电火箭发动机是用电能加速工质（工作介质）形成高速射流而产生推力的火箭发动机。它与化学火箭发动机不同，能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能或化学能经转换装置得到。工质常用氢、氮、氩或碱金属（铯、汞、铷、锂等）的蒸气。电火箭发动机比冲高、寿命长（可起动上万次，累计工作上万小时），但推力小于100牛（10公斤力），适用于航天器的姿态控制、位置保持和星际航行等。

1906年美国R.H.戈达德提出用电能加速带电粒子产生推力的设想，并于1916年进行了初步试验。电火箭发动机的推力很小，不可能用它从地面发射任何有效载荷，因此一直未能进入实用阶段。直到1957年第一颗人造地球卫星上天以后，电火箭发动机的研究才逐渐引起重视。1960年以后，苏联、美国研制出各种电火箭发动机，并进行了多次空间飞行试验。中国和其他一些国家也相继开展了电火箭发动机的研究和制造。已研制成功100多个不同类型、不同尺寸的发动机，使电火箭发动机进入了实用阶段。

随着空间事业的不断发展，人们对空间探测器和卫星的寿命提出了更高的要求。而电火箭具有高比冲、低推力、长寿命等优点，所以它特别适宜在长寿命卫星上使用。美国国家空间委员会把它列为未来50年空间六大关键技术之一。从本世纪六十年代起，欧美和日本等不少国家积极开展了这方面的工作。我国在六十年代末期也开展了这方面的研制工作。截止1986年，已召开了18届国际电推进会议。

电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态，工质供应系统则是贮存工质和输送工质，电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。

电火箭发动机按工质加速方式可分为三种类型：电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机。

电热火箭发动机

电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质(氢、胺、肼等），使其气化，经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。

电阻加热方式的电热火箭发动机，受金属电热丝熔点的限制（如钨的熔点为3650K），工质温度一般低于3000K，所以比冲不可能提髙，一般在3000m/s左右。电弧加热方式不受电热丝熔点的影响，工质温度可高达5000〜10000K，比冲可达6000〜16000m/s，但热损失大，效率只有40%左右。电热火箭发动机的推力一般为0.01〜0.1N。

静电火箭发动机

静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成髙速离子流而产生推力。

发动机工质的中性粒子从储箱输出后进入电离室被分解为正、负离子，带正电的离子在聚焦电极和加速电极静电场的作用下被加速成离子射束。在出口处离子射束与中和器发射的电子耦合成中性的高速射流，喷射而产生推力。

静电火箭发动机在理论上没有受热问题，比冲可高达85000〜200000m/s,效率也比较高。但在空间条件下，要保证出口离子束的稳定和中和，建立能可靠提供数万伏电压的电源，技术上还存在许多困难。

电磁火箭发动机

电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质（氢、氦、氩、锂蒸气等），在髙温条件下电离成具有导电性的中性等离子体。载流等离子体在磁场的作用下产生洛伦兹力，使等离子体加速喷出产生推力。

电磁火箭发动机有自身感应磁场和外加磁场2种构造形式，2种形式的工作原理相同，仅构造和性能有所差异。图5-16为自身磁场式电磁发动机原理示意图。电流从环形阳极流向中心圆柱形阴极，工质从燃烧室后部进入，随机被电离加速。等离子体内轴向电流分量Jz感应产生自身磁场B0和径向电流分量Jz互相作用，产生轴向的洛伦兹力Fz使等离子体加速产生推力，目前电磁火箭发动机的比冲可达50000〜250000m/s，推力5MN左右，效率25%左右。

静电式电火箭发动机由于比冲最高，且在白瓦级（这是现行太阳能电池容易给出的功率）功耗下的效率又高，因而是世界各国发展的重点。进行过的著名实验有8厘米电火箭发动机的15000小时循环寿命试验。700系列30厘米电火箭发动机的10000小时寿命试验。这两个试验都是在地面进行的。在空间进行的试验有美国的“空间电火箭试验Ⅰ号”卫星(SERT-Ⅰ)和日本的“工程试验卫星Ⅰ号”（ETS-Ⅰ）。在SERT-Ⅰ上装有两台15厘米的汞离子发动机，它们在空间工作和贮存了11年之久，实际分别工作了7939和6665小时。在ETS-Ⅰ上装有两台5厘米的汞离子发动机，分别工作了53和220小时。这些试验证明：①汞离子发动机在空间工作和在地面一样具有长寿命和多次起动能力，性能几乎不随时间变化。②直接和间接推力测量表明，发动机在空间的推进性能与所预测的一样，完全适于作卫星的位置保持、轨道转移等任务。③从卫星的工作情况和太阳电池的衰减情况来看，汞离子发动机和卫星是相容的。④离子发动机工作时，卫星的表面电位被钳制在较低值，因而兼有保护卫星的功能。

美国空军在“林肯卫星”上进行过微牛顿级的聚四氟乙烯脉冲等离子体电火箭发动机试验。日本在技术试验卫星4号”上进行过试验。我国于1982年首次进行了脉冲等离子体电火箭发动机的飞行试验，其参数为：元冲量6.5mg、比冲2800m/s、功耗5W。苏联从60年代以来进行过多次电火箭发动机的飞行试验。在“探测器2号”上装有6台脉冲等离子体电火箭发动机，用于卫星对太阳定向。在气象卫星“流星”号上装有2台稳态等离子体电火箭发动机作卫星的实验性修正系统。在电离层自动探测器“琥珀”1~1号上进行过以氩为工质的电子轰击式离子电火箭发动机试验。

美国已将电热肼电火箭发动机安装在“国际通讯卫星V号”上正式作为卫星的位置保持使用；还计划将两台8厘米汞离子电火箭发动机放在空军的卫星上进行进一步实验。西德的电火箭研究计划已纳入欧空局的“尤里卡”计划，他们的感应式离子电火箭发动机RITA计划在1990年后正式使用，截止到1990年，RITA的研究经费为6000万美元；同时进行的RIT35于1993年投入使用。日本1986年初推出以汞为工质的5厘米和以氙为工质的12厘米离子发动机产品，生产厂“三菱电器公司”；平均功率为1kW的磁等离子体（MPD）电火箭发动机由“石川岛播重工业株式会社”生产。日本计划：①80年代末把平均功率为1kW的MPD电火箭发动机用于月球极轨道飞行器上；②平均功率为2.5kW、5kW的MPD电火箭发动机于90年代初在空间站上进行试验；③在2000年左右用MPD电火箭发动机作空间探测器的空间主推进火箭发动机；④以氙为工质的12厘米离子电火箭发动机于1992年在ETS-Ⅵ卫星上进行试验；⑤以氙为工质的离子电火箭发动机于90年代初在空间站上进行实验。我国的8厘米汞离子电火箭实验性样机于1986年9月通过鉴定。

电火箭发动机与原子火箭发动机比较

电火箭及原子火箭发动机无论是在比冲、排气速度和有效负载上都比化学火箭优越得多。电火箭发动机是一种高比冲的火箭发动机。但是由于它的动力机械所占的重量很大，推力受到限制，因此它适合于作小推力的发动机。由于它可能承载比其他火箭更多的有效负载，所以电火箭发动机的实现，对于星际航行有很大的作用。但是我们也应看到电火箭发动机不管从基本观论上或是试验技术上，都不及原子发动机成，熟因而还需要等这些基本问题得到解决后，电火箭才能全面地实现。实际上这里也不单是理论问题，就其实验设备而言，也是庞大而复杂的：因为除了它需要有一个几千以至上万千瓦的原子能发电站及其相应的附属和保护设备外，还需要有一套规模巨大而真空度又很高的真空系统，来创造模拟真实情况和电火箭所需要的特殊条件。因此，在基本实验设备没有解决以前，也难于对它展开系统而全面的研究。

电火箭发动机克服了目前化学火箭发动机的能量限制，为星际探测和长寿命卫星提供了新的推进手段。但它的结构比化学火箭复杂，可靠性差，应用还不是很广泛，仅适用于航天器的姿态控制、位置保持。随着科学技术的不断发展，特别是超大规模集成电路的使用，将会大大简化发动机电源，提髙整个发动机系统的可靠性。此外，太阳能电池转换效率的不断提高，也将为电火箭提供足够的能源，电火箭发动机将可望广泛地使用在卫星和空间站上。