2.7 cm，如图22所示。在2.3～3.0 kV引出电压下，实现3000～4000 s比冲和1～10 μN的推力性能。

北京理工大学的武志文、郭云涛等研制的多孔材料电喷推力器(图23)采用多孔陶瓷作为发射极材料，样机尺寸为5 cm×5 cm×1 cm，含推进剂质量小于25 g。在±2.0～±3.5 kV的引出电压下，实现1～110 μN的推力和771～2336 s的比冲性能，效率为20%～54%[38]。

图22 西北工业大学的电喷雾推力器

图23 北京理工大学的电喷推力器

上海交通大学联合上海空间推进研究所刘欣宇、康小明等[46-48]，采用多孔不锈钢作为发射极，使用电火花线切割与电化学抛光相结合的方法加工成刀刃型，发射极尖端半径为6～10 μm，安装完成后的推力器尺寸为3 cm×3 cm×1.75 cm，质量小于25 g，如图24所示。在1.2～3.0 kV引出电压工况下，功率2.4 W，比冲约1780 s，推力最大为77 μN。

北京机械装备研究所高辉等使用MEMS技术完成发射极及其他单元的加工，装配的推力器尺寸约2 cm×2 cm×1.5 cm，研制的原理样机(图25)使用EMI-Im为推进剂，基本性能范围为比冲1450～1800 s，推力10～100 μN[49]。并在此研究基础上，完成推力器工程样机研制，于2019年1月搭载TY-11试验卫星成功入轨，完成多次在轨点火试验[50]。

图24 上海交通大学的电喷推力器

图25 北京机械设备研究所的电喷推力器

总结典型的多孔材料型电喷雾推力器性能如表3所示。

表3 典型多孔材料型电喷雾推力器性能参数

此外，北京控制工程研究所[51]、兰州空间技术物理研究所[52]等单位也开展了多孔材料型电喷雾推力器相关技术研究。

3.2.3 电喷雾推力器技术特色

(1)和FEEP一样，电喷雾推进器没有气瓶、阀门、气路系统等，结构非常简单，质量轻。

(2)电喷雾推力器羽流成分复杂，包含纯离子和带电液滴等组分，导致其比冲低于FEEP，但也可达到1000～2000 s，不低于气体工质的微型电推力器。

(3)现有电喷雾推进器的推力多为微牛量级，通过多个推力模块并联工作可实现毫牛级推力。

(4)电喷雾推力器由于羽流成分的复杂性，其电源效率低于FEEP，约为70%～90%，但高于气体工质的微型电推力器。

(5)由于离子液体表面张力远低于液态金属，将离子从液体表面引出的电场强度也低于FEEP，故仅需2～3 kV的电压即可，既电喷推力器加速电压远低于FEEP，不给微纳卫星的供电和绝缘防护带来较大的压力。

(6)电喷推力器采用多锥或多棱发射体结构，锥和棱的加工精度对推力器的可靠工作影响明显。

(7)电喷推力器的主流发展方向是被动式供液，工质流量供给受加速电压、工质内压以及多孔材料流阻等多重因素影响，可靠的流量控制是保障电喷推力器推力精度和推力器性能一致性的关键。

4 基于固体烧蚀的微型电推进技术

采用固体作为电推力器的工质，是解决气体工质高压气瓶和管路、阀门等储供系统带来的结构复杂性和系统可靠性问题的另一种技术途径。近年研究比较多的固体工质微型电推进装置包括脉冲等离子体推力器和真空电弧推力器。

4.1 脉冲等离子体推力器

脉冲等离子体推力器(PPT)，是一种脉冲式工作的电推力器，主要以特氟龙等固体材料作为推进工质。除固体工质外，也有部分PPT采用液体或气体作为推进工质，以期提高PPT的效率。

4.1.1 PPT工作原理

PPT结构上主要由一对与电容器相连接的极板、火花塞、工质和外部电源等组成，其中电极板构型包括平行极板型、同轴极板型、Z箍缩型和反向箍缩型等形式，图26为平行极板型PPT的结构和工作原理示意图[53]。PPT的基本工作过程为：火花塞点火使暴露在两电极之间的推进剂表面诱导出高温放电电弧，使推进剂蒸发和电离，形成等离子体；然后等离子体在洛伦兹力和气动力的共同作用下加速喷出，从而产生推力。

图26 PPT工作原理图

4.1.2 PPT研究进展

PPT的研究最早起源于前苏联，1964年，前苏联便将PPT成功应用于Zond-2卫星。随后，前苏联/俄罗斯和美国进行了多次PPT的空间飞行验证和应用，中国、日本、韩国、英国也均有PPT产品进入空间。搭载PPT产品的卫星[53-54]包括LES-6(美国)、SMS(美国)、TIP-2/3(美国)、LES-8/9(美国)、EST-IV(日本)、MDT-2A(中国)、NOVE-1/2/3(美国)、EO-1美国)、COMPASS(俄罗斯)、STSAT-2(韩国)、COMPASS-2(俄罗斯)、FalsonSAT-3(美国)、STRaND-1(英国)。

早期的PPT的应用目标主要是常规卫星的姿态控制等任务，随着微纳卫星的兴起，PPT的研究与应用目标逐渐转向微纳卫星的精确定位、轨道机动、轨道和姿态控制等。

2007 年，Busek公司的MPACS微型PPT推进系统(图27)在FalconSat-3卫星上进行在轨验证[55]，该推进系统采用三电极同轴式设计，用于50 kg卫星的三轴姿态控制，元冲量80 μN·s，比冲827 s。

图27 Busek的MPACS及3个矢量方向放电照片

2012年，日本大阪工业大学(Osaka Institute of Technology，OIT)研制的MDR-PPT推力器(图28)在14.5 kg中的PROITERS卫星上使用，该推力器元冲量1.44～2.47 mN·s，比冲341～590 s，效率12.2%～14.5%[56]。

图28 大阪工业大学的MDR-PPT

2016年，南洋理工大学(Nanyang Technological University，NTU)在 AOBA-VELOX 3 2U立方星上使用了微型平板式PPT推力器dPPT(图29)，用于轨道维持，将立方星寿命从3个月提升至6个月，dPPT推力器功率2.25 W，元冲量22.4 μN·s，比冲525 s，总冲51.50 N·s[57]。

图29 南洋理工大学的dPPT

2017年6月，作为QB50项目之一，奥地利 Austrian Academic的2U立方星Pegasus(图30)发射，使用4喷头的微型同轴式PPT，为卫星提供了6 m/s的速度增量。每个PPT可产生2.2 μN的推力，比冲600 s，总冲5.7 N·s[58]。

图30 Pegasus卫星及其使用的PPT推力器

此外，巴西[59-60]、阿根廷[61-62]、意大利[63]、印度[64]、伊朗[65]等国也在积极进行 PPT 的相关研制。

我国的PPT研究始于1970年，中国科学院空间科学与应用研究中心针对我国同步卫星位置保持的需要开始对PPT进行研制，于 70 年代末研制出了代号为MDT-2A的样机。1981年2月7日，2台MDT-2A进行了高弹道空间飞行试验，取得成功[66]。近年来，在中国科学院的支持下，CSSAR以小卫星星座对动力的需求为目标，继续开展PPT的研究与开发[67-68]。

近年来，兰州空间技术物理所、国防科技大学、北京理工大学开展了大量的PPT样机研制和应用研究。

兰州空间技术物理所于2016年开始为12U 的立方星研制电推进系统——LPPT-5(图31)，LPPT-5占用4U的空间，比冲600 s，元冲量为40 μN·s[69]。

国防科技大学(National University of Defense Technology，NUDT)于2003年开始PPT研究[70-75]，其研制的PPT实验样机(图32)，在1500 V电压下，实验测得了366 μN·s的元冲量、1515 s的比冲和5.9%的总效率[71]。

图31 兰州空间技术物理研究所研制的LPPT-5

图32 国防科技大学的PPT实验样机

北京理工大学研制的PPT实验样机(图33)，在1500 V电压下，测得了47～216 μN的推力，以及57.44 μN·s的元冲量[76]。

图33 北京理工大学的PPT实验样机

除此之外，北京航空航天大学[77-78]、上海交通大学[79]、南京理工大学[80-81]、上海理工大学[82-83]、北京精密机电控制设备研究所[84-85]、上海航天控制技术研究所[86]等多家单位也开展了PPT的相关研究工作。

4.1.3 PPT技术特点

(1)采用无毒的固体工质，相比于气体工质和液体工质的微型电推力器，结构更简单、可靠性更高。

(2)火花塞击穿电压在数百伏至两千伏，与静电式电推力器加速电压相当。

(3)脉冲式工作，平均功耗小，且可产生亚微牛秒级元冲量，有利于卫星的高精度姿轨控。

(4)加工、制造、装配精度要求低于静电式电推力器。

(5)比冲在300～1000 s，低于静电式电推力器，但高于微冷气和微化学发动机。

(6)效率相对较低，一般低于10%。

4.2 真空电弧推力器

真空电弧推力器(VAT)，是一种以固态金属为工质的电推进技术，常见工质包括钛(Ti)、铬(Cr)、钨(W)等，可提供微牛级推力和千秒级比冲性能。其中，微阴极电弧推力器(Micro-Cathode Arc Thruster，μCAT)被认为是真空电弧推力器的一种，由于外加磁场的存在，往往能够获得更优的性能参数。

4.2.1 VAT工作原理

VAT是一种电磁式推进装置。典型的环型真空电弧推力器如图34所示[87]，主要包括阳极、阴极、电极间的陶瓷绝缘层等。其工作原理如下：电源电感储能触发放电后，在阴阳极之间产生微小尺寸电弧，该电弧烧蚀阴极材料，产生等离子体，在电场力及洛伦兹力的作用下，等离子体从放电通道加速喷出产生推力。

图34 VAT工作原理图

4.2.2 VAT研究进展

国外微牛级VAT的主要研究国家有美国、德国、日本等，目前研究仍以基础理论及相关验证试验为主。

美国是最早开展VAT基础理论和工程应用的国家，也是VAT研究机构最多的国家，其中突出代表为阿拉米达科学应用公司(AASC)和乔治华盛顿大学(George Washington University，GWU)。

AASC公司2003年开始研制应用于伊利诺斯大学2U卫星ION的真空电弧推力器，卫星于2006年7月26日发射，但由于电推进系统未能工作发射失败[88-90]。GWU在VAT 基础和工程应用研究方面实力雄厚，产品包括环形电极、同轴电极、阵列电极等多种型号的VAT[91-92]，其最新代表性产品为采用同轴型Ti 阴极的μCAT，元冲量1 μN·s，频率1～50 Hz，平均推力1～50 μN[93]，比冲2000～3000 s，效率15%，质量200 g，应用平台为PHONESAT(2013年4月首发)、 BRICsat-P(2015年5月首发)、及CANYVAL-X卫星(2018年1月)。μCAT及其应用的卫星平台如图35所示。

(a)μCAT (b)CANYVAL-X

(c)PHONESAT (d)BEICSAT-P

德国慕尼黑联邦国防军大学(Universität der Bundeswehr München，Uni Bw M)和研制了同轴型 Ti 阴极VAT(图36)[94]，元冲量为 1～30 μN·s，推力为2 μN，1 Hz 放电频率下的寿命为1000 000万次，2014年，推力器作为维尔茨堡大学1U的UWE-4术验证卫星的动力装置，为卫星编队飞行提供推力[95]。

图36 Uni Bw M的VAT

日本的九州工业大学(Kyushu Institute of Technology，KIT)[96]研制了以碳纤维增强复合材料(CFRP)为阴极的同轴型VAT(图37)，元冲量为1～3 μN·s，推力为1.6 nN，该产品于 2016 年搭载日本隼鸟-4(Horyu-4)技术验证卫星进行空间飞行验证。

国内VAT主要研究单位有北京控制工程研究所[97-101]、大连理工大学[100]、北京理工大学[102]、上海空间推进研究所[103]、上海交通大学[103]、北京航空航天大学[99]、兰州空间技术物理研究所[104-106]、西安推进技术研究所[107]等。兰州空间技术物理研究所主要开展同轴型VAT研制，包括LVAT-1和LVAT-2两款产品(图38)。LVAT-1地面测试性能如下：元冲量1 μN·s，比冲1000 s，效率12%；2019年12月LVAT-1搭载天琴一号技术试验卫星发射，并于2020年逐步完成在轨验证。西安推进技术研究所主要进行μCAT研制(图39)，其产品于2019年完成搭载飞行验证，地面测试性能如下：功率小于8 W，推力10～20 μN，比冲大于2000 s，系统总质量400 g。目前，其他单位产品均处于样机研制阶段。

图37 KIT的VAT推力器

(a)LVAT-1 (b)LVAT-2

图39 西安推进技术研究所的μCAT

4.2.3 VAT技术特点

(1)和PPT一样，VAT采用固体工质，相比于气体工质和液体工质的微型电推力器，结构更简单、可靠性更高。

(2)脉冲触发电压100～300 V，工作时电弧放电电压20～30 V，电压值远低于静电式电推力器。

(3)脉冲式工作，平均功耗小，且可产生亚微牛秒级元冲量，有利于卫星的高精度姿轨控。

(4)加工、制造、装配精度要求低于静电式电推力器。

(5)根据工质的不同，比冲可达1000～5000 s，优于采用特氟龙作为推进工质的PPT，效率也略高于PPT，一般大于10%。

(6)理论寿命较长，但需要阴极均匀烧蚀技术的支撑。

5 微型电推力器特性和适用性分析

进一步分析气体电离、液体电喷雾和固体烧蚀是这三种典型的工质电离模式对微型电推力器特性和应用的影响。

采用气体工质电离的微型电推进技术，其优势是技术，基础积累雄厚，已有成熟的工质供给、放电和加速技术,多数可以直接应用，在降低研发难度的同时，也保证了类似于常规离子推力器和霍尔推力器的长寿命特性；其缺点是结构复杂，在低功率工况下，工质利用率下降，推力器整体效率会大幅降低。目前，微型离子推力器和低功率霍尔推力器均有部分产品实现了飞行验证或空间应用。微型离子推力器可在瓦级功率工作为微纳卫星提供微牛级推力，但效率较低；低功率霍尔推力器可在百瓦左右工作并提供毫牛级推力。综上，对于气体工质微型电推力器，建议应用于百公斤级别的微卫星。

采用液体电喷雾模式的微型电推进技术，由于没有高压存储和供给装置，其结构复杂度大幅降低，其主要采用静电加速的连续工作模式，效率高。但由于液体电喷雾的工作模式，为保证推力器性能一致性，需要高精度加工技术支持，此外，液体电喷雾模式电推力器还没有经过长期的在轨验证，其长寿命性能仍有待考核。 FEEP和离子液体电喷雾推力器均能在瓦级功率下工作，可为微纳卫星提供微牛级推力，也可通过阵列式工作提供毫牛级推力，故可应用于十公斤以下的纳卫星和百公斤量级的微卫星。目前，两种推力器均有部分产品实现飞行验证，但大部分仍处于研发阶段；其中，离子液体电喷雾推力器因引出电压需求低于FEEP，对卫星供电压力相对较小，相比于FEEP更受研究人员关注。

采用固体烧蚀模式的微型电推进技术，进一步简化了储供系统，结构最为简单；其主要采用脉冲工作模式，可实现极小的元冲量。但脉冲式工作也带来了效率低的问题。PPT和VAT两种推力器均能为微纳卫星提供微牛秒级元冲量，也可通过增大烧蚀截面面积、多个推力器并联使用的方式实现毫牛级推力，故其也可以应用于十公斤以下的纳卫星和百公斤量级的微卫星。PPT已有多次成功应用，VAT有部分产品实现了飞行验证或空间应用，但大部分仍处于研发阶段；由于VAT中采用金属工质，其电离率更高，相比于PPT，其可获得更优的比冲性能和效率。