近年来蓬勃发展的卫星小型化技术对相应的推进系统提出了更高的要求。较于传统的化学火箭发动机,小功率电推进系统可能是更适合完成小卫星姿控、变轨等任务的推进系统。目前,针对适用于小卫星的电弧加热推进系统的研究报告还不多。以该类应用为背景,本学位论文工作搭建了一套小功率电弧加热推力器实验测试平台,实现了以氩气为工质的电弧加热推力器系统的稳定运行,系统研究了工作参数、喷管的形状尺寸等因素对小功率氩电弧加热推力器性能的影响。　　 本文采用间接测量气动小推力的方法,对四种不同喷管结构尺寸的小功率电弧加热接力器稳定工作时产生的推力进行了系统测量,结合气流量、弧电流和弧电压等工作参数导出比冲、推力效率等性能参数。结果表明:在本文所研究的参数范围内,输入电流增大,电弧推力器的输入功率隧之增大,推力、比冲上升,推力效率下降;例如喷管喉道直径0.4mm,扩张比196的推力器,在6.8mg/s的流量下,当输入电流从10mA增加到110mA时,输入功率从5W增加到35W,推力从5.4mN增加到6.6mN,比冲从80s增加到97s,而推力效率从50%下降到1O%;输入电流恒定,推进剂流量增大时,推力增大,比冲则先增大后减小;弧电流在10～110mA范围内变化时,弧电压的变化范围约为210～280V,远高于传统的kW级电弧加热推力器的弧电压变化范围,推测气体的放电形式有别于kW级电弧加热推力器;喷管温度的升高会导致弧电压的下降。　　 通过数据分析发现:当喷管扩张比相同时,喉道直径对推力器的推力、比冲、推力效率等性能参数影响较小,但减小喉道直径会扩展推力器稳定工作的参数范围;当喷管喉道直径相同时,扩张比大的喷管有利于高温气体的充分膨胀,推力器产生的推力、比冲和效率等性能参数随之增大。