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。

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。

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=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。

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

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。

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。

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