CN109573106A - 航天器超导磁推进装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航天器磁推进装置，涉及航天器无工质动力技术领域。包括包括磁场测量模块、加速度计量模块、控制模块、电源模块、超导线圈单元和液氦制冷系统；所述控制模块分别与磁场测量模块、加速度计量模块、超导线圈单元和液氦制冷系统连接；所述超导线圈单元同时与电源模块和液氦制冷系统相连接。本发明能够放置在空间站等航天结构内部，实现百毫牛量级推力，而且可以通过多个局部屏蔽线圈叠加可以扩展至1牛量级推力，避免了常规磁推进装置的磁矩影响，本发明适用于具有较强磁场行星，如木星等。
Description
技术领域
本发明属于航天器无工质动力技术领域，特别涉及一种航天器超导磁推进装置。
背景技术
目前航天器的无工质动力技术途径主要包含以下几个方面:
1)太阳光压动力:其特点是采用大面积轻质材料，以朝向太阳光入射方向方式，在空间中获取太阳光电磁辐射压力作用，例如太阳帆技术。主要优点是推力方向通过调整太阳帆角度具有一定可控性，而且推力随着离太阳越近效果越明显，主要缺点是展开面积较大，必须处于太阳光福照下，在低地球轨道阻力远大于推力，而且随着太阳距离进一步增加推力下降。
2)太阳风动力：其特点是通过磁场或静电场偏折或加速空间等离子体，例如静电帆或磁帆。主要优点是无需太阳光辅照，在行星际空间可以提供动力，主要缺点是结构面积较大，工程实现难度较大。
3)磁场动力：其特点是利用行星磁场差异来实现动力，例如大型磁线圈和局部屏蔽线圈等，主要优点是可以形成百毫牛至几牛的较大动力，而且便于控制，主要缺点是依赖于行星际磁场的复杂结构，控制困难，而且结构庞大，实现成本高。
通过对上述动力技术途径的分析可以发现，目前航天器超导磁推进装置主要存在结构尺寸大，产生的推力较小，不适用于近地球轨道航天器动力需求的问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提出一种航天器超导磁推进装置，以解决现有技术存在的结构尺寸大，产生的推力较小，不适用于近地球轨道航天器动力需求的问题。
本发明是通过以下技术方案实现的：
一种航天器超导磁推进装置，包括磁场测量模块、加速度计量模块、控制模块、电源模块、超导线圈单元和液氦制冷系统；
所述控制模块分别与磁场测量模块、加速度计量模块、电源模块、超导线圈单元和液氦制冷系统连接；
所述超导线圈单元分别与电源模块和液氦制冷系统相连接；
所述磁场测量模块用于测量空间磁场矢量大小为控制模块提供电源控制输入参数；
所述加速度计量模块用于测量航天器的加速度变化为控制模块提供反馈参数；
所述控制模块用于监测加速度计模块和磁场测量模块信号并根据设定程序控制电源模块；
所述电源模块为超导线圈单元供电，供应所需的大电流；
所述超导线圈单元用于扩大其内外两侧行星磁场所产生的安培力差别，形成较大非零合力，所述行星包括地球、木星；
所述液氦制冷系统用于液氦制冷循环；
所述超导线圈单元与液氦制冷系统之间通过液氦导管连接。
进一步的，所述电源模块与超导线圈单元之间通过大电流电源线连接。
进一步的，所述超导线圈单元包括储藏罐、超导线圈、超导管和支撑结构；
所述储藏罐为密封结构，超导线圈、超导管和支撑结构均位于储藏罐内；
所述超导管固定在支撑结构上，并与支撑结构围成中空同心圆结构；
所述超导线圈绕接在所述中空同心圆结构的空心内外。
所述超导管主要实现超导管内外地球磁场的差异；支撑结构为铝制支架，主要用于固定支撑超导线圈和超导管。
所述储藏罐的设计有两种方案，具体方案如下：
方案一，所述储藏罐由单层的外层壁组成；
所述外层壁上设置有液氦出气口、超导线入口、液氦出口、液氦入口和超导线出口；
所述支撑结构包括外层支撑结构和内层支撑结构；
所述超导管夹在外层支撑结构和内层支撑结构之间，围成中空同心圆结构；
所述超导线圈采用绕接方式，由超导线入口引入，穿过外层支撑结构、超导管和内层支撑结构所围成的中空同心圆结构的空心内外，在它们里外绕接之后由超导线出口引出。
进一步的，所述外层壁由无磁不锈钢或钛合金制成；
所述液氦出气口、超导线入口、液氦出口、液氦入口和超导线出口均由无磁不锈钢材料制成；
所述外层支撑结构和内层支撑结构均由铝纯度99％以上铝合金制成；
所述超导管由超导材料制成且壁厚在0.5mm以上。
方案二，所述储藏罐由双层的内层壁和外层壁组成；
所述内层壁和外层壁之间注入有液氦；
所述支撑结构包括外层支撑结构和内层支撑结构；
所述超导管夹在外层支撑结构和内层支撑结构之间，围成中空同心圆结构；
所述超导线圈、外层支撑结构、超导管和内层支撑结构均位于内层壁所包裹的空间内且不与液氦直接接触；
所述外层壁上设置有液氦出气口、超导线入口、液氦出口和液氦入口；
所述超导线圈采用绕接方式，由超导线入口引入，穿过外层支撑结构、超导管和内层支撑结构所围成的中空同心圆结构的空心内外；
所述中空同心圆结构的空心部分、外层壁和内层壁之间贯通设置有密封柱。
进一步的，制成所述液氦出气口、密封柱、液氦出口、内层壁、外层壁和液氦入口的材料包括无磁不锈钢或钛合金。
液氦制冷系统为双级Stirling制冷机，主要实现液氦制冷循环。
本发明的工作原理是：超导局部屏蔽线圈主要利用人为方法，扩大在线圈两侧上地球磁场所产生的安培力差别，最终形成较大非零合力。地球磁场本身的不均匀性也可以在线圈上形成一定非零合力，但由于空间站尺度相对地球磁场尺度较小，因此除非使用直径几米的大尺度大电流线圈，否则无法在更小的结构内形成可观推力。采用超导局部屏蔽线圈理论上可以解决该难题，典型的超导局部屏蔽线圈原理如图1所示。
超导局部屏蔽利用的是超导体迈耶斯效应，使得在屏蔽管内的地球磁场强度远低于外界正常地磁场强度，穿过屏蔽管的带电导线受力小于线圈其它部位非屏蔽导线，而地磁场对超导体的作用主要是磁压力，由此形成了非零合力。
由于二代高温超导体的出现，超导态的出现并不意味着迈耶斯效应的发生，只有在温度低于第一态临界温度时才能出现该现象。因此超导局部线圈的冷却液体必须是液氦等低温循环剂，目前空间中应用的双级Stirling制冷机可以达到该要求。
超导局部屏蔽线圈的受力情况如表1所示，对于空间站推进效果而言，仅需考虑表1中外部作用力即可。但对于结构的安装和制作而言，还必须考虑到表1中内力影响下的材料的支撑和固定。
表1超导局部屏蔽线圈受力情况
表1中FD与FD *、FE与FE *以及FG与FG *互为反作用力。其中地球磁场对超导管的作用力与磁场磁压相关，其大小可以表示为
式中B为地磁强度，μ0为磁导率，cosθ为磁场方向与超导表面法线夹角，ds为面积元。
屏蔽段导线和非屏蔽段导线受力如下式所示
式中B'为超导屏蔽管内的地磁强度，I为导线电流，为导线方向与磁场方向夹角，dL为长度单元。
由于地球磁场B经超导屏蔽管屏蔽后，在屏蔽管内强度B'远小于外部强度B，因此当屏蔽段内和屏蔽段外导线长度和电流强度相同(电流方向相反)时，磁推力大小满足：
FB＜FC
由此产生推力效果，推力大小等于：
对于其效果有两种，一种是推力作用，另一种是力矩作用，其中力矩作用可以通过合理的结构搭配进行消除。另外需注意的是，的大小除了依赖于供电电流，还依赖于地球磁场，因此随着空间站位置不同，其大小和方向均发生变化。
本发明与现有技术相比所具有的有益效果是：
1)航天器超导磁推进装置结构尺寸小，可以放置在空间站等航天结构内部；
2)在低地球轨道，航天器超导磁推进装置可以实现百毫牛量级推力，而且可以通过多个局部屏蔽线圈叠加扩展至1牛量级推力；
3)航天器超导磁推进装置磁矩效应微弱，避免了常规磁推进装置的磁矩影响；
4)航天器超导磁推进装置适用于具有较强磁场行星，如木星等。
附图说明
图1为超导局部屏蔽线圈原理；
图2为超导磁推进装置组成图；
图3为实施方案一超导线圈单元结构图；
图4为实施方案一超导线圈单元结构图的前视图；
图5为实施方案二超导线圈单元结构图；
图6为超导管内外导线的磁场通量对比。
附图标记：101-航天器外壁；102-磁场测量模块；103-加速度计量模块；104-控制模块；105-电源模块；106-超导线圈单元；107-液氦导管；108-液氦制冷系统；109-信号传输电缆；110-大电流电源线；201-液氦出气口；202-超导线圈；203-外层支撑结构；204-超导管；205-超导线入口；206-内层支撑结构；207-液氦出口；208-液氦入口；209-超导线出口；210-外层壁；211-密封柱；212-内层壁。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合附图及具体实施例对本发明的技术方案做进一步的详细说明。
如图2所示，一种航天器超导磁推进装置，包括磁场测量模块102、加速度计量模块103、控制模块104、电源模块105、超导线圈单元106和液氦制冷系统108；
控制模块104分别与磁场测量模块102、加速度计量模块103、电源模块105、超导线圈单元106和液氦制冷系统108连接；
超导线圈单元106分别与电源模块105和液氦制冷系统108相连接；
磁场测量模块102用于测量空间磁场矢量大小为控制模块104提供电源控制输入参数；磁场测量模块102采用高精度星载磁力计，位于航天器外壁101的内部，距离超导线圈单元106一米以外，主要用于测量控制磁场三轴向大小，其测量结果通过信号传输电缆109输入104控制模块；
加速度计量模块103用于测量航天器的加速度变化为控制模块104提供反馈参数；加速度测量模块103主要由加速度计构成，用于监测航天器加速度变化，其测量结果通过信号传输电缆109输入104控制模块，其作用是对航天器超导磁推进装置通电后推进效果进行反馈；
控制模块104用于监测加速度计模块102和磁场测量模块103信号并根据设定程序控制电源模块；控制模块104根据磁场测量结果确定超导线圈单元106应输入电流的大小，同时加速计所反馈的航天器加速度变化情况，控制电源模块105的输出电流，对电流控制进行断电保护和切换操作；
电源模块105为超导线圈供应所需的大电流；电源模块105采用多个电源单元并联方式实现低电压大电流输出，由控制模块104控制电源开关和电流大小，经过大电流电缆110对超导线圈单元106的超导线进行供电；
超导线圈单元106用于扩大其内外两侧行星磁场所产生的安培力差别，形成较大非零合力，所述行星包括地球、木星；
液氦制冷系统108用于液氦制冷循环。
电源模块105与超导线圈单元106之间通过大电流电源线110连接；
超导线圈单元106与液氦制冷系统108之间通过液氦导管107连接。
超导线圈单元106包括储藏罐、超导线圈、超导管和支撑结构；
储藏罐为密封结构，超导线圈202、超导管204和支撑结构均位于储藏罐内；
超导管固204定在支撑结构上，并与支撑结构围成中空同心圆结构；
超导线圈202绕接在所述中空同心圆结构的空心内外。
超导线圈单元106在电源模块105供电后，由地磁场产生推力作用，具体实施方式如实施方案一和实施方案二所示。
实施方案一：
如图3、图4所示，超导线圈单元106的储藏罐采用单层结构
储藏罐由单层的外层壁210组成；
外层壁210上设置有液氦出气口201、超导线入口205、液氦出口207、液氦入口208和超导线出口209；
支撑结构包括外层支撑结构203和内层支撑结构206；
超导管204夹在外层支撑结构203和内层支撑结构206之间，围成中空同心圆结构；
超导线圈202采用绕接方式，由超导线入口205引入，穿过外层支撑结构203、超导管204和内层支撑结构206所围成的中空同心圆结构的空心内外，在它们里外绕接若干匝，之后由超导线出口209引出。
外层壁210由无磁不锈钢或钛合金制成；
液氦出气口201、超导线入口205、液氦出口207、液氦入口208和超导线出口209均由无磁不锈钢材料制成；
外层支撑结构203和内层支撑结构206均由铝纯度99％以上铝合金制成主要对超导线202和超导管204起固定支撑作用。
超导管204为超导材料制成，且壁厚在0.5mm以上。
液氦直接通过液氦入口208进入单元中，将单元内超导线202、外层支撑结构203、超导管204和内层支撑结构206浸泡在其中；
超导管204为超导材料制成，如CAN SUPERCONDUCTORS公司的Bi1.8Pb0.26Sr2Ca2Cu3O10+x超导材料。204超导管应具有0.5mm以上厚度，在超导状态下可以完全屏蔽磁场。
实施方案二：
如图5所示，超导线圈单元106的储藏罐采用双层结构，
储藏罐由双层的内层壁212和外层壁210组成；
内层壁212和外层壁210之间由注入有液氦；
支撑结构包括外层支撑结构203和内层支撑结构206；
超导管204夹在外层支撑结构203和内层支撑结构206之间，围成中空同心圆结构；
超导线圈202、外层支撑结构203、超导管204和内层支撑结构206位于内层壁212所包裹的空间内，不与液氦直接接触；
外层壁210上设置有液氦出气口201、超导线入口205、液氦出口207和液氦入口208；
支撑结构包括外层支撑结构203和内层支撑结构206；
超导线圈202采用绕接方式，由超导线入口205引入，穿过外层支撑结构203、超导管204和内层支撑结构206所围成的中空同心圆结构的空心内外，在它们里外绕接若干匝。
内存壁212和外层壁210由无磁不锈钢或钛合金材料制成；
液氦出气口201、液氦出口207和液氦入口208由无磁不锈钢或钛合金材料制成，贯通外层壁210；
密封柱211由无磁不锈钢或钛合金材料制成，贯通外层壁210和内层壁212。
液氦注入在内层壁212和外层壁210之间，由液氦入口208注入，由液氦出气口201和液氦出口207引出；
储藏罐内还设置有密封柱211，密封柱211由无磁不锈钢或钛合金材料制成，贯通外层壁210和内层壁212；
以下结合实施方案一和实施方案二说明超导磁推进装置工作条件的选择和
工作原理：
(1)温度的选择
由于局部屏蔽线圈采用了超导迈耶斯效应和超导特性，其温度必须满足在超导第一态临界温度以下，而且温度越低，其临界磁场和电流强度越高，即低温更有利于本项目应用。考虑到超导体冷却介质的选择，可以选择液氦作为介质，根据现有航天制冷技术，在1MPa下，温度为20K。
(2)超导材料的选择
目前超导材料多为带材，管状超导材料可以由带材卷曲或拉伸而成，但其制作工艺相对复杂。这里我们选用CAN SUPERCONDUCTORS公司的Bi1.8Pb0.26Sr2Ca2Cu3O10+x超导材料制成的超导磁屏蔽管。典型的超导屏蔽管尺寸为内径280mm，长度500mm(定制)。该材料的超导临界温度为108K，在77K临界磁场强度为10mT。
对于导线材料，可以选用常规导线材料，其优势是方便绕接和外部搭线，其代价是导线电阻发热造成液氦迅速蒸发；另一种方案为选择同样的超导材料，其优点是导线电流可以较大，而且无发热现象，缺点是超导导线一般较粗，在磁屏蔽管外不方便绕接。本项目采用是第二种方案。用于导通电流的超导线材可以选择上海超导科技公司的ReBCO型ST-10-E超导带材，在77K时临界电流宽度10mm带材临界电流300A，3层厚度300μm。
(3)电流强度的确定
线圈电流强度的确定取决于两个因素，一个因素是通电导线的临界电流；另一个因素是屏蔽管的临界磁场强度。在此我们先考虑临界磁场的影响。根据临界磁场计算公式
可以得到0K下临界磁场强度
因此在20K时，临界磁场强度约为
考虑到带材宽度为12mm，屏蔽管内径为280mm，带材至屏蔽管壁之间最近距离为60mm。由20K时临界磁场强度，根据安培环路定律，可以计算得到临界电流强度约为6450A。因此我们采用20根ST-05-E超导带材叠加，电流总强度可以选择为6000A。
(4)结构的确定
局部屏蔽线圈的结构设计除了屏蔽管及导线尺寸限制外，还需要满足液氦循环、零件组装、以及磁矩弱化的需求。
实施方案一和实施方案二所示超导线圈单元避免了磁矩效应，采用超导线圈方式实现了中央大电流效果，有利于星载电源供电。实施方案一和实施方案二中的线圈既可以采用常规导线绕接(带来线圈发热问题)，也可以采用超导线材绕接(带来结构与制冷问题)，具体安装方式应考虑现有技术成熟度进行。
(5)制冷与电源
目前国内外均在发展空间低温制冷技术，其中以日本和美国的双级Stirling循环制冷技术相对较为成熟，可以采用典型的双级Stirling制冷机，在90W输入功耗下达到20K的制冷温度。
超导局部屏蔽线圈若采用超导线材，则制冷热消耗主要在于接头附近的电阻发热和环境传热。通过采用真空隔热设计和低电阻接头，可以有效降低超导局部屏蔽线圈的热效应，使得制冷功率满足其应用需求。
由于超导线材在柔韧性和绕接的便捷性不如常规导线线材，超导线材的绕接圈数无法如常规线材一样达到上千匝，因此要求超导线圈的电流相对较大。单根超导线材所通过电流必须达到500A，因此对电源设计提出了新的要求。该设计可以采用多组现有电源单元并联，也可以采用新的电源设计思路，制作大电流低功率电源。
(6)线圈放置位置和推力方向控制
由于超导局部屏蔽线圈所产生的推力包括水平方向分量和竖直方向分量，其合力方向随位置方向变化。因此若超导局部屏蔽线圈的位置放置不合理，将导致航天器姿态发生变化，而无法产生有效推力效果。
可用的解决方案是需要根据航天器质点位置对称放置超导局部屏蔽线圈，由此其对航天器的力矩相互抵消，保障推力方向穿过质心，使得推进效果得以体现。
(7)地球磁场竖直分量南北半球差异
由于地球磁场的分布差别，在南北半球其竖直方向是相反的，因此超导局部屏蔽线圈所产生的推力方向在南北半球相反。若超导局部屏蔽线圈电流不切断或变换，则使得推力变为阻力，航天器绕地球一圈后推力效果接近为零。因此需要根据航天器在南北半球位置进行选择以下两种工作模式：1)仅北半球或南半球通电运行；2)穿过赤道附近区域时，电流切换为反向电流。两种模式各有优劣，具体应用效果还需要根据航天器轨道情况选择。
(8)磁场屏蔽效率
通过对超导状态下超导管内外导线根据磁场方向积分，可以计算得到在不同空间磁场强度下，超导屏蔽管内外磁场强度差异如图6所示。
图6表明在超导屏蔽管内外地球磁场的强弱差别，由此在导线上产生的作用力也不同。根据图6我们可以计算得到不同磁场条件下，超导局部屏蔽线圈的推力大小。以400km高度，外界磁场强度4688nT，垂直分量强度44691nT为例，可以计算得到磁场通量差异与空间磁场强度比例系数为0.0567，由此计算有效磁推力大小为
因此为达到1N量级推力，我们需要5个超导局部屏蔽磁线圈推进单元及相应的制冷系统。1N量级空间磁场超导局部屏蔽线圈推力系统的总重量为326kg(不含电源)。在此情况下，考虑到制冷器件的更换和维护，以及控制系统的复杂性，对于年耗推进剂重量小于326kg的航天器是不适合的。
此外需注意的是，单个超导局部屏蔽线圈的磁推力已达到200mN，总重量65.3kg(不含电源及控制系统)，已可以满足空间站的大部分推进要求，因此具有较大的应用前景。
上述内容仅是本发明的优选实施方案，对于本技术领域的技术人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，仍可作出适当改变和修饰,这些改变和修饰也应视为本发明的保护内容。
Claims (7)
1.一种航天器超导磁推进装置，其特征在于，包括磁场测量模块(102)、加速度计量模块(103)、控制模块(104)、电源模块(105)、超导线圈单元(106)和液氦制冷系统(108)；
所述控制模块(104)分别与磁场测量模块(102)、加速度计量模块(103)、电源模块(105)、超导线圈单元(106)和液氦制冷系统(108)连接；
所述超导线圈单元(106)分别与电源模块(105)和液氦制冷系统(108)相连接；
所述磁场测量模块(102)用于测量空间磁场矢量大小为控制模块(104)提供电源控制输入参数；
所述加速度计量模块(103)用于测量航天器的加速度变化为控制模块(104)提供反馈参数；
所述控制模块(104)用于监测加速度计模块(102)和磁场测量模块(103)信号并根据设定程序控制电源模块(105)；
所述电源模块(105)为超导线圈单元(106)供电；
所述超导线圈单元(106)用于扩大其内外两侧行星磁场所产生的安培力差别，形成非零合力；
所述液氦制冷系统(108)用于液氦制冷循环；
所述超导线圈单元(106)与液氦制冷系统(108)之间通过液氦导管(107)连接。
2.根据权利要求1所述的一种航天器超导磁推进装置，其特征在于，所述电源模块(105)与超导线圈单元(106)之间通过大电流电源线(110)连接。
3.根据权利要求1或2所述的一种航天器超导磁推进装置，其特征在于，所述超导线圈单元(106)包括储藏罐、超导线圈(202)、超导管(204)和支撑结构；
所述储藏罐为密封结构，超导线圈(202)、超导管(204)和支撑结构均位于储藏罐内；
所述超导管(204)固定在支撑结构上，并与支撑结构围成中空同心圆结构；
所述超导线圈(202)绕接在所述中空同心圆结构的空心内外。
4.根据权利要求3所述的一种航天器超导磁推进装置，其特征在于，
所述储藏罐由单层的外层壁(210)组成；
所述外层壁(210)上设置有液氦出气口(201)、超导线入口(205)、液氦出口(207)、液氦入口(208)和超导线出口(209)；
所述支撑结构包括外层支撑结构(203)和内层支撑结构(206)；
所述超导管(204)夹在外层支撑结构(203)和内层支撑结构(206)之间，围成中空同心圆结构；
所述超导线圈(202)采用绕接方式，由超导线入口(205)引入，穿过外层支撑结构(203)、超导管(204)和内层支撑结构(206)所围成的中空同心圆结构的空心内外，在它们里外绕接之后由超导线出口(209)引出。
5.根据权利要求4所述的一种航天器超导磁推进装置，其特征在于，所述外层壁(210)由无磁不锈钢或钛合金制成；
所述液氦出气口(201)、超导线入口(205)、液氦出口(207)、液氦入口(208)和超导线出口(209)均由无磁不锈钢材料制成；
所述外层支撑结构(203)和内层支撑结构(206)均由铝纯度99％以上铝合金制成；
所述超导管(204)由超导材料制成且壁厚在0.5mm以上。
6.根据权利要求3所述的一种航天器超导磁推进装置，其特征在于，所述储藏罐由双层的内层壁(212)和外层壁(210)组成；
所述内层壁(212)和外层壁(210)之间注入有液氦；
所述支撑结构包括外层支撑结构(203)和内层支撑结构(206)；
所述超导管(204)固定于外层支撑结构(203)和内层支撑结构(206)之间，围成中空同心圆结构；
所述超导线圈(202)、外层支撑结构(203)、超导管(204)和内层支撑结构(206)均位于内层壁(212)所包裹的空间内且不与液氦直接接触；
所述外层壁(210)上设置有液氦出气口(201)、超导线入口(205)、液氦出口(207)和液氦入口(208)；
所述超导线圈(202)采用绕接方式，由超导线入口(205)引入，穿过外层支撑结构(203)、超导管(204)和内层支撑结构(206)所围成的中空同心圆结构的空心内外；
所述中空同心圆结构的空心部分、外层壁(210)和内层壁(212)之间贯通设置有密封柱(211)。
7.根据权利要求6所述的一种航天器超导磁推进装置，其特征在于，制成所述液氦出气口(201)、密封柱(211)、液氦出口(207)、内层壁(212)、外层壁(210)和液氦入口(208)的材料包括无磁不锈钢或钛合金。
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