国外研究现状20世纪60年代，美国Frank ford兵工厂和弹道研究所就对燃气脉冲推冲器开展了应用研究。为在POLAT反坦克导弹质心出安装一推冲器以实现末端弹道修正，提高命中精度，他们提出了两种结构方案，区别在于喷管轴线是与燃烧室同轴还是垂直。理论设计中，他们采用后一方案，样机燃烧室体积达147mL，喷喉直径约20mm，装药为57g左后单孔粒状药。该推冲器能输出约100N·s的冲量，工作时间约3ms[6]。61142

20世纪90年代开始，基于MEMS技术的微型推冲器开始越来越受到重视。美国的TRW公司研制的MEMS固体微推进器采用典型的三明治结构（图1.1）。顶部喷管层和底部点火电路层均选用硅片，中间部分的燃烧室层选用光敏玻璃。在一个标准的24管脚双排电子封装陶瓷里，集成了15个独立的微推进单元，以3×5阵列排列。封装后的实物如图1.2所示。该推进器采用斯蒂酚酸铅(lead styphnate)作为固体推进剂,以多晶硅(poly silicon)作为点火桥膜材料，其推进单元的脉冲冲量为10-4 N·s，点火功率100W[7]。

微推冲器结构示意图  

微冷气推进系统是目前微型飞行器上使用最多的微推进技术，它由高压储箱中储藏的气体或液化气体，经减压后从微推进器喷出产生推力。第一个真正意义上的微冷气推进器是由Moog研制的，编号为58X14l。英国萨瑞公司2000年发射的SNAP-1纳型卫星上使用的为Surrey大学研制的冷气微推进系统，推进剂为32.69丁烷，比冲大于60s，推力达到45mN，系统总量450g。SNAP-1纳型卫星主要任务之一是未来编队微卫星星座的三轴稳定与轨道控制的技术演示[8]。

微电推进系统可分为电热式、电磁式、静电式。电热式大都是通过温度的升高，

使燃气升温从喷管喷出或使液体燃料汽化、固体燃料升华成气体后从喷管喷出。电磁式原理为将工质离化为等离子体，通过磁场加速后喷出。静电式大都为使用静电场将带点微粒或胶体微粒加速，而后从喷管喷出[9]。场发射电推进器（Field Emission Electric Propulsion，简称FEEP）以及脉冲等离子体推进器(Pulsed Plasma Thr- uster，简称PPT)都是电推进器中具有很高的比冲且能够提供微牛顿量级推力的推进器，发展十分迅速，在现代空间科学任务和计划中被广泛使用。

FEEP主要应用于单个卫星的无拖曳控制，多个卫星间的编队飞行以及相对位置保持控制。如欧洲的LISA计划、美国的OMEGA以及ASPOC (Active Spacecraft Potential Control of satellites)等空间飞行任务[10-12]。最近几年，与MEMS技术相OMEGA结合，FEEP推进器向着小型化、微型化的方向发展[13]。典型的FEEP的结构如图1.3所示。FEEP主要由推进剂、储能腔、发射极、离子源、抽取极板等构成。固体金属推进剂储存在储能腔中，储能腔与离子源连接，离子源一般为针尖或者毛细管，离子源的顶端与发射极相连，发射极和抽取极板之问施加高压电场。

 FEEP结构示意图

脉冲等离子体推进器早在上世纪30年代就出现在俄国，并从60年代开始空间飞行实验。随后日本的技术实验-4 (ETS-4)卫星以及美国的地球观测-1 (E0-1)卫星上

均采用PPT进行了飞行控制任务[14-15]。典型的PPT结构如图1.4所示。PPT主要由推进剂、储能电容器、点火器、加速电极等组成。推进剂放置在加速电极之间。点火器安装在靠近推进剂表面的位置。储能电容器的正负极分别与加速电极连接，提供加速电压。

图1.4 PPT结构示意图

1.2.2  国内研究现状

1989年至1992年，结合国内某远程火箭简易制导的应用背景，张平、王海丰等人根据T形微型火箭发动机结构设计了一种图1.5所示的推进器结构[16]。它是一种双燃烧室发动机结构，喷管位于燃烧室中部。较大的长径比有利于安装多个推进器，以形成图1.6所示推进器阵列。该推进器采用多根较高燃速的HR-1型装药自由装填。经试验，该推进器工作时间为10‐20ms，输出冲量为60N·s。      1 端塞，2 喷管，3 喷管堵盖，4 多根管形装药， MEMS技术的微型推冲器国内外研究现状综述:http://www.youerw.com/yanjiu/lunwen_66770.html