Page 119 - 《真空与低温》2025年第5期

658 真空与低温 第 31 卷 第 5 期

进剂烧蚀型推力器（Ablative Pulsed Plasma Thruster， APPT 是世界上第一个空间应用的电推进，首
APPT），又称为等离子喷气发动机（Plasma Jet En- 次飞行于 1964 年发射的苏联 Zond 2 航天器 [87，89] 。
gine，PJE），在德国称为脉冲 MPD（Pulsed Magneto 美国的 APPT 在 1968 年发射的 LES-6 卫星上首飞 。
[90]
[87]
Plasmadynamic Thruster，iMPD） 。APPT 的基本工 APPT 最 成 功 的 应 用 是 2000 年 发 射 的 地 球 观 测
作原理为，首先由尖端点火器产生电火花放电，从 一号（EO-1）航天器。EO-1 采用如图 17 所示的双轴
固体推进剂（特氟龙）表面烧蚀（蒸发）出分子气体， APPT 进行航天器姿态的精确控制和动量管理 [91] 。
形成诱发主放电的低气压条件，然后接通主放电电 中国科学院空间科学技术中心在国内最早研究
容器供电，在两电极（阳极和阴极）之间施加高电压，
APPT 电推进，20 世纪 80 年代进行了飞行试验。
通过高压击穿在推进剂表面产生数微秒的短脉冲 德国斯图加特大学的莫丽娜（Molina）对 2010 年以
放电，放电能量使推进剂蒸发并电离，放电电流与 前世界各国 APPT 的工程鉴定、飞行试验、航天器
感应磁场形成的洛伦兹力加速等离子体喷射，形成
[92]
应用等情况进行过汇总 。
[88]
推力，如图 16 所示 。

阳极
弹簧
特氟龙贮存器 推力

阴极
火花塞

主放电电容 火花塞电容

图 16 PPT 工作原理示意图 图 17 EO-1 及双轴 APPT 图片
Fig. 16 Working mechanism of PPT Fig. 17 Schematic of EO-1 and two-axis APPT

表 4 不同公司的特氟龙 APPT 推力器
Tab. 4 APPT thruster with Teflon
供应商 推力器 储能/J 元冲量/µNs 比冲/s 总脉冲数/个 数据源文献

RIAME APPT-8 8.4 140 415 - [93]
RIAME APPT-5 3.8 50 106 - [93]

RIAME APPT-20 20 350 716 2.0×10 6 [93]
RIAME APPT-45 55 1 200 1 100 1.6×10 7 [93]
RIAME APPT-155 88 2 000 1 320 1.5×10 7 [93]
RIAME APPT-95 155 3 467 1 600 1.5×10 7 [93]

IRS ADD SIMP-LEX 85 1 500 2 650 2.0×10 6 [94]
IRS PETRUS 2.0 2.9～5.1 15～41 800～1 560 - [95]
IRS PETRUS 1J 0.8 10 699 3.3×10 5 [96]
IRS PETRUS 5J 5 107 852 2.1×10 5 [96]

MSL PPTCUP 2.0 40 655 1.1×10 6 [98]

APPT 的主要优点是结构简单，主要缺点是效 展 APPT 电推进产品开发的主要机构包括俄罗斯
[93]
率低（5%～15%）。由于 APPT 的相对简单性，世界 应用力学和电动力学研究所（RIAME） 、德国斯
各国从事相关研究的单位有上百家。当前，国外开 图加特大学空间系统研究所（IRS） [87，92，94-96] 和英国