固体火箭发动机因其结构简单、可靠性高和储存寿命长而在航空航天和国防领域得到广泛应用[1]。然而，它们无法实现主动关机、重复启停操作以及宽范围的推力调节，这极大地限制了它们在轨道机动、姿态控制和着陆反推等任务中的应用[2][3][4]。因此，可变推力技术对于提高飞行器的机动性和操作效率至关重要[5]。在现有的可变推力方法中，液体火箭发动机虽然具有较高的控制灵活性，但系统复杂度较高[6][7][8]；而混合火箭发动机则受到燃烧效率和技术稳定性的限制[9,10]。尽管机械节流的固体火箭发动机能够实现推力调节[11,12]，但由于需要在高温高压条件下使用运动部件和动态密封装置，导致结构复杂度增加和可靠性降低[13,14]。
电控固体推进技术[15]为解决上述问题提供了有前景的解决方案。其基本原理是利用外加电场来控制电控固体推进剂（ECSP）的燃烧过程，从而将推力调节与复杂的外部机械系统分离，直接嵌入推进剂的能量释放过程中。开发ECSP的主要目的不仅仅是为了增加另一种节流技术，而是为了突破传统固体火箭发动机的固有瓶颈——即无法熄火、缺乏多脉冲重启能力和推力调节范围有限的问题，同时保留其结构简单、储存性能优异和可靠性高的优势。
近年来，人们对ECSP的配方优化[16][17][18]、燃烧特性[19][20]以及电热/电化学机制[22][23][24]进行了广泛的基础研究。特别是对于基于高氯酸锂（LP）的金属化ECSP系统，现有文献系统地阐明了其燃烧和控制机制。研究表明，金属添加剂（如钨）显著降低了推进剂的热分解温度并改变了热量释放曲线[25,26]。此外，高压电化学机制主导了燃烧控制，使得燃烧速率随电压的增加而呈指数级增长[27]。提高环境压力可以显著缩短点火延迟时间并降低最低点火能量[28]。
尽管这些材料层面的进步已经成功证明了ECSP的可控点火、熄火和燃烧速率调节能力，但将这些推进剂应用于实际的电控固体火箭发动机（ECSRM）仍需克服诸多工程障碍（如表1所示的现有原型相比）。大多数前瞻性的ECSRM研究仍局限于概念验证阶段，采用单一的诊断方法。缺乏关于动态推力、瞬态响应时间和能量转换效率的系统性定量评估，无法准确评估其在实际应用中的推进效果。
为填补这一空白，本文提出并验证了一种适用于发动机级实验的先进ECSRM架构。该架构采用轴向平行电极布局，集成多孔钼阳极、薄膜阴极和统一的绝缘热防护层，实现了电导率、高温耐受性和组装可行性的最佳平衡。此外，本研究超越了传统单一变量测试的局限性，进行了多维度性能评估。我们系统地评估了发动机在不同电压条件下的快速启停能力、推力调节和能量转换效率。通过火灾后的拆卸和微观分析，进一步明确了多脉冲操作和长期稳定性的 degradation 机制。最终，这项研究为未来电控固体推进系统的结构优化和工程实现提供了重要的设计范式和可靠的实验数据。
