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4.1 主电容器放电电流曲线 17
4.2 主电容器充电电压曲线 18
4.3 主电容器放电电压曲线 19
4.4 改变频率下的测试 20
4.5 改变频率与输入电压下的测试 21
5 脉冲电源充放电过程的模拟计算 26
5.1 充电过程分析 26
5.2 脉冲电源电路的放电过程分析 30
结论. 34
致谢. 35
参考文献. 36
1.1 研究背景及意义
由现代微、小卫星构成的不同应用目标的星座，将是未来卫星技术和应用
的重要方向。我国未来小卫星组网应用是重点发展方向，小卫星轨道控制用电推
进技术被列为需要解决的关键技术。
高性能固态推进剂脉冲等离子体推力器的研制，不仅可以为微、小卫星的
组网应用提供具有实用价值的轨道控制手段，直接服务于我国的小卫星组网建设，
而且可以作为发展其他高性能推进的技术基础。
脉冲等离子体推力器-PPT（Pulse Plasma Thruster），是一种电磁加速的
电推进装置。与化学推进不同，电推进是借助电能来产生（加热、游离等）并加
速带电粒子流，从而喷出粒子的反方向上获得推力的一种发动机。它的优点适用
于各种自旋稳定卫星，也适用于三轴稳定卫星的精确定点和控制。
1.2 国内外研究状况
对脉冲等离子体推力器的研究精力主要集中在脉冲等离子体推力器的理论
模型的建立和数值仿真研究方面。重点放在烧蚀放电过程的模型建立以及 PPT
放电诱发等离子体的膨胀模型建立等方面，利用建立的模型反复验证实验结果，
通过改进模型逼近实验结果，最终达到性能改进的目的。
自上世纪 8O年代以来，已有 30多个国家和地区开展了微小卫星的研究工作
[1]
。
下面将回顾自 20 世纪 8O 年代以来脉冲等离子体推力器的研究和发展历程。
1981 年，日本在其“技术试验卫星 4”(ETS-4)上试验了脉冲等离子体推力
器。近年来，日本东京大学为开发用于位置保持、轨道提升和姿态控制的高效微
推力器，设计了一种采用液体推进剂的脉冲等离子体推力器(LP-PPT) [2]
，LP-PPT
具有可间歇工作的喷注器，可以向两电极间的区域喷射液体推进剂。试验测得的
最小冲量为57／μN·S，对应的比冲为14700 N·s/kg。日本九州技术研究所采
用二次放电方法对延时气化的气体进行加速，从而提高了发动机的比冲。东京都
立科技大学联合NASDA 启动了一项脉冲等离子体推力器的研发项目[3]
，其目标是
用于 NASDA 的 LabSatlI(50kg)微小卫星，作为姿态控制、离轨机动及编队飞行
可行性评估的实验装置。
1982 年， Dawbam等人[4]
报道了毫磅脉冲等离子体发动机运行过程中的烧蚀特
征；Brill[5]
报道了脉冲等离子体微推力器用于 NOVA 卫星的飞行应用情况。V 型
固体Teflon 用作燃料，设计寿命达到 10年。
1985 年，Yannitell[6]
试图建立描述脉冲等离子体工作全过程的物理模型，
包括电极区内部的模型、等离子体羽在外部的膨胀模型。在电极内部区域，通过
解质量守恒、动量守恒、能量守恒、Maxwell 方程和电荷守恒方程得到；在电极
外部的膨胀区内，曾经用 Monte Carlo 技术，该技术考虑了粒子间的碰撞，但没
有考虑粒子的重组，这方面的问题至今仍未得到解决。同年，Wu 等完成了改善
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