CN111776253B - 利用空间等离子体的航天器推进膜结构及其制备方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构及其制备方法，航天器推进膜结构包括金属膜、纳米线材料层和绝缘介质层，金属膜与航天器结构地相连，所述绝缘介质层的表面镀有二次电子发射系数、光电子发射系数高的涂层材料。当航天器在轨运行时，航天器结构地被空间等离子体环境充至负电位。而在空间电子和光子的轰击下，推进膜结构表面被充至高电位，推进膜结构表面与航天器结构地间产生电位差。在该电位差下，纳米线材料层开始发射电子，形成射向空间中的电子流，航天器获得反推推力。空间中航天器上绝缘膜表面与航天器结构地间反向电位梯度可以达到数千伏，发射电流更大，每平方米可以获得牛级推力，推进效果极为明显。

Description

利用空间等离子体的航天器推进膜结构及其制备方法

技术领域

本发明一般涉及航天器推进技术领域，尤其涉及一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构及其制备方法。

背景技术

推进技术是决定航天器发射成败的关键。微推进系统具有体积小、重量轻、推力小、分辨率高的特点，在航天器的轨道维持、高精度姿态保持等方面有着重要作用。微推进技术可以用于低轨长寿命卫星的轨道保持，可以用于超净平台卫星的姿态轨道控制，还可以用于微小卫星。目前微推进技术种类很多，如冷气推进、场致离子推进、MEMS化学推进、微电推进等，这些推进方式需要供给电能和推进剂工质。

利用空间环境给航天器提供推力是一个新的重要研究方向。空间等离子体环境取之不尽用之不竭，可以为超静平台航天器、微小卫星、低轨道航天器、深空探测器等提供永久性的推力。目前，利用空间环境给航天器提供推力的技术主要有太阳帆技术，太阳帆技术利用的是太阳光压，但光子由于速度快，提供的推力极小，需要大面积的太阳帆才能提供有效的推力，推进效果较差。

发明内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种无需供给电能和推进剂工质，且能够提供有力推进效果的方法。该方法利用空间等离子体在航天器上产生的充电效应，在航天器结构地上连接航天器推进膜结构，在航天器推进膜结构下表面与航天器结构地相连，上表面暴露在空间中，从而在该推进膜结构上下表面形成电位差，利用该电位差将推进膜结构中纳米材料原子外层电子以场致发射过程发射出去，形成电子束流，从而给航天器提供反向推力。

第一方面，本发明提供一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构，其特殊之处在于，包括金属膜、纳米线材料层和绝缘介质层，所述金属膜与航天器结构地相连，所述纳米线材料层覆盖于所述金属膜上，所述绝缘介质层覆盖于所述纳米线材料层上，所述绝缘介质层的表面镀有二次电子发射系数、光电子发射系数高的复合材料。

在一个实施例中，所述绝缘介质层包括聚酰亚胺压敏胶膜，所述复合材料包括氟化镁、六硼化镧、锑化铯或氧化银镁合金。

在一个实施例中，所述聚酰亚胺压敏胶膜的厚度小于50μm。

在一个实施例中，所述聚酰亚胺压敏胶膜上设有圆孔阵列，所述圆孔阵列中各圆孔直径在0.1mm-1mm之间。

在一个实施例中，相邻两个所述圆孔中心的间距为2mm-5mm。

第二方面，本发明还提供一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构的制备方法，其特殊之处在于，用于制作上面所述的航天器推进膜结构，包括：

准备金属膜；

制备纳米线浆料；

在所述金属膜上形成纳米线材料层；

准备绝缘介质层；

在所述绝缘介质层上镀二次电子发射系数、光电子发射系数高的复合材料；

将所述绝缘介质层覆盖在所述纳米线材料层上。

在一个实施例中，所述绝缘介质层包括聚酰亚胺压敏胶膜，所述复合材料包括氟化镁、六硼化镧、锑化铯或氧化银镁合金，则准备绝缘介质层的步骤包括：

准备聚酰亚胺压敏胶膜，在所述聚酰亚胺压敏胶膜上表面镀一层覆盖所述圆孔阵列的氟化镁、六硼化镧、锑化铯或氧化银镁合金；

在所述聚酰亚胺压敏胶膜上加工出圆孔阵列。

在一个实施例中，所述金属膜包括铜箔或铝箔；

在所述金属膜上形成纳米线材料层的步骤包括：

将所述纳米线浆料涂覆在铜箔或铝箔上，涂敷厚度在30μm-200μm；

将涂敷后的铜箔或铝箔至于真空柜或超净室内流平，过30-40分钟后放入红外烘箱内，缓慢升温至300℃，并保温15-20分钟后取出。

在一个实施例中，制备纳米线浆料的步骤包括：

选择碳纳米管或氧化锌纳米线为基础材料，与乙基纤维素、松油醇等组成混合物浆料。

按照质量比例0.8:1:20:0.1取碳纳米管或氧化锌纳米线、乙基纤维素、松油醇、玻璃粉材料；

将松油醇加热至90℃熔化，依次加入乙基纤维素、碳纳米管和玻璃粉配料加入同时需要充分搅拌均匀。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

根据本申请实施例提供的技术方案，利用空间等离子体的航天器推进膜结构包括金属膜、纳米线材料层和绝缘介质层，金属膜与航天器结构地相连，纳米线材料层覆盖于金属膜上，绝缘介质层覆盖于所述纳米线材料层上，所述绝缘介质层的表面镀有二次电子发射系数、光电子发射系数高的复合材料。当航天器在轨运行时，航天器结构地被空间等离子体环境充至负电位，而推进膜结构表面因具有二次电子发射系数高和光电子发射系数高的材料，在空间电子和光子的轰击下，推进膜结构表面被充至高电位，从而与航天器结构地间产生反向电位梯度。在该反向电位差下，纳米线材料层开始发射电子，形成射向空间中的电子流，航天器获得反推推力。空间中反向电位梯度可以达到数千伏，发射电流更大，每平方米可以获得牛级推力，推进效果极为明显。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明实施例利用空间等离子体的航天器推进膜结构一个视角的剖视图；

图2是本发明实施例利用空间等离子体的航天器推进膜结构另一个视角的剖视图；

图3是本发明实施例利用空间等离子体的航天器推进膜结构的制备方法的流程图。

图中：1-金属膜，2-纳米线材料层，3-绝缘介质层，31-圆孔。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

如背景技术中提到的，利用空间环境给航天器提供推力是一个新的重要研究方向。空间环境取之不尽用之不竭，可以为超静平台航天器、微小卫星、低轨道航天器、深空探测器等提供永久性的推力。目前，利用空间环境给航天器提供推力的技术主要有太阳帆技术，太阳帆技术利用的是太阳光压，但光子由于速度快，提供的推力极小，需要大面积的太阳帆才能提供有效的推力，推进效果较差。

因此，如何提供一种无需供给电能和推进剂工质，且能够提供有力推进效果的方法将成为本申请的改进方向。针对上述目的，本申请提供一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构及其制备方法。

本发明的基本构思是利用空间等离子体在航天器上产生的充电效应，在航天器结构地上连接航天器推进膜结构，在推进膜结构上下表面形成电位差，利用该电位差将推进膜结构纳米材料层原子外层电子通过场致发射过程发射出去，形成电子束流，从而给航天器提供反向推力。

具体地，航天器推进膜结构包括金属膜、纳米线材料层和绝缘介质层，所述金属膜与航天器结构地相连，所述纳米线材料层覆盖于所述金属膜上，所述绝缘介质层覆盖于所述纳米线材料层上，所述绝缘介质层的表面镀有二次电子发射系数、光电子发射系数高的复合材料，复合材料暴露在空间中。当航天器在轨运行时，航天器结构地被空间等离子体环境充至负电位，而推进膜结构表面因具有二次电子发射系数高和光电子发射系数高的材料，在空间电子和光子的轰击下，推进膜结构表面被充至高电位，从而在航天器结构地与推进膜结构表面之间形成电位差。纳米线材料层具有在较低电位差下发射电子的性能，在该反向电位差下，纳米线材料层开始发射电子，形成射向空间中的电子流，航天器获得反推推力。

本发明提供了一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构。如图1和图2所示，其示出了本发明利用空间等离子体的航天器推进膜结构。

航天器推进膜结构包括金属膜1、纳米线材料层2和绝缘介质层3，所述金属膜1与航天器结构地相连，所述纳米线材料层2覆盖于所述金属膜1上，所述绝缘介质层3覆盖于所述纳米线材料层2上，所述绝缘介质层3的表面镀有二次电子发射系数、光电子发射系数高的复合材料。

航天器运行的空间中充满了等离子体，包括电子和离子。由于相同温度下电子运动速度快，所以航天器容易充负电。但是绝缘介质层3外的复合材料由于具有较高的二次电子发射系数和光电子系数，当电子和光子轰击推进膜结构外表面时，复合材料就会发射出二次电子和光电子，最终导致复合材料表面相对于航天器结构地被充至高电位，从而产生反向电位梯度。在该反向电位差下，纳米线材料开始发射电子，形成射向空间中的电子流，航天器获得反推推力。

由于纳米线材料发射电子，航天器结构地电位升高，破坏了之前航天器在空间等离子体形成的稳态电位分布，航天器结构地上开始流入更多负电流，因此航天器结构地可以维持负电位，从而保证反向电位梯度的可持续性，即推力的可持续性。

其中，所述绝缘介质层3采用包括但不限于聚酰亚胺压敏胶膜，也可以换为其他材料，如聚四氟乙烯压敏胶膜等。所述复合材料采用包括但不限于氟化镁(MgF2)、六硼化镧(LaB6)、锑化铯(CsSb)、氧化银镁合金等材料，也可以换为其他具有高二次电子发射系数和光电子发射系数材料。

需要强调的是，所述聚酰亚胺压敏胶膜的厚度小于50μm。聚酰亚胺压敏胶膜上设有圆孔阵列，所述圆孔阵列中各圆孔31直径在0.1mm-1mm之间。相邻两个所述圆孔31中心的间距为2mm-5mm。

本发明提供了一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构的制备方法。如图3所示，其示出了本发明利用空间等离子体的航天器推进膜结构的制备方法。

在步骤10中，准备金属膜1；

在步骤20中，制备纳米线浆料；

在步骤30中，在所述金属膜1上形成纳米线材料层2；

在步骤40中，准备绝缘介质层3；

在步骤50中，在所述绝缘介质层3上镀二次电子发射系数、光电子发射系数高的复合材料；

在步骤60中，将所述绝缘介质层3覆盖在所述纳米线材料层2上。

所述的步骤10具体包括：

准备好铜箔或者铝箔，利用稀盐酸浸泡数分钟，再利用乙醇或丙酮擦拭干净备用。

所述的步骤20具体包括：

选择碳纳米管或氧化锌纳米线为基础材料，与乙基纤维素、松油醇等组成混合物浆料。

按照质量比例0.8:1:20:0.1取碳纳米管或氧化锌纳米线、乙基纤维素、松油醇、玻璃粉材料；

将松油醇加热至90℃熔化，依次加入乙基纤维素、碳纳米管和玻璃粉配料加入同时需要充分搅拌均匀。

所述的步骤30具体包括：

将所述纳米线浆料涂覆在铜箔或铝箔上。

其中，纳米线浆料通过丝网印刷、或者刮刀刮平等方式涂覆在铜箔或铝箔上，涂敷厚度在30μm-200μm之间。

将涂覆的纳米线浆料在铜箔或铝箔流平并进行加热处理。

具体过程包括：将涂敷后的铜箔或铝箔至于真空柜或超净室内流平，过30-40分钟后放入红外烘箱内，缓慢升温至300℃，并保温15-20分钟后取出。

需要指出的是，缓慢升温至300℃所需的升温时间要控制在60-90分钟。

所述绝缘介质层3包括聚酰亚胺压敏胶膜，所述复合材料包括氟化镁(MgF₂)、六硼化镧(LaB₆)、锑化铯(CsSb)或氧化银镁合金；

所述的步骤40具体包括：

准备聚酰亚胺压敏胶膜，在所述聚酰亚胺压敏胶膜上表面镀一层覆盖所述圆孔阵列的氟化镁(MgF₂)、六硼化镧(LaB₆)、锑化铯(CsSb)或氧化银镁合金；

在所述聚酰亚胺压敏胶膜上加工出圆孔阵列。加工方法包括激光切割加工、机械加工等。

为便于对本发明的理解，下面结合航天器推进膜结构，以及航天器推进膜结构的制备方法的描述，对本发明进一步举例说明。

首先，制备纳米线浆料。选择碳纳米管或者ZnO纳米线为基础材料，与乙基纤维素、松油醇等组成混合物浆料。

具体的：按照质量比例0.8:1:20:0.1取碳纳米管或ZnO纳米线、乙基纤维素、松油醇、玻璃粉材料，将松油醇加热至90℃左右熔化，依次加入乙基纤维素、碳纳米管和玻璃粉配料加入同时需要充分搅拌均匀。

其次，准备好铜箔或者铝箔，并利用稀盐酸浸泡数分钟，再利用乙醇或丙酮擦拭干净备用。

接着，准备好聚酰亚胺压敏胶膜，聚酰亚胺压敏胶膜上表面利用真空蒸镀方法镀一层氟化镁(MgF₂)、六硼化镧(LaB₆)、锑化铯(CsSb)或氧化银镁合金。聚酰亚胺压敏胶膜厚度应推荐小于50μm。聚酰亚胺压敏胶膜上需采用激光切割技术做出圆孔阵列。圆孔31直径在0.1mm-1mm之间，圆孔31中心间距2mm-5mm。

将纳米线浆料利用丝网印刷、或者刮刀刮平等方式涂覆在铜箔或铝箔上，涂敷厚度在30μm-200μm。将涂敷后的铜箔或铝箔至真空柜或超净室内流平，30-40分钟后，放入洁净的红外烘箱内，在60-90分钟内缓慢升温至300℃左右，并保温15-20分钟后取出。

最后，将聚酰亚胺压敏胶膜覆盖在纳米线层上。

通过上述过程制成约0.5cm²小尺度原理样件，在地面模拟形成300V反向电位梯度情况下，可以发射200μA的电子，相当于10nN推力，对于平方米级的膜，推力可以达到亚毫牛量级。空间中反向电位梯度可以达到数千伏，发射电流更大，以2000伏反向电位梯度发射1A/cm²电流推断，可以形成0.15mN/cm²，每平方米可以获得牛级推力，推进效果极为明显。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

Claims (9)

1.一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构，其特征在于，包括金属膜、纳米线材料层和绝缘介质层，所述金属膜与航天器结构地相连，所述纳米线材料层覆盖于所述金属膜上，所述绝缘介质层覆盖于所述纳米线材料层上，所述绝缘介质层的表面镀有二次电子发射系数、光电子发射系数高的复合材料。

2.根据权利要求1所述的利用空间等离子体的航天器推进膜结构，其特征在于，所述绝缘介质层包括聚酰亚胺压敏胶膜，所述复合材料包括氟化镁、六硼化镧、锑化铯或氧化银镁合金。

3.根据权利要求2所述的利用空间等离子体的航天器推进膜结构，其特征在于，所述聚酰亚胺压敏胶膜的厚度小于50μm。

4.根据权利要求2所述的利用空间等离子体的航天器推进膜结构，其特征在于，所述聚酰亚胺压敏胶膜上设有圆孔阵列，所述圆孔阵列中各圆孔直径在0.1mm-1mm之间。

5.根据权利要求4所述的利用空间等离子体的航天器推进膜结构，其特征在于，相邻两个所述圆孔中心的间距为2mm-5mm。

6.一种利用空间等离子体的航天器推进膜结构的制备方法，其特征在于，该方法用于制备如权利要求4所述的航天器推进膜结构，包括：

准备金属膜；

制备纳米线浆料；

在所述金属膜上形成纳米线材料层；

准备绝缘介质层；

在所述绝缘介质层上镀二次电子发射系数、光电子发射系数高的复合材料；

将所述绝缘介质层覆盖在所述纳米线材料层上。

7.根据权利要求6所述的利用空间等离子体的航天器推进膜结构的制备方法，其特征在于，所述绝缘介质层包括聚酰亚胺压敏胶膜，所述复合材料包括氟化镁、六硼化镧、锑化铯或氧化银镁合金，则准备绝缘介质层的步骤包括：

准备聚酰亚胺压敏胶膜，在所述聚酰亚胺压敏胶膜上表面镀一层覆盖所述圆孔阵列的氟化镁、六硼化镧、锑化铯或氧化银镁合金；

在所述聚酰亚胺压敏胶膜上加工出圆孔阵列。

8.根据权利要求6所述的利用空间等离子体的航天器推进膜结构的制备方法，其特征在于，所述金属膜包括铜箔或铝箔，则在所述金属膜上形成纳米线材料层的步骤包括：

将所述纳米线浆料涂覆在铜箔或铝箔上；

将涂覆的纳米线浆料在铜箔或铝箔流平并进行加热处理。

9.根据权利要求6所述的利用空间等离子体的航天器推进膜结构的制备方法，其特征在于，制备纳米线浆料的步骤包括：

选择碳纳米管或氧化锌纳米线为基础材料，与乙基纤维素、松油醇等组成混合物浆料；

按照质量比例0.8:1:20:0.1取碳纳米管或氧化锌纳米线、乙基纤维素、松油醇、玻璃粉材料；

将松油醇加热至90℃熔化，依次加入乙基纤维素、碳纳米管和玻璃粉配料加入同时需要充分搅拌均匀。

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