杭观荣，李 林，郭曼丽，康小明，刘欣宇

（1.上海空间推进研究所·上海·201112；2.上海空间发动机工程技术研究中心·上海·201112；3.上海交通大学 机械与动力工程学院·上海·200240）

0 引 言

电喷推进是一种利用强电场使导电液体表面产生带电粒子，并使其加速喷出产生推力的静电推进技术。电喷推进属微小功率电推进技术，功率范围在1～100W左右，具有高比冲、高效率、快启动、高集成度等特点，非常适用于微纳卫星的轨道转移、位置保持任务以及引力波探测器等较大型航天器的高精度姿态控制、无拖曳控制等任务。国外电喷技术在经历了曲折的发展历程后，从20世纪90年代开始，在微制造、新材料、离子液体、高性能电源等技术大幅进步的推动下，取得了巨大进展，目前已经达到空间应用水平。

本文将对电喷推进的原理和特点、国外发展历程、最新研究进展、发展趋势等进行综合分析，并对我国电喷推进的发展提出建议。

1 电喷推进工作原理与特点

图1 电喷推进工作原理Fig.1 Working principle of electrospray propulsion

电喷推进的工作原理如图1所示，位于发射体尖端的推进剂在强电场作用下形成泰勒锥，并使泰勒锥喷出带电粒子，粒子通过静电场加速后高速喷出产生推力。中和器用于中和喷出粒子，使推力器呈电中性。这些带电粒子可以为带正电或负电的小液滴或离子，具体形态与电场强度和推进剂流量等相关。当电场强度较低时，电喷推力器羽流以带电液滴为主，比冲较低，约300～2000s；当电场强度较高时，电喷推力器羽流以离子为主，比冲较高，约1000～4000s。

电喷推力器的发射体是提升局部电场强度、产生带电粒子的重要部件。国外根据推进剂输运方式的不同，形成了四类发射体（示意图见图2），包括外润湿型发射体、多孔材料发射体、毛细管发射体和流体成型发射体[1]。

图2 四类发射体示意图Fig.2 Four kinds of emitters

广义上讲，电喷推进可分为三大类：采用有机导电溶液推进剂的胶体电喷推进（Colloid Propulsion），采用离子液体推进剂的离子液体电喷推进（Ionic Liquid Electrospray Propulsion），以及利用金属推进剂的场发射电推进（Field Emission Electric Propulsion，FEEP）[2]。本文关注前两种电喷推进技术。

胶体电喷推进的优势在于可发射质量较大的以带电液滴为主的带电粒子，有利于实现高的推力密度，但由于带电液滴荷质比较低，导致比冲较低，一般在300～2000s，且10kV以上的高工作电压限制了其使用[3]。胶体电喷推进是在20世纪90年代之前主要发展的电喷推进技术，基本达到工程样机阶段，并开展了4350h的寿命试验研究[4]。

离子液体电喷推进的优势在于可发射荷质比较高的以离子为主的带电粒子，有利于在1～10kV的较低电压下实现1000～4000s的较高比冲，推力功率比与离子电推进相似[5]，但推力密度较低。例如美国麻省理工学院（Massachusetts Institute of Technology，MIT）的离子电喷推进系统（ion Electrospray Propulsion System，iEPS）系列电喷推力器的推力密度约为0.07～0.15N/m2[6]，较目前常用的离子推力器和霍尔推力器等电推力器低1～2个数量级。离子液体电喷推进是20世纪90年代以来主要发展的电喷推进技术，实现了在微纳卫星上的飞行验证[7]和引力波探测器上的成功应用[8]。

电喷推进具有如下优点：1）功率扩展性强，推力器单机功率范围可覆盖1～100W，国外形成了功率1～5W的电喷推力器飞行样机，并正在研制功率200W、推力20mN的大推力电喷推力器，以满足中小型卫星的需求；2）推力在μN至mN量级，可稳态和脉冲工作，易于模块化设计，且调节范围宽；3）比冲高，可达300～4000s；4）效率高，可达20%～90%；5）启动时间快，响应快，无需像传统霍尔、离子电推进那样启动时需要对阴极进行数分钟的预热，有利于提高电推进系统的快速响应性能；6）采用无毒推进剂，绿色环保；7）结构小巧紧凑，推力器为扁平状，贮箱与推力器可一体化，且不需要传统推进系统中必需的阀门等动作部件以及压力传感器等部件。

电喷推进的主要缺点：1）工作电压较高（约1～10kV甚至更高），高的升压比限制了电源转换效率，同时还要充分考虑绝缘措施；2）推力密度较低，导致同等推力下推力器尺寸较大。

2 国外发展历程

国外电喷推进发展以美、欧为代表，主要历程如下。

（1）20世纪20～60年代初：概念形成阶段

1915年，美国耶鲁大学J.Zeleny发现，在特定电场中的液体，其表面将出现多个圆锥顶液柱，液柱顶部形成带电液滴并且喷射出来[9-10]。1960年，美国V. E. Krohn首次提出将这一现象用于推进，形成电喷推进概念[11]。

（2）20世纪60年代初～70年代：技术攻关阶段

在20世纪60～70年代，以研制高性能的空间电推进技术为目标，美国汤普森-拉莫-伍尔德里奇（TRW）公司在美国空军支持下，开展胶体电喷推进关键技术攻关，研制满足飞行要求的、以碘化钠甘油溶液为推进剂的电喷推进系统，功率小于70W，推力4.45mN，比冲1350s，系统质量22.68kg，其中包括11.34kg推进剂[12-13]。推进剂为添加了碘化钠的甘油溶液，每10mL溶液中添加3g碘化钠溶质。电喷推力器模块由12个子模块构成（图3），共有432个发射针，每个子模块有36个发射针。试验样机模块进行了1000h寿命试验，其中一个推力器子模块进行了4350h寿命试验，寿命初始阶段推力364.9μN，比冲1450s，试验末期推力298.2μN，比冲1230s。这一阶段，胶体电喷推进的研究目标是与离子电推进竞争。

图3 美国TRW公司研制的12个子模块（左）组成的电喷推力器（右）Fig.3 Electrospray thruster （right） composed of 12 sub-modules （left） developed by TRW Inc. of the United States

（3）20世纪70～80年代：发展停滞阶段

由于电喷工作电压很高（kV至万V量级），无法与同等性能下电压更低（～1000V）的离子推力器竞争；以及美国阿波罗空间计划终止，导致投资减少；且电喷推进机理复杂，有待进一步深入研究[14]。20世纪70年代之后，电喷推力器研究进入发展停滞阶段。

（4）20世纪90年代至今：发展应用阶段

进入20世纪90年代，随着卫星小型化对μN级高性能动力的需求增长，微制造、高性能电源和离子液体等技术的显著进步以及质谱技术等的推动[15]，电喷推进获得新生。美国、英国和瑞士等国研制了功率只有数瓦、工作电压显著降低的微型电喷推力器及其推进系统[16-20]。2015年，MIT研制的电喷推力器芯片在Aerocube 8立方星上实现了首次空间飞行。之后，电喷推进因其推力在μN量级，且宽范围快速可调，成功应用于引力波探测卫星LISA Pathfinder上，执行无拖曳任务。美国在2012年制定的2030空间推进发展路线图中，明确指出要发展针对微小卫星的10W和100W功率量级的电喷推进[21]。

3 最新研究进展

目前,国外电喷推进研究以美国和欧洲为主，其中美国已经达到了空间应用水平，欧洲尚处于研究为主的阶段。具体如下。

3.1 美国

美国电喷推进经历了充分的竞争和发展，最初耶鲁大学和TRW公司等开展了大量研究，近年来MIT、Busek公司、密苏里科技大学和密歇根理工大学等针对不同需求，开展不同技术方向的研究，同时TDA研究公司（TDA Research, Inc.）和科罗拉多大学[22]等也在开展研究。

3.1.1 MIT主攻高比冲和批产化

MIT针对电喷推进的高比冲和批产化需求，主要发展基于微机电系统（Micro-Electro-Mechanical System，MEMS）技术的芯片状离子液体电喷推进技术，其显著特点是采用多孔材料发射针阵列发射体，可在较低电压下实现较高的比冲，贮箱与推力器实现模块化，推进剂通过毛细作用供应，可批量制造。

20多年来，MIT在P.C. Lozano教授的带领下，详细全面地开展了离子发射机理和特性、发射针阵列多孔材料及其制备、不同离子液体推进剂及其混合物、推力器结构和制备技术、电喷推进测试技术等研究；从2012年起，开展了三代iEPS系列电喷推力器芯片[23-26]研制（图4）。

（a） iEPS V1样机

（b） iEPS V2方案图

（c） iEPS V3框架、发射体、栅极图4 3代iEPS电喷推力器芯片Fig.4 3 generations of iEPS electrospray thruster chips

MIT在美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）游戏改变开发计划（Game Changing Development Program）的支持下，基于iEPS推力器，研制了0.2U电喷推进系统模块（图5）。该系统由8台推力器和电源处理单元（Power Processing Unit, PPU）等组成，推力74μN，比冲超过1150s，系统功率1.5～2W，质量小于100g[27]。

图5 0.2U电喷推进系统模块Fig.5 0.2U module of electrospray propulsion system

2015年，电喷推力器芯片在Aerocube 8立方星上实现了首次空间飞行。截至2020年，第三代iEPS推力器尚在研制过程中，其研制重点是防止离子液体对发射体的过早润湿，以及通过增加电润湿阀实现对推进剂流量的调节。

近年来，MIT主要开展提升推力密度以及改进推力器结构以提高可靠性的研究工作。推力密度提升可从两方面开展，一是提升单位面积的发射体数量，二是提高离子的喷出量和喷出速度（或比冲）。由于制备工艺的限制，单位面积的发射体数量难以大幅提升，MIT主要针对后者开展研究。离子的喷出量和喷出速度直接体现在发射电流上，发射电流I可由式（1）获得

（1）

式中，K为推进剂电导率；γ为表面张力系数；ε0为真空介电常数；ε为推进剂介电常数；E*为发射电流的临界电场强度。

可见，发射电流近似与推进剂的电导率、表面张力的平方成正比[28-29]。由于改变表面张力系数不利于推进剂的毛细输运，改变电导率是提高发射电流最为直接的方法。因此，MIT开展了通过提高推进剂电导率，以提高推力密度和比冲的技术研究。直接研究一种新型离子液体推进剂难度较大，MIT首先考虑在常用推进剂中加入常规胶体电喷推进的方法，即在有机液体中添加溶质以改变电导率。在EMI-BF4离子液体推进剂中添加用于改变电导率及降低离子质量的锂盐LiBF4，发现混合溶液的表面张力系数随浓度增加而减小，电导率随浓度增加先减小再增大，在15%质量比时达到最大后又开始减小。虽然通过飞行时间法测得，当浓度为27%质量比时，推力器效率提升约2%，比冲提升约27%，但没有达到提高推力密度的目标，因此需要进一步寻找合适的推进剂。MIT针对目前常用的EMI-Im和EMI-BF4离子液体的电导率约为1S/m的问题，探索采用电导率达到10S/m的1-乙基-3甲基咪唑氟氢酸盐（EMI-（HF）2.3F）和13.1S/m的三甲基磺酸氟氢铵（S111-（HF）1.9F）作为推进剂，但发现在真空中这两种推进剂容易结晶而无法使用，因此以电导率为1.46S/m（25℃）的1-乙基-3-甲基甲咪唑三氟（三氟甲基）硼酸盐（EMI-CF3BF3）作为溶剂，添加上述两种离子液体形成溶液。研究表明，25%S111-（HF）1.9F的溶液，在700～2000V电压时，比冲提升了约1200～2000s（图6）。虽然相对于纯的EMI-CF3BF3，25%S111-（HF）1.9F的溶液密度有所降低，但总的来说，相同电压下，25%S111-（HF）1.9F的溶液推力密度还是得到了提升。

图6 采用三种不同配方的推进剂时比冲随电压的变化情况Fig.6 The variation of specific impulse with voltage when using three different propellant formulations

此外，MIT的Velásquez-García充分利用3D技术和纳米技术的进步，开展了3D打印电喷推力器发射体（图7）和栅极研究，利用水热生长法在3D打印发射体上生长氧化锌纳米管实现推进剂输运，从而改善离子发射[30-32]。项目组开展了耐温性较好的结合剂黏接3D打印316L不锈钢发射体和成本较低的数字光投影3D打印聚合物发射体制备。氧化锌纳米管直径约150nm。试验表明，采用1、7、19个发射针聚合物发射体的电喷推力器的起始工作电压约4000V。本研究的亮点是在发射体上生长了碳纳米管，项目组通过质谱法测试，证明实现了全离子发射状态，推测与纳米管有关，但尚不清楚具体原因。

（a）3D打印不锈钢发射体; （b）不锈钢发射针;（c）生长了氧化锌纳米管的不锈钢发射针头部;（d）不锈钢发射针头部的氧化锌纳米管;（e）3D打印聚合物发射体;（f）聚合物发射针;（g）生长了氧化锌纳米管的聚合物发射针头部;（h）不锈钢发射针头部的氧化锌纳米管图7 MIT的3D打印电喷推力器发射体部件Fig.7 3D printed electrospray thruster emitter part developed by MIT

MIT的科研成果在N.Bailey和L.Perna的努力下，以Accion System公司为载体，正在开展产业化工作[33-34]，实现了科研成果的商业化，非常有利于电喷推进技术的良性发展。

3.1.2 Busek公司主攻大推力和宽调节

Busek公司作为美国具有代表性的创新推进技术公司，将电喷推进作为其主要业务方向之一。Busek公司针对电喷推进的大推力和宽调节需求，大力发展采用平面多孔材料发射体或窄缝发射体的基于常规制备方法的电喷推进技术以及被动和主动推进剂供应技术，形成了多款电喷推进样机，并率先实现了电喷推力器在正式型号上的成功应用。Busek公司在2000年左右开始电喷推进技术研究[35]，形成了系列化电喷推力器产品，在研产品最大推力达到20mN，可支撑一系列立方体卫星和引力波探测器等空间任务。

（a） 模块组成

（b） 模块剖面图图8 Busek公司的9发射体1mN电喷推力器模块Fig.8 1mN electrospray thruster module with 9 emitters developed by Busek Company

平面多孔材料发射体或窄缝发射体有利于增大发射面积，从而实现较大的推力、较小的尺寸，但缺点是需要较高的工作电压。Busek公司在推力200μN、比冲250～1000s的单平面发射体电喷推力器研究的基础上，进一步开展了1mN平面发射体电喷推力器技术研究[36]。Busek公司研制的最大推力为1mN的9平面发射体的电喷推力器模块，由推力器和推进剂贮供系统构成，结构如图8所示。模块功率<9W，额定推力0.7mN，最大推力1mN，额定比冲800s，比冲调节范围400～1300s，总冲675N·s，最高栅极电压10kV，模块质量1.15kg，推进剂为EMI-Im离子液体，体积约50mL，推力器采用推进剂主动供液技术，由膜盒贮箱和流量控制阀控制微流量推进剂。

图9 由4台1mN电喷推进模块组成的4机组模块Fig.9 Schematic diagram and physical objects of 4-thruster module composed of 4 1mN electrospray propulsion modules

基于1mN电喷推力器模块，Busek公司改进研制了5～30μN宽范围可调、额定比冲240s的电喷推力器及其4机组模块（图9）[37]。2台模块应用在2015年12月3日发射的LISA Pathfinder探测器上，其推力调节性能和噪声均满足任务要求，且噪声性能优于探测器上的冷气推力器。1台4机组模块由4台电喷推力器头部、4套推进剂供应系统、4个功率处理单元、1个阴极和1个数字控制接口单元组成。每台4机组模块质量为14.8kg，最大功率分别为24.6W和25.4W。通过控制推力器头部束流电压（2000～8000V）和推进剂流量，实现束流电流（2.25～5.40μA）的精确控制，获得优于0.1μN的推力分辨率和0.1μN/Hz0.5的推力噪声。针对后续LISA任务对总冲要求大幅提升的问题，Busek公司正在开展改进设计工作。

针对微小卫星需求，Busek公司在2015年左右开始了BET-300-P被动供液电喷推力器的研究。该推力器推力调节范围5～150μN，推力分辨率0.4μN，推力噪声优于0.01μN/Hz0.5（10mHz ～10Hz）[38]。2020年，该推力器开展了环境试验和461h的寿命验证试验，总冲达91.8N·s。

针对中小型卫星需求，Busek公司开展了20mN推力的大推力多模式电喷推力器的研发工作，推力器样机采用9条多孔材料平面发射体，设计功率100W，最大推力时比冲800s[39-40]。该推力器将是小功率霍尔和离子推力器的强劲对手。

3.1.3 密苏里科技大学主攻化电双模微推进

针对微小卫星体积小，很难同时装备推力较大的化学推进和比冲较高的电推进的问题，密苏里科技大学的J.L. Rovey等提出了采用含能液体推进剂，实现化学微推进和电喷推进的化电双模微推进思路[41]，并在NASA和美国空军研究实验室等的支持下开展研究工作[42]。图10所示为化电双模微推进原理图，工作在化学推进模式时，推进剂流量较大，通过催化使推进剂燃烧并喷出，产生mN级的较大推力，比冲较低;工作在电喷推进模式时，推进剂流量较小，通过电喷推进原理工作，产生μN级的推力，比冲较高。

（a） 化学推进模式

（b） 电喷推进模式图10 化电双模微推进原理图Fig.10 Schematic diagram of chemical-electric dual-mode micro propulsion

J.L.Rovey项目组开展了结构设计、推进剂配方、化学推进催化剂[43]、燃烧速率[44]、电喷束流粒子成分[45]等的研究，利用铼等催化剂实现了添加BMI-NO3或EMI-EtSO4离子液体的硝酸羟胺（Hydroxylammonium Nitrate，HAN）推进剂的催化点火。采用EMI-EtSO4/HAN混合溶液，实现了电喷推进模式，在0.19nL/s的低流量下比冲达到412s，相应电压3400V，推力1.08μN，功率2.22mW[46]。理论分析表明，通过优化推进剂供应系统和发射体设计，电喷推进模式比冲可超过1000s。

3.1.4 密歇根理工大学主攻铁磁流体成型发射体新型电喷推进

针对传统电喷推进发射体均为固体结构，制备难度高，工作时不可避免地存在电极烧蚀、通道堵塞等问题，密歇根理工大学L.B. King等在2013年提出了采用铁磁流体在磁场中的罗森茨维格不稳定原理，形成基于流体成型发射体的新型电喷推进技术[47]。图11所示为铁磁流体在磁场作用下形成锥状凸起阵列原理图及其阵列局部照片。当罗森茨维格不稳定性产生的力与液体表面张力平衡时，液体表面将形成锥状凸起阵列，该阵列可作为电喷推进的发射体。

（a） 原理图

（b） 整体

（c） 局部图11 铁磁流体在磁场作用下形成锥状凸起阵列原理图及其阵列照片Fig.11 Schematic diagram and photos of cone convex array formed by ferrofluid under the action of magnetic field

项目组开展了铁磁离子液体（Ionic Liquid Ferrofluid，ILFF）配方、束流粒子成分、贮存结构、发射体阵列调控、推力器构型[48-49]、推进剂供给方式[50]和建模分析[51]等研究，实现了流体成型单发射体、发射体阵列以及电喷推进性能测试，在电压3.72kV、磁场强度388Gs、流量26.6ng/s时，获得了0.38μN推力和1455s比冲。同时发现，单发射体铁磁流体电喷推力器产生的推力比MIT的iEPS电喷推力器高1个量级。

3.2 瑞士

图12 19个发射体的硅基电喷推力器芯片及单个发射体Fig.12 19-emitter silicon based electrospray thruster chip and its single emitter

在瑞士，主要是洛桑联邦理工大学的空间微系统技术实验室在开展电喷推进技术研究，主要研究人员为S.Dandavino、H.Shea和D.G.Courtney。2012年，开展了基于硅基材料的电喷推力器芯片的制备技术、工作模式、试验技术等研究[52]，形成了具有19个发射体的硅基电喷推力器芯片样机（图12），发射体高度70μm，内径5μm，试验成功验证了毛细作用推进剂输运和点火，最高工作电压739V，发射电流超过0.2μA，证明了方案的可行性。

在欧空局的支持下，项目组开展了基于多孔材料刀片发射体阵列的电喷推进技术及其在采用EMI-BF4和EMI-Im等不同离子液体推进剂时推力、比冲等性能测试技术研究，比较了直接和间接性能测试方法[53]。刀片发射体采用Duran集团的P5级、直径1cm、厚3mm的多孔玻璃过滤片作为原材料，通过铣削加工成型（图13）。采用EMIIm推进剂，功率0.1～0.8W时，推力5～50μN，0.5W时比冲约1500s，效率约50%;采用EMI-BF4推进剂，功率0.2～0.7W时，推力7～25μN，20μN时比冲约3260s，效率约65%。

图13 刀片发射体阵列制备过程Fig.13 Preparation process of blade emitter array

3.3 英国

在英国，主要是伦敦玛丽王后大学开展基于硅基MEMS工艺的电喷推进技术研究，攻克了硅基MEMS电喷推力器结构设计、制备工艺等关键技术，开展了点火试验研究[54]，与萨里大学合作开展了基于纳卫星的试验技术研究[55]。研制的试验样机在电压7.3～8.6kV，流量54～151nL/s时，单发射体的发射电流为290～430nA。2012年，伦敦玛丽王后大学与瑞士洛桑联邦理工大学合作研制了19发射体硅基电喷推力器[56]。2018年，发表了电喷射流分裂机理研究成果[57]。

4 发展趋势分析

通过对国外电喷推进发展情况的分析，总结出如下发展趋势。

1）深入开展机理研究，不断推动原始创新，提升电喷推进的性能、可靠性和制备效率。如MIT开展新型推进剂研制和应用研究，大幅提升比冲；Busek公司开展20mN电喷推力器研制，刷新电喷推力器的推力上限；美欧都面向有利于大幅提高效率的电喷推力器芯片，开展了硅基电喷推力器设计和制备工艺的研究工作，将大幅提升电喷推力器的制备效率。

2）模块化、批产化、预包装是实现工程应用的必然选择。电喷推进主要应用在对周期、质量、尺寸和成本有严格要求的微小卫星领域，必须通过设计理念创新，采取不同于传统空间推进的研制思路，实现推进系统的模块化、制备的批产化、推进剂的预先包装等，从而为电喷推进广泛应用奠定基础。

3）化电双模推进是实现微小卫星高性能高效率推进系统的重要途径。电喷推进推力小，难以实现某些微小卫星的快速变轨需求，而基于电喷推进本身采用的离子液体基推进剂，可实现推力较大的化学推进，从而使一套微推进系统既能实现较大推力，又能实现较高比冲。

4）流体成型发射体电喷推进为长寿命提供了技术途径。传统电喷推进的发射体，如毛细管发射体、外润湿发射体、多孔材料发射体，均依靠固体结构实现推进剂的输运和电场积聚，工作过程中不可避免地会产生腐蚀、堵塞等问题。通过磁场等实现不需要固体发射体的流体成型发射体，为实现电喷推进的长寿命提供了一种可行的技术途径。

5）性能和寿命快速评估手段不断丰富。电喷推进存在的μN级推力、kV量级电压、推进剂被动输送等特点，使其性能和寿命评估困难重重。各研究团队提出了直接性能测试和间接性能测试方法并在不断完善，以推动电喷推力器测试技术的发展。

5 结束语

电喷推进作为一种高性能微推进技术，经过多年的发展，其工作机理已基本明晰，并在持续不断地深入研究，成功实现了引力波探测器等极高要求的在轨应用。国内的上海空间推进研究所、兰州空间技术物理研究所、北京控制工程研究所、北京机械设备研究所、上海交通大学、北京航空航天大学、北京理工大学和西北工业大学等多个单位和高校均在开展电喷推进技术研究，取得了大量科研成果，形成了多款样机，北京机械设备研究所和北京航空航天大学研制的电喷推力器已实现空间飞行。为了进一步促进国内电推进的发展，提出如下建议：

1）加强电喷推进技术规划和总体牵引，提高研究的针对性，缩短成果应用时间；

2）加强业内沟通与交流，鼓励提出不同电喷推进方案和途径，实现差异化发展，为电喷推进技术发展、原始创新和外延拓展积聚力量；

3）加强产学研合作，实现电喷推进科研成果的快速转化和可靠应用，实现良性发展；

4）加强电喷推进性能测试与寿命评估技术研究，逐步统一测试方法，完善测试手段，建立第三方测试评估机构，实现不同产品的可靠测试与评估。