CN104773307B - 一种近光速粒子推进方法与系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种近光速粒子推进方法与系统。具体地，本发明公开了一种用于推进太空飞行器的推进装置，所述推进装置固定于所述太空飞行器的主体结构上，并且包括一个或多个近光速粒子推进单元，所述近光速粒子推进单元包括：推进结构、能量转化结构和调节结构。本发明还公开了一种推进太空飞行器飞行的方法。使用所述装置可以较小的质量实现对飞行器的长期加速和姿态调整，且可以极大地提高飞行器的推进速度。

Description

一种近光速粒子推进方法与系统

技术领域

本发明涉及航空航天领域，具体地涉及一种利用核材料自然核衰变所产生的近光速粒子的动量效应推进飞行器和/或调整飞行器方位的方法以及基于该方法设计的装置。

背景技术

迄今为止，人类的推进技术可以将太空飞行器加速到脱离太阳系的第三宇宙速度，目前最快的飞行器速度是～16千米/秒，进一步提升面临很大困难。究其原因，是因为推进系统产生的动力很难长久，反冲介质的速度很难超越10倍声速(～3公里每秒)，脱离地球引力就需要耗费大量的燃料。当前主流的火箭发动机依靠液体或固体燃料的燃烧形成高速射流，产生反冲力。由于有效负载的快速消耗，飞行器加速时间有限。所以，深空探测飞船或探测器一般依靠初始火箭提供的速度摆脱所在星球的重力，然后用飞行器上的有限动力进行姿态和方向微调，在漫长的旅程中以几乎恒定的速度滑向目标。到达目标后，减速、落地、重新起飞等仍然依靠类似火箭喷射的动力。由于产生动力的有效载荷有限，必须对资源配重精细规划，以尽可能多地完成预定任务。依靠当前的推力方式，即燃料化学反应产生推力的方式，不仅使得星际飞行时间漫长(从地球到火星单程目前需要120-300天，人类最快的飞行器从地球到冥王星需要十年以上)，而且有效载荷也严重受限。对于光年级星系际航行来讲，目前的太空技术无能为力。

因此，人类一直在探索能够获得更长期更高速度的推动技术，以缩短太阳系内及星际内飞行时间。一些新兴的推进系统包括激光触发的物质升华推进技术，该技术依靠高能激光升华物质产生反推力，但是激光的能量需要飞行器提供。另一种方式是将高电压作用于介质产生带电粒子，然后依靠电磁场加速带电粒子产生推力。但是，上述推进技术所能产生的推力的物质速度很难超过20千米/秒，其推进系统的长期持续性、稳定性和总体推力均尚难以满足星际飞行中的一系列苛刻要求。

综上所述，为了缩短远距离宇航探索的穿越时间，本领域迫切需要开发一种可极大提高推进速度且可长期高效推进太空飞行器的新型推进装置和推进方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种可极大提高推进速度且可长期高效推进太空飞行器的新型推进装置和推进方法。

本发明的第一方面，提供了一种用于推进太空飞行器的推进装置，所述推进装置固定于所述太空飞行器的主体结构上，并且包括一个或多个近光速粒子推进单元，所述近光速粒子推进单元包括：推进结构、能量转化结构和调节结构，其中，

所述推进结构产生近光速粒子，且所述推进结构所产生的近光速粒子包括向背离所述能量转化结构方向的(即后行的)近光速粒子P’和向所述能量转化结构一侧的(即前行的)近光速粒子P，并且部分所述近光速粒子P’的动量被直接用作产生推进所述太空飞行器飞行的动力；

所述能量转化结构固定于所述太空飞行器，用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P；

所述调节结构用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P’从而调节所述近光速粒子P’的动量。

在另一优选例中，所述调节结构用于改变所述推进结构的推进方向，使得所述推进结构产生的所述近光速粒子P’的飞行方向与所述飞行器的方向一致或基本一致，从而调整所述近光速粒子P’产生的推力。

在另一优选例中，所述调节结构用于调节所述粒子P’的动量。

在另一优选例中，所述太空飞行器选自下组：卫星、宇宙飞船、星际探测器。

在另一优选例中，所述太空飞行器包括飞行器主体结构和所述推进装置。

在另一优选例中，所述太空飞行器还包括电力系统以及主控系统。

在另一优选例中，所述太空飞行器还包括对接单元，用于对接飞行器主体结构和所述推进装置。

在另一优选例中，所述近光速粒子推进单元位于所述太空飞行器主体结构的外表面且对称分布。

在另一优选例中，所述近光速粒子推进单元位于所述太空飞行器主体结构的后部、尾部、中部、或其组合

在另一优选例中，所述多个近光速粒子推进单元连接形成推力帆结构。

在另一优选例中，所述推力帆结构优选为网格状结构。

在另一优选例中，所述推进结构位于所述能量转化结构的外表面(即面向真空一侧)，且所述推进结构为核衰变材料涂层。

在另一优选例中，所述核衰变材料涂层的厚度为1-100μm，较佳地为3-50μm，更佳地为5-30μm，最佳地为5-15μm。

在另一优选例中，所述核衰变材料涂层主要由核衰变材料组成，以所述核衰变材料涂层的总重量计，所述核衰变材料的含量为10－99wt％，较佳地为30－99wt％，更佳地为50－99wt％，最佳地为60-90wt％。

在另一优选例中，组成所述核衰变材料的放射性元素的同位素的半衰期为0.1秒-100年，较佳地为10秒-80年，更佳地30秒-10年，最佳地50秒-1年。

在另一优选例中，所述核衰变材料的核衰变为自然核衰变。

在另一优选例中，所述核衰变材料的核衰变为非自然核衰变，优选为激光诱导加速半衰期的核衰变。

在另一优选例中，所述核衰变材料涂层可释放近光速粒子。

在另一优选例中，所述近光速粒子的速度≥3х10⁴米/秒，较佳地≥3х10⁵米/秒，更佳地≥3х10⁶米/秒，最佳地≥3х10⁷米/秒。

在另一优选例中，所述近光速粒子的速度大于千分之一倍光速。

在另一优选例中，所述近光速粒子的速度不超过光速。

在另一优选例中，所述近光速粒子为有质量粒子，优选地为ɑ粒子、中子、质子、电子、或其组合。

在另一优选例中，当需要加速所述飞行器时，所述粒子P’产生的沿所述飞行器前进方向的推进力ΔF＞0。

在另一优选例中，当需要减速所述飞行器时，所述粒子P’产生的沿所述飞行器前进方向的推进力ΔF＜0。

在另一优选例中，当不需要调整所述飞行器的速度时，所述粒子P’产生的沿所述飞行器前进方向的推进力ΔF＝0。

在另一优选例中，所述ΔF为所述粒子P’对所述太空飞行器产生的推进力的总和。

在另一优选例中，所述能量转化结构是与所述飞行器主体结构固定连接或活动连接的衰变热电转化-反推承受结构。

在另一优选例中，当需要减小所述近光速粒子P’的推进力时，所述调节结构吸收部分或全部所述粒子P’的动量，从而减少或消除用于推进所述太空飞行器飞行的推力。

在另一优选例中，所述调节结构位于所述太空飞行器主体结构上。

在另一优选例中，所述调节结构的方向和/或位置可根据需要进行调整。

在另一优选例中，所述调节结构包含可吸收所述粒子P’的材料，优选地所述材料为铝箔。

在另一优选例中，所述调节结构将所吸收的近光速粒子P’的能量转换为选自下组的能量形式：光能，机械能，内(热)能，电能，核能电磁能、或其组合。

在另一优选例中，所述推进装置还设有一个或多个电磁约束装置，所述电磁约束装置用于约束所述近光速粒子P’的飞行方向。

在另一优选例中，每个近光速粒子推进单元设有一个所述的电磁约束装置；或者多个近光速粒子推进单元设有一个共用的所述电磁约束装置；或所有近光速粒子推进单元设有一个共用的所述电磁约束装置。

在另一优选例中，所述的电磁约束装置位于所述推进结构的外侧且靠近所述推进结构，并且所述电磁约束装置产生的磁场基本覆盖所述推进结构产生的向飞行器推进结构外侧辐射的粒子P’的运动范围。

在另一优选例中，所述电磁约束装置所需的电能由选自下组的能量源提供：所述能量转化结构吸收的近光速粒子P的能量、飞行器的非衰变电力。

在另一优选例中，所述飞行器的非衰变电力选自下组：太阳帆收集的电能，核电动力，化学燃料，锂电池、太阳能电池、燃料电池、核电池等各类电池结构、或其组合。

本发明的第二方面，提供了一种推进太空飞行器飞行的方法，所述方法包括如下步骤：

(a)提供一太空飞行器，所述太空飞行器包括一飞行器主体结构和推进装置，其中所述推进装置包括本发明第一方面所述的推进装置；

(b)在太空飞行期间，启动所述的推进装置中的近光速粒子推进单元，将所述推进结构产生的部分或全部所述近光速粒子P’的动量直接用作产生推进所述太空飞行器飞行的动力，从而推进太空飞行器飞行。

在另一优选例中，所述方法还包括：利用所述能量转化结构将所述粒子P的能量转化为可被所述太空飞行器进一步利用的能量。

在另一优选例中，所述方法还包括：使用调节结构吸收所述粒子P’，从而调节所述粒子P’产生的推进力的大小和/或方向。

在另一优选例中，所述方法还包括：使用电磁约束装置约束所述粒子P’，从而调节推进力的大小和/或方向，从而对所述太空飞行器进行飞行速度和/或飞行方位的调整。

在另一优选例中，所述方法用于太空环境。

在本发明的第三方面，提供了一种太空飞行器，所述太空飞行器包括本发明第一方面所述的推进装置。

应理解，在本发明范围内中，本发明的上述各技术特征和在下文(如实施例)中具体描述的各技术特征之间都可以互相组合，从而构成新的或优选的技术方案。限于篇幅，在此不再一一累述。

附图说明

图1是本发明推进装置和太空飞行器的作用示意图。

图2是本发明近光速粒子推进单元的结构示意图。

图3是本发明近光速粒子推进单元的动量平衡图，实线箭头表示粒子辐射示意方向，实际可能为任意方向，粗箭头表示涂层高能粒子束的总体飞行方向示意。

图4是本发明设置电磁约束装置的近光速粒子推进单元的动量平衡图，虚线箭头表示粒子辐射示意方向，实际可能为任意方向，但在电磁约束装置下，可以约束所述粒子P’，从而调节用于推进飞行器前进的推进力的大小和/或方向，进而对所述太空飞行器进行飞行速度和/或飞行方位的调整；粗箭头表示涂层高能粒子束的总体飞行方向示意。

图5是本发明近光速粒子推进单元形成的推力帆示意图，箭头表示推力帆结构上涂层高能粒子束的总体飞行方向示意。

图6是设置本发明推进装置的太空飞行器的总体示意图，其中左图为正常飞行结构，右图为打开推力帆后的飞行结构，实线箭头表示推力帆结构上涂层高能粒子束的总体飞行方向示意，虚线表示核衰变材料涂层。

具体实施方式

本发明人经过长期而深入的研究，首次意外地发现利用核材料自然衰变所产生粒子的动量效应可直接进行飞行器推进和/或飞行器方位调整。具体地，本发明人通过在太空飞行器中设置固定于所述太空飞行器的主体结构上且包括一个或多个主要由推进结构、能量转化结构和调节结构组成的近光速粒子推进单元的推进装置，在太空飞行器飞行期间，通过启动所述推进装置，利用所述推进结构产生的向背离所述能量转化结构方向的(即后行的)近光速粒子P’形成的反推力可实现对所述太空飞行器加速和/或进行方位调整。这种方法可以低载重的核衰变材料实现对飞行器的长期、持续且稳定的推进和/或方位调整。基于上述发现，发明人完成了本发明。

术语

如本文所用，术语“本发明推进装置”、“推进装置”、“本发明推进系统”或者“推进系统”可互换使用。

如本文所用，术语“本发明推进结构”、“推进结构”、“本发明近光速粒子发生结构”或者“近光速粒子发生结构”可互换使用，均指位于所述能量转化结构的外表面(即面向真空一侧)的核衰变材料涂层，所述核衰变材料涂层可产生近光速粒子，且所产生的近光速粒子包括向背离所述能量转化结构方向的(即后行的)近光速粒子P’和向所述能量转化结构一侧的(即前行的)近光速粒子P。

如本文所用，术语“本发明能量转化结构”、“能量转化结构”、“本发明近光速粒子吸收结构”或者“近光速粒子吸收结构”可互换使用，均指固定于所述太空飞行器上，且用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P的结构。

如本文所用，术语“本发明衰变热电转化-反推承受结构”、“衰变热电转化-反推承受结构”、“本发明热电结构”或者“热电结构”可互换使用。

如本文所用，术语“本发明调节结构”、“调节结构”、“本发明推力调节结构”或者“推力调节结构”可互换使用，均指位于所述太空飞行器主体结构上，用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P’从而调节所述近光速粒子P’的动量的结构，或者用于改变所述推进结构的推进方向，使得所述推进结构产生的所述近光速粒子P’的飞行方向与所述飞行器的方向一致或基本一致，从而调整所述近光速粒子P’产生的推力。

理论推算

假设最初的核燃料质量为M₀[单位kg]，摩尔质量M_mol[单位kg/mol]，摩尔数N_mol＝6.02E23.

最初总原子数N₀:N₀＝M₀/M_mol*N_mol

材料原子核衰变规律:N＝N₀*0.5^(t/T)，

其中T为半衰期，t为时间，N为未发生衰变的原子数。

则衰变了的原子数为N_d＝N₀-N

衰变原子的变化率：Nd(t)＝dNd/dt＝-N₀/T*ln(0.5)*0.5^(t/T)

α衰变的近光速粒子动量P＝M_α*V_α，M_α＝6.64e-27kg，V_α＝0.052C＝15600000m/s

综上可知，

理想情况，假设所有粒子均朝一个方向，则近光速粒子产生的推力为：

F(t)＝-V_α*M_α*N_mol*M₀*ln(0.5))*(0.5)^(t/T)/(T*M_mol)

考虑实际运动情况，粒子朝所有方向均匀辐射，向后方运动的粒子产生推力，则表面层向后推力积分为1/4*F(t)，向前方运动的粒子被吸收产生热，可作其它应用。考虑原子层之间粒子间相互作用的动能损失，加入修正项η(η<1)，其值与原子层的材料及形状厚度等有关。故实际产生的推力约为：

F(t)’＝-V_α*M_α*N_mol*M₀*ln(0.5))*(0.5)^(t/T)*(η/4)/(T*M_mol)

具体地，当燃料质量M₀＝5kg，载重M₁＝5kg(仅作参考，暂不考虑实际飞行器的载重)，M_mol＝238kg/mol，初速度V₀＝16000m/s，假设修正项η＝0.5。

不同半衰期时间衰变粒子的推进效果分析：

半衰期T＝3600s，最大推力F’＝31.4N；

T＝1年，最大推力F’＝3.56e-3N(毫牛顿级)；

T＝88年，最大推力F’＝4.08e-5N；

可知，核衰变材料的半衰期越短，最大推力越大，加速过程越快，可以根据具体工程需要考虑选择相应半衰期及其他性能的核物质。

加速度不同，但该推导参数下最终能达到的速度均约为3.47e4m/s，远远超出目前人类飞行器的最高速度16Km/s。

由于利用核衰变的动量效应的推进效率非常高，因此可以相应性地减少太空飞行器的其他推进装置的配重，从而可以实现更高的最终速度。

推进装置

目前，人类已经将核材料衰变的热效应用于核能发电，即将能量辐射和高能粒子动能由适当的介质转化为热量，驱动发电系统产生电能。但是，核材料的动量效应目前尚未见应用于宇航领域。

核材料衰变释放的一些粒子具备很高的初速度(大于0.001倍光速)，其中具备一定质量的粒子具有较大的动量，其在被释放离开飞行器的同时会对飞行器产生较大的反推力。将所述反推力应用于推进系统，可以以很少的质量实现目前宇航领域的一系列任务，如长时间在太空中产生推力，持续加速，从而大大缩短星际航行的时间等。

本发明提供了一种用于推进太空飞行器的推进装置，所述推进装置固定于所述太空飞行器的主体结构上，并且包括一个或多个近光速粒子推进单元，所述近光速粒子推进单元包括：推进结构、能量转化结构和调节结构，其中，

所述推进结构产生近光速粒子，且所述推进结构所产生的近光速粒子包括向背离所述能量转化结构方向的(即后行的)近光速粒子P’和向所述能量转化结构一侧的(即前行的)近光速粒子P，并且部分所述近光速粒子P’的动量被直接用作产生推进所述太空飞行器飞行的动力；

所述能量转化结构固定于所述太空飞行器，用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P；

所述调节结构用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P’从而调节所述近光速粒子P’的动量。

在另一优选例中，所述调节结构用于改变所述推进结构的推进方向，使得所述推进结构产生的所述近光速粒子P’的飞行方向与所述飞行器的方向一致或基本一致，从而调整所述近光速粒子P’产生的推力。

在另一优选例中，所述调节结构用于调节所述粒子P’的动量。

代表性地，所述太空飞行器包括(但并不限于)：卫星、宇宙飞船、星际探测器。

在另一优选例中，所述太空飞行器包括飞行器主体结构和所述推进装置。

在另一优选例中，所述太空飞行器还包括电力系统以及主控系统。

在另一优选例中，所述太空飞行器还包括对接单元，用于对接飞行器主体结构和所述推进装置。

在本发明中，所述近光速粒子推进单元的位置没有特别限制，可根据实际需要进行调整。

通常，所述近光速粒子推进单元位于所述太空飞行器主体结构的外表面且对称分布。

典型地，所述近光速粒子推进单元位于所述太空飞行器主体结构的后部、尾部、中部、或其组合

在另一优选例中，所述多个近光速粒子推进单元连接形成推力帆结构。

在另一优选例中，所述推力帆结构优选为网格状结构。

在本发明中，通过所述推力帆结构产生叠加并联效应，可加强所述粒子P’对飞行器的反推力作用。

在本发明中，所述推进结构位于所述能量转化结构的外表面(即面向真空一侧)，且所述推进结构为核衰变材料涂层。

在本发明中，所述核衰变材料涂层的厚度不宜太厚，否则其衰变释放的近光速粒子会被阻隔在涂层内部，使得用于产生反推力的粒子数目减少。相应地，这部分被阻隔在涂层内部的粒子由于撞击可转换为内能。

通常，所述核衰变材料涂层的厚度为1-100μm，较佳地为3-50μm，更佳地为5-30μm，最佳地为5-15μm。

在另一优选例中，所述核衰变材料涂层主要由核衰变材料组成，以所述核衰变材料涂层的总重量计，所述核衰变材料的含量为10－99wt％，较佳地为30－99wt％，更佳地为50－99wt％，最佳地为60-90wt％。

在另一优选例中，组成所述核衰变材料的放射性元素的同位素的半衰期为0.1秒-100年，较佳地为10秒-80年，更佳地30秒-10年，最佳地50秒-1年。

在本发明中，组成所述核衰变材料的放射性元素没有特别限制，可根据实际需要进行选择。

典型地，钚-239半衰期为2.41万年，钚-238的半衰期为88年。

在另一优选例中，所述核衰变材料的核衰变为自然核衰变。

在另一优选例中，所述核衰变材料的核衰变为非自然核衰变，优选为激光诱导加速半衰期的核衰变。

在本发明中，所述核衰变材料涂层可释放近光速粒子。

通常，所述近光速粒子是任何可以达到或超过0.001倍光速(大于300公里/秒)的有质量粒子，这些粒子可以由多种核材料的衰变产生。以钚元素为例，钚元素的衰变可以产生ɑ粒子，其速度约为0.052倍光速。

在另一优选例中，所述近光速粒子的速度≥3х10⁴米/秒，较佳地≥3х10⁵米/秒，更佳地≥3х10⁶米/秒，最佳地≥3х10⁷米/秒。

在另一优选例中，所述近光速粒子的速度大于千分之一倍光速。

在另一优选例中，所述近光速粒子的速度不超过光速。

在另一优选例中，所述近光速粒子为有质量粒子，包括(但并不限于)：ɑ粒子、中子、质子、电子、或其组合。

在另一优选例中，当需要加速所述飞行器时，所述粒子P’产生的沿所述飞行器前进方向的推进力ΔF＞0。

在另一优选例中，当需要减速所述飞行器时，所述粒子P’产生的沿所述飞行器前进方向的推进力ΔF＜0。

在另一优选例中，当不需要调整所述飞行器的速度时，所述粒子P’产生的沿所述飞行器前进方向的推进力ΔF＝0。

在另一优选例中，所述ΔF为所述粒子P’对所述太空飞行器产生的推进力的总和。

在本发明中，所述能量转化结构是与所述飞行器主体结构固定连接或活动连接的衰变热电转化-反推承受结构。

在本发明中，当需要减小所述近光速粒子P’的推进力时，所述调节结构吸收部分或全部所述粒子P’的动量，从而减少或消除用于推进所述太空飞行器飞行的推力。

在另一优选例中，所述调节结构位于所述太空飞行器主体结构上。

在另一优选例中，所述调节结构的方向和/或位置可根据需要进行调整。

在另一优选例中，所述调节结构包含可吸收所述粒子P’的材料，其具体材质没有特别限制，可根据实际需要进行调整。

在另一优选例中，所述调节结构为铝箔。

在另一优选例中，所述调节结构将所吸收的近光速粒子P’的能量转换为包括(但并不限于)的能量形式：光能，机械能，内(热)能，电能，核能电磁能、或其组合。

在本发明中，所述推进装置还设有一个或多个电磁约束装置，所述电磁约束装置用于约束所述近光速粒子P’的飞行方向。

在本发明中，所述电磁约束装置可将一定角度的带电高速粒子聚集于产生推力的方向，达成对推进装置的强化效应。这里，产生电磁场所需的电能可以由推进装置的核材料自身供给，也可以来自飞行器上的其它能量发生装置，如太阳帆收集的电能等。

在另一优选例中，每个近光速粒子推进单元设有一个所述的电磁约束装置；或者多个近光速粒子推进单元设有一个共用的所述电磁约束装置；或所有近光速粒子推进单元设有一个共用的所述电磁约束装置。

在另一优选例中，所述的电磁约束装置位于所述推进结构的外侧且靠近所述推进结构，并且所述电磁约束装置产生的磁场基本覆盖所述推进结构产生的向飞行器推进结构外侧辐射的粒子P’的运动范围。

在另一优选例中，所述电磁约束装置所需的电能由包括(但并不限于)的能量源提供：所述能量转化结构吸收的近光速粒子P的能量、飞行器的非衰变电力。

代表性地，所述飞行器的非衰变电力包括(但并不限于)：太阳帆收集的电能，核电动力，化学燃料，锂电池、太阳能电池、燃料电池、核电池等各类电池结构、或其组合。

推进方法

本发明还提供了一种推进太空飞行器飞行的方法，所述方法包括如下步骤：

(a)提供一太空飞行器，所述太空飞行器包括一飞行器主体结构和推进装置，其中所述推进装置包括所述的推进装置；

(b)在太空飞行期间，启动所述的推进装置中的近光速粒子推进单元，将所述推进结构产生的部分或全部所述近光速粒子P’的动量直接用作产生推进所述太空飞行器飞行的动力，从而推进太空飞行器飞行。

在另一优选例中，所述方法还包括：利用所述能量转化结构将所述粒子P的能量转化为可被所述太空飞行器进一步利用的能量。

在另一优选例中，所述方法还包括：使用调节结构吸收所述粒子P’，从而调节所述粒子P’产生的推进力的大小和/或方向。

在另一优选例中，所述方法还包括：使用电磁约束装置约束所述粒子P’，从而调节推进力的大小和/或方向，从而对所述太空飞行器进行飞行速度和/或飞行方位的调整。

在另一优选例中，所述方法用于太空环境。

本发明所述推进方法对太空飞行器的推进时间主要是以所采用的核原料的衰变周期为基础的。由于大多数核原料的衰变周期均较长，因此，本发明所述方案在空间跨度越大，时间越长的条件下，其优势越显著。

与现有技术相比，本发明具有以下主要优点：

(1)可以有限的核原料对飞行器提供长期的推进力；

(2)可在推进飞行器的同时对飞行器的姿态进行调整；

(3)可以对飞行器提供极高的推进速度；

下面结合具体实施例，进一步阐述本发明。应理解，这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。下列实施例中未注明具体条件的实验方法，通常按照常规条件或按照制造厂商所建议的条件。除非另外说明，否则百分比和份数按重量计算。

除非另行定义，文中所使用的所有专业与科学用语与本领域熟练人员所熟悉的意义相同。此外，任何与所记载内容相似或均等的方法及材料皆可应用于本发明方法中。文中所述的较佳实施方法与材料仅作示范之用。

实施例1

图1是本发明推进装置和太空飞行器的作用示意图。其中，可以产生核衰变的材料，如半衰期为88年的钚-238，被涂敷在推进装置面向真空的结构表面，涂敷层的另一侧为热电转换结构。离开涂敷层一定距离有调节结构，对衰变产生的ɑ粒子，调节结构可以使用铝箔类轻型结构。真空中，核衰变材料涂层持续释放0.052倍光速的ɑ粒子，面向热电转化结构的高能粒子转化为热能，进而转化为电能，用于飞行器的电力供应；面向真空的ɑ粒子动量效应叠加，形成推力。调节结构附着于飞行器主体结构上，当处于涂层辐射路径时会吸收粒子动能，调整该部分的物质遮挡面积、位置，就可以调节推力的大小和方向。上述热电结构、推进结构和调节结构一起构成近光速粒子推进单元，多个(N个)推进单元组成飞行器的近光速粒子推进系统。飞行器的主控系统控制近光速粒子推进系统和其它部位，其辅助电力系统，如太阳帆或其它电力供应系统，可以与核衰变热电一起建立合适的电磁场，用于将更多的带电粒子动能调节到利于产生推力的方向。

实施例2

图3是本发明近光速粒子推进单元的动量平衡图。从图3中可以看出，虽然高能粒子辐射接近于空间均匀辐射，但由于面向飞行器的动能转化为热能，动量失衡，面向真空的粒子动量总体积分效果为产生反向推力。实线箭头为粒子辐射方向，图中上下作用力自我平衡，但水平方向则由于不对称产生了推力。

实施例3

图4是本发明设置电磁约束装置的近光速粒子推进单元的动量平衡图。在引入电磁约束装置后，所述电磁约束装置可对带电粒子进行方向调整，使得更多的动量用于产生所需方向的推力。

建立电磁场的电力可以来自于飞行器的非衰变电力，如太阳帆或核电动力等。

实施例4

图5是本发明近光速粒子推进单元形成的推力帆示意图。其中，一个个近光速粒子推进单元可以连接成为推力帆，就像太阳帆一样，在适当的时候在空中展开，充分利用大面积产生大的总体推力。

实施例5

图6是设置本发明推进装置的太空飞行器的总体示意图。其中，所述飞行器可以采用常规动力系统发射，使飞行器达到逃逸引力的初步速度并进入太空后，再将推力帆展开，该推力帆可以由很有限的核原料实现在漫长的旅程中持续产生虽然有限但持久的推力和热电力。

在本发明提及的所有文献都在本申请中引用作为参考，就如同每一篇文献被单独引用作为参考那样。此外应理解，在阅读了本发明的上述讲授内容之后，本领域技术人员可以对本发明作各种改动或修改，这些等价形式同样落于本申请所附权利要求书所限定的范围。

Claims (10)

1.一种用于推进太空飞行器的推进装置，其特征在于，所述推进装置固定于所述太空飞行器的主体结构上，并且包括一个或多个近光速粒子推进单元，所述近光速粒子推进单元包括：推进结构、能量转化结构和调节结构，其中，

所述推进结构产生近光速粒子，且所述推进结构所产生的近光速粒子包括向背离所述能量转化结构方向的近光速粒子P’和向所述能量转化结构一侧的近光速粒子P，并且部分所述近光速粒子P’的动量被直接用作产生推进所述太空飞行器飞行的动力；

所述能量转化结构固定于所述太空飞行器，用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P；

所述调节结构用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P’从而调节所述近光速粒子P’的动量。

2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述近光速粒子推进单元位于所述太空飞行器的主体结构的外表面且对称分布。

3.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述推进结构位于所述能量转化结构的外表面，且所述推进结构为核衰变材料涂层。

4.如权利要求3所述的装置，其特征在于，所述核衰变材料涂层可释放近光速粒子。

5.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述能量转化结构是与所述太空飞行器的主体结构固定连接或活动连接的衰变热电转化-反推承受结构。

6.如权利要求1所述的装置，其特征在于，当需要减小所述近光速粒子P’的推进力时，所述调节结构吸收部分或全部所述近光速粒子P’的动量，从而减少或消除用于推进所述太空飞行器飞行的推力。

7.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述推进装置还设有一个或多个电磁约束装置，所述电磁约束装置用于约束所述近光速粒子P’的飞行方向。

8.一种推进太空飞行器飞行的方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

(a)提供一太空飞行器，所述太空飞行器包括一太空飞行器的主体结构和推进装置，其中所述推进装置包括权利要求1所述的推进装置；

(b)在太空飞行期间，启动所述的推进装置中的近光速粒子推进单元，将所述推进结构产生的部分或全部所述近光速粒子P’的动量直接用作产生推进所述太空飞行器飞行的动力，从而推进太空飞行器飞行。

9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：利用所述能量转化结构将所述近光速粒子P的能量转化为可被所述太空飞行器进一步利用的能量。

10.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：使用调节结构吸收所述近光速粒子P’，从而调节所述近光速粒子P’产生的推进力的大小和/或方向。