综述：在轨飞行的小卫星推进技术发展趋势

《Applied Sciences》：Trends in Flight-Operated Small-Satellite Propulsion Technologies Andrei Shumeiko, Daria Fedorova, Denis Egoshin and Vadim Danilov

　　

前景广阔的近地空间与深空任务的开发与实施，要求重点关注大量小型航天器的应用，这些航天器以集群方式运行，彼此之间存在多重的信息、导航及任务导向交互。此类任务涵盖提供通信与监视服务、促进空间分布式材料生产，以及开展对新世界资源与环境的研究考察。分布式空间系统运行的核心技术基石在于推进系统。在众多推进技术中——从使用加压冷气到利用激光束产生推力——某些方法在小卫星应用中尤为突出。本文对空间在轨推进进行了综述，着重阐述某种技术相对于另一种技术更常被采用的原因。关于推进趋势的讨论，辅以对这些选择背后物理、工程、生产、运行及社会层面的依据进行分析。研究结果强化了向全电卫星过渡的趋势。本综述作为重新评估全球推进趋势并有效指导未来近地空间与深空推进辅助经济发展的工具。

本文系统综述了小卫星推进技术的趋势与前景，涵盖化学推进、电推进及替代推进三大类在轨验证系统，并从物理、工程、生产、运行及社会五个维度构建了评估框架。

**空间任务分类与推进需求**

现代小卫星空间任务在目的、轨道特性和运行要求方面呈现出显著多样性。研究人员提出按轨道目的地、编队架构、任务持续时间、功能目标及推进相关属性进行分类。轨道目的地决定了任务的基本能量与时间特性：低地球轨道（LEO）存在显著的大气残余阻力，需推进系统维持轨道高度，且所需特征速度增量（ΔV）随高度降低呈指数增长；中地球轨道（MEO）无大气残余但需定期调整导航参数；地球静止轨道（GEO）要求极高的定位精度（±0.05°），每年需约50 m/s的ΔV以抵消位置漂移；大偏心率的高椭圆轨道需定期修正以保持一致的轨道周期；行星际任务和深空操作对ΔV增量要求最为严苛，通常超过1 km/s。编队架构涵盖从单星到数千颗卫星组成的巨型星座：单星依赖自主轨道管理；2–10颗卫星的编队需精确的相对位置机动；星座和巨型星座则优先考虑标准化系统与高可靠性推进单元。任务持续时间影响推进系统选型：短期任务（<3个月）可依赖被动手段或低比冲推进系统（化学火箭或冷气推进器）；中期任务（12–24个月）因小卫星推进剂储存体积有限，使电推进（EP）更具优势；长期任务（>3年）要求更高的比冲和耐久性，亦可采用太阳帆等无工质方法。功能目标方面，科学任务（如行星际空间宇宙辐射生物效应研究）通常涉及独立卫星，要求精确定位且对实验完整性干扰最小；商业任务（如HawkEye 360无线电发射源地理定位任务）则常部署卫星群，强调推进单元的经济可行性与可靠性。此外，推进系统的比冲（I_sp）和推力性能也是关键分类依据。

**化学推进**

化学推进包括单组元火箭、双组元火箭和混合火箭三类。单组元发动机通过推进剂在催化剂作用下的热分解产生推力；双组元系统需将燃料与氧化剂按特定比例混合并点燃；混合火箭则利用不同状态的推进剂组合。飞行验证的化学推进单元分析表明，其在小于6U平台上的广泛应用面临挑战，主要原因在于推进剂储存密度低、比冲低（双组元系统 rarely超过285 s），导致其不适用于六个月以上的任务。然而，对于需要瞬时高推力（>100 mN）的任务，如发射后快速轨道修正或躲避空间碎片，化学推进仍具优势。绿色单组元系统（基于过氧化氢H₂O₂和二硝酰胺铵ADN）占据特殊 niche，如HyPer装置在12U卫星上完成了34次成功测试。混合架构是克服化学火箭实用局限的有前景路径，CAPSTONE任务（2022）中，八台单组元肼推进器实现了向月球轨迹修正和晕轨道精确定位。失败案例同样揭示了系统性缩放问题：Lunar Flashlight（2022）的LFPS发动机因固体颗粒堵塞燃料管路而失效；Hiber星座中的两颗卫星则因微重力条件下N₂O汽化不均导致化学计量比失衡。

**冷气体推进**

冷气体推进器是运行最简单、最可靠的系统之一，广泛用于空间系统的姿态稳定、轨道修正等。其工作原理基于压缩气体能量：高压气体储存在气罐中，经指令打开阀门后通过过滤器和喷管排出产生推力。部分系统采用"温气体"设计，通过加热提高比冲。冷气体系统在编队飞行、交会对接和低风险任务中占主导地位，源于其安全性、简易性、可靠性和任务兼容性优势。常用工质包括SF₆、C₄H₁₀、R236fa、N₂和I₂等，活性气体因储存特性便利而被优先采用，但存在密封泄漏风险（如OMOTENASHI、Starling SV-1、MarCO及Bevo-2任务中的泄漏事件）。微机电系统（MEMS）技术的引入使推进剂储存子系统干质量可降至0.4 kg以下，典型单元尺寸为0.5U。冷气体推进器的比冲范围为30–124 s，多数任务全寿命期特征速度增量小于10 m/s，但推力可达数十甚至数百mN，适用于精确稳定和姿态修正，但不适用于需要大量特征速度消耗的任务。

**电推进——静电式电推进**

静电式电推进包括霍尔效应推进器、离子推进器和电喷雾推进器，其能量首先用于电离推进剂，随后通过电场加速离子产生推力。此类推进器通常需要阴极中和器补偿因离子排出而积累的正电荷，这对小尺寸卫星构成设计复杂性。霍尔效应推进器中，稳态等离子体推进器（SPT）的放电通道壁由陶瓷材料制成；阳极层推进器（TAL）则采用金属壁以扩展参数控制范围。离子推进器包括射频（RF）型和微波型，推进剂在气体放电室中被电磁波电离，再经离子光学系统提取和加速。电喷雾推进器通过多孔材料将推进剂输送至发射区域，在高压作用下从发射器提取并加速。

飞行验证的静电式电推进系统表现出高比冲（740–2300 s）和低推力（约10 mN）特性，能以极少推进剂消耗实现显著的特征速度增量。例如BUSEK公司的BIT-3发动机可为小于14 kg的卫星提供约2.39 km/s的速度增量。物理效率机制决定了其加速区需最小长度和放电室特定几何比，物理上限制了微型化努力，故多数系统（MIPS、BIT-3、MUSIC-SI）占用超过1.5U体积，主要适用于6U及以上卫星。工质选择方面，惰性气体（如氙）加速效率高但需高压储罐；化学活性气体（如碘）储存密度高30–40%但需耐腐蚀材料；液态铟基系统（Enpulsion NANO/MICRO系列）通过发射器表面直接蒸发避免高压储罐，但启动前需预热至156°C。失败案例包括：i-INSPIRE-II（2017）因推力（27 μN）相对于卫星质量（2.1 kg）不足导致姿态系统失效；CUAVA-2（2024）因缺乏阴极中和器导致航天器正充电，损害离子加速效率。

**电推进——电磁式电推进**

电磁式电推进通过电子抗磁性效应、电子加速离子提取或交叉电磁场中的等离子体加速来加速电离推进剂，无需阴极中和器或辅助电极。包括无电极等离子体推进器、脉冲等离子体推进器（PPT）和真空电弧推进器。其比冲范围较宽，从经典PPT的300 s到Poseidon M1.5推进器的4800 s。该类型推进器可使用固体推进剂（聚四氟乙烯、硫、钼），消除了复杂的气体储存和输送系统需求，确保推进装置紧凑性，如μCAT和PETRUS占用小于0.6U体积，比冲达600–3000 s。无电极等离子体推进器通过纯电磁场加速推进剂，消除了电推进中电极侵蚀这一主要退化原因，且兼容多种气态推进剂。BDEPT和MTVEPT推进器分别在HORS 1（2023）和HORS 3（2024）卫星上成功运行，其独特特征在于无需活动部件即可实现多向推力，通过重新配置放电室中的电磁场实现三维空间推力矢量方向控制。电磁式电推进适用于精确修正、大气阻力补偿和小于500 m/s特征速度需求的中长期任务，但不适用于需要高推力（>10 mN）或快速机动的任务。

**电推进——电热式电推进**

电热式电推进通过排出加热的推进剂产生推力，加热方式包括电阻加热器（电阻推进器/Resistojet）、电弧放电（电弧推进器/Arcjet）、电磁波或激光束（激光推进）。通常使用惰性气体作为推进剂，性能主要受装置壁面最高温度限制。电阻推进器最适合小卫星应用，因多数电弧推进器需超过300 W功率。电热系统通常紧凑（<2U），提供中等推力（数十mN）和相对较低比冲（<200 s），常用于最终轨道插入或寿命末期离轨等短持续时间机动。

水作为"绿色"推进剂的广泛引入是电热式电推进的关键趋势。AQUARIUS（东京大学）、ARM-A（Aurora）和PBR（Pale Blue）等系统展示了运行可靠性，完全排除了有毒组分。Steam Thruster 1尤为突出，截至2023年底，三个在轨单位在PHI-Demo上累计冲量超过300 N·s，同类中无故障运行记录领先。混合架构也是发展方向，如Arcjet PUC推进器（CU Aerospace/VACCO）利用微通道放电和SO₂工质，结合电阻推进器和电弧推进器特征，以15 W功率实现68 s比冲，克服了经典电阻推进器的能量限制。

**替代推进——太阳帆**

太阳帆推进系统利用光压效应：光子与帆面反射表面碰撞，传递动能，使帆沿光子流轨迹运动。该概念由Tsander于1924年提出，但直到21世纪初才实现工程应用。太阳帆不消耗任何推进剂，但其推力极低，仅限于轻质飞行器的远距离旅程。为有效运行，小飞行器也需要大面积帆面捕获足够阳光，且帆面相对于太阳的取向至关重要。工作面的高反射率系数、高强度及抗空间环境韧性、兼具坚固性与轻量化的框架结构、以及折叠展开能力都是设计挑战。

替代推进系统完全消除了推进剂需求，但产生的推力比最弱的静电式电推进还低数个数量级，仅适用于>3年的长期任务，累积ΔV可达数百m/s。为实现与电推进相当的1 km/s量级ΔV，需超过100 m²帆面且卫星质量低于10 kg，这导致结构脆弱、易受微流星体侵蚀，并需复杂展开机构（如NEA Scout 2022任务中的部分失败）。发展方向包括与电推进的混合方案，如ACS3任务概念中将太阳帆与水基电热电阻推进器结合，由太阳帆执行主加速，电动机处理精确轨迹修正机动。

**讨论：评估框架与发展趋势**

研究人员提出从物理、工程、运行、生产和社会五个维度构建评估框架，采用+1至?1的评分系统标示有利、中性或不利属性。

物理依据方面，单/双组元化学推进的推力机制已完全理解；混合火箭因缩放挑战面临小卫星适配困难；冷气推进的物理理解无问题；霍尔效应推进器是研究最充分的电推进之一，但结构元素间尺寸比要求对小卫星构成约束；离子推进器同样研究充分但小卫星化需昂贵材料；PPT的响应性物理理解有限；真空电弧推进器物理理解不足；无电极等离子体推进器缺乏成熟的推力产生理论；电阻推进器物理完全理解；电弧推进器物理完全理解；激光推进物理相对理解且已有成功实现；太阳帆的光子反射过程研究充分但地面测试是主要限制。

工程依据方面，单组元发动机可能因复杂推进剂配方增加工程难度；双组元系统因复杂燃料相互作用而测试负荷高；混合火箭因材料兼容性和点火机制而具有中高等测试复杂度；冷气推进器开发工作量低；微型化霍尔效应推进器面临高工程壁垒；微型化离子推进器工程难度最高；电喷雾推进器设计挑战集中于发射阵列几何和电源电路；PPT因运行模式实现和电极磨损而具有中高等开发成本，且与小卫星集成存在挑战；真空电弧推进器存在金属蒸气动力学管理和阴极侵蚀问题；无电极等离子体推进器存在射频耦合高效实现障碍；电阻推进器存在加热元件设计困难；电弧推进器存在电极侵蚀率、喷管喉部几何和功率调节方案等工程障碍；太阳帆需优化反射器几何和展开机构，工程复杂度高。推力矢量实现方面，单/双组元、混合火箭、冷气、电阻和电弧推进器因密集排气流而表现良好；霍尔效应和离子推进器实现成本高但有机会；电喷雾推进器通过分段发射器或多发射器阵列具有良好矢量控制机会；PPT和无电极等离子体推进器已在轨验证矢量控制能力；激光推进可实现推力矢量控制；太阳帆结构可实现动态航行但仅限于恒星附近。

运行依据方面，比冲是有限体积和功率的小卫星的关键特性。单组元火箭比冲约280 s；双组元火箭300–450 s；混合火箭280–300 s；冷气推进器仅约100 s；霍尔效应推进器500–1500 s；离子推进器>3000 s；电喷雾推进器1000–5000 s；PPT 100–300 s；真空电弧推进器约1200 s；无电极等离子体推进器500–1200 s；电阻推进器和电弧推进器100–300 s。

生产依据方面，材料可获性、生产工艺和储存简便性是核心考量。单组元火箭使用肼、过氧化氢等常见化学品；混合火箭使用石蜡、N₂O等易获材料；冷气、霍尔效应、离子和无电极等离子体推进器可使用N₂、氩等广泛可得气体；固体推进剂配合最少电子元件的系统在材料可及性、制造简化和储存需求方面表现最优。

社会依据方面，历史传承、科学普及和教育可及性是主要标准。单/双组元火箭、冷气、霍尔效应、离子、PPT、电阻推进器和电弧推进器因雄厚历史基础、广泛学术研究和包容性教育而主导当前实践；真空电弧推进器、激光推进和太阳帆因知名度不足而发展受阻；科学界日益关注混合推进系统和电喷雾等创新方向。

综合评估表明，冷气推进和电喷雾在化学和电推进系统中领先，主要源于其简单、可靠和适用于极小尺寸卫星。电阻推进器和电弧推进器得分亦高，但在小卫星上采用不频繁，可能因产生过量热需额外冷却系统。太阳帆得分极低（4分），突出其在当前约束下的有限实用性。PPT同样得分低，显示集成和有效性难题。真空电弧推进器表现最差（0分），揭示重大技术问题。混合火箭、平面霍尔效应推进器和激光推进等新兴技术展现未来潜力。

研究未发现商业应用和科学运行的推进系统存在显著差异，唯商业运行优先使用飞行 heritage 最高的系统（如霍尔效应推进器）并寻求低成本推进剂（如氩气）。未来发展方向包括：从静态任务向动态任务转变，要求推进系统显著提高卫星机动性；开发混合系统将多种类型发动机集成于单一模块以覆盖广泛机动任务范围；提升发动机能量效率以在严格能量容量约束下实现组合运行。