2018, Vol. 39
微纳卫星作为微电子、微机械、新材料、计算机等领域高新技术和空间探索任务发展的产物，具有重量轻、体积小、研制周期短、功能密度大、发射灵活、成本低、组网较快、生存能力强等优势，它在民用方面已经在空间通信和导航、高分辨率对地遥感、科学研究与技术验证、深空探测、高校培训等领域发挥了重要作用，它在军用方面对处理突发事件、空间控制与力量运用和信息化战争的联合作战等方面产生了重要影响。随着微纳卫星技术的进一步发展，它将在军民用方面发挥越来越重要的作用[1~3]。
对于微纳卫星，特别是多颗微纳卫星组成的分布式卫星系统，极易受到多种摄动因素的影响，使得轨道编队不稳定，从而使得不能充分发挥其作用或者发挥作用时间很短。同时，为了完成特定的任务，微纳卫星需要具备一定的轨道机动能力。因此，必须为微纳卫星配备特定的推进系统。根据微纳卫星的特点和任务需求，对推力器提出了以下特殊要求[4, 5]：
（1）质量轻、体积小、功耗小。由于微纳卫星本身的重量和尺寸较小，因此推力器的质量、体积和功耗受到了严格的限制，从而为微纳卫星留出足够的空间给其它有效载荷。
（2）推力小、范围广并且可控。微纳卫星的姿态控制和阻力补偿等任务所需的推力较小，而轨道机动和微纳卫星星座的重排等任务所需的推力较大。因此，要完成上述任务，推力器的推力必须能在μN~mN内精确可控。
（3）最小元冲量小。多颗微纳卫星组成的分布式卫星系统的高精度姿轨控需要的最小元冲量非常小，大小仅需克服分布式卫星系统内受气动力矩最强和最弱的卫星间的气动阻力差，其值可低至亚微牛秒的量级。
（4）比冲高。比冲高能使得推力器在有限的质量下产生较高的总冲量以提高推力器所能完成的任务量。
然而传统的化学推进很难满足上述要求，因此必须寻求其它推进方式来满足微纳卫星对推力器的需求。随着激光技术的发展，1972年，Kantrowitz[6]提出将激光技术用于航天推进领域，从此兴起了一种新的航天推进技术——激光推进。虽然对激光推进的研究已经取得了较为明显的进展，但是用地基激光直接进行航天发射、轨道转移、轨道碎片清除等应用还有一些关键技术亟待解决[7~9]。基于激光推进的现实应用考虑以及激光器向着体积小、重量轻、功率大的方向发展，Phipps提出了将激光器搭载在航天器上用于空间微推进的设想[10, 11]，之后研究人员为该设想的实现做出了许多努力和尝试。目前，基于星载激光器的空间微推进的典型代表是激光等离子体微推力器[12]（Micro-laser plasma thruster，μLPT），同时由于激光器的独特优势，相关研究人员也在积极探索将其与其它技术相结合来发展新的空间微推进技术。
本文对激光等离子体微推力器的相关研究进展进行了较为全面的介绍；总结了激光器与其它相关技术结合发展起来的极具潜力的空间微推进技术的研究进展；阐述了激光支持的空间微推进技术研究中的关键问题；进行了总结与展望。
2 激光等离子体微推力器的研究进展μLPT是激光烧蚀推进中的一种，是利用聚焦后的激光烧蚀工质表面产生微小喷射物来产生推力的微推力器，与其它微推力器相比具有以下特点[12, 13]：
（1）质量小、体积小、功耗小。随着激光器的发展，质量轻、体积小、功率小的激光器经过聚焦系统聚焦后能产生足够高的激光强度来烧蚀工质产生等离子体。同时，激光器待机时无功率消耗。
（2）最小元冲量较小，冲量易调节且范围广。μLPT可以通过改变激光强度和脉宽的大小来改变单脉冲冲量，且实验测得的单脉冲冲量可跨越5个数量级，最小元冲量为0.4nN·s。
（3）比冲高。目前使用聚合物做工质时实验测得的典型比冲高于500s，最大比冲可达1000~2000s，这远高于传统化学微推力器。
（4）推力小、跨越范围广并且可控。μLPT可以通过改变激光强度、脉宽和脉冲工作频率对推力的大小进行控制，推力最小可达到亚微牛的量级，使用特殊工质推力最大可达百毫牛量级甚至更高。
（5）可靠性高。一方面，激光器作为μLPT中的关键部件，其稳定工作时间超过100万小时；另一方面，μLPT工作过程中不会产生溅射或腐蚀等现象，这也保证了该推力器的可靠性。
（6）结构简单。与其它推力器相比，μLPT不需要中和器、加热器、高电压设备、储箱和阀门等设备，因此其结构简单并且紧凑。
由此可知，μLPT具有为微纳卫星提供推力的潜力，而且极有可能成为在激光推进领域的第一种实际应用方式。Phipps团队在美国空军科研局的支持下对激光等离子体微推力器进行了研究，并根据不同性能需求提出了两种激光等离子体微推力器——毫秒脉宽激光等离子体微推力器（msμLPT）和纳秒脉宽激光等离子体微推力器（nsμLPT）。
2.1 毫秒脉宽激光等离子体微推力器msμLPT是一种使用二极管激光器发出毫秒脉宽的激光来烧蚀工质产生推力的微推力器。Phipps团队[12]首次提出了该概念并设计出了预样机。Phipps团队为新概念的提出以及发展出较为成熟的Ⅰ型样机所做的主要工作包括：
（1）概念验证。由于msμLPT是一种使用激光烧蚀产生等离子体来产生推力的推力器，因此该推力器能否工作的关键之一是低功率激光器是否能在靶材上产生足够高的激光强度来产生等离子体。Phipps团队在对脉冲激光在真空中烧蚀靶材产生等离子体的过程进行深入研究后指出，二极管激光器发出脉宽大于100μs的激光聚焦后能在靶材上产生等离子体射流（此时的结论是在不考虑热扩散率的情况下得到的），由此在理论上证实了低功率的二极管激光器也能产生等离子体射流[10, 12, 14, 15]。
（2）工质类型的选择。Phipps团队通过进一步分析发现，当激光烧蚀的热扩散深度与烧蚀点直径之比远远小于1时，可以不考虑热扩散率的影响；但是，当热扩散深度与烧蚀点直径之比接近甚至大于1时，必须考虑热扩散率的影响，此时需要更高的能量密度来产生等离子体射流。由此指出，只有低热导率的材料才能作为该推力器的工质，而金属等热导率高的材料则不能[12]。
（3）工作模式的选择。msμLPT的工作模式可以分为两种：反射模式和透射模式，示意图如图 1所示。反射模式是指激光器与烧蚀羽流位于靶材同一侧的工作模式，而透射模式是指激光器与烧蚀羽流位于靶材两侧的工作模式。Phipps团队通过实验发现[12]，在反射模式下很容易在聚焦镜片上沉积烧蚀产生的羽流，这会减少聚焦镜片的使用寿命。针对该问题，Phipps团队提出了透射模式，从而解决了羽流对镜片的污染并使推力器的结构得到了简化。
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Fig. 1 Sketch of transmission mode(T-mode)and reflection mode(R-mode) |
（4）烧蚀层和透明基底层的选择。透射模式的靶材由透明基底层和烧蚀层组成，如图 1所示。Phipps团队[16]在对多种透明基底层预选材料进行实验研究后，最终选择了醋酸纤维素（简称CA）。研究了超过160种惰性烧蚀材料，最终选择了黑色聚氯乙烯（简称PVC）作为烧蚀层材料。
（5）激光器工作方式的选择。根据激光器工作方式的不同，msμLPT可工作在连续模式和脉冲模式。Phipps团队在实验中发现[17, 18]，msμLPT在连续工作时产生的羽流喷射方向与靶材不垂直，这会造成推力不可控和部分推力浪费的问题。针对该问题，Phipps团队提出了重复脉冲工作的办法，并指出这能带来以下好处：第一，这种工作方式下，性能参数便于测试，且与目前大量激光烧蚀数据相联系，便于研究；第二，这能使推力器在更高的峰值功率下工作，可以得到更大的比冲；第三，激光器工作在占空比低的模式，其散热性更好，因此激光器的可靠性更高。
（6）靶材供给系统的设计。由于工作在透射模式，所以激光聚焦点位置的靶材必须实时更新，为此Phipps团队[12]提出了磁带式靶材供给系统的方案，该系统具有原理简单、质量轻等优点，适用于msμLPT。
Phipps团队根据研究结果，对之前提出的预样机进行了改进，并发展出了较为成熟的Ⅰ型msμLPT样机[19, 20]，如图 2所示，其主要参数如表 1所示。
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Fig. 2 Principle prototype of model Ⅰ msμLPT[20] |
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Table 1 Parameters of model Ⅰ and model Ⅱ msμLPT |
为了提高msμLPT的冲量耦合系数和烧蚀效率，Phipps团队希望使用含能聚合物作为烧蚀层材料。Phipps团队与Lippert团队合作并综合考虑Ali等[21]的研究成果，从众多含能聚合物中选出了三氮烯聚合物（TP）、聚乙烯醇（PVA）、硝化纤维素（NC）、聚乙烯硝酸盐（PVN）、聚缩水甘油硝酸脂（GLYN）和聚叠氮缩水甘油醚（GAP）作为候选对象，并对它们进行了实验研究[22~24]，最终选择了掺碳GAP作为烧蚀层材料。
Phipps团队通过对多种激光聚集到靶材的方式进行对比后，设计出了一种细长条形聚焦点的方式[25]，这种方式通过并排安装六个二极管激光器能取消工质的横向位移，从而使结构进一步简化，同时可通过改变脉冲频率和激光器工作的个数来改变推力。
Phipps团队根据研究结果发展出了Ⅱ型msμLPT样机[25]，如图 3所示，其主要参数如表 1所示。
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Fig. 3 Principle prototype of model Ⅱ msμLPT[25] |
由于在相同入射激光强度下，反射模式能获得比透射模式更高的性能参数（比冲高50%，冲量耦合系数高2倍），因此Phipps团队专门设计了一种光路布局来使msμLPT工作在反射模式[26]，其原理示意图如图 4所示。在此设计中，将入射激光角度旋转了将近90°，靶材烧蚀点和镜片的距离提高了40倍，这样可以有效避免羽流对镜片的污染。实验表明：在这种设计下，能保证镜片连续正常工作超过95h。
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Fig. 4 R-mode illumination system[26] |
在Phipps团队提出了msμLPT的概念后，日本Koizumi带领的团队对msμLPT进行了研究。2003年，Koizumi团队[27]针对msμLPT提出了一种新型工质供给系统，并根据其设计了原理样机，如图 5所示。该系统使用圆柱形工质，激光烧蚀点能沿着工质螺旋移动，从而能有效使用圆柱形工质的整个表面。同时，其工质厚度不受工作模式限制，同一个烧蚀点可以被烧蚀多次，因此可以大大提高工质的利用率。
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Fig. 5 Principle prototype of msμLPT using cylinder fuel [27] |
Koizumi团队根据工质分别为惰性聚合物[27]和固体推进剂[28]的实验结果，提出了一种能完成多种推进任务的新型msμLPT[29]，该msμLPT的工质由惰性聚合物和固体推进剂组成，因此该msμLPT具有两种推进模式，即激光烧蚀模式和激光点火模式，其概念图如图 6所示。在激光烧蚀模式，激光给烧蚀射流提供能量；在激光点火模式，激光起到了点火器的作用。这两种模式很容易通过改变激光辐照的位置来相互转化。图 7是该新型msμLPT的工质组成示意图，由图可知，工质由两种不同冲量耦合系数的聚合物和两种质量不同的固体推进剂组成，实验表明通过使用该工质能使该紧凑型msμLPT产生的推力在0.1μN~10mN内变化，这在目前绝大多数微推力器上很难实现。但是两种低比冲、高推力的固体推进剂小孔内装填的质量是预先设定的，所以其大推力并不连续可调。因此，应该针对微纳卫星特定的任务需求来合理设计小孔内装填固体推进剂的质量。
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Fig. 6 Conceptual diagram of the laser ablation mode and laser ignition mode |
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Fig. 7 Schematic of propellant composition of msμLPT[29] |
之后，Koizumi团队重点对激光点火模式的msμLPT进行了研究[30~32]。在2009年[33]，Koizumi团队设计的激光点火模式msμLPT装在了KKS-1号立方星上用于空间验证，尽管由于卫星出了故障使得飞行任务没有开展，但是这表明对msμLPT的研究已经进入了空间应用验证的阶段。同时，Koizumi等在文献[34]中提到，日本预计在2018年发射代号为ADRAS-1的微纳卫星来验证微纳卫星用于轨道碎片清除的可行性，该卫星同时会对所携带的三种推力器（离子微推力器、单组元微推力器和msμLPT（其原理示意图如图 8所示））进行空间验证，其中所携带的30个msμLPT重12.6kg，预计会产生7.14kN·s的总冲来使碎片再入大气层销毁。
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Fig. 8 Schematic of the laser ignited solid microthruster [34] |
虽然国内对msμLPT的研究起步较晚，但也取得了一些有意义的进展。中国科学技术大学[35~37]、南京理工大学[38, 39]、中国科学院[40]、航天工程大学[41, 42]、中国地质大学[13]、国防科技大学[43]等单位开展了msμLPT的相关研究。
中国科学技术大学唐志平带领的团队[35]研制出了国内首台用于微纳卫星姿态控制的msμLPT原理样机，如图 9所示。该样机集成了激光光源、微光路、工质供给系统、电源和控制系统等，并于2009年通过了中科院的成果鉴定。
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Fig. 9 Principle prototype of attitude control laser microthruster[35] |
南京理工大学沈瑞琪带领的团队在2015年研制了透射式激光烧蚀测试样机[38]，如图 10所示，目前该测试样机正处在性能提高和改进阶段。
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Fig. 10 Test prototype of msμLPT[38] |
2015年，中国科学院微电子研究所研制出了百微牛量级至毫牛量级多脉冲激光微推力器样机[40]，如图 11所示，通过实验测得该样机工作频率可达1kHz，单脉冲冲量为微牛秒量级，典型比冲268s（使用特定工质比冲可超过500s）。
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Fig. 11 Principle prototype of laser microthruster [40] |
航天工程大学洪延姬带领的团队于2017年提出了一种碟片式激光烧蚀微推力器原理样机[42]，原理示意图如图 12所示。该推力器用转动电机和平动电机驱动碟片状工质盘来更新激光烧蚀位置，这种工质供给方式能避免Phipps等提出的靶带式供给方式的一些弊端，比如靶带首尾相接处难以处理和工作时靶带振动等。通过实验测得了该推力器的一些性能，其典型平均推力水平在百微牛量级，冲量在微牛秒量级，并且具有较好的可调控性。
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Fig. 12 Schematic of principle prototype of laser microthruster[42] |
目前，msμLPT的研究取得了卓有成效的进展，特别是基于激光点火模式的msμLPT已经进入了空间应用验证的阶段，如果空间应用取得喜人的成效必将加快msμLPT的研究进程。基于激光烧蚀模式的msμLPT也日趋成熟，国内外多个研究团队都提出了相应的原理样机，通过进一步研究有望进入空间应用验证的阶段。然而由于其固有的问题，比如功率密度低和工作在透射模式，导致其工质选择受限和推进性能参数偏低。
2.2 纳秒脉宽激光等离子体微推力器Phipps对激光烧蚀推进中比冲和冲量耦合系数的关系进行了理论研究[11]，结果表明：冲量耦合系数和比冲两者呈现出相反的变化趋势，即冲量耦合系数高时，比冲低，而比冲高时，冲量耦合系数低。这表明要追求其中一个参数值高时，另一个参数值就会低。因此，nsμLPT被提出以追求更高的比冲，从而与msμLPT形成性能互补，以完成更多的空间推进任务。
nsμLPT的显著特点包括：（1）纳秒脉宽激光聚焦后产生的功率密度很大，足以烧蚀包括金属在内的多种材料，工质的选择范围增大；（2）其工作时离子化程度较高，从而减少了羽流污染，因此可以通过合理设计使其工作在反射模式，从而可以获得较好的性能参数并且简化了靶结构设计；（3）其比冲可高达3000s以上、烧蚀效率接近100%。
纳秒脉宽或更短脉宽的激光烧蚀工质来进行太空微推进的概念第一次在1998年由Phipps提出[44]，该概念的可行性被Gonzales等验证[45]，并设计出了一种微芯片激光推力器（Microchip laser thruster，简称MLT），其工作原理图如图 13所示。
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Fig. 13 Schematic of principle of MLT[45] |
Gonzales等对铝、铜、铟三种烧蚀材料进行了性能测试，结果表明：使用铝做烧蚀材料时能得到较好的推进性能，当脉冲激光能量为10μJ时，测得比冲为4900s，推力为0.5~5000nN。同时，Gonzales等对该种推力器的质量和功率进行了估计，据估计推力器质量455g，功率为4.3~6.5W[45]。
2005年，Phipps等[46]设计了nsμLPT的方案，并对一些金属靶材做了性能测试，结果表明：使用不同强度的纳秒激光烧蚀Au时，比冲能在200~3800s变化，冲量耦合系数在7~70μN/W变化。通过扭摆和TOF测得的比冲结果极其一致，说明此时推力主要是由离子形成的而不是中性粒子。同时，在实验中观察到了“Plasma clamping”现象：当激光能量密度超过一定阀值后，等离子体会通过自调节使得激光到达靶材表面的能量密度为常值，而且与入射激光能量密度无关，这会导致冲量耦合系数和烧蚀效率降低。
当前nsμLPT还处在可行性研究和实验室机理研究阶段，推力器的发展还面临一些亟待解决的关键技术，如：纳秒激光器的电光转换效率有待提高、推力器的一体化设计等。但是其有望实现比其它电推力器高得多的比冲（早期实验中用简单机柜尺寸的纳秒激光器得到了7000~25000s的比冲[47, 48]），因此该推力器有大力研究的必要。
2.3 毫秒和纳秒脉宽新型激光等离子体推力器msμLPT的主导特色是追求较大的冲量耦合系数，而nsμLPT的主导特色是追求较大的比冲，如果能将这两种方案组合，使得推力器能在毫秒脉宽模式和纳秒脉宽模式之间相互转换，使同一个推力器上既可以工作在较高的比冲模式，又可以工作在较高的冲量耦合系数模式，从而可以用较低质量的推力器实现更加宽广的性能，比冲和冲量耦合系数能根据任务需求来进行实时调节。基于以上设想，Phipps团队提出了一种脉宽能在10ns~1ms调节的新型激光等离子体推力器的概念[49]，并论证了该推力器的比冲和推力分别能在200~3000s和0.01mN~1N调节，推力器携带60kg工质能为180kg的卫星提供12.5km/s的速度增量，其基本性能参数如表 2所示。
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Table 2 Parameters of a new type of LPT |
目前，集msμLPT和nsμLPT优势于一体的新型激光等离子体推力器尚处在概念设计阶段，实际应用还存在许多技术上的问题，但这是一种值得关注的新型推力器，在激光器技术进一步发展之后具有很好的应用前景。
3 激光支持的其它空间微推进技术研究进展 3.1 激光支持的脉冲等离子体推力器针对脉冲等离子体推力器（Pulsed plasma thruster，PPT）存在的推进效率低、火花塞点火易失效且易积碳和羽流污染等问题，Kawakami等提出了激光支持的脉冲等离子体推力器[50]（Laser-assisted pulsed plasma thruster，LAPPT）的概念，该推力器的工作原理为：聚焦后的激光烧蚀工质在阴阳极板之间产生等离子体，从而在阴阳极板之间诱导产生放电电弧，放电电弧使得激光等离子体加热并进一步离子化，等离子体在洛伦兹力和气动力的共同作用下加速喷出，从而产生推力。由于具有初始速度的激光等离子体被洛伦兹力和气动力进一步加速，因此有望进一步提高推进性能。根据阴阳极板几何构型的不同，LAPPT可以分为平行极板型LAPPT和同轴极板型LAPPT，其原理示意图如图 14所示。
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Fig. 14 Schematics of laser-assisted pulsed plasma thrusters |
2003~2004年，Horisawa团队对LAPPT的放电和加速特性进行了研究[50, 51]，结果表明：随着放电能量从0J增加到8.6J，元冲量和比冲线性增加，冲量耦合系数减小，而推进效率先减小后增大。在8.6J的工作条件下，元冲量为38.1μN·s，比冲为3791s，推进效率为8%，冲量耦合系数为4.3μN/W。
2007年，Ayabe等对烧蚀点分别位于平行极板中心、偏阴极侧和偏阳极侧位置对LAPPT性能的影响进行了研究[52]，结果表明：烧蚀点位置放在偏阴极侧能获得更高的性能。
2010年，Horisawa团队对不同工质（氧化铝、聚四氟乙烯和氮化硼）和七种不同构型对LAPPT性能的影响进行了研究[53]，结果表明：因为氧化铝能有效抑制由于热效应而造成的质量损失，由此导致较高的比冲和推进效率；在较大的放电通道体积下，推力器能获得更好的推进性能。
为了深入了解LAPPT等离子体加速的机理，2011~2015年，Horisawa团队使用多种实验手段对LAPPT极板间等离子体形态的演化过程进行了研究[54~59]，从ICCD相机拍摄的照片可知：在靠近电极和工质表面发现了较强的等离子体发射，等离子体波阵面会向电极边缘运动，而且靠近阳极侧能得到比阴极侧更大的速度，高电压模式下能获得更快的等离子体波阵面速度。同时，可以证明放电电流和等离子体发射没有很强的相关性。用磁场探针测量了平行极板间随时间变化的磁场分布，结果表明：强弱磁场分别与等离子体发射较强和较弱的区域相对应，在靠近阴极一侧的工质表面得到了相对较高的磁场，且强磁场随着等离子体向下游移动而移动。此外，通过ICCD相机和法拉第杯测试结果预估的比冲与推力台架测得的比冲存在较大的差距，这是因为ICCD相机不能观察到低亮度的离子，而法拉第杯不能监测离子之外的粒子。
2013年，Karima等在工作频率为10Hz的条件下对LAPPT进行了基础研究[60]，结果表明：在放电能量为2J时得到的比冲和推进效率分别为8700s和50%。
2015年，Matsubara等对电容放电时间分别为纳秒和微秒脉宽对LAPPT性能的影响进行了研究[61]，结果表明：两种情况下元冲量和比冲都随着放电能量的增加而增加，但是纳秒脉宽时能获得更高的元冲量和比冲。
但是由于Horisawa团队所设计的LAPPT的工质仍然会被放电电弧烧蚀，此时仍然存在滞后烧蚀现象，因此使得推进效率提高不明显。针对该问题，张代贤对LAPPT做了一定的改进[62]，其改进的原理示意图如图 15所示。此时工质与阴阳极之间相隔一定距离，这样阴阳极板之间的放电电弧不能对工质进行烧蚀，因此避免了滞后烧蚀的问题，并使得单次烧蚀工质的质量可以通过激光精确控制。
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Fig. 15 Schematic of modified rectangular laser-assisted pulsed plasma thruster |
通过实验对所设计的LAPPT进行了性能测试，结果表明：用铝做工质得到的元冲量约为600μN·s，比冲约为7838s，推进效率约为89.8%；推力器几何结构和电气参数对推力器性能有较大的影响。目前该推力器正处在参数优化和一体化设计阶段。
3.1.2 同轴极板型LAPPT2003年，Horisawa团队同时提出了一种同轴极板型LAPPT[50]，该推力器可以采用两种工作模式，第一种工作模式是激光烧蚀阴极棒[63, 64]，如图 14（b）所示，另一种工作模式是激光烧蚀阳极和阴极之间的隔离材料[65]，如图 16所示。通过对这两种工作模式进行对比研究表明：第一种工作模式下，在放电能量为0~8.6J、单脉冲激光能量为120mJ且采用碳纤维阴极棒做工质时，测得的元冲量为2~45μN·s，比冲为1000~1400s，推进效率为3%~5%。第二种工作模式下，在激光烧蚀能量为2~8.6J、单脉冲激光能量为120mJ且采用氧化铝做工质时，测得的元冲量为15~58μN·s，比冲为5000~6000s，推进效率为17%~19%。这表明采用第二种工作模式能使推力器的性能得到较大的提高。
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Fig. 16 Schematic of another working mode of coaxial laser-assisted pulsed plasma thruster |
为了提高激光烧蚀推进的性能，Horisawa等[51]于2004年提出了激光-静电场耦合推力器（Laser-electrostatic hybrid thruster，LEHT）的概念，其原理示意图如图 17所示。该推力器的工作原理为：利用聚焦后的激光烧蚀工质产生等离子体，然后通过施加的静电场使等离子体进一步加速喷出，从而形成推力。由于具有初始速度的激光等离子体被静电场进一步加速，因此有望进一步提高推进性能。
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Fig. 17 Schematic of laser-electrostatic hybrid thruster |
2005年，Horisawa等[66]对LEHT进行了性能测试，测试结果表明：采用正偏压比负偏压对等离子体的加速效果更好，且在100V的正偏压下测得了推力为2.9μN，比冲1800s，离子速度25km/s。
2008年，Horisawa等[67]对LEHT进行了离子加速过程优化研究，双层加速电极构型与单层加速电极构型相比，不仅增加了离子速度，而且使丢失的离子数量也减少了。
2014年，Sakai等[68]使用法拉第杯在不同电极构型下对LEHT的离子速度和数量进行了研究，以对电极构型进行优化。结果表明：绝缘层厚度接近于等离子体的德拜长度时，测得了理想的离子速度和数量，因此，调整电极的距离对离子加速过程至关重要。同时，靶材与电极之间的距离Z不能过大，因为Z较大时会增加离子径向扩散的范围而使得通过加速电极圆孔的离子数量减少。
通过对纳秒脉冲激光烧蚀固体靶材诱导等离子体过程进行研究发现：电子首先吸收激光能量，因此电子首先从靶材表面发射，然后离子才从靶材表面发射。因此，2015年，Horisawa等[69]用变化的电场加速器代替静电加速器，使得先用负电场对电子加速，然后用正电场对离子加速。结果表明，在脉冲电势延迟时间低于12μs时，正电流随着脉冲电势延迟时间增大而增大。在脉冲电势延迟时间为12μs时得到了最大的正电流，并且这个电流高于稳定电压时的值。在脉冲电势延迟时间大于12μs，正电流的数值随着延迟时间增大而减小。
2015年，Edamura等[70]使用阻滞电势分析器对LEHT的离子能量分布进行了实验研究。通过离子能量分布情况对离子的速度进行了估计，结果表明：随着加速电势从0V增加到150V，离子速度从31km/s增加到了51km/s。
3.3 激光-磁场耦合推进针对激光烧蚀推进中激光烧蚀等离子体羽流膨胀扩散面积大和比冲可进一步提高的问题，Zaidi等[71]提出利用垂直于靶材的磁场来提高激光烧蚀推进性能的设想，其工作原理示意图如图 18所示，并对该设想进行了实验研究。图 19为实验中拍摄的未施加磁场和施加磁场时等离子体羽流膨胀过程对比图，由图可知，施加磁场时等离子体羽流的膨胀范围减小且羽流的准直性更好。这是因为：通过施加与靶材垂直的强磁场，带电粒子的径向运动受到限制，同时带电粒子和中性粒子之间的碰撞也限制了中性粒子的径向运动，从而形成了一个沿着磁场线方向的虚拟喷管来约束等离子体羽流的膨胀。同时，施加磁场比不施加磁场时推力增加了两倍，等离子体羽流膨胀速度增加了65%。
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Fig. 18 Schematic of laser-magnetic hybrid propulsion |
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Fig. 19 Plasma plume expansion process[71] |
之后针对激光烧蚀等离子体羽流膨胀矢量控制难的问题，Zaidi等[72, 73]对磁场对真空中激光烧蚀等离子体进行矢量控制的可行性进行了实验研究，结果表明：磁场的施加能使等离子体羽流向着磁场线的方向偏转，从而论证了使用磁场能进行推力矢量控制。
3.4 激光支持燃烧的微推力器固体推进剂推力器具有结构紧凑、质量轻、可靠性高、推功比高等特点，因此具有用于空间推进的潜力。但是，由于固体推进剂推力器在任意改变推力和随时停止-启动燃烧方面存在一定的困难，因此限制了它在空间推进上的应用。为了将其应用于空间推进，Kakami带领的团队[74]于2004年提出了一种基于非自持燃烧固体推进剂的激光支持燃烧的微推力器概念，其原理如图 20所示。该推力器主要由非自持燃烧固体推进剂、二极管激光器、燃烧室、喷管等组成。该推力器的工作原理为：固体推进剂在激光的辐照下发生燃烧反应，释放能量并产生气体，气体通过喷管排出产生推力。
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Fig. 20 Schematic of microthruster using laser-assisted combustion[74] |
非自持燃烧固体推进剂在有热量施加到其表面时能维持燃烧，在热量停止施加时会停止燃烧，而且其质量燃烧速率随着施加热量的增加而增加，因此可以通过外热源来对燃烧进行控制，进而可实现对推力的控制。二极管激光器不仅具有质量轻、尺寸小、功耗小等优点，而且激光的方向性很好，能在耗散低的情况下将热量传输到固体推进剂表面的任意区域，因此二极管激光器非常适用于作为控制燃烧的热源，并且利于推力器的微型化。因此，该推力器具有可靠性高、质量轻、结构紧凑、推力可调、燃烧可控、推功比高等优势，有望发展成为一种用于微纳卫星的新型微推力器。
Kakami团队对该种推力器进行了一系列研究[74~81]，通过实验论证了使用5~30W的激光功率能对特制的非自持燃烧固体推进剂的燃烧进行控制，通过热平衡分析得出激光支持的燃烧过程大约70%的能量来源于非自持燃烧固体推进剂表面的燃烧过程，而占30%的激光能量用于补偿非自持燃烧固体推进剂维持燃烧所需的能量。推进剂的组成成分、初始压力、燃烧室材料、激光功率密度等因素对激光支持的燃烧过程影响较大。同时，通过实验证明了这种激光控制燃烧的概念能用于微纳卫星的空间推进，并设计了一种100mN量级的激光支持燃烧的微推力器实验样机[79, 80]。
南京理工大学对激光支持燃烧的现象进行了研究[82]，并提出了一种新型用于激光支持燃烧的微推力器的结构，如图 21所示。该结构具有结构简单、易于推力器一体化设计等优点，但是用于激光穿过的窗口容易被燃烧产物污染的问题还有待解决。
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Fig. 21 Schematic of a new type of microthruster using laser-assisted combustion[82] |
目前，LAPPT、LEHT和激光-磁场耦合推进还处在实验室机理研究阶段，主要工作集中在可行性和工作原理探索阶段，离实际应用还有相当大的差距。但是，由于这些推力器使用的激光脉宽都是纳秒量级，因此其功率密度大，可以使用的工质范围大。同时，激光烧蚀产生的具有一定速度的等离子体被静电场、电磁场进一步加速或者被磁场所约束，因此可以获得较高的比冲。因此，目前可以先对这些推力器进行机理探索，为将来的实际应用提供相应的技术储备。
激光支持燃烧的微推力器的研究有传统火箭发动机作为基础，因此其研究重点是激光辐照推进剂的方式和推进剂的选择，这两个问题的解决将大大推进该推力器的实际应用进程。
4 关键技术激光支持的空间微推进技术经过十几年的发展已经取得了明显的进展，但是发展尚不成熟，在机理研究和应用等方面还存在一些关键技术问题亟待解决。
4.1 星载激光器技术激光支持的空间微推力器的研究目的是用于微纳卫星以完成姿轨控、空间机动等任务，因此星载激光器的质量、体积、功耗、电光转换效率等参数受到严格的约束。同时，为了使推力器具有性能参数可调的优点，还要求激光器的激光参数（比如：脉宽、功率、频率）易于调节。目前二极管激光器由于具有体积小、质量轻、电光转换效率高等优势而用于msμLPT和激光支持燃烧的微推力器中，但是其功率质量比和光束质量还有待提高。对于nsμLPT和LEHT使用的微片激光器来说，其电光转换效率较低；而LAPPT和激光-磁场耦合推进中使用的YAG固体激光器体积大、质量重，还不能满足星载的要求。因此，激光支持的空间微推进技术的发展还有待激光器技术的进一步发展。
4.2 先进的测试技术研究激光支持的空间微推力器的关键技术之一是对其性能参数进行测量，有些参数的测试难度较大，比如微推力、微冲量、微烧蚀质量和等离子体喷射速度等，这会间接导致推进性能参数测量困难或测量精度不高。如果无法对这些性能参数进行精确测量，就无法得到不同工质、激光参数和结构设计参数等因素对推力器性能的影响程度，从而无法为激光支持的空间微推力器的研制、设计及相关参数的选择提供技术支撑。因此，发展先进的测试技术在空间微推力器研制中是必不可少的。
4.3 高性能工质的选择与研制高性能工质的选择与研制对于推进系统设计而言是至关重要的，激光支持的空间微推进技术也不例外。在进行工质的选择与研制时，必须考虑以下三点：（1）为了较好地完成空间推进任务，必须要求工质要有较好的推进性能，比如：比冲、推力、冲量耦合系数、冲量等；（2）因为存在激光与工质的相互作用，因此要充分考虑工质与激光参数的匹配问题，如工质对激光的吸收率、工质在激光辐照下的物理和化学稳定性等；（3）基于航天发射安全和空间工作安全的考虑，必须考虑工质的安全性、稳定性等问题。目前用于试验的工质还不能满足以上要求，在高性能工质的选择与研制方面还有很多工作有待完成。
4.4 激光光路设计激光支持的空间微推力器在反射模式下更能充分发挥其性能优势，然而，反射模式产生的羽流会对聚焦镜片和供激光通过的窗口造成污染，从而降低推力器的可靠性。同时，反射模式下存在烧蚀产物对入射激光的干扰作用的问题。为此，必须对激光的光路进行合理的设计，使得能在保持推力器结构紧凑、可靠性高的情况下避免羽流污染。
4.5 空间微推力器一体化设计空间微推力器作为星载微推力器，其体积、重量和功耗等方面受到了严格的限制。本文提到的几种激光支持的空间微推力器仅仅只有msμLPT已经提出了多种一体化设计的方案，但是其结构和推进性能还有待进一步提高和优化。其它的微推力器还处在可行性研究和实验室机理研究阶段，还没有关于包含激光系统、工质供给系统和控制系统等在内的一体化设计样机的报道。特别是集msμLPT和nsμLPT优势于一体的新型激光等离子体推力器尚处在概念设计阶段，离一体化设计还有较大的差距。
5 总结与展望激光支持的空间微推进技术作为激光器微型化和其它相关技术结合的产物，目前已经取得了一定的进展：msμLPT已经进入了空间应用验证的阶段，如果空间应用成功必将加快msμLPT的研究进程；nsμLPT，LAPPT，LEHT、激光-磁场耦合推进已通过实验验证了其优越性，但发展尚不成熟；而激光支持燃烧的微推力器的研究有传统火箭发动机作为基础，几个关键问题的解决将加速其应用进程。
相比于国外取得的进展，国内在这方面的研究还有所欠缺。因此，国内也必须进一步加强和加快该技术的发展，在借鉴国外研究成果、研究方法和研究思路的基础上，集中优势力量，重点攻关。同时，也要开拓创新，探索具有应用前景的新型激光支持的微推进技术，为航天事业注入新的动力。通过对激光支持的空间微推进技术发展的调研，并结合笔者所在研究团队的研究实践，提出对国内开展这方面研究的几点思考：
（1）从msμLPT的发展来看，美国msμLPT的研制是根据美国空军具体任务需求而展开，而日本msμLPT的研制也是在实际应用需求的推动下展开的，由此可见，实际应用需求可以加速推动相关技术的进步，国内激光支持的空间微推进技术的发展需要更多的需求来牵引。
（2）对目前提出的激光支持的空间微推进技术进行总结可知，激光在其中起到的作用可分为两种：①激光作为耗散低、可控的热源或点火源，比如激光点火模式的msμLPT和激光支持燃烧的微推力器；②激光作为一种产生等离子体的手段，比如nsμLPT，LAPPT，LEHT等。因此，可以利用激光作为热源或点火源和等离子体产生的手段与其它相关技术相结合来探索并提出新型空间推进技术，以进一步完善和扩展空间推进技术。值得注意的是，国内何振等已经在这方面做出了尝试[83]。
（3）Phipps团队和Koizumi团队取得的研究成果离不开与其它团队的合作，因此在国内研究基础较为薄弱的情况下可以广泛开展国际、国内的密切合作，进行人员和信息的交流，从而共同加快激光支持的空间微推进技术的研究进程。
致谢: 感谢国家自然科学基金资助。
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