近年来,由于信息技术与小型化技术的飞速发展与应用,各种空间任务的需求不断增加以及对空间飞行器重量和尺寸的限制,航天器正不断向着小型化、微型化和高性能化的方向发展,这也对推进系统提出了更高的要求。与传统的化学燃烧推进相比,电推进有着高比冲、产生的推力小、使用寿命长、可显著提高航天器的有效载荷质量比、可连续工作时间久、制造成本低等优点。基于这样的背景,为了探究适用于小卫星的电弧推力器,自行搭建了一套小功率电弧加热推力器试验系统,本学位论文分别使用N2和Ar作为推进剂,在不同的参数条件下实现了推力器稳定运行,论文研究了气流量、输入功率、喷管的扩张比和阴阳极间距等因素对小功率电弧推力器性能的影响,推力器喷管处的放电情况以及不同实验条件下等离子体组分变化。本文主要对两种扩张比不同的推力器进行了系统的研究,主要包括推力、弧电流、弧电压、阴极腔压和真空室压力等工作参数以及由工作参数导出的比功率、比冲、推力效率等性能参数。实验结果表明:在相同气流量下,推力会随比功率的增大而增大,在大气流量的条件下,变化会更为明显,以氮气为推进剂,喉道长0.5mm、喉道直径0.3mm,扩张比300的推力器A在气流量200mL/min条件下,弧电流由80mA增大到110mA时,推力增加了0.14m N,而在600mL/min条件下,弧电流增量相同,推力增加了1.3mN。比冲随比功率的变化情况与推力随比功率的变化情况比较接近,比冲随气流量的增大会出现峰值,以氮气为推进剂,最大比冲大约196s,推力效率会随比功率的增大而降低,最大推力效率大约为30%。以氩气为推进剂最大比冲接近105s,最大推力效率大约为17%。弧电压随弧电流的增大会减小,在小气流量下弧电压呈现出下降的趋势,随着气流量的增加,弧电压呈现上升的趋势。本文通过对各个参数的分析发现:小功率电弧推力器的放电有可能是倾向于辉光和电弧混合的放电模式,在小气流量下放电发生在阴极与阳极喷管收缩段之间,在大气流量下放电通过喉道发生在阴极与阳极喷管扩张段之间;在推力器未点火的状态下,冷推力的大小与推进剂的有效分子质量和比热比有关,点火后推力器产生的比冲与其推力效率和比焓值的乘积程正相关,如果使用的推进剂组分中氢元素所占的比例较大,能够使更多的电能转化为推进剂的动能,从而提升比冲;在扩张半角相同的条件下,大的扩张比会使推进剂在喷管扩张段存在的时间更久,有助于高温气体的充分膨胀,使获得的电能更加充分的转化为气体动能,推力器产生的推力、比冲和推力效率都有所提高;适当的增加阴极尖到阳极的距离能够提高输入功率,使推进剂获得更多的能量,进而提升推力器的性能。