等离子体推动器
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（1）太阳能 (目前,正在使用能源是太阳能
(大功率供能的实现方法：大面积太阳能电池阵 (要解决的关键问题：高效、耐辐照的太阳能电池) （2）核能量 )状态：概念研究阶段 )问题：小型化
四、 电推动器的分类
基本可分为3类:
电热式（简单说明）
电磁式（简单讲授）
静电式（讲授）
相应推进器
)场效应静电推进器 (FEEP)
轨道转移； 遥感卫星的轨道调整和姿态控制； 通讯卫星的轨道保持； 深空探测；
三、 电推进简史
1．国际电推动发展史
)第一次离子推动实验室实验
By 1916 Goddard and his students were conducting perhaps the world's first electric propulsion experiments with ion sources. Four years later Goddard devoted passages of his technical reports to his EP experiments.
体推进剂。
（3）特点
¾ 功率最高，推力最大，可用做主推进器；
¾ 脉冲或连续运行
（4）缺点
效率低(<50%)，原因：放电电极需要冷却，损失能量。
arc 放电不稳定性，电极烧蚀等 （5）目前状态
目前仅限于地面研究，未进行太空实验。
2. 脉冲等离子体推进器 (Pulsed Plasma Thruster―PPT)
（1）结构及放电过程（见下图）：
火化塞产生放电ÆÆ聚四氟乙烯棒被融化产生等离子体ÆÆ等离子体 电流在 self induced 磁场中被加速ÆÆ产生推力。
（2）特点：
¾ 采用聚四氟乙烯固体推进剂； ¾ 放电功率小：(< 1 to 100 W)，冲量小(10-1,000 μNs)，可用于精确
定位； ¾ 结构简单。
远景计划
准备火星登陆，没有电推动不能实现。
4. 术语解释
（1）比冲 Ispecific 定义：单位重量的推动剂产生的冲量 Ispecific =Itotal/(mpg)
化学推进剂：最大不超过 4.6kN*s/kg
（2） 比冲的单位： [Ispecific] =[Itotal]/ [mpg]=[N*S]/[N]=[S] ÆÆ单位：秒
（3） 应用意义： （1） 比冲大，推动效率高； （2） 推动时间计算：
假设：装载 50 kg 推动剂，电推动比冲 Isp=3000s 推力 T =0.1N 由定义：Isp=(T * tb)/(mp * g0) tb = Isp*(mp * g0)/T=170 days
（4） 电源效率：
（5） 推进效率
亚类：
稳态等离子体推进器 (SPT)
带阳极层推进器
(TAL)
附：电阻加热推进器
（绝热膨胀公式） z Resistojets were first used in 1965 with nitrogen on the US satellites； z Since the early 1980s, communication satellites have used resistojets (but not with human
2.电推进器的优缺点
优点：
（a）效率高―――喷射离子速度远高于化学燃烧气体粒子速度；
电推进技术的推进剂效率(或比冲) 是化学推进系统的几倍甚至几十
倍
（b）所需重量降低；
（c）最终速度高（化学推进剂： 5 km/s，电推动：10-20 km/s）。
缺点：推力小，加速时间长，需要电源，
二、 推进器的任务
3. 中国电推进
)在70 年代中期开始研制；
)1986 年完成了直径8cm的汞离子推力器的工程样机, 推力5mN , 比冲 2650s ,功耗158W。
)1992 年又研制成直径9cm的氙离子推力器的性能样机, 推力10mN ,比 冲2980s ,功耗332W。
)这两种离子推力器未经过与卫星的匹配试验和空间飞行试验。
2. 日本电推动
2001年日本北海道(Hokkaido)技术研究所进行了低功率微波静电推力器试验。在27 W功率下的预 期性 能为: 效率10%,比冲1 250 s,推力360 μN。2004 年完成了放电室直径1.6 cm 小型微波放电推 力器的5 000 h 试验。在30.8 W功率下, 推力为0.5 mN, 比冲为1 371 s。该推力器用磁喷嘴,而不是 栅极加速引出束流。
ratio,降低对放电电源输出电流的要求）
)1998-2001 深空电推动：
30cm 离子推动器，用做主推动器，推动里程 263,179,600km ,推动速度
4,500 m/ s,观测行星 200 个，运行时间，16,246h。
深空探测器总重量为 486 kg，肼化学燃料 31 kg， 氙推进剂 81.5 kg，太阳能电池功率 2.5 kW。
（2）PIT的优点
z 没有电极损耗寿命问题； z 可以使用氨气，水（飞行员小便等）等推进剂；
z 不需要变压器（不是高压放电）
附：在电推进器中，离子电推进器的电极（阴极、栅极）寿命成为问题（在下面的学习 中提及），resistojet 的寿命高，但比冲小，不适于星际旅行，同时解决寿命与推力问题， PIT 是一种途径。
)第一次电推动飞行实验
世界上首次电推进(脉冲等离子体推进) 空间飞行试验是前苏联于 1962 年进行的；
（该次发射的意义：标志科学界已接受电推进技术，进入一个新的历史时期： 不再是证明电推进是否有价值的时期，而是解决静电推进存在的问题。
第一次离子电推进系统的空间飞行试验是美国于1964 年进行的。 )商业卫星电推动
美国普林斯敦大学MPD thruster，放电电压20V，电流500 A，锂流量of 20 mg/s
（1）推进器及推力分析
推力产生：
在阴阳极之间产生电弧放电（同等离子体炬切割机）ÆÆ放电电流产
生磁场（self-induced magnetic field，同载流导线一样）ÆÆ磁场对电
子、
离子产生向后的力
2003年5月日本发射了4年使命周期的小行星采样返回航天器Muses - C, 发射后改名为隼鸟 ( Hayabusa) 。航天器用3 台( 第4 台备份) 10 cm 微波电子回旋谐振放电离子发动机作为主推进, 单 台推力 器功率400 W, 推力8mN, 比冲3 000 s。2003 年5 月27 日至6 月中旬, 离子电推进成功点火 工作。由于太 阳爆发引起电池阵损伤, 使得2005 年夏天交会被推迟。2005年9月达到丝川( Itokawa) 行星环绕轨道, 消耗氙推进剂22 kg( 携带65 kg) , 累计工作时间达到25 600 h。11月成功降落星体 并完成了采样, 12月1日采用返回器离开。由于化学推力器失效, 只能依靠微波离子电推进返回地球, 返回时间从2007年推迟到2010 年。
waste as propellant!) to maintain orbital position. z Arcjets entered a 10-year golden age in 1983 with a NASA-industry program
五、 典型电推进器介绍
电磁型（介绍三类）
1. 磁等离子体动力学推进器(magnetoplasmadynamic―― MPD)
在探索更远的星球时，化学燃料推动已不可行。
（b）通信卫星长寿命增加（15 年）,为保持轨道定点位置,所需的推进剂越来
越多（使用次数愈来愈多）,大量挤占了有效载荷的重量。因此,大型通
信卫星的推进系统改用电推进已势在必行。
目前航天领域广泛使用的化学火箭发动机，对于完成航天器从地面向空间轨道的发射任务，还难以 用其它动力装置代替。但由于化学推进的比冲偏小，最大不超过 4.6kN*s/kg，所以，如果对于航天 器的轨道转移、轨道修正、姿态控制、对接交会、位置保持、南北轨控和星际航行等特殊任务仍然 采用化学动力装置，那么就会使一直昂贵的航天器发射成本居高不下，而且也会严重影响其使用寿 命。
氙气优点：化学性质稳定,便于贮存,经压缩后其密度可接近于 1。氙的原
子量也较大,电离电压低。
缺点：属于稀有气体,资源 较少）
附：为什么使用高原子子质量放电气体？
mV = m(eU / ) 2m 1/ 2 = (eUm)1/ 2
提高推力，降低推进剂流量、等离子体离子流量ÆÆhigh thrust-to-current
)五十年代开始研究电推动； )第一次离子电推动空间实验 Space Electric Rocket Test1(SERT 1)1964，7，
20，持续 31 分钟后返回地球。（注：电池供电，离子推进器绑在模拟太 空舱上，太空舱由战斗机发射。） )1974 to 1983 发展 8cm 汞离子推动器；卫星轨道保持。 （1990 开始使用氙气。
电）
离子推进器原理示意图之一 离子推进器原理示意图之二（辅助图一）
离子推进器原理示意图之三
为射频型离子（霍夫曼离子源）推进器，主要由德国在研究
图示主要功能单元说明： （a） 已以定量可控的方式将气体（高原子量的惰性气体）输入推进器腔室； （b） 在推进器腔室内电离放电（直流放电采用空心阴极Βιβλιοθήκη Baidu式，非直流方式 没有电极，如射频感性耦合放电，微波电子回旋共振放电）； （c） 离子向推进器腔室内后部运动； （d） 离子进入正、负电极加速区（在腔室最后面），离子由正极加速至负 极； （e） 离子离开负电极，进入外空间，产生推力，推动飞行器向前运动； （f） 置于后部的空心阴极发射电子，中和离子。惰性气体离子被中和为原 子，原子进入太空。
•
Ue ：plasma 速度， m ：质量流量， P ：电源功率
推进器电功率 / 进排气的机械能之差
（6） 推进剂利用率：
推进剂的质量流量/等离子体质量流量
5. 对推进器的基本要求 )推力大ÆÆ快速推动； )比冲高ÆÆ提高工质利用效率； )寿命长ÆÆ长期稳定（几年）的工作
6.推进器的能源（等离子体放电电源）
（3）目前状态：
已被用于美国 NASA 地球勘测卫星的姿态调整。
3. 脉冲感性推进器（Pulsed Inductive Thruster－PIT）
绝缘介质
脉冲 开关 电容
（1）PIT的结构及工作原理（类ICP，结合上图理解）
脉冲电容放电ÆÆ在放电线圈中产生快速上升电流ÆÆ产生交变磁场的涡旋电 场（inductive discharge）ÆÆ加速电子电离产生plasma、加速plasma（磁梯度 驱动力，磁喷嘴），由此产生推力。
1997 年起,在离子电推进商业卫星上正式应用; )电推动作为主推器
1999 年首次用作航天器的主推进系统。 )使用电推进系统的航天器数量
目前，已经达到200颗以上。 )现代离子推进器的能力
推动速度： 90Km/SÆÆ200,000 miles/h 推力：0.5 Newton
附：1.美国 NASA 电推动历史概要
等离子体推动器
一、 为什么要使用电推动器？
1.传统化学推进剂的缺点：
（a）在深空探测中，化学推进剂占航天器重量的绝大部分，有效载荷小，效
率低，造价高。
（附：肼（联氨）-----一种无色发烟的、具有腐蚀性和强还原性的液体化合物 NH2－ NH2 [hydrazine],它是比氨弱的碱,通常由水合肼脱水制得, 燃烧热较大主要用作火箭 和喷气发动机的燃料,用在制备盐(如硫酸盐)及有机衍生物中）
（3）PIT的缺点：
z 效率低，小于 50%（离子推进器效率可达 80%）； z 仍然有绝缘材料损耗； z 大电流开关寿命（脉冲方式）；
（3）目前状态：地面研究，没有太空实验
静电型（介绍两类）
4. 离子推进器（ion engine，ion thruster） （1）离子推进器的结构及工作原理（见图示一、 二，为空心阴极 放
G F
=
G j
×
G B
（由此而成为电磁型推进器）ÆÆ推进
器受向前的推力。
推力增强：
为了提高推力和电弧放电稳定性，可以使用线圈产生外磁场。
推力定标律：
G GG
•
F = j×B ⇒ F ∝ I2 m,
（2）推进剂
•
m 为推进剂质量流量
氢气，锂（气化后），在 pulsed plasma thruster 中，可以使用固
)微波电热推进器
(MET)
)电弧加热推进器 ( arcjet )
)电阻加热发动机 ( resistojet )――简单介绍
)磁等离子体动力学推进器机(MPD) ―――讲授
)脉冲等离子体推进器 (PPT) ――――― 讲授
)离子发动机 (ion engine)――――――讲授
)霍尔推进器 （Hall thruster）―――讲授
(大功率供能的实现方法：大面积太阳能电池阵 (要解决的关键问题：高效、耐辐照的太阳能电池) （2）核能量 )状态：概念研究阶段 )问题：小型化
四、 电推动器的分类
基本可分为3类:
电热式（简单说明）
电磁式（简单讲授）
静电式（讲授）
相应推进器
)场效应静电推进器 (FEEP)
轨道转移； 遥感卫星的轨道调整和姿态控制； 通讯卫星的轨道保持； 深空探测；
三、 电推进简史
1．国际电推动发展史
)第一次离子推动实验室实验
By 1916 Goddard and his students were conducting perhaps the world's first electric propulsion experiments with ion sources. Four years later Goddard devoted passages of his technical reports to his EP experiments.
体推进剂。
（3）特点
¾ 功率最高，推力最大，可用做主推进器；
¾ 脉冲或连续运行
（4）缺点
效率低(<50%)，原因：放电电极需要冷却，损失能量。
arc 放电不稳定性，电极烧蚀等 （5）目前状态
目前仅限于地面研究，未进行太空实验。
2. 脉冲等离子体推进器 (Pulsed Plasma Thruster―PPT)
（1）结构及放电过程（见下图）：
火化塞产生放电ÆÆ聚四氟乙烯棒被融化产生等离子体ÆÆ等离子体 电流在 self induced 磁场中被加速ÆÆ产生推力。
（2）特点：
¾ 采用聚四氟乙烯固体推进剂； ¾ 放电功率小：(< 1 to 100 W)，冲量小(10-1,000 μNs)，可用于精确
定位； ¾ 结构简单。
远景计划
准备火星登陆，没有电推动不能实现。
4. 术语解释
（1）比冲 Ispecific 定义：单位重量的推动剂产生的冲量 Ispecific =Itotal/(mpg)
化学推进剂：最大不超过 4.6kN*s/kg
（2） 比冲的单位： [Ispecific] =[Itotal]/ [mpg]=[N*S]/[N]=[S] ÆÆ单位：秒
（3） 应用意义： （1） 比冲大，推动效率高； （2） 推动时间计算：
假设：装载 50 kg 推动剂，电推动比冲 Isp=3000s 推力 T =0.1N 由定义：Isp=(T * tb)/(mp * g0) tb = Isp*(mp * g0)/T=170 days
（4） 电源效率：
（5） 推进效率
亚类：
稳态等离子体推进器 (SPT)
带阳极层推进器
(TAL)
附：电阻加热推进器
（绝热膨胀公式） z Resistojets were first used in 1965 with nitrogen on the US satellites； z Since the early 1980s, communication satellites have used resistojets (but not with human
2.电推进器的优缺点
优点：
（a）效率高―――喷射离子速度远高于化学燃烧气体粒子速度；
电推进技术的推进剂效率(或比冲) 是化学推进系统的几倍甚至几十
倍
（b）所需重量降低；
（c）最终速度高（化学推进剂： 5 km/s，电推动：10-20 km/s）。
缺点：推力小，加速时间长，需要电源，
二、 推进器的任务
3. 中国电推进
)在70 年代中期开始研制；
)1986 年完成了直径8cm的汞离子推力器的工程样机, 推力5mN , 比冲 2650s ,功耗158W。
)1992 年又研制成直径9cm的氙离子推力器的性能样机, 推力10mN ,比 冲2980s ,功耗332W。
)这两种离子推力器未经过与卫星的匹配试验和空间飞行试验。
2. 日本电推动
2001年日本北海道(Hokkaido)技术研究所进行了低功率微波静电推力器试验。在27 W功率下的预 期性 能为: 效率10%,比冲1 250 s,推力360 μN。2004 年完成了放电室直径1.6 cm 小型微波放电推 力器的5 000 h 试验。在30.8 W功率下, 推力为0.5 mN, 比冲为1 371 s。该推力器用磁喷嘴,而不是 栅极加速引出束流。
ratio,降低对放电电源输出电流的要求）
)1998-2001 深空电推动：
30cm 离子推动器，用做主推动器，推动里程 263,179,600km ,推动速度
4,500 m/ s,观测行星 200 个，运行时间，16,246h。
深空探测器总重量为 486 kg，肼化学燃料 31 kg， 氙推进剂 81.5 kg，太阳能电池功率 2.5 kW。
（2）PIT的优点
z 没有电极损耗寿命问题； z 可以使用氨气，水（飞行员小便等）等推进剂；
z 不需要变压器（不是高压放电）
附：在电推进器中，离子电推进器的电极（阴极、栅极）寿命成为问题（在下面的学习 中提及），resistojet 的寿命高，但比冲小，不适于星际旅行，同时解决寿命与推力问题， PIT 是一种途径。
)第一次电推动飞行实验
世界上首次电推进(脉冲等离子体推进) 空间飞行试验是前苏联于 1962 年进行的；
（该次发射的意义：标志科学界已接受电推进技术，进入一个新的历史时期： 不再是证明电推进是否有价值的时期，而是解决静电推进存在的问题。
第一次离子电推进系统的空间飞行试验是美国于1964 年进行的。 )商业卫星电推动
美国普林斯敦大学MPD thruster，放电电压20V，电流500 A，锂流量of 20 mg/s
（1）推进器及推力分析
推力产生：
在阴阳极之间产生电弧放电（同等离子体炬切割机）ÆÆ放电电流产
生磁场（self-induced magnetic field，同载流导线一样）ÆÆ磁场对电
子、
离子产生向后的力
2003年5月日本发射了4年使命周期的小行星采样返回航天器Muses - C, 发射后改名为隼鸟 ( Hayabusa) 。航天器用3 台( 第4 台备份) 10 cm 微波电子回旋谐振放电离子发动机作为主推进, 单 台推力 器功率400 W, 推力8mN, 比冲3 000 s。2003 年5 月27 日至6 月中旬, 离子电推进成功点火 工作。由于太 阳爆发引起电池阵损伤, 使得2005 年夏天交会被推迟。2005年9月达到丝川( Itokawa) 行星环绕轨道, 消耗氙推进剂22 kg( 携带65 kg) , 累计工作时间达到25 600 h。11月成功降落星体 并完成了采样, 12月1日采用返回器离开。由于化学推力器失效, 只能依靠微波离子电推进返回地球, 返回时间从2007年推迟到2010 年。
waste as propellant!) to maintain orbital position. z Arcjets entered a 10-year golden age in 1983 with a NASA-industry program
五、 典型电推进器介绍
电磁型（介绍三类）
1. 磁等离子体动力学推进器(magnetoplasmadynamic―― MPD)
在探索更远的星球时，化学燃料推动已不可行。
（b）通信卫星长寿命增加（15 年）,为保持轨道定点位置,所需的推进剂越来
越多（使用次数愈来愈多）,大量挤占了有效载荷的重量。因此,大型通
信卫星的推进系统改用电推进已势在必行。
目前航天领域广泛使用的化学火箭发动机，对于完成航天器从地面向空间轨道的发射任务，还难以 用其它动力装置代替。但由于化学推进的比冲偏小，最大不超过 4.6kN*s/kg，所以，如果对于航天 器的轨道转移、轨道修正、姿态控制、对接交会、位置保持、南北轨控和星际航行等特殊任务仍然 采用化学动力装置，那么就会使一直昂贵的航天器发射成本居高不下，而且也会严重影响其使用寿 命。
氙气优点：化学性质稳定,便于贮存,经压缩后其密度可接近于 1。氙的原
子量也较大,电离电压低。
缺点：属于稀有气体,资源 较少）
附：为什么使用高原子子质量放电气体？
mV = m(eU / ) 2m 1/ 2 = (eUm)1/ 2
提高推力，降低推进剂流量、等离子体离子流量ÆÆhigh thrust-to-current
)五十年代开始研究电推动； )第一次离子电推动空间实验 Space Electric Rocket Test1(SERT 1)1964，7，
20，持续 31 分钟后返回地球。（注：电池供电，离子推进器绑在模拟太 空舱上，太空舱由战斗机发射。） )1974 to 1983 发展 8cm 汞离子推动器；卫星轨道保持。 （1990 开始使用氙气。
电）
离子推进器原理示意图之一 离子推进器原理示意图之二（辅助图一）
离子推进器原理示意图之三
为射频型离子（霍夫曼离子源）推进器，主要由德国在研究
图示主要功能单元说明： （a） 已以定量可控的方式将气体（高原子量的惰性气体）输入推进器腔室； （b） 在推进器腔室内电离放电（直流放电采用空心阴极Βιβλιοθήκη Baidu式，非直流方式 没有电极，如射频感性耦合放电，微波电子回旋共振放电）； （c） 离子向推进器腔室内后部运动； （d） 离子进入正、负电极加速区（在腔室最后面），离子由正极加速至负 极； （e） 离子离开负电极，进入外空间，产生推力，推动飞行器向前运动； （f） 置于后部的空心阴极发射电子，中和离子。惰性气体离子被中和为原 子，原子进入太空。
•
Ue ：plasma 速度， m ：质量流量， P ：电源功率
推进器电功率 / 进排气的机械能之差
（6） 推进剂利用率：
推进剂的质量流量/等离子体质量流量
5. 对推进器的基本要求 )推力大ÆÆ快速推动； )比冲高ÆÆ提高工质利用效率； )寿命长ÆÆ长期稳定（几年）的工作
6.推进器的能源（等离子体放电电源）
（3）目前状态：
已被用于美国 NASA 地球勘测卫星的姿态调整。
3. 脉冲感性推进器（Pulsed Inductive Thruster－PIT）
绝缘介质
脉冲 开关 电容
（1）PIT的结构及工作原理（类ICP，结合上图理解）
脉冲电容放电ÆÆ在放电线圈中产生快速上升电流ÆÆ产生交变磁场的涡旋电 场（inductive discharge）ÆÆ加速电子电离产生plasma、加速plasma（磁梯度 驱动力，磁喷嘴），由此产生推力。
1997 年起,在离子电推进商业卫星上正式应用; )电推动作为主推器
1999 年首次用作航天器的主推进系统。 )使用电推进系统的航天器数量
目前，已经达到200颗以上。 )现代离子推进器的能力
推动速度： 90Km/SÆÆ200,000 miles/h 推力：0.5 Newton
附：1.美国 NASA 电推动历史概要
等离子体推动器
一、 为什么要使用电推动器？
1.传统化学推进剂的缺点：
（a）在深空探测中，化学推进剂占航天器重量的绝大部分，有效载荷小，效
率低，造价高。
（附：肼（联氨）-----一种无色发烟的、具有腐蚀性和强还原性的液体化合物 NH2－ NH2 [hydrazine],它是比氨弱的碱,通常由水合肼脱水制得, 燃烧热较大主要用作火箭 和喷气发动机的燃料,用在制备盐(如硫酸盐)及有机衍生物中）
（3）PIT的缺点：
z 效率低，小于 50%（离子推进器效率可达 80%）； z 仍然有绝缘材料损耗； z 大电流开关寿命（脉冲方式）；
（3）目前状态：地面研究，没有太空实验
静电型（介绍两类）
4. 离子推进器（ion engine，ion thruster） （1）离子推进器的结构及工作原理（见图示一、 二，为空心阴极 放
G F
=
G j
×
G B
（由此而成为电磁型推进器）ÆÆ推进
器受向前的推力。
推力增强：
为了提高推力和电弧放电稳定性，可以使用线圈产生外磁场。
推力定标律：
G GG
•
F = j×B ⇒ F ∝ I2 m,
（2）推进剂
•
m 为推进剂质量流量
氢气，锂（气化后），在 pulsed plasma thruster 中，可以使用固
)微波电热推进器
(MET)
)电弧加热推进器 ( arcjet )
)电阻加热发动机 ( resistojet )――简单介绍
)磁等离子体动力学推进器机(MPD) ―――讲授
)脉冲等离子体推进器 (PPT) ――――― 讲授
)离子发动机 (ion engine)――――――讲授
)霍尔推进器 （Hall thruster）―――讲授