離子液體電噴推力器的關鍵技術及展望

劉欣宇，康小明，賀偉國，徐明明，郭登帥，杭觀榮，李 林

(1. 上海交通大學機械與動力工程學院，上海 200240；2. 上海空間推進研究所上?？臻g發(fā)動機工程技術研究中心，上海 201112)

0 引 言

微納衛(wèi)星具有體積小、成本低、研制周期短、易發(fā)射、可編隊組網等優(yōu)點[1]，受到了世界各國的普遍重視，被應用于空間環(huán)境感知、空間科學試驗、新技術空間演示驗證、通信與數據傳輸、對地或對空間目標成像觀測等方面[2]，成為現代衛(wèi)星研制的主要趨勢之一。微納衛(wèi)星要實現大氣阻力補償、精確姿態(tài)控制、軌道機動、組網和編隊飛行等任務目標，必須要配備體積小、質量輕、功率低的推進系統。傳統的化學推進系統很難滿足衛(wèi)星系統的要求，因此各國將研究轉向了電推進系統。

電推進是利用電能加熱、離解和加速工質，使其形成高速射流而產生推力的技術[3]。和傳統的化學推進相比，電推進比沖高，可大幅減少推進劑的攜帶量，從而提高衛(wèi)星有效載荷比、延長在軌壽命和降低發(fā)射重量，在未來扮演重要角色[4-5]。其中，離子液體電噴推力器是一種具有比沖高、體積小、質量輕、功率低等優(yōu)點的電推進技術。離子液體電噴推力器產生的微牛級推力可用于微納衛(wèi)星或航天器的無拖曳控制、姿態(tài)精確控制、組網和編隊飛行等方面。例如，2016年1月，歐洲航天局的LISA Pathfinder飛船成功使用搭載的8個由Busek公司研制的離子液體電噴推力器進行了無拖曳飛行驗證[6]，中山大學用于引力波探測的“天琴計劃”也將其列為備選的推進系統方案[7]。因此，離子液體電噴推力器是一種極富前景的微牛級推進系統。

1 離子液體電噴推力器的工作原理

離子液體電噴推力器是一種靜電式電推力器，根據靜電噴射原理研制。靜電噴射是在外加電場的作用下，帶電粒子引出并在同一電場下加速發(fā)射的現象。當對導電液體表面施加一個向上的法向電場時，液體中相應極性的自由離子，會被電場吸引聚集到液體表面，液體表面因此荷電。平坦的液面出現輕微的起伏，凸起處的電場增強，集聚更多的電荷，凸起進一步被拉伸，但是由于液體表面張力的束縛，電場力與表面張力保持平衡，形成凸起的彎月面，也就是所謂的“泰勒錐”。實際中，當電場強度超過某一閾值時，泰勒錐尖端會由于液體性質以及其它條件的不同，會產生不同的現象。一些情況下彎月面尖端失穩(wěn)，凸起不斷被拉長，最終破裂形成射流，發(fā)射出一連串大小不同的帶電液滴；一些情況下彎月面保持封閉，在其表面蒸發(fā)出離子，在電場下加速噴出；還有一些情況下既有液滴發(fā)射，又有離子發(fā)射。

離子液體電噴推力器以離子液體為推進劑，通常發(fā)射離子或離子與液滴的混合物。離子液體不同于傳統有機溶劑，是完全由離子組成的液體，實質上為室溫或接近室溫下呈熔融態(tài)的鹽[8]。離子液體的飽和蒸氣壓很低可忽略不計，具有良好的導電性和熱穩(wěn)定性[9]，可以作為離子源提供正負離子。常用作推進劑的離子液體有1-乙基-3-甲基咪唑四氟硼酸鹽(1-ethyl-3-ethylimidazolium tetrafluoroborate，EMI-BF4)和1-乙基-3-甲基咪唑啉雙(三氟甲基磺?；?亞胺(1-ethyl-3-ethylimidazolium bis (trifluorome-thylsulfonyl)imide，EMI-Im)。

在結構上，離子液體電噴推力器由發(fā)射極、吸極、儲箱和殼體等幾部分組成，圖1是其原理圖。儲箱中有離子液體推進劑，儲箱上游為發(fā)射極，發(fā)射極對應的是吸極。發(fā)射極和吸極之間施加高壓形成強電場，儲箱中的離子液體在外部壓力或毛細作用下沿著發(fā)射極內部的微小通道或發(fā)射極表面輸運到發(fā)射極尖端，發(fā)射極尖端的離子液體在強電場的作用下，帶電粒子發(fā)射并在同一電場下加速噴出，產生反作用推力。由于單個發(fā)射點產生的推力較小，實際中往往將發(fā)射極設計為陣列狀，讓多個發(fā)射點并行工作，從而獲得較大的推力調節(jié)范圍。

圖1 離子液體電噴推力器原理圖Fig.1 Schematic diagram of ionic liquid electrospray thrusters

2 離子液體電噴推力器的分類和特點

2.1 離子液體電噴推力器的分類

根據推進劑輸運到發(fā)射極尖端的方式的不同，離子液體電噴推力器可以分為毛細管型、外部浸潤型以及多孔介質型，如圖2所示。

圖2 毛細管型、外部浸潤型和多孔介質型離子液體電噴推力器示意圖Fig.2 Schematic diagrams of capillary, externally wetted and porous ionic liquid electrospray thrusters

毛細管型離子液體電噴推力器可通過壓力系統將推進劑主動地輸運到毛細管頂或通過自身的毛細作用被動地進行推進劑供給。主動供給式毛細管型電噴推力器需要配備專門的壓力調節(jié)系統調節(jié)推進劑的流量，增加了推進系統的體積和重量。在工作時，較大的流量可以產生較大的推力，但流量過大時，會導致帶電液滴發(fā)射，降低了推力器的比沖和發(fā)射效率。外部浸潤型離子液體電噴推力器通過毛細作用由浸潤好的外部幾何輪廓將推進劑輸運到發(fā)射極尖端。這種方式既不需要壓力系統進行流量調節(jié)，又避免了輸運道堵塞的風險，并且推進劑輸運的流阻較大，有利于推力器發(fā)射純離子，但外部浸潤型離子液體電噴推力器對發(fā)射極加工和浸潤工藝提出了更高的要求。多孔介質型離子液體電噴推力器使用多孔材料作為發(fā)射極，推進劑在多孔材料內部孔隙的毛細作用下被動供給到發(fā)射極尖端。這種方式也不需要推進劑供給壓力系統，發(fā)射極浸潤方法簡單，是一種經濟可行的方案。

2.2 離子液體電噴推力器的特點

離子液體電噴推力器與其他幾種微牛量級電推力器典型參數[10-14]對比如表1所示。通過對比發(fā)現，離子液體電噴推力器具有以下特點：

1)推進劑可通過毛細作用被動式供給，不需要泵、管路、閥門和壓力系統等輔助部件，結構緊湊，特別適合應用于微納衛(wèi)星。

2)應用靜電噴射原理，不用為推進劑離解增加電磁線圈、射頻源等輔助部件，減輕了系統質量。

3)功推比高，整體推進效率較高，適用于有功率限制的航天器。

4)比沖較高，可為航天器提供較大的速度增量。

5)與場發(fā)射電推力器相比，引出電壓低，不需要加熱。

6)離子液體中同時含有正負離子，推力器可通過以一定頻率交替發(fā)射正負離子的方式中和，不需要配置專門的中和器。

表1 幾種微牛量級電推力器典型參數對比Table 1 Comparison of typical parameters of several micronewton grade electric thrusters

3 離子液體電噴推力器的研究現狀

3.1 國外研究現狀

離子液體電噴推力器的研究始于21世紀初，經過十余年的研究，獲得了蓬勃的發(fā)展。目前，國外從事離子液體電噴推力器研究的主要有美國的耶魯大學、麻省理工學院、Busek公司、瑞士的洛桑聯邦理工學院和英國的瑪麗女王大學等。

美國耶魯大學于2003年最早將離子液體作為推進劑進行試驗，發(fā)現使用離子液體EMI-BF4作為推進劑時，液滴的發(fā)射可以完全被抑制[15]。后面研制出毛細管數為7，19，37和91的電噴推力器[16-17]，成功讓毛細管型電噴推力器發(fā)射純離子。其中，毛細管數為37的離子液體電噴推力器比沖達到1870 s，推力可達31.1 μN。

美國麻省理工學院的Lozano等[18]在2004年首次進行了外部浸潤的單針式離子液體電噴試驗。為了提高推力調節(jié)范圍，他們嘗試讓多個鎢針并行工作，設計了由31根鎢針并列的離子液體電噴推力器[19]，不過這種方案存在著發(fā)射極和吸極對中性差、推力器難以小型化的問題。為解決這些問題，2006年，Velásquez-García等[20]在一塊面積為0.64 cm2的硅片加工了1024個發(fā)射尖，設計了一種平面陣列型離子液體電噴推力器，并通過對發(fā)射極表面進行黑硅化處理，提高了離子液體在硅表面的浸潤性。2007年，Legge等[21]首次采用多孔材料加工發(fā)射極，設計了“鋸齒形”離子液體電噴推力器。為了進一步將推力器小型化，2011年，Li等[22]在一塊面積為1 cm2多孔鎳片上加工出480個發(fā)射針尖，設計了一種平面陣列式多孔介質型離子液體電噴推力器。在此基礎上，2013年Coffman等[23]將發(fā)射極材料替換為超細多孔硅酸鹽玻璃，經過殼體與貯箱的優(yōu)化，形成目前美國麻省理工學院最為成熟的離子液體電噴推力器模塊，如圖3所示。它的工作電壓為1 kV，功率0.15 W，發(fā)射電流150 μA，推力約為12.5 μN，比沖760 s[24]，目前已進行300 h長壽命測試[25]。

圖3 美國麻省理工學院研制的離子液體電噴推力器Fig.3 Ionic liquid electrospray thrusters developed by MIT

Busek是美國一家從事空間推進研究的公司。該公司于1998年開始從事第一代電噴推進系統的研發(fā)。經過十余年的研究，于2008年將兩組共計8個離子液體電噴推力器交付LISA Pathfinder ST7任務用于抵消微牛級的擾動力[26]，成功通過各種測試后，2009年夏集成到LISA Pathfinder飛船上，如圖4所示，最終在2016年1月成功投入運行[6]。目前，Busek公司開發(fā)出BET-1 mN、BET-100等小型化、高性能的電噴推進系統用于微納衛(wèi)星的飛行任務。

圖4 LISA Pathfinder飛船上搭載的由美國Busek公司研制的離子液體電噴推力器Fig.4 Ionic liquid electrospray thrusters on the LISA Pathfinder developed by Busek Company

瑞士洛桑聯邦理工學院聯合倫敦大學瑪麗皇后學院在2013年參加了歐洲“微推力”計劃，利用MEMS技術制造出毛細管型發(fā)射極[27]，并首次將吸極與加速極集成到一起[28]，提高了推力器的工作性能。后來，又于2015年研制出條狀陣列式多孔介質型離子液體電噴推力器[29]。

總之，國外離子電噴推力器已經完成了研制工作，一些已經產品化用于航天器的搭載。

3.2 國內研究現狀

國內早期曾對同樣基于靜電噴射原理的膠體推力器進行了研究。近年來，隨著離子液體電噴推力器的興起，許多高校和科研院所投入到研究的行列中。上海交通大學與上?？臻g推進研究所就多孔介質型電噴推力器進行了研究，研制了試驗樣機(見圖5)，點火成功并進行了飛行時間法比沖測試[30-31]；北京理工大學研制了毛細管型離子液體電噴推力器[32]；南京航空航天大學對毛細管型離子液體電噴推力器進行了建模和分析[33]；西北工業(yè)大學搭建了離子液體電噴試驗平臺，點火成功并對不同尺寸液滴在不同電場強度下液滴及束流形態(tài)進行了觀察研究[34]；北京機械設備研究所研制了平面陣列式離子液體電噴推力器，進行了點火和推力調節(jié)[35]。

圖5 上海交通大學與上?？臻g推進研究所聯合研制的離子液體電噴推力器及其點火狀態(tài)Fig.5 Ionic liquid electrospray thruster developed by Shanghai Jiao Tong University and Shanghai Institute of Space Propulsion and its operating states

總的來說，目前國內的研究主要集中在離子液體電噴推力器的研制上，對離子液體電噴推進的理論研究還不充分，比沖和推力等性能測試剛剛起步，有的甚至尚未開展，后續(xù)應加大力度進行攻關。

4 離子液體電噴推力器的關鍵技術

離子液體電噴推力器的研制首先從機理入手進行推力器整體設計，設計完畢后完成發(fā)射極制造、吸極加工、推進劑貯存與供給等工作，然后經裝配得到離子液體電噴推力器樣機，樣機與功率處理單元一起共同構成離子液體電噴推進系統，之后對推力器的性能進行測試，測試結果可反饋到推力器設計中，經過反復優(yōu)化迭代，得到性能優(yōu)良的離子液體電噴推力器產品，其過程如圖6所示。在推力器研制過程中，涉及以下幾種關鍵技術需要進行攻關。

圖6 離子液體電噴推力器研制流程圖Fig.6 Flow chart of the development process of ionic liquid electrospray thrusters

4.1 微尺度下帶電粒子的產生與加速技術

離子液體電噴推力器帶電粒子的產生與加速是一個涉及電場和流場的復雜物理過程。這一過程中，極間電場對帶電粒子的產生與加速至關重要。粒子蒸發(fā)遵循動能定理[36]，其單位面積上的發(fā)射電流為：

(1)

(2)

(3)

蒸發(fā)出的粒子在同一電場下加速發(fā)射，其大小由極間電壓決定，方向由極間電場分布決定。然而極間電場的分布較為復雜，對于導電液體并忽略空間電荷效應，可表示為[37]：

E=f-1V

(4)

式中:E為極間電場強度，f為系統幾何形貌函數，V為極間電壓。這表明極間電場與極間電壓和系統幾何形貌有關。發(fā)射極尖端曲率半徑、極間距離等參數都會影響系統幾何形貌進而影響極間電場。這些參數如何選取成為離子液體電噴推力器設計時的難點與關鍵。推力器設計時應綜合考慮各參數取值，通過數值計算或仿真的手段確定發(fā)射極尖端電場高于粒子發(fā)射的閾值電場。其次要盡量減少推力器壁面和吸極對粒子的阻擋，避免打火和短路現象發(fā)生。

粒子在大量發(fā)射的同時需要進行補給，彎月面發(fā)射的粒子將由液體內部的電荷流補充，該電荷流由傳導部分和對流部分組成，即：

je=jcond+jconv

(5)

其中,jcond為傳導電流，jconv為對流電流。傳導電流jcond的大小為：

(6)

4.2 微細制造與精密裝配技術

發(fā)射極是離子液體電噴推力器的關鍵部件，起到增強發(fā)射電場和為推進劑提供輸運通道的作用，發(fā)射極頭部尺寸僅為微米量級；此外，為了獲得較大的推力調節(jié)范圍，需要加工出發(fā)射極陣列。因此，離子液體電噴推力器發(fā)射極的微細制造技術是其研制的關鍵技術和難點之一。表2總結了國內外離子液體電噴推力器發(fā)射極所采用的材料與加工方法。通過分析發(fā)現，為解決發(fā)射極陣列中各個發(fā)射針尖之間形貌差異導致的各針尖發(fā)射特性不一致的問題[40]，發(fā)射極加工所選擇的方法應從加工可重復性較難控制的電化學加工方法向機械加工、激光加工等加工可重復性更好的方法轉變。

離子液體電噴推力器的裝配主要體現在發(fā)射極尖端與吸極之間對中性以及極間距調節(jié)這兩個方面。如果發(fā)射極尖端與吸極之間沒有對準，會影響極間電場分布，粒子發(fā)射軌跡偏移，降低發(fā)射出的粒子通過吸極的比例，使推力和比沖下降。發(fā)射極與吸極之間的距離也會影響推力器的工作性能，極間距過大會增加發(fā)射的起始電壓，過小則容易引起打火和短路。因此為了讓推力器良好運行，不但要保證發(fā)射極尖端與吸極之間有良好的對中性，還要保證發(fā)射極與吸極之間達到設計的距離。但是，由于發(fā)射極的尺寸僅為微米級，且發(fā)射極和吸極間的距離通常僅數十到數百微米，因而發(fā)射極的裝配調節(jié)仍是影響離子液體電噴推力器技術成熟度的難點。

表2 發(fā)射極材料及加工方法Table 2 Material and fabrication methods of ionic liquid electrospray emitters

4.3 推進劑貯存和供給技術

離子液體電噴推力器的推進劑存儲在貯箱中，在加注推進劑的過程中難免會摻雜進一些空氣。在真空環(huán)境下，推進劑中的氣體形成氣泡爆裂，容易引起貯箱內推進劑濺射和泄漏[41]。離子液體具有電導率高、黏度較低的性質，一旦發(fā)生泄漏可能造成吸極與發(fā)射極之間短路，推力器無法正常工作；如果泄漏的離子液體濺射到衛(wèi)星的控制電路板上會損壞星體，產生不良后果。因此，需要研發(fā)可靠的貯存技術解決這一問題。

離子液體電噴推力器推進劑供給方式主要有主動式和被動式兩種。主動式供給需要配備泵、閥和管路等部件，推進劑通過泵由貯箱壓入到發(fā)射極尖端。毛細管式離子液體電噴推力器一般采用這種供給方式?？紤]到星體或航天器在體積和質量方面的限制，泵、閥等部件需要進行小型化，具有較大的技術難度。而被動式供給靠毛細作用力將推進劑由貯箱輸運到發(fā)射極尖端。外部浸潤型和多孔介質型離子液體電噴推力器大多采用這種供給方式。目前被動式供給在一些關鍵參數(比如發(fā)射極孔徑大小、發(fā)射極高度)的選擇上缺乏系統的理論研究，需要進一步加以探索。

4.4 高升壓比微功率電源處理單元

電源處理單元是將星體或航天器母線電壓轉換成電推力器工作電壓的二次電源變換設備，是電推進系統的重要組成部分?？紤]到離子液體電噴推力器工作特性，其電源處理單元應具備以下特點：

一是結構緊湊，質量輕。離子液體電噴推力器通常用于體積和質量都很小的航天器或微納衛(wèi)星上，因此其電源處理單元必須結構緊湊，質量輕，這樣才能保證與航天器或星體有較好的相容性。

二是具備高升壓比。離子液體電噴推力器的工作電壓一般為上千伏，而推力器所在的星體或航天器的母線電壓沒有這么高。以立方星為例，立方星的母線電壓一般為3.3 V可調或5 V可調，因此電源處理單元需要具有幾百到上千的升壓比。

三是能夠以一定頻率切換正負極性。研究表明，離子液體電噴推力器噴射某種極性的粒子一段時間后，推進劑中剩余的相反極性粒子會引起推進劑發(fā)生電化學反應，導致發(fā)射電流變小[42]。如果電源處理單元向推力器輸入的高壓以一定頻率進行正負極性切換，正負粒子就可以交替發(fā)射，避免電化學反應的發(fā)生。電源處理單元極性周期性切換的另一好處是可以實現羽流的自中和，推力器不再需要中和器。

在國外，離子液體電噴推力器經過了十余年的發(fā)展，已經研制出相應的電源處理單元，而國內目前的研究集中在推力器本體的研制上，推力器工作測試中采用地面高壓電源，在電源處理單元的研制上有所欠缺，亟需攻克這方面的關鍵技術。

4.5 推力器比沖和推力測試技術

比沖是指推進系統推力與每秒消耗推進劑重量的比值，它是電推力器一個重要的性能指標。離子液體電噴推力器比沖測試多采用飛行時間法(Time of flight，ToF)進行。它的原理是測量電推力器發(fā)射的粒子通過某一距離的時間，計算出粒子噴射速度，進而求出比沖。具體操作上，可在離子液體電噴推力器下游設置一個“靜電門”，在門開關下游一定距離設置一塊收集板。測量時，讓電噴推力器處在持續(xù)穩(wěn)定工作狀態(tài)，通過分析“靜電門”快速關閉后收集板上電流信號的變化得到通過這一距離的時間。但在實際中，由于離子通過時間只有微秒量級，需要能高速開關的“靜電門”，此外還要避免噪聲干擾，因此技術難度較大，國外經過幾十年的技術積累，飛行時間法測量技術已經較為成熟，但國內處于起步階段，僅有少數單位進行了飛行時間法測試[31]，仍需要進一步攻關。

推力是評估推力器性能的最重要的指標之一。離子液體電噴推力器的推力只有微牛量級，推力的信號較弱；此外，推力器工作時的高電壓易導致靜電干擾，因此推力測量難度大，需要設計專門的推力測量裝置進行測量。在國外，美國麻省理工學院設計了一種磁懸浮推力測試架以創(chuàng)造無摩擦環(huán)境，提高測量精度[43]；瑞士洛桑聯邦理工學院采用高精度天平稱重法對離子液體電噴推力器的推力進行了測量[44]。而國內一些單位設計了微推力測量裝置[45-47]，但針對離子液體電噴推力器的推力測試剛剛開始，需要與推力器的研制工作同步加快進行。

5 離子液體電噴推力器的發(fā)展趨勢與構想

5.1 離子液體電噴推力器的發(fā)展趨勢

目前，許多國家已經研制出了離子液體電噴推力器的試驗樣機，在不斷攻克關鍵技術、提高工作穩(wěn)定性的同時，離子液體電噴推力器正朝著小型化、模塊化、推力密度提升的方向發(fā)展，值得引起我國研究人員的關注。

1)離子液體電噴推力器的小型化是其發(fā)展過程中永恒的課題。為了實現小型化，人們采用了多種技術手段。比如在推進劑的供給上，被動式推進劑供給方式由于省去了泵閥管路等部件，越來越多地應用到離子液體電噴推力器中；在推力器結構上，使用MEMS技術將推力器的幾個部件結合到一起[36]。

2)離子液體電噴推力器模塊化是指將推力器設計加工成規(guī)格統一的模塊，搭載時根據飛行任務選取合適數量的推力器按照一定的方式排布。模塊化的設計提高了推力器與飛行器或星體之間的兼容性，有利于適應不同的飛行任務，擴展了其應用范圍。例如，美國麻省理工學院將其研制的多個推力器模塊進行不同方式排布，形成單側軸向推力模式和姿態(tài)調控模式[48]，如圖7所示。

圖7 美國麻省理工學院推力器工程化模塊Fig.7 Engineering propulsion modules developed by MIT

3)離子液體電噴推力器推力密度的提升也是其今后發(fā)展的一個重要方向。離子液體電噴推力器理論上最大推力密度為107N/m2，而目前研制出的離子液體電噴推力器的推力密度為0.5 N/m2，推力密度難以達到最大值主要受離子液體導電性、發(fā)射極陣列相鄰針尖之間的距離的影響。其中通過減小相鄰針尖之間的距離有利于提高推力密度；此外還可以選用性能更優(yōu)的離子液體，美國麻省理工學院目前在測試使用離子液體EMI-(HF)2.3F[49]作為推進劑，其電導率高達10 S/m，為EMI-BF4的7倍多，測試結果表明離子液體電噴推力器的推力密度獲得了較大的提升。

5.2 離子液體電噴推力器的發(fā)展構想

離子液體電噴推力器作為一種微型電推力器，可為微納衛(wèi)星和航天器提供微牛級推力，實現姿態(tài)控制、軌道變換和編隊飛行，不僅能解決目前大多數微納衛(wèi)星未能配備推進系統的問題，帶動社會進步和國民經濟發(fā)展，還能在引力波探測等科學前沿領域發(fā)揮重要作用，促進科技的進步。因此，要在現有的基礎上大力發(fā)展離子液體電噴推進技術。

1)優(yōu)先探索研發(fā)推進劑被動式供給型離子液體電噴推力器。推進劑被動式供給型離子液體電噴推力器結構簡單緊湊，無需泵、閥和管路，降低了研發(fā)的技術門檻，后期也更有利于小型化與工程化，發(fā)展前景良好。

2)加大離子液體電噴推力器關鍵技術的基礎理論研究力度。對涉及的離子液體場蒸發(fā)機理、推進劑供給機理和帶電粒子加速機理等基礎理論加快研究步伐，努力提高推力密度，縮小同國外先進技術水平的差距。

3)在原理樣機正常工作的基礎上，進一步提高推力器工作的可靠性和穩(wěn)定性；優(yōu)化推力器結構，將原理樣機小型化、工程化、模塊化。

4)加強離子液體電噴推進測試技術的研究，研制微推力測試平臺、比沖測試平臺等測試設備，對離子液體電噴推力器的性能開展測試。

5)從系統層面統籌電噴推進系統的研發(fā)，加強與推力器兼容的具有高升壓比的微功率電源處理單元的研發(fā)，實現推進系統在星體或航天器的搭載。

6 結束語

離子液體電噴推力器基于靜電噴射原理研制，結構緊湊、質量小、功率低、比沖高，是一種極富前景的微牛級推力器。經過十余年的發(fā)展，國外在離子液體電噴推力器上已經擁有較為成熟的技術和產品，目前正朝著小型化、模塊化的方向發(fā)展。我國離子液體電噴推力器的研制上起步較晚，雖然近年來在樣機研制方面取得了一些進展，但與國外相比還存在著一定差距，需要進一步進行技術攻堅迎頭趕上。當前，我國航天事業(yè)蓬勃發(fā)展，電推進技術也獲得了前所未有的發(fā)展機遇，相信在廣大科研人員的不懈奮斗和刻苦攻關下，我國離子液體電噴推進技術一定會取得更大突破。