世界的には、2013年に打上げられたSurrey Satellite Technology Limited（SSTL）の3Uサイズ（10 cmキューブサイズが1 Uであり、その3個分が3 U）である「STRaND-1」衛星に約0.336 kgのPPTが搭載され宇宙作動実績があり、これまで15機以上の宇宙機に搭載された。現在、開発・販売されているPPTシステムとして、PPTCUP（Mars Space Ltd (MSL)・Clyde Space Ltd (CSL)・University of Southampton (UoS)）、MPACS（Busek Co. Inc.）がある。これらのPPTの8割ほどを占めるのは、固体推進剤テフロンの供給機構が確立され、長時間作動および比較的高い比推力を誇る平行平板型の電極形状、いわゆる電磁加速型PPTである。しかし、推力・電力比および推進効率等については10-20 マイクロNs/W、1-13%にとどまる。超小型衛星の軌道遷移、動力飛行を達成させるには同軸型の電極形状をもつ電熱加速型PPTしかない。
田原弘一教授の研究グループでは2007年以降、電気推進機を搭載した超小型衛星の開発を進めている。2012年9月9日には電熱加速型PPTを搭載した超小型衛星1号機がインド宇宙研究機関（Indian Space Research Organization：ISRO）のPSLVロケットC21機により打ち上げられた。衛星1号機は一辺が290 mmの立方体、質量は14.5 kgであり、メインミッションは2.5 W級PPTの作動実証、その連続作動による投入軌道高度から1 kmの高度上昇であった。現在、図２に示す、超小型衛星2号機の開発を行っており、世界初の50-100 kmの軌道遷移、長距離動力航行を目指し、30 W級電熱加速型PPTシステムを最終製作、試験中である。
衛星2号機に搭載する高推力および長時間作動型PPTシステムの開発では、高インパルスビット発生可能な放電室形状の実験と数値計算を併用した最適化により、放電室直径4 mm、長さ50 mmと決定し、インパルスビット2.47 mNs、マスショット738 マイクロg、比推力342 s、推進効率13.1%を得た。耐久実験を行った結果、図３に示すように、100,000ショット以上の作動を確認し、トータルインパルス100 Nsを達成した。さらに、長時間作動型PPTヘッドとして、図４に示す多放電室型PPTヘッド（Multi-Discharge-Room type PPT：MDR-PPT）を考案した。複数、7個の放電室をもつPPTヘッドであり、放電室ヘッドはイグナイタをそれぞれ独立に持っており、どの放電室を作動させるかはイグナイタを選択することにより決めるシステムである。有限会社ハイ・サーブ社製パワープロセシングユニット（Power Processing Unit: PPU）を用いて、MDR-PPTヘッドの作動実験を行った結果、放電室間の切り替えは問題なく成功し、長時間作動を達成した。現在、図５に示す、MDR-PPTヘッドとPPU、キャパシタを含むMDR-PPTシステム（質量5.32 kg、サイズ232 x 226 x 158 mm）を設計・開発し、その最終耐久試験中である。衛星2号機では、MDR-PPTの作動により、衛星進行方向にプラズマを噴射することで、軌道を周回する衛星の速度を減速させ、高度を降下させる軌道遷移（動力航行）させる。
衛星2号機では、姿勢制御用アクチュエータにリアクションホイールと磁気トルカを、姿勢制御用センサに太陽センサを5台、ジャイロセンサを各軸に1つずつで計3台、地球センサを1台、磁気トルカを用いた制御を行うため地磁気の磁束密度測定用に磁気センサを1台搭載する。通信機は（株）西無線研究所によって超小型衛星用に開発された無線機を用いる。オンボードコンピュータ（On-Board Computer: OBC）にはLinuxを組み込みARMプロセッサを搭載したRaspberry Pi model B+を採用する。電源装置システムには、バッテリーにPanasonic社製エネループプロを、太陽電池にAZUR SPACE社製のGaAsセルを採用する。構体にはハニカムアルミプレートを主構造として用いる。
