CN104554825B - 航天器磁推进装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种航天器磁推进装置，其结构设计简单，推进装置采用条状线圈结构，可以由小电流导线通过多圈绕接产生较大的总线圈电流；推力方向与大小均可以随着线圈的方向和线圈电流的大小调整，推力方向与线圈电流方向垂直，采用本发明推进装置的航天器控制更为简单；本发明航天器磁推进装置的推进方法相比磁矩推进方法在同等电流强度与地球磁场环境下推力更大，且本发明推进装置可以多个平行排列叠加，进行组合使用，实现航天器大推力推进；本发明推进装置工作时周围产生磁场，空间带电粒子靠近航天器时将受到磁场作用偏折，本发明装置对航天器具有一定带电粒子屏蔽与防护作用，而且推进装置磁矩大小相互抵消，对航天器不产生额外磁力矩作用。
Description
技术领域：
本发明涉及一种航天器磁推进装置，其属于航天器推进系统领域。
背景技术：
航天器常规喷射推进装置由于需要不断消耗燃料，制约了其使用寿命和航天器寿命，同时增加了航天器初始发射重量，进而提高了火箭发射成本和航天器使用成本。因此无燃料消耗的推进方法和装置是当前航天器推进技术领域的主要目标之一。
目前航天器无燃料消耗的推进方法研究主要集中在静电推进、电动绳系推进和磁推进三个方向。
静电推进方式通过空间等离子体充电或主动充电使航天器整体带上正电荷或负电荷，由地球磁场与高速运动的整体带电航天器相互作用产生洛伦兹力，或者由多个带电航天器间相互作用产生库仑力进而实现推进效果。该推进方法对航天器表面电荷控制要求高，所需控制系统复杂，推力方向受到地球磁场方向与航天器运动方向限制，目前仍缺乏有效的控制技术。
电动绳系推进通过采集空间电子流经系绳导体产生电流与地球磁场相互作用最终产生安培力实现推进。电动绳系推进由于受到空间电子浓度和地球磁场强度的影响，为了产生有效推力，系绳导体长度需要数百米至数十千米，导致系绳折断风险增加，而且在空间飞行过程中数百米或数十千米系绳的震荡运动明显，给电动绳系卫星的控制带来较大困难。
目前已有的磁推进方法是采用电流流经导体环产生磁矩与地球磁场相互作用最终实现推进。该方法的推力大小和方向与导体环所产生磁矩关系复杂，而且产生的磁力大小在数微牛量级，仅与大气阻力相当，无法实现更大推力的磁推进。
因此，确有必要对现有技术进行改进以解决现有技术之不足。
发明内容：
本发明的目的是克服现有技术不足，提供一种易于控制的具有较大推力的航天器磁推进装置。
本发明采用如下技术方案：一种航天器磁推进装置，其包括基座，分别固定于基座上、下表面上的上磁屏蔽腔和下磁屏蔽腔，固定于基座上表面上的上金属环和固定于基座下表面上的下金属环，分别位于基座上、下表面上的上线圈和下线圈，电源模块，以及位于基座前后侧面的热控装置，所述基座为中空状的长方体结构，所述上磁屏蔽腔固定于基座上表面的后端位置，下磁屏蔽腔固定于基座下表面的前端位置，所述上线圈绕接时穿过上金属环的孔心，其绕接后形成长方形环状，所述上线圈的后半段位于上磁屏蔽腔中，前半段位于上磁屏蔽腔之外，所述下线圈绕接时穿过下金属环的孔心，其绕接后形成长方形环状，所述下线圈的前半段位于下磁屏蔽腔中，后半段位于下磁屏蔽腔之外，所述基座的右侧面上设有电极插口，所述上线圈和下线圈采用同一根导线绕接而成，所述上线圈和下线圈的绕接方向相反，所述绕接后的上线圈和下线圈导线经引出并穿过基座上下表面，在基座内部与基座右侧面上的电极插口相连接后与电源模块相连接。
进一步地，所述上线圈和下线圈均采用低电阻率大电流导线。
进一步地，所述上线圈和下线圈均为银导线或高温超导线材。
进一步地，所述上金属环和下金属环均采用高强度无磁金属材料制成，所述基座上下表面上各有八个上金属环和八个下金属环，所述八个上金属环在基座上表面上呈对称分布，所述八个下金属环在基座下表面上呈对称分布。
进一步地，所述上磁屏蔽腔和下磁屏蔽腔均采用软磁材料制成。
进一步地，所述上磁屏蔽腔和下磁屏蔽腔均为CO-NETICAA材料。
进一步地，所述电极插口为同轴导线插口。
进一步地，所述基座采用高强度无磁金属材料制成。
进一步地，所述基座为钛铝合金或奥氏体不锈钢。
本发明具有如下有益效果：
(1)推进装置结构设计简单，推进装置采用线圈结构，可以由小电流导线通过多圈绕接产生较大的总线圈电流；
(2)推力方向与大小均可以随着线圈的方向和线圈电流的大小调整，推力方向与线圈电流方向垂直，采用该推进装置的航天器控制更为简单；
(3)该推进方法相比磁矩推进方法在同等电流强度与地球磁场环境下推力更大，而且该推进装置可以多个平行排列叠加，进行组合使用，实现航天器大推力推进；
(4)该推进装置工作时周围产生磁场，空间带电粒子靠近航天器时将受到磁场作用偏折，因此该装置对航天器具有一定带电粒子屏蔽与防护作用，而且推进装置磁矩大小相互抵消，对航天器不产生额外磁力矩作用。
附图说明：
图1为本发明航天器磁推进装置的俯视示意图。
图2为本发明航天器磁推进装置的主视示意图。
图3为本发明航天器磁推进装置(包含热控装置和电源模块)的侧视示意图。
图4为线圈磁屏蔽部位与非屏蔽部位受力示意图。
其中：
101-基座；102-上磁屏蔽腔；103-下磁屏蔽腔；104-上线圈；105-下线圈；106-上金属环；107-下金属环；108-电源模块；109-热控装置；110-电极插口；1020-上顶壁；1021-上后壁；1022-上左侧壁；1023-上右侧壁；1030-下底壁；1031-下前壁；1032-下右侧壁；1040-同轴导线。
具体实施方式：
请参照图1至图3所示，本发明航天器磁推进装置包括基座101，分别固定于基座101上、下表面上的上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103，通过螺丝固定于基座101上表面上的上金属环106，固定于基座101下表面上的下金属环107，分别位于基座101上、下表面上的上线圈104和下线圈105，电源模块108，以及位于基座101前后侧面的且与基座101直接接触的可对基座101整体进行冷却的热控装置109。其中基座101为中空状的长方体结构，上磁屏蔽腔102固定于基座101上表面的后端位置，下磁屏蔽腔103固定于基座101下表面的前端位置，上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103均为中空状结构，其中上磁屏蔽腔102包括上顶壁1020、自上顶壁1020的后末端向下垂直弯折延伸形成上后壁1021，以及自上顶壁1020的左右两末端分别向下垂直弯折延伸形成的上左侧壁1022和上右侧壁1023。上线圈104绕接时穿过上金属环106的孔心，其绕接后形成长方形环状，其后半段位于上磁屏蔽腔102中，前半段位于上磁屏蔽腔102之外，上金属环106可收缩，进而起到固定上线圈104的作用。其中下磁屏蔽腔103包括下底壁1030、自下底壁1030的前末端向上垂直弯折延伸形成的下前壁1031、以及自下底壁1030的左右两末端分别向上垂直弯折延伸形成的下左侧壁(未标示)和下右侧壁1032。下线圈105绕接时穿过下金属环107的孔心，其绕接后形成长方形环状，其前半段位于下磁屏蔽腔103中，后半段位于下磁屏蔽腔103之外，下金属环107可收缩，进而起到固定下线圈105的作用。
在基座101的右侧面上设有电极插口110，上线圈104和下线圈105采用同一根导线绕接而成，上线圈104和下线圈105均采用低电阻率大电流导线，例如银导线或高温超导线材如铊钡钙铜氧体系线材，且上线圈104和下线圈105的绕接方向相反，通电时上线圈104和下线圈105的电流方向相反，上线圈104和下线圈105的绕接圈数取决于根据轨道设计所需产生的总电流强度，例如电流1A培的导线绕接1000圈即可以形成1000A的总线圈电流，避免了采用单根导线产生1000A电流时对电源电路和导线材料的严格要求。绕接后的上线圈104和下线圈105导线经引出并穿过基座101上下表面，在基座101内部与基座右侧面上的电极插口110相连接，最后通过同轴导线与电源模块108相连接。电源模块108置于航天器内部，通过电极插口110与上线圈104和下线圈105相连接，为上线圈104和下线圈105供电，电源模块108的电流根据装置设计需求在0-10A之间连续可调，电源模块108的输入端与航天器太阳电池电源输出端相连。
本发明航天器磁推进装置中，上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103分别包裹上线圈104和下线圈105的部分导线，实现对所包裹导线的磁屏蔽。上金属环106和下金属环107采用高强度无磁金属材料制成,如钛铝合金或奥氏体不锈钢，分别固定在基座101的上、下表面。基座101上下表面上各有八个上金属环106和八个下金属环107，其中八个上金属环106在基座101上表面上呈对称分布，八个下金属环107在基座101下表面上呈对称分布。
上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103均采用软磁材料制成，如CO-NETICAA材料，也可以根据上线圈104和下线圈105的总电流要求，在上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103的内外表面均匀涂上铊钡钙铜氧体系高温超导材料，实现磁屏蔽作用。
电极插口110为同轴导线插口，如BNC插口或其它类型插口，电极插口110引出同轴导线1040与位于航天器内部电源108相连。基座101采用高强度无磁金属材料制成,如钛铝合金或奥氏体不锈钢，与侧面热控装置109紧密贴近。热控装置109通过基座101的金属材料进行热传导，为上线圈104和下线圈105的导线和上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103提供降温作用，当航天器磁推进装置采用高温超导材料时，热控装置109维持航天器磁推进装置整体或高温超导材料部件的温度在工作范围，热控装置109可以采用斯特林制冷机，例如采用英国Hymatic公司SX101制冷机，功率为40W。
本发明航天器磁推进装置的工作原理为：线圈(包括上线圈104和下线圈105)电流方向与地磁场方向呈一定角度时，线圈各段均受到地球磁场的洛伦兹力作用，由于上线圈104和下线圈105导线的电流方向相反，因此上线圈104和下线圈105受到的洛伦兹力大小相等、方向相反，此时线圈整体受力为零；当对线圈局部导线进行磁屏蔽时，磁屏蔽部位导线受到地磁场洛伦兹力减少，与未被屏蔽导线受到的洛伦兹力大小不相等，导致线圈整体受到的洛伦兹力不为零；此时可以通过控制线圈电流强度与调整线圈与地球磁场方向夹角，改变线圈所受到地球磁场洛伦兹力大小和方向，进而实现对航天器的可控推进。在本发明中，基座101上下表面的上线圈104和下线圈105的电流方向相反，磁屏蔽部位相对换，可以产生2倍于单个线圈的洛伦兹合力；此外，地磁场对基座101上下表面的上线圈104和下线圈105产生的磁扭转力矩相反，导致基座101整体受到磁力矩为零，更有利于航天器的稳定性控制。具体如下：
如图4所示,未屏蔽导线在磁场中受到的洛伦兹力可以表示为：
F1＝BIL1sinα，
式中B为地球磁场强度，I为导线电流强度，L1为导线长度，α为地球磁场B方向与导线电流I方向的夹角；
采用高磁导率材料制成磁屏蔽腔，此时磁屏蔽腔内磁场为：
B'＝B(1-ξ)，
式中ξ为与磁屏蔽腔磁导率和结构相关的常数，ξ取值范围在(0，1)，当采用无磁材料时ξ为0，当采用高温超导材料(未达到磁饱和)时，ξ为1；
此时导线在磁屏蔽腔内受到的地球磁场洛伦兹力为
F2＝B'IL2sin(-α)＝B(1-ξ)IL2sin(-α)，
式中L2为磁屏蔽腔内导线长度，由于磁屏蔽腔内导线与未屏蔽导线处于同一个平面，地球磁场B方向与磁屏蔽腔内导线电流I方向的夹角方向相反。
因此单个线圈合力为：
F＝F1+F2＝BIL1sinα+B(1-ξ)IL2sin(-α)，当磁屏蔽腔内导线长度L2与未屏蔽导线长度L1相同时(均为L)，单个线圈受到的地球磁场洛伦兹力为：
F＝ξBILsinα
在本航天器磁推进装置设计中,采用两个反向线圈,因此装置受到的洛伦兹力合力为
F＝2ξBILsinα
例如，在采用相对磁导率为45000的CO-NETICAA材料制成磁屏蔽腔，当腔体内外半径比为0.5时，ξ为0.65，此时若航天器处于250km轨道，磁场强度为28000nT，方向与线圈电流方向垂直，若线圈导线电路为1A，线圈匝数1000匝，线圈长度1m则该装置可以产生洛伦兹力为
F＝2ξBILsinα＝2×0.65×2.8×10-5×1000×1×sin900＝36.4mN而相同条件下磁矩推进方法所产生推力小于10uN，因此该装置产生的洛伦兹力要远大于磁矩产生的洛伦兹力，而且当该推进装置多个组合叠加时，总推力大小将随叠加单元个数增加而增长，具有明显的技术优势。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
Claims (9)
1.一种航天器磁推进装置，其特征在于：包括基座(101)，分别固定于基座(101)上、下表面上的上磁屏蔽腔(102)和下磁屏蔽腔(103)，固定于基座(101)上表面上的上金属环(106)和固定于基座(101)下表面上的下金属环(107)，分别位于基座(101)上、下表面上的上线圈(104)和下线圈(105)，电源模块(108)，以及位于基座(101)前后侧面的热控装置(109)，所述基座(101)为中空状的长方体结构，所述上磁屏蔽腔(102)固定于基座(101)上表面的后端位置，下磁屏蔽腔(103)固定于基座(101)下表面的前端位置，所述上线圈(104)绕接时穿过上金属环(106)的孔心，其绕接后形成长方形环状，所述上线圈(104)的后半段位于上磁屏蔽腔(102)中，前半段位于上磁屏蔽腔(102)之外，所述下线圈(105)绕接时穿过下金属环(107)的孔心，其绕接后形成长方形环状，所述下线圈(105)的前半段位于下磁屏蔽腔(103)中，后半段位于下磁屏蔽腔(103)之外，所述基座(101)的右侧面上设有电极插口(110)，所述上线圈(104)和下线圈(105)采用同一根导线绕接而成，所述上线圈(104)和下线圈(105)的绕接方向相反，所述绕接后的上线圈(104)和下线圈(105)导线经引出并穿过基座(101)上下表面，在基座(101)内部与基座(101)右侧面上的电极插口(110)相连接后与电源模块(108)相连接。
2.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于：所述上线圈(104)和下线圈(105)均采用低电阻率大电流导线。
3.如权利要求2所述的航天器磁推进装置，其特征在于：所述上线圈(104)和下线圈(105)均为银导线或高温超导线材。
4.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于：所述上金属环(106)和下金属环(107)均采用高强度无磁金属材料制成，所述基座(101)上下表面上各有八个上金属环(106)和八个下金属环(107)，所述八个上金属环(106)在基座(101)上表面上呈对称分布，所述八个下金属环(107)在基座(101)下表面上呈对称分布。
5.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于：所述上磁屏蔽腔(102)和下磁屏蔽腔(103)均采用软磁材料制成。
6.如权利要求5所述的航天器磁推进装置，其特征在于：所述上磁屏蔽腔(102)和下磁屏蔽腔(103)均为CO-NETICAA材料。
7.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于：所述电极插口(110)为同轴导线插口。
8.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于：所述基座(101)采用高强度无磁金属材料制成。
9.如权利要求8所述的航天器磁推进装置，其特征在于：所述基座(101)为钛铝合金或奥氏体不锈钢。
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