作者：天穹 不正常飞行器研究者

b站ID 暖风新叶柳

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近日电视剧《你是我的荣耀》热播，其中出现了一个镜头，是个巴掌大的小推进器的样机，台词称，这玩样儿比冲3800s，总冲100000Ns。从外观上看，这是个离子推进器，10万牛秒总冲不算高，也就是让一个100kg的小卫星产生1km/s的速度增量。但这些速度增量，足够把它从GTO（同步转移轨道）踢到月球飞掠。

等等，这个推进器看着也不重，那岂不是弄个更小的卫星，比如20kg，就有5km/s速度增量了，如果用好引力弹弓，遨游太阳系似乎完全不成问题？众所周知卫星是论斤卖的，轻就是省钱，所以按这么算，简单的深空探测任务，岂不是很容易玩得起？

本文浅显的分析了一下，目前可用的电推进器，适用于这种穷人的深空任务，如果谁想自己造个小飞船玩玩，本文或许能在挑选发动机的时候提供一点参考。不过本人不是搞这行的，文章有错请各位多指正，内容仅供参考。

1.      深空微纳卫星的现状

近十年来，电子、通信技术发展迅速，曾经被认为是“玩具”的微纳卫星甚至是立方星，已经成为各项复杂航天任务的探路者，以较低的成本对推进、通讯、制导及载荷等技术进行验证。一般认为10~100kg的卫星属于微卫星，1~10kg属于纳卫星，许多微纳卫星由10cm边长的立方体模块组成，也被成为“立方星”。当前各国的深空探测活动空前活跃，商业化航天大幅降低了进入太空的成本，可回收火箭的近地轨道发射价格已低至每千克5000美元，这些条件为微纳卫星走向深空带来了绝佳的搭车发射机会。

2018年是微纳卫星走向深空的起点。我国东北一所大学的“龙江二号（DSLWP，又名 对数龙王炮）”微卫星搭载鹊桥卫星任务升空，其质量仅47kg（含15kg燃料），首次实现了微小卫星自主地月转移、近月制动、绕月飞行和受控撞击月球。卫星用于观测月球对超长波的遮挡，并验证了微卫星执行深空任务的能力[1]。如果不是微纳卫星技术的成熟，学生团队不可能主导曾经举国之力才能实现的科研任务。在科研价值之外，微纳卫星对于科普有重要的意义。例如“龙江二号”上搭载了本科生团队研制的微型cmos相机，拍摄的照片被誉为“最美地月合影”，激励了更多大学生投入航天事业，其意义不言而喻。

同年，美国的“洞察号”抵达火星并释放两颗名为MarCo的6U立方星，测试了微纳卫星为着陆器提供通信中继的技术。洞察号着陆器将UHF信号以8kb/s的速度发送给立方星，并由立方星的5w功率X波段天线转发给地球，使地面能够在最短时间内得知着陆器的状态，而不需要花费数小时等待其他火星中继卫星运动到合适的位置[2]。MarCo使用了比冲很低的冷气推进器，整个推进系统质量为3.49kg，有8个可分别产生25mN推力的喷嘴，总冲为755Ns[3]。该冷气推进器占据了卫星近一半的空间，却只能产生每秒几十米的速度增量，无法完成近火制动。两颗立方星在飞掠火星后继续飞向深空并失联。

除以上任务外，还有使用微纳卫星探测小行星的计划。2018年11月，首届中国微小卫星大会在西北工业大学举办，西北工业大学计划发起立方星星座深空探索计划，用6 ~8颗 6U ~12U立方星，在奔赴小行星的各个阶段分离部署，组成星座，开展国际深空探测和小行星探测任务[4]。美国计划在2021年阿尔忒弥斯计划EM-1任务中，使用立方星作为附加载荷探测小行星，将结合太阳帆与冷气推进，实现低速（10m/s）近距离的小行星飞掠，卫星最大加速度约0.05mm/s^2。验证太阳帆技术的Lightsail2卫星已在2019年作为重型猎鹰火箭的附加载荷升空，在近地轨道验证了太阳帆展开和控制技术，在光压的作用下，轨道近地点/远地点发生了数千米的变化。Lightsail2使用磁力矩器和动量轮控制姿态，较大的转动惯量与较低的控制力矩，加上稀薄大气的阻力，使控制精度和响应速度较低，无法连续升轨。但这颗仅5kg重的卫星是使用微纳卫星验证新型推进技术的典型成功案例。

微纳卫星作为“搭车”载荷从地球轨道走向深空时，将面临以下挑战：

1） 对于地球轨道发射的搭载任务，从地球轨道逃逸需要的速度增量高，从700m/s（GTO）到3000m/s（LEO）不等，微小尺寸的化学火箭推重比低且无法实现高比冲，且微纳卫星没有空间携带足够的燃料，导致常规微纳卫星的速度增量（delta-V，后文简写为dV）很低。

2）对于搭载深空任务的微纳卫星，微纳卫星往往需要中途“下车”，在地球逃逸之后仍需要依靠自身动力变轨，如微纳卫星搭载TLI轨道发射任务，利用月球引力弹射逃逸并使用自身动力飞往近地小行星。如果主载荷的任务延期，微纳卫星也只能错过发射窗口，导致更多的dV需求或被迫更换任务目标。

3）很多搭车发射任务特别是从载人航天器中释放微纳卫星的任务，出于安全考虑，卫星不允许携带易燃易爆的燃料，直接限制了化学火箭在微纳卫星上的应用。

出于以上限制，微型电推进系统将为搭载任务提供巨大的便利。近年来太阳能电池取得突破性进展，使微纳卫星也能产生几十至数百瓦的功率，因此电推进成为了微纳深空卫星的首选。高比冲、高功重比的电推进微纳卫星将具有自行逃离地球引力场和大幅度变轨的能力，对发射窗口要求将宽松得多，将使深空探测常态化，甚至产生商业价值。

2.      深空探测任务对电推进的需求

电源功率限制使电推进卫星的加速度很小，普通的开普勒轨道不再适用，为轨道设计带来较大的困难。目前连续小推力轨道已经有成熟的理论，也在一些电推进深空探测器上进行了验证，迄今为止无一失败。微纳卫星与一般电推进深空探测器的区别在于作为附加载荷发射，轨道设计受到主载荷的制约。

受到太阳能电池、PPU及备份推进器等质量的制约，目前整套电推进系统（不含太阳能电池）的推重比大约为每kg质量产生1~3mN推力，与推进器种类有关。以黎明号探测器离子推进系统的质量为例，整个系统包含了3个推进器和2个PPU，而每次只有1个推进器工作，其余均为备份。该系统推力92mN，自重128.8kg，如果取消所有的备份，自重也达到79.7kg[5]。可见电推进系统中，除推进器自身外，推力矢量机构、贮箱系统、PPU也都各占据了很大一部分质量。由推进系统自身推重比*推进系统质量占总质量的比例=航天器的加速度，而普通的卫星上推进系统，载荷质量可按各占1/3估算，可得当前的电推进航天器加速度一般不益超过0.3mm/s^2，否则会导致有效载荷占比过低。

几种电推进深空探测器的加速度如下：

以地球200kmLEO连续小推力逃逸任务为例，加速度与逃逸所需时间的对应关系如图1.4[6]，从低推重比到高推重比的逃逸时间从400~100天左右。为减少逃逸所需的dV和时间，深空微纳卫星应尽量搭载GTO任务发射，否则对卫星和推进器的寿命是巨大的考验。

因此本人按照加速度范围，将电推进航天器的初始推重比分为以下几个档位:

低推重比，加速度<=0.25mm/s^2，适用于远离行星引力场的任务，如GTO逃逸与深空探测变轨，200kmLEO逃逸时间约1年，当前技术条件下，该推重比范围较为经济；

中推重比，加速度0.25~0.5mm/s^2，可进行行星低轨任务，自行完成大幅变轨，200kmLEO逃逸时间约0.5~1年，由于太阳能电池技术发展较快，固体工质的电推进器成熟，该推重比范围在短期内能够实现；

高推重比，加速度0.5~1mm/s^2，其变轨时间较短，每月可产生1~2km/s速度增量，机动能力接近化学火箭，但以目前的技术难以携带足够的有效载荷，将来可应用更高功率密度的柔性太阳能电池或轻型的核反应堆来大幅提高电推进器的可用功率，并采用高压直驱的方式减少PPU的质量，以实现该指标。

接下来简单介绍一下深空微纳卫星可以实现的任务。

2.1地月系任务

地月系任务包括地球逃逸、月球捕获及L1、L2平动点任务等，由于地月系仍在地球引力场范围内，电推进产生的较小加速度导致任务往往需要采用非常规的轨道，任务时间远高于化学火箭。

对于搭车发射的微纳卫星，地球逃逸任务从LEO或GTO开始，经过多次加速至地月转移轨道需要几个月至一年时间。欧洲的Smart-1小型探测器首次实现了从GTO进入月球轨道的演示，搭载升空后，探测器首先把近地点抬高至范艾伦辐射带以外，随后在近地点多次连续加速，直到进入高离心率的椭圆轨道，多次飞掠月球并被捕获。

微纳卫星从LEO出发到达月球的任务也在论证中[7]。2011年，加利福尼亚大学Ryan.W等人设计了3U立方星的地月转移并撞击月球的任务，使用最大推力1.5mN的离子推进器，从600km的LEO到达月球需431天，仅消耗氙气2.172kg，但氙气贮箱占据了较大的空间。如果在现在重新设计该方案，替换为碘工质可以大幅压缩卫星尺寸。该任务最大的风险是3U立方星在范艾伦辐射带中会长时间停留，其是否会出现故障是未知的。

为了避免漫长的爬升过程，另一种相对简单的方案是微纳卫星直接随其他月球任务发射，进入TLI地月转移轨道，随后自行完成近月制动和环绕。随着探月热潮重新开始，各国将在未来几年里多次发射月球探测器，也为微小深空探测器提供了TLI轨道发射搭车的机会。我国龙江二号卫星和美国即将随阿尔忒弥斯EM-1任务发射的LunarIceCube卫星都采用该方案，但近月制动并被捕获需要至少0.14km/s，而进入月球低轨道需要额外约0.65km/s的dV，这样的速度增量电推进需要数天至数十天才能达到，此时卫星早已被月球引力甩出地月系，开普勒轨道的计算方法根本不适用。因此电推进卫星会采取一条迂回的转移轨道，不仅能换取更长的制动时间，也能够利用日月地的三体引力，减小被月球捕获需要的速度增量。

如果不咕的话，LunarIceCube在从SLS火箭上分离后，第一次靠近月球时，卫星将利用一次月球引力弹射，并借助太阳引力进入一条狭窄的月球捕获走廊，随后推进器持续工作使卫星进入月球极地轨道，整个过程耗时近一年（如果任务允许，是不是还不如加个固推）[8]。在地心坐标系中的轨道方案如图所示，红色为推进器工作，蓝色为滑行。

2.2行星际转移任务

2.2.1       行星轨道转移任务

2019年，Delft大学的Angelo Cervone等人论证了使用化学动力+离子推进的组合方法，将30kg的小卫星作为同步卫星发射时的附加载荷，发射至火星圆轨道，期望大幅降低火星探测成本[9]。卫星中化学动力（含燃料）质量占21.96%，电推进系统（含工质）占比27.66%。整个转移过程耗时约4.5年，首先卫星搭载猎鹰9号火箭进入超同步轨道，使用化学推进产生359.66m/s dV，从地球逃逸（C3=0），随后用类似BIT-3的碘工质离子推进器螺旋爬升至火星轨道并被火星弹道捕获，期间共需要5792m/s dV，绕日公转约2.5圈。随后用化学推进产生45m/s dV稳定在大椭圆轨道，再使用离子推进产生867m/s dV圆化轨道。整个电推进系统仅重0.9kg，包含了0.2kg的PPU，0.2kg推进器和0.5kg供贮系统。在67w输入功率下，离子推进器推力1.492mN，比冲3168s，效率44.44%。随着距离太阳更远，推力、比冲和效率均大幅下降。整个任务期间离子推进器需要工作38736小时，消耗7.4kg碘；化学推进器消耗5.054kg燃料。该方案选用的推进器推力较小，导致了漫长的推进器工作时间，当前微型离子推进器无法达到如此长的寿命，长时间大功率工作对于PPU和太阳能电池也都是巨大的考验，因此工程上不具备可行性。要想将地火转移时间控制在合理范围内，推重比需要翻倍，加速度0.1mm/s^2时转移时间可以缩短至550天左右[10]。NASA的Leonard D Cassady等人研究了使用大功率电推进器的火星转移，当比冲恒定时，加速度0.48mm/s^2对应250天转移时间，加速度1.2mm/s^2对应150天转移时间，已经超过了化学火箭的速度，加速度2.4mm/s^2时仅需110天[11]。

电推进产生的巨大速度增量能够提高行星捕获的容错率。目前水星探测器Bepicolombo正在飞向水星的途中，整个转移过程耗时4.35年，该探测器采用4台射频离子推进器，2台同时开机可产生400mN推力，最大比冲可达5230[12]。到达水星后，探测器将进行制动并环绕，如果采用化学推进，需要贴近水星表面进行制动点火，一旦制动失败，探测器将被水星引力弹射出去，漫长的巡航后任务前功尽弃；如果在水星的正午飞掠，制动失败后探测器在水星引力作用下进入一个1:1周期的公转轨道，可再次提供制动机会，但热环境又不允许。因此Bepicolombo使用离子推进器在公转轨道上持续刹车，消除与水星的相对速度，在到达水星时，探测器与水星几乎平行飞行，可“柔和”地被水星捕获。即使捕获失败，探测器仍停留在水星公转轨道，还可以多次进行尝试[13]。

2.2.2       小行星任务

日本在小行星采样返回任务中处于领先地位，离子推进的小型探测器隼鸟一号已经成功完成小行星采样返回任务，隼鸟二号正在返回的途中。由于还剩余较多氙工质，探测器还可以飞掠地球后，继续前往下一个小行星进行拓展任务探测。对于电推进，行星环绕与小行星探测的轨道在设计上没有本质差异，都需要连续加速追上目标天体，再被目标天体引力捕获，与化学火箭在制动时的脉冲减速相比，电推进航天器被行星捕获需要的速度增量较高。但小行星引力微弱，化学火箭的霍曼转移+引力捕获轨道便彻底失去了优势，因此电推进非常适合执行小行星任务。目前ESA已论证使用12U电推进立方星探测小行星[14]，卫星重约22kg，使用氙气工质的推力离子推进器作为主推进，最大推力为2.4mN，搭载发射至C3=0的逃逸轨道并从地日L2点开始变轨，计划在3年任务中探测最多30个小近地天体。

2.2.3       深空探测器伴星与编队飞行任务

NASA设想了一种木卫二探测器，采用一颗核电动力的母星搭载2颗电推进立方星，以穿越木卫二喷发的羽流中进行采样。由于远离太阳，卫星无法获得充足的太阳能，将使用母星向子星无线输电的技术，为子星的推进器供电。该方案以目前的技术还很难实现，但子母卫星编队对于其他深空探测任务具有重要参考价值，如Busek公司设想使用4kW的电推进转移飞行器将27颗3U立方星一次性送入火星轨道，随后转移飞行器作为通信中继使用。

深空探测器很少能够直接对自身成像，导致绝大部分用于科普宣传的照片、视频只能用想象图替代，且探测器出现机械故障时，地面人员难以用图像对故障进行定位，如伽利略号的高增益天线无法展开。如果发挥火箭的剩余运力，搭载几kg重的伴飞小卫星，则能够解决上述问题，甚至在更远的将来可以代替宇航员进行舱外行走维修飞船。

2020年10月，天问一号火星探测器在地火转移轨道上完成了一次“自拍”，由于携带一个超长自拍杆的难度过大，只能把一个双面可分离式的相机直接抛出，让相机在翻滚状态下随机抓拍飞船的图像，整个系统质量约950g。相信在将来，这种“简单粗暴”的拍摄方式能够被伴飞小卫星替代，实现长时间伴飞及视频录制。实际上，早在2008年我国便测试过自主伴飞小卫星，由神舟7号飞船携带，卫星自重约40kg，包括1kg的液氨工质。该卫星采用液氨闪蒸推进，单个推进器推力860mN，比冲仅34s，每次变轨时推进器工作几秒至几十秒，每次机动的速度增量小于0.52m/s[15]，经过约6天的轨道调整，最终稳定在约4*8km的椭圆轨道上对飞船进行环绕。

以现在的水平，相信该伴飞卫星可以降低到立方星的尺寸，绕飞等需要持续加速的精确机动可采用微牛级推力的推进器，功率甚至不足1瓦。例如小卫星以50m的半径圆周绕飞探测器，假设推进器产生的向心加速度为0.01mm/s^2，则绕飞一圈需要3.9小时，速度增量仅0.14m/s。

还可以进一步发挥想象，让电推进的伴飞/编队微纳卫星发挥更大价值，可以想到的应用有：长基线天文观测，如射电观测、引力波捕获；多颗小卫星精确定位，以支撑大面积的空间展开结构，如柔性天线，反射望远镜的镜面，巨大面积太阳帆等[16]；搭载在火星、金星、土卫六等轨道器上，实现改变轨道倾角、离轨、再入大气甚至着陆，虽然功能相对单一（如只携带磁力计、大气化学成分的传感器等），一次环绕任务可大范围的对全球进行探测。

    综上，电推进的微小深空探测器将来能够发挥其便于搭载的优势，作为附加载荷升空，并依靠自身动力完成地月转移与制动、行星与小行星探测及编队伴飞任务，在大幅降低深空探测成本的同时，还能产生新的任务模式。

 

 

3.      应用于微纳深空卫星的电推进器现状

微型电推进器可以分为两大类型，一类是本来便具有微小型化的特质的推进器，如场效应推进器和电液喷雾胶体推进器，另一类是通过将传统的电推进器缩比，如微型离子推进器、霍尔推进器和电热推进器。

近地轨道上，小卫星、微纳卫星已开始大规模使用电推进。目前立方星最为常用的有脉冲等离子推进器（PPT）及场效应静电推进器（FEEP），质量100~300kg的小卫星则已经尝试使用霍尔推进，如FalconSat和SpaceX的星链卫星。PPT因效率不超过10%且寿命短，一般仅用于阻力补偿和姿态控制，不作为主推进器。FEEP比冲高，推力小，寿命较长，适合对推力要求不高的长期任务。霍尔推进器和离子推进器的小型化较为困难，但效率和功率密度都比较高，发展前景广阔。

微电推进器有以下关键指标：

1）   比冲。这是电推进最大的优势所在，但比冲并非越高越好，对于需要较大推力变轨的任务，高比冲带来的功耗会导致电源系统质量占比的剧增，大幅降低了卫星的有效载荷。微纳卫星推进系统用于轨道机动，位置维持，姿态控制，这三者需求差异较大。对于轨道机动，往往希望有较大的推力，因此对于dV需求不大的变轨任务，比冲1000s以内足够，也避免了过大的功率需求，而对于特定任务，会存在最佳比冲[9]。轨道维持和姿态控制对推力要求很低，微纳卫星只需微牛量级即可，采用更高比冲的推进器能大幅降低工质消耗，如微牛级的场效应推进器比冲可达到5000s。

2）   效率。电推进器微小型化之后，效率往往有较大的损失。大型霍尔推进器和离子推进器效率达到70%，而微小型霍尔推进器和离子推进器效率一般只有30~40%，很难超过50%。相对于等离子体及离子推进，理论上场效应静电推进有接近100%的效率，但加热工质所需的功率与推进剂的损失不可忽视，商业化的FEEP实际上只能做到15%（铟工质）~40%（镓工质）。目前微型的HET和改进而来的会切磁场推进器在效率方面有较大的潜力。高效率可以大幅减少对电源功率的需求，减少脆弱且质量较大的太阳能板面积。

3）   推重比。推重比可以拆分为发动机自身推重比，推进舱段（不含太阳能电池）的推重比，推进系统（含太阳能电池）的推重比，及整星推重比。决定推重比的因素很多，如发动机推力密度、是否需要强磁场等；阴极的质量对于霍尔推进器占有近10%的质量占比；对于工质，固体/液体工质可以大幅降低贮箱质量，但另一方面固体工质可能需要额外加热装置，且碘工质等有腐蚀性的工质需要采用不锈钢等高密度的耐腐蚀材料制造供储系统；电源质量也占据相当大的一部分质量，取决于电源系统功重比。

4）   电源系统功重比。电源系统虽然独立于推进器，却制约了电推进的发展。电推进器作为主推进时，所需的功率远大于常规航天器的电功率，因此带来额外增重。2010年前后NASA在设计载人火星往返任务时，评估空间核裂变电源的功率密度约为33w/kg，太阳能电池仅25w/kg。而近十年里太阳能电池进展惊人，柔性薄膜太阳能电池甚至可以做到100~500w/kg，早已超过空间核裂变堆的功率密度，应用于微纳卫星的太阳能电池可做到140w/kg，如ExoTerra公司的产品；早期功率处理单元（Power Processing Unit）的功率密度仅50w/kg，目前微小霍尔推进器的百瓦级PPU已超过200w/kg，千瓦级的PPU达500w/kg。这意味着将来数千克的小卫星的可用功率达到数百至千瓦，使电推进应用前景更为广阔。不同类型的推进器PPU复杂程度也各不相同，影响了功重比，例如霍尔推进器只需要为阳极/空心阴极提供300~500v电压，而离子推进器有电子源或射频天线、中和器、频栅极和加速栅极等，电压各不相同，最高达数千伏。

5）   寿命。以目前的技术水平，电推进在“赢得了轨道的同时，却输给了时间。”由于整星推重比低，而电推进的比冲又很高，电推进系统一般需要工作几千至上万小时才能达到所需的dV。如加速度0.2mm/s^2的典型的电推进航天器，其每天仅产生17.28m/s的dV，因此电推进难以直接用于行星逃逸或捕获，尤其是需要短时间内产生较大dV的行星捕获阶段。微小卫星的电推进器寿命可能比大型推进器短的多，如BIT-3仅4000小时左右，受到外形尺寸制约的微纳卫星尤其是立方星，难以安装多台发动机进行备份。随着电源技术进步，整星的推重比有望大幅提高，使推进器工作时间缩短，减少了任务时间引起的成本，因此寿命与推进系统质量占比需要进行权衡，以获得最经济的设计。

6）   工质与供贮系统。电推进器工质的种类很多，常用的工质中，气态有氙，氪，固态有碘，铟，特氟龙，液态有镓，汞，及一些离子液体，而电热式推进器可以用氢，氨，甲烷，甚至水。微小卫星对贮箱尺寸很敏感，一般dV要求不高的电推进姿态控制或轨道维持任务，都选择了固体或液体工质，以避免高压贮箱带来的体积和不安全性，如PPT的特氟龙或者FEEP的铟/镓，已实现了供贮-推进系统一体化，将整套推进系统打包在1~2U的立方星模块中。常压贮箱相对于高压贮箱安全的多，便于实现电推进微小卫星作为次要载荷搭载，不会因为贮箱爆炸波及主要载荷。微小卫星因成本较低，可以作为理想的“试车台”，尝试各种新概念的工质，有助于将来载人深空探测的预研。2018年我国氙气产量仅3000多立方米，将来载人深空任务如果使用氙气，一次火星运输任务甚至需要消耗全国数十年的氙气产能；2019年世界氪气产能13~14万立方米，也仅够支持一次载人火星任务。因此载人深空探测的主推进器不可能使用现有的氙气/氪气电推进器。因此，提前使用微纳卫星验证碘工质、水工质等新型推进工质，具有重大的工程意义。

2018年，NASA对微小卫星的推进器成熟度（TRL）进行了总结，TRL从1~9分别代表从概念、实验室阶段、在轨验证到非常成熟[17]。接下来介绍近年来已相对成熟并完成实验验证（TRL>=5）的微小电推进器，及微型电推进器的新进展，并分析在深空探测方面的应用前景。

3.1场效应与胶体推进器

场效应推进器（FEEP）与胶体推进器都采用毛细力和静电力将工质发射出去，其原理便注定了工质流量较小，适用于微纳卫星。前者采用低熔点的金属工质，后者采用离子液体工质。这两种推进器的理论极限效率达到100%，但实际使用时加热工质、工质未充分电离引起的损失等，均导致其效率很低。

2019年2月26日，世界上最小的安装电推进器的1U立方星UWE-4成功在轨点火，其安装了4个NanoFEEP，每个推进器仅有6g，包含0.25g镓工质，在20微牛推力下，可以为1.2kg重的卫星产生15m/s的速度增量。卫星在轨测试了姿态控制，单个推进器工作15分钟后，卫星的旋转角速率从0增加至大约7°每秒，由此测得推力为5.76±0.03N。随推力增加，推进器比冲下降，比冲范围在1000~8000s[18]。虽然较低的推力和速度增量导致该推进器不能作为深空探测的主推进器，但证明了微纳卫星能够在仅消耗极少工质的条件下，有效进行姿态控制。2019年4月24日，我国天仪研究院的“青腾之星”立方星也完成了离子液体微电推进器的在轨测试，该推进器由航天科工二院研制，与普通的胶体推进器相比，离子液体更易实现纯离子发射，比冲和工质利用率高。

大部分场效应推进器和胶体推进器都只有微牛级推力，而深空任务的主推进器需要mN级推力，达到该量级且已经成熟的场效应/胶体推进器有ENpropulsion公司的IFM系列，Busek公司的BET-1mN及MorpheusSpace公司的nano/multiFEEP等。

IFM-Nano-SE推进器是一种高集成度的电推进模块，打包在1~3U的尺寸，包括了推进器、供贮系统、电源模块甚至是推力矢量装置，便于高校或商业机构开发立方星。当功率40w时，其推力为0.35mN，比冲达到3500s，且寿命长达20000h，但推进器效率仅15%左右。推进器，工质和PPU封装在1U尺寸中，自重1.23kg，可携带0.22kg铟工质。该推进器最大的亮点为，使用3个可以独立工作的阴极，无需活动部件即可产生10~12°的推力矢量角，不仅实现了很高的比冲，也在几乎没有增加质量的同时实现了姿态控制。该推进器推重比小，仅适用于2~3U的立方星，推进系统占卫星自重的1/3~1/2。

未封装的IFM-Nano推进器可以进行并联以提高推力和速度增量，7台推进器并联时，系统质量约7kg，包含了1.75kg工质，安装在起飞质量为17kg的航天器上可产生约3.5km/s的速度增量，累计工作时间约7000小时。

 

表3.1 NASA2018年报告中胶体推进器与场效应推进器的技术成熟度

3.2 离子推进器

相比于FEEP的百微牛级推力，微型离子推进器一般在1mN量级的推力。微型离子推进器与常规的在原理上并无明显差异，其中射频离子推进器无需电离用的电子源和阳极，有较长的寿命，更易于小型化。微小型离子推进器效率可达到40~50%，其中mN级推力的RF离子推进器有BIT-3和NPT-30等。

计划中的Lunar ICeCube月球探测器体积为6U，采用BIT-3射频离子推进器。该推进系统可封装在1.6U的空间里，自重仅1.5kg，包含贮箱、电源、推进器和两轴推力矢量控制等，贮箱可存储1.5kg碘工质。碘工质可在较低的压力下存储在方形容器中，以充分利用立方星的空间并减重。推进系统输入功率为65w，PPU输出功率50w，推力1.1mN，比冲2500s（含中和器），推进器预计需工作9300h（实际已进行4000h寿命测试），产生37000Ns的总冲。对于质量为12kg的立方星，该推进系统仅占卫星自重的1/4，却能够产生3.2km/s的速度增量，初始加速度约0.1mm/s^2。BIT-3推进器的性能及结构见图3.3~3.6[19]。

ThrustMe公司的NPT30射频离子推进器同样具有较高的技术成熟度，分为氙工质和碘工质两种版本。推进器体积1.5~2U，包括氙在内的质量为1.3~1.7kg，最大推力1.1mN，55w功率时比冲2500s，其各项性能指标与BIT-3推进器类似，但其自带的氙气储箱容量较小，仅能够产生3000Ns的总冲。碘工质版本的NPT30I2暂无详细参数，但其储箱体积应该会小得多。特别强调的是NPT30-I2已安装在北航空事卫星上，随CZ-6发射入轨，目前在轨工作正常。

3.3 霍尔推进器

离子推进器单位面积的推力较小，对于大推力需求的任务，微型霍尔推进器有很大的优势，一般可产生10mN量级推力。但霍尔推进器功率不宜太低，为保证效率一般都高于200w，低功率下的效率仅30~40%左右，难以超过50%。制约其进一步小型化的因素有：1）推进器尺寸减小导致等离子体约束困难，随着直径减小，所需的磁场强度呈反比增加，而铁芯的空间不足导致散热困难和磁饱和，使电子传导增强，降低电离率；2）大推力时壁面损失导致壁面热沉积严重，由于尺寸缩小使面容比增加，等离子体推壁面的轰击加剧，使壁面损失增强，寿命缩短；3）推力可调范围过窄，低阳极电压时电子难以穿越磁力线实现放电。因此目前较为成熟的环形霍尔推进器功率都在数百瓦，而更低功率的推进器需要采用圆柱形截面，磁场也需要由径向变为发散形或会切形[20][21]。

BHT-200霍尔推进器是美国第一个自行设计制造的霍尔推进器，可在200w下产生13mN推力，比冲1390s，其自重980g，阴极质量120g。该推进器可使用氙、氪、碘作为工质。目前BHT-200已安装在TacSat-2，FalconSat5和6上实际飞行，并计划在iSAT低轨道卫星（12U）上验证使用碘工质的变轨和离轨。碘工质最大的风险在于阴极，常用的BaO阴极无法使用，而LaB6阴极虽然能使用碘，但在每次启动前需要加热几分钟，这对于功率较低的立方星难以接受，NASA和Busek公司已经在研究无需加热的C12A7阴极。该推进器已经进行了2000小时寿命的演示，实际使用寿命可以更长[22]。

传统的氙工质霍尔推进器并未被抛弃，由于技术成熟，其向着更高的性能发展。近年来刚成立的Apollo-fusion公司研制的新型霍尔推进器ACE-MAX具有优化的磁场，其磁场位型具有聚焦的特性，且放电通道中的磁场几乎平行于壁面，可以有效约束电子，大幅缓解电子对壁面的碰撞，提高寿命并减少羽流污染。在使用Xe工质时，其功率1.4kW，推力60mN，比冲1760s，总冲达1.5MN.s，工作寿命大于7500小时。该推进器自重4.5kg，PPU质量2.5kg，加上贮箱等系统，整套推进系统约19.8kg。从结构设计来看，该霍尔推进器的阴极内置于环形放电通道中轴线，因此所需的安装空间小，更适用于类型Smart-1级别的深空小卫星。该公司还研发了一款400w功率的小型推进器，推力18mN，比冲1400s，总冲300kN.s，自重仅1kg，PPU质量1.5kg，整套系统重7.6kg。从数据上看，该公司研制的推进器效率并不高，仅40%左右，但其较低的系统质量适合应用于微小深空探测器。

据其网站称，ACE系列推进器已经实现了大规模量产，为全球通信提供服务，且已经有大量推进器在轨，本人猜想他们就是给星链做推进器的？

另一家刚刚起步的Orbion公司，同样研制了可应用于微小卫星的Aurora氙工质霍尔推进器并实现了机器人制造的自动化量产，已获得美军“黑杰克”卫星星座的合同，该星座将验证低轨网络，这也是美国政府首次对小卫星的电推进系统产生大量需求。其技术成熟度已达到实用化，价格较低且可靠性高。Aurora推进器的PPU可忍受GEO轨道以上的辐射，能够应用于深空探测。推进器功率为300w，推力19mN，比冲1370s，推进器，PPU，阀门等总重仅5.9kg，在同类推进器中质量较低。该公司可为航天器提供整套电推进设计、运行的解决方案，甚至在其网页就可以快速估算所需的质量及体积。假设是类似于“龙江二号”的月球小卫星，参考LunarIceCube的连续小推力近月制动和变轨任务，需要1km/s左右的dV（龙江二号为783.6m/s）[1]，按47kg起飞质量计算，霍尔推进系统自重仅11kg左右，包含了1.56kg的贮箱和3.5kg氙气。如果使用比较先进的薄膜太阳能电池，再额外增加300w功率的电池阵列，增重约3kg[23]，而这些质量甚至低于“龙江二号”携带的燃料质量。

ExoTerra公司的霍尔推进12U立方星平台已经在研制中，并预计在2021年首飞。该卫星平台的功重比和推重比均很高，其太阳能板功重比达到140w/kg，最大可产生296w功率。推进器使用该公司自行研发的Halo霍尔推进器，推力4~33mN，比冲750~1500s，输入功率125~450w。该推进器仅占据1/4U的卫星空间，质量670g，氙气贮箱容量为2.1kg。在载荷4kg时该卫星平台的dV为650m/s，空载时的dV大于800m/s，由于dV较小，卫星也选用了相对低的比冲来避免过大的电源质量。而该公司的下一步是研制Halo XL亚千瓦级推进器及其整套系统ASTRAEUS（Ascendant Sub-kW Transcelestial Electric Propulsion System），作为小型运载火箭的上面级，可将150kg载荷从LEO送往环月轨道，目前该系统已获得NASA的合同[24]。

霍尔推进器在应用于微纳卫星时有一严重问题，即工作时会产生扭矩，原因是轴向运动的离子与径向磁场之间的洛伦兹力。据研究，1kW~5kW的推进器产生的扭矩在10^-4Nm量级，长时间工作时会导致动量轮饱和[25]。深空微纳卫星一般仅装备一台推进器，且远离地球无法采用磁力矩进行动量轮卸载，推进器持续工作会导致滚转轴失控。可行的方案有：装备两台推进器，两台推进器内外励磁线圈的电流互为反向，即可相互抵消扭矩；两台推进器预先呈一定夹角偏置安装，产生一滚转力矩，平衡自身的扭矩；单台推进器时，励磁电流每经过一段时间便改变方向。对于机动性要求不高的任务，也可采用太阳能电池板的光压进行滚转方向卸载。

表3.3为2018年NASA微小卫星报告中总结的霍尔推进器成熟度，未包括上述近两年才出现推进器。随着星链计划的开始，目前近地轨道上已有约800颗使用氪工质霍尔推进器的小卫星，几乎都是星链卫星。

3.4 高效的阴极与自中和离子推进器

上述三种推进器均有一个明显的缺点，便是需要外置的电子发射阴极，FEEP的阴极用于电位控制，而离子、等离子推进器还需要阴极作为电子源，实现回路。传统的热电子阴极功耗较高且制约了推进器的寿命，而新型碳纳米管场致发射阴极已随UWE-4卫星进行在轨测试，具有尺寸小，质量轻、无需工质的特点，见图3.15。另一种方案则是取消外置的阴极，使推进器的羽流能够自中和。

ThrustMe公司正在进行自中和离子推进器NPT300的预研[26]，该推进器使用射频产生的交流电场代替了常用的直流电。由于离子质量远大于电子，无法响应高频交变电场，因此离子和传统的离子推进器一样以接近稳定的加速排出。而电子会在电场作用下以脉冲形式喷出，中和已经排出的离子，电子数量则可以实时地反馈调节。

除了改进已有的离子推进器，Fluid & Reason 公司提出了一种结构极为简单的自中和离子推进器，名为ConstantQ。该推进器用于NASA的深空小卫星挑战任务中的Team Miles卫星（同样将随着SLS-1发射），3组推进器同时用于轨控和姿控，可以产生1500m/s的dV[27]。其比冲介于化学推进与霍尔推进之间，效率则非常高，按其标称的22w功率，5mN推力，760s比冲，算得效率竟达到86%（数据真实性无法确认）。该推进器封装在0.5U的尺寸，自重仅0.5kg，并携带1kg碘工质(也可以用水，官网https://miles-space.com/thruster/的推进器手册上写的是加水

 https://miles-space.com/wp-content/uploads/2021/04/M1.4-Interfaces-and-User-Manual-v1.4.pdf)，大幅提高了干质比和推重比。整星推重比可达传统电推进卫星的5~10倍，达到1~2mm/s^2。该推进器原理为，电火花以数千赫兹的频率放电，使碘工质电离，在电场作用下将等离子体拆分为离子与电子，随后离子与电子分别在两路通道中加速。电子首先被喷出，形成虚阴极并与剩下的离子产生较大的电势差，随后离子喷出并被电子中和。

关于constantQ，其为什么推力这么高，甚至似乎违背了能量守恒，即需用功率<推力*喷气速度*0.5，原因对我来说还是个迷。我发邮件咨询了这家公司，他们回复如下，随后他们还把这个回复贴到了官网上。因相关知识有限，我看不懂，如果有人看懂了请不吝赐教。

The applied equations are based upon an assumption of collisionless particle acceleration which is not fully applicable to this thruster design. The thruster instead operates in a mixture of regimes, some of which include collisions. Within the electrostatic acceleration region, the mean free path is short compared to the exit distance, causing charged particles to have many collisions with neutrals before exiting. The short mean free path means ion velocity never reaches high values, power consumption is lowered (due to that u^2 term in the power equation though with power gains offset by the number of collisions). Collisions do work on neutral gas, compressing and heating, forming a shock wave of higher pressure neutrals with anisotropic pressure and temperature distributions, further lowering the mean free path. The higher pressure gas wave pushes against the exhaust nozzle, giving the majority of the thrust. This is known as electrohydrodynamic (EHD) operation where charged particles are used to drag and compress neutrals.

In the flow rate regime used, there is more thrust per watt and higher Isp compressing neutrals (which are counted in the Isp) with a few charged particles rather than converting and accelerating most of the neutrals. Efficiency drops at higher flow rates where no initial long mean free path region exists after ionization, so the required compression shock wave never forms. At lower rates, the mean free path isn’t long enough to cause compression and indeed power consumption rises.

We have observed the pressure increases and have created a model that well captures the energy coupled into the gas and charged particle acceleration. The model shows the thruster is actually only moderately efficient, though clearly doing well enough to fit the size factor and thrust levels needed by the market. We are currently preparing for very high quality 3rd party thrust measurements to test the model, then will release details of this mixed-regime model under non-disclosure.

3.5 电热推进器

除了碘工质，水工质等更为廉价的工质也备受重视，电热推进器对工质种类没有严格限制，有其独特的优势。Momentus Space公司正在开发一款叫做VIGORIDE的微波加热水工质上面级，属于电热式推进器，虽然比冲低，但低成本弥补了其缺点。该推进器样机已在2019年随Momentus X1卫星（16U）升空并进行了成功的在轨测试。但是最近他们被爆料，数据造假，推进器点火了多次，只有个别几次成功产生了等离子体。所以他们的正式飞行一鸽再鸽，背后恐怕有严重的技术问题。VIGORIDE上面级自重80kg（包含水工质），在载荷50kg时可产生1km/s的dV，以实现微小卫星拼车的“最后一公里”，可实现一发猎鹰9号火箭同时将多颗小卫星送入不同轨道。该公司更长远的目标是使用该技术进行低成本的地月-地火运输及GTO轨道拖车等任务，并不局限于小卫星。美国弗罗里达空间研究所测试了1kW微波加热水工质样机，推力150mN，比冲900s，有很高的热效率（67.5%）。启动前10秒时其比冲较低，但随后比冲迅速增加，30秒后达到900s，显然该样机不适合作精确的控制，但其作者认为更小功率的推进器将具有更高的启动速度。样机中的温度为8000K，喷管膨胀比216[28]。

除了水工质，华盛顿大学设计了一种利用氨工质的推进器，功率为50w，可打包进1~1.5U的尺寸，为立方星产生几百米每秒的速度增量。工质切向射入放电腔，产生旋涡流动，腔内压力应远低于大气压以保证点火。使用17.8GHz的微波点火后，形成等离子体，腔内压力升高，通过旋涡可保持等离子体的自持与稳定，同时工质的流动可用于冷却壁面。高温等离子体加热了工质，从喷管中喷出产生推力，预计比冲为550s，虽然远低于静电、电磁加速，但也远高于常温推进剂的比冲[29]。该类型推进器适用于立方星从GTO轨道逃逸、月球捕获等总dV不高但需要较高加速度的短期任务。

补充一种最穷的玩法，烧开水，喷出去。比冲200s差不多，但是水是最便宜的工质。假设将来星舰等大型可回收航天器成熟了，有廉价的小卫星搭车计划，不需要再寸克寸金，完全可以用这种屑比冲的蒸汽推进，（大不了1kg卫星加个10L水箱），也能实现不少深空任务。

3.6其他微推力电推进器

以上几种推进器均能够作为深空微纳卫星的主推进器，除了追求更大的推重比和功率密度，更精确可调推力、长寿的微推进器也是重要的发展方向。当前最为常用的微推进器为脉冲等离子推进器，但有寿命较短、效率极低、每个脉冲推力一致性差、推进器工作时存在冲击的缺陷。

引力波探测是目前热门的研究方向，我国也计划使用三颗卫星组成编队实现激光干涉引力波测量，2019年使用快舟火箭发射了“太极一号”卫星进行技术验证。引力波探测需要卫星能够及时克服外界的扰动，创造真正零重力环境，称为“无拖曳技术”，GOCE和LISA Pathfinder已率先使用离子和胶体推进器实现。太极一号安装了分辨率达到亚微牛级的射频离子推进器。该推进器无永磁铁，可以减少对卫星的干扰，能够实现5~100微牛的可调节推力输出。当推力百微牛时，比冲1275s，射频+栅极的功率约10w，可见相对于毫牛级推进器，其效率相当低，不足10%[30]。从传统霍尔推进器改进而来的会切磁场推进器同样能够实现大范围推力可调，面向引力波探测任务的需求，哈工大研制了微牛级会切磁场推进器，在使用氙工质时可实现0.2~112.7微牛连续可调的推力，最高比冲达到588.4s[27]。另一款毫牛级会切磁场推进器则实现了66微牛到24.05mN的连续可调推力，同时哈工大还尝试在该类型推进器上使用碘工质，经过100分钟测试后发现阳极-气体分配器和通道壁面未明显腐蚀[31]。

4.      总结与展望

从本文列举的种种推进器中，可以看出，应用于深空微纳卫星的电推进系统有以下特点和趋势：

1） 更为新颖的原理。除传统氙气工质外，微纳卫星的电推进器更倾向于使用固体或液体工质，从而避免了高压贮箱，提升了搭载发射的安全性。尝试各类新型的工质对于将来研制载人电推进航天器有重要意义，特别是水等易于资源原位利用的工质，可实现大规模可持续的太阳系开发。不同工质的电、化学特性差异大，对推进器的电离和加速效率、耐腐蚀特性等要求提高，也要求推进器具有新形式的阴极甚至取消阴极。微纳卫星的研发测试成本相对较低，对失败更为容忍，也鼓励了以立方星为平台的新型推进器在轨测试。

2） 追求更大的推力范围。曾经太阳能电池是制约电推进功率的瓶颈，随着超轻柔性太阳能电池技术的突破，电推进器可追求更高的功重比、推重比，使微纳卫星的功率达到数百瓦至千瓦级，加速度达到mm/s^2量级，具有自主逃逸、转移、捕获的能力，同时避免冗长的任务时间可大幅降低寿命要求和运营成本；作为姿态控制与无拖曳控制的推进器，引力波探测等任务则希望电推进器连续稳定可控地产生尽量小的推力，且不产生附加的电磁干扰，而当前微牛级推进器效率普遍偏低。

3） 集成化与平台化设计。对于立方星，推进器、姿态控制、贮箱、电源集成在1~2U尺寸，小卫星对空间限制适当放宽，但推进器及附件都需要做到即插即用。占据较大空间的推力矢量将来可以用电磁控制的喷流替代，或使用多组微推进器实现姿-轨控一体，以简化机械结构，实现大幅减重并提高可靠性；贮箱也可以和推进器集成为一体，可以考虑用推进器工作时的热量加热固体/液体工质，以大幅减少管路与加热装置的质量。

4） 面向商业化的设计。商业航天兴起后，由于卫星发射、化学火箭的领域门槛要求极高，许多国外初创企业便转向电推进领域，并将目光投向未来的深空运输。除了提供推进系统，还有一些企业已开始提供电推进的服务，如：研制电推进上面级，以填补微小卫星搭车发射“最后一公里”的空白；开发电推进微纳卫星平台，使用户只需提供载荷而不必过多担心电推进系统与卫星的整合；用电推进轨道拖车提供卫星的延寿与太空垃圾清理等服务。

近年来，商用化的微纳卫星电推进系统发展较快，如文中所述，欧美国家的不少初创企业已投入对电推进器的开发，有些已经拿到了NASA的合同并进入在轨验证阶段。相信在未来几年内，推进系统将不再是微纳卫星走向深空的瓶颈，随着金星生命迹象的发现、重返月球计划与移居火星计划的一步步推进，深空微纳卫星将自行从地球轨道发射中搭车出发，飞向太阳系的各个角落，成为更复杂的深空任务的探路者。另一方面，深空微纳卫星将成为验证微纳机电技术的平台，最终将卫星的所有设备集成在一块芯片上，为类似“突破摄星”计划的恒星际飞行作技术储备。

 

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