最早的PPT出现在1934年的俄国。1962年，苏联首次将PPT用于宇宙214卫星，执行阻力补偿任务，此后又在ZOND22飞船上使用了6年[1]。
1968年，美国在L-ES26卫星上成功应用了PPT[2]。20世纪80年代初，又研制了比冲达5.32kN•s/kg的海军导航用PPT[3]。1995年，为满足NASA对推进剂效率和小冲量脉冲推进的要求，Glenn研究中心启动了PPT项目[4]，初期目标是改进过去20年来的技术，并重新建立PPT的工业基础。然后是寻求在显著提高推力器效率和降低成本的同时缩小PPT尺寸的方法，开发PPT在近地轨道小卫星轨道提升方面的潜力。10219
美国NASA刘易斯研究中心和奥林宇航公司在研制和试验一种实验型PPT，质量只有L-ES8/9卫星的1/2，总冲为L-ES8/9 的两倍，比冲为10 kN•s/ kg～15kN•s/ kg。该推力器在1996 年完成地面试验。
NASA的“新千年计划”旨在演示未来地球轨道和深空飞行器所需的关键技术。按计划要求，在EO21 卫星上对PPT进行了技术验证，以便为未来更广泛的应用奠定基础。该PPT由Primex宇航公司研制，Glenn研究中心负责研发管理，Goddard飞行中心负责飞行试验。
另外，美国正在研制一种低功率GF-PPT，它通过提高推力、功率比、改进放电指标来提高性能[5]。美俄亥俄州立大学开发了PPT的工作过程数值模拟软件，该软件基于二文非稳态磁流体动力学程序MACH2，能描述烧蚀、离子化和加速过程。另外，该大学还研究了电源电路与放电的匹配关系，以提高推力器的效率[6]。为实现PPT系统的小型化，Auburn 大学正进行能量存储和释放新装置的研究，研制小型化的轻质陶瓷电容器。作为远期计划，还开展了用于微推力器的超导储能以及与此有关的微开关技术研究[7]。由于PPT羽流内存在中性组分和大量离子化组分，以及羽流的非稳态特征，PPT的羽流比其他电推力器和化学推力器更为复杂。Worchester工业大学开发了多种预测PPT羽流的计算模型。模型结合DSMC法和PIC法，考虑了中性粒子和中性粒子、离子和中性粒子间的碰撞和电荷交换，研究结果认为羽流场为准中性，电场由稳态电子动力学方程求出。普林斯顿大学的ZIEMER提出了气体PPT 的无量纲性能分析模型[8]。
1981年，日本在其“技术试验卫星4”上试验了PPT[9]。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式等离子体发动机(LP-PPT) [10]。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57μN•s，对应的比冲为14700N•s/kg。日本九州技术研究所采用二次放电方法对“后期汽化”的气体进行加速，从而提高了发动机的比冲。
中国科学院空间科学技术中心电推进研究室研制的脉冲等离子体发动机，拟用于同步卫星姿态控制及位置保持，在1981年11月首次成功地进行了空间飞行试验[11]。研究内容还包括电极形状和能量对PPT性能的影响，并发现电极的空隙、宽度比对性能的影响很大 脉冲等离子体推力器国内外研究现状:http://www.751com.cn/yanjiu/lunwen_9216.html