CN114572424A - 一种近地卫星吸气式电推进器及其速度控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种近地卫星吸气式电推进器及其速度控制方法，利用了杜邦N117膜能捕捉空气并释放功能，通过控制单元比较实际速度与设定速度的数值之后向吸气泵传输转速信号，使吸气泵以对应大气密度与当前速度下的设定速度工作，完成“实际速度‑设定速度‑吸气泵”的闭环控制，实现速度自适应调节与速度控制。杜邦N117膜能捕捉空气并释放，杜邦N117膜与近地卫星吸气式电推进器结合起来，保证吸气式电推进器卫星的不消耗燃料维持轨道或变轨，平稳高寿命运行。
Description
技术领域
本发明涉及近地卫星技术领域，尤其是涉及一种近地卫星吸气式电推进器及其速度控制方法。
背景技术
目前处于离地高度为500km～2000km的卫星称为近地卫星，根据人造卫星探测数据推算，在500km～2000km这区间的高空内，大气密度大概是地面空气密度的4％。由于存在稀薄的空气，卫星在不推进的状态下将会不断向地面掉落，这时就需要推进器推进使卫星保持在近地轨道上。另外当卫星需要变轨时，同样需要推进器使卫星实现变轨。
目前卫星推进器推进主要有两种方式，第一种是靠四氧化二氮-肼类(偏二甲肼，一甲基肼，肼)，液氧-煤油，液氢-液氧等液态燃料推进，液态燃料储存在储能罐中，通过联接装置和控制器，点燃液体燃料从喷口喷出实现推进作用。第二种是靠氙气推进，氙气储存在储存罐中，通过联接装置与控制器，在电离装置中电离，再利用外加电磁场洛伦兹力作用下加速从喷管喷出，或者在静电场作用下加速排出。但是由于近地卫星的结构与效率问题，近地卫星只能携带3.8吨左右液态燃料或者携带1吨左右的氙气。这就导致近地卫星的寿命只能维持5年左右，一旦液态燃料或氙气消耗完，卫星将会成为太空垃圾，慢慢掉入地球大气层。这两种方式都是成本非常高的，且寿命只有5年并不利于可持续发展。因此寻找更加环保，能够使卫星使用寿命更长的方式至关重要。
发明内容
本发明的目的在于提供一种近地卫星吸气式电推进器及其速度控制方法，以解决近地卫星工作延长工作寿命和减少成本的问题，如何实现不消耗燃料维持轨道或变轨的问题，实现速度自适应调节与速度控制。
根据本发明的一个目的，本发明提供一种近地卫星吸气式电推进器，包括储气罐，所述储气罐的内部设有推进执行机构，所述储气罐的前端设有吸气口和进气阀门，所述吸气阀门处设有吸气泵，所述吸气口处设有杜邦N117膜，所述储气罐的后端设有喷气口和喷气阀门。
进一步地，所述储气罐的内部的所述推进执行机构为电加热装置。
进一步地，所述储气罐的内部的所述推进执行机构为电离装置，所述电离装置周围设有静电场。
根据本发明的另一个目的，本发明提供一种近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，包括如下步骤：
步骤一，卫星的传感器测出所处位置的大气密度与当前速度；
步骤二，计算出在当前的速度与大气密度下，通过杜邦N117膜每秒能够捕捉到的气体的量；
步骤三，储气罐中的传感器测出罐中气压；
步骤四，计算出卫星达到设定速度所需的能量，进而计算出所需的储气罐工作气压及喷出时所需气压或离子速度；
步骤五，将储气罐气压与所需工作气压比较，若气压足够则实施步骤六，若气压不足够则电机驱动泵工作将外界空气抽入储气罐中，工作时间可由步骤一、步骤二的数据计算，直至达到工作气压；
步骤六，通过电热装置加热空气至气压达到所需喷出的气压或者电离后利用电场磁场加速；
步骤七，打开阀门，气体从喷口喷出，直至达到所需速度；
步骤八，将实际速度与设定速度比较，重复上述步骤一～步骤七。
进一步地，步骤二中，杜邦N117膜捕捉气体包括吸附分离和提纯过程，将气体混合物通过填充有吸附剂或固定床吸附器，产生浓缩产品在更弱的吸附组分上，接着通过加热吸附剂实现解吸强吸附组分。
进一步地，步骤五中，控制单元通过调节电机驱动泵与杜邦N117膜工作抽取空气调节储气罐气压。
进一步地，步骤六中，控制单元通过控制加热时间加热空气使气压达到喷出气体的能量足够推动卫星达到所需速度。
进一步地，步骤七中，控制单元通过控制电场或磁场电压加速等离子达到足够速度从喷射装置喷出推动卫星达到设定速度。
进一步地，步骤五中，使用杜邦N117膜与电机、泵、阀门的结合捕捉空气将空气输送至储气罐中。
进一步地，步骤一和步骤二中，控制单元通过速度与大气密度计算出卫星每秒能捕捉的空气的量。
进一步地，步骤八中，控制单元将实际速度与预设速度比较，反馈给电机或电场或磁场，改变电机转速或电场电压或电磁场电压与磁场强度，实现闭环控制。
本发明的技术方案通过控制单元比较实际速度与设定速度的数值之后向吸气泵传输转速信号，使吸气泵以对应大气密度与当前速度下的设定速度工作，完成“实际速度-设定速度-吸气泵”的闭环控制，实现速度自适应调节与速度控制。杜邦N117膜能捕捉空气并释放，杜邦N117膜与近地卫星吸气式电推进器结合起来，保证吸气式电推进器卫星的不消耗燃料维持轨道或变轨，平稳高寿命运行。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例的工作流程图；
图2是本发明实施例中电加热式的近地卫星吸气式电推进器的结构示意图；
图3是本发明实施例中静电场式的近地卫星吸气式电推进器的结构示意图。
图中：1-杜邦N117膜、2-吸气口、3-进气阀门、4-储气罐、5-电加热装置、6-喷气阀门、7-喷气口、8-电离装置、9-静电场。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例1
如图1、图2和图3所示，
一种近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，该近地卫星吸气式电推进器利用了杜邦N117膜能捕捉空气并释放功能，控制单元比较实际速度与设定速度的数值之后向驱动吸气泵的电机传输转速信号，使电机以对应大气密度与当前速度下的设定速度工作，完成“实际速度-设定速度-吸气泵”的闭环控制，实现速度自适应调节与速度控制，保证吸气式电推进器卫星的不消耗燃料维持轨道或变轨，平稳高寿命运行。
该近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，包括以下步骤：
步骤一，操作人员根据使用环境输入预设速度。
其中预设速度即为卫星要维持轨道的速度，这是操作人员根据卫星所要执行的任务与保持在所在轨道设置的。
步骤二，测出当前位置的空气密度与速度。
大气密度采用大气密度探测器进行探测，其主要的工作原理是通过直接探测传感器内的气体压力和温度，并结合由气体分子动力学理论所建立的基本关系式来获得自由大气密度。大气密度探测器由传感器、电子线路和结构件组成。传感器由取样室、离子源、B-A规和温度传感器四部分组成。外界环境中的气体分子进入取样室后，经过碰撞其温度被调节成接近器壁的温度，此时原子态的气体充分混合成中性。内置的PN结温度计可直接测量取样室的温度，B-A规电离计可测得传感器内气压。调节后的中性分子到达传感器的感测区，经过电离形成正离子，收集后从正离子流的强度获得传感器内气体的压强。
速度通过多普勒频移测量，利用无线电相干模式可以计算距离和距离率。信号从宇宙飞船发送到地面或通信卫星。地面/卫星发送一个返回信号。我们可以通过往返时间和信号的多普勒频移确定的距离来确定速度。
步骤三，计算杜邦N117膜1与吸气泵结合捕捉空气装置每秒能捕捉气体的量。
杜邦N117膜1捕捉气体可包括吸附分离和提纯过程，将气体混合物通过填充有吸附剂或固定床吸附器，产生浓缩产品在更弱的吸附组分上，接着通过加热吸附剂实现解吸强吸附组分。
每秒捕捉气体的量可通过大气密度与卫星速度以及杜邦N117膜1与泵结合捕捉空气装置的捕捉效率来计算。具体可表述为m＝ρSvη，m为每秒吸收到的气体的质量，S为膜垂直于速度方向的面积，ρ为当前位置的大气密度，v为卫星速度，η为杜邦N117膜1与泵结合捕捉空气装置的捕捉效率。
步骤四，当操作人员输入变轨或改变速度信号，系统计算达到设定速度的所需要的能量。
可先算出阻力F，具体的，阻力表述为F＝ερv2S，ε为拖曳系数，ρ为当前位置的大气密度，v为卫星运行速度，S为垂直于速度方向的有效截面积。接着按照空气阻力或变轨需要的推力可计算出对应的比冲，具体表述为
F为阻力，m为吸收气体的质量，l为对应的比冲即每单位质量的气体所产生的冲量。故可推算出卫星维持原轨道或变轨所需的功率，具体表述为
F为空气阻力或变轨需要的推力，η为系统效率，l为比冲。以上即为达到设定速度所需能量的计算过程。
步骤五，计算出所需储气罐4气压与气体喷出时气压或等离子喷出速度。
储气罐4气压需要达到足够才能执行电加热装置5或电离装置8，计算足够的储气罐4气压可转化为计算足够的气体的质量，由上述步骤四确定的能量与比冲，可得需要的气体的质量。
气体喷出时气压或等离子喷出速度可利用动量定理计算，具体为mgv-Ft＝m2gv2-m1gv1，式中m为喷出气体质量，v为喷出气体或等离子速度，F为阻力与变轨的离心力的矢量和，t为作用时间，m1为执行时初始质量，v1为执行时的初速度，m2为执行后的末质量，v2为执行后的末速度。
步骤六，测量储气罐4气压是否达到工作气压，若达到则执行步骤七，若未达到则调节电机驱动吸气泵与杜邦N117膜工作并打开吸气阀门3吸收空气。
工作气压为步骤五中计算的所需储气罐气压。若储气罐气压未达到工作气压，则通过调节电机驱动泵与杜邦N117膜1工作并打开吸气阀门3，工作时间可通过上述步骤三的数据计算，直至达到工作气压。
步骤七，开启电加热装置5或开启电离装置8再加速等离子。
若吸气式电推进器的执行方式为电加热式，则在步骤七，开启电加热装置5，加热气体气压达到所需喷出的气压，所述的所需喷出的气压可通过步骤五中计算的气体喷出速度计算得出，具体为
P0为加热到所需喷出的气压，P为所处位置的大气压，γ为气体常数，M为马赫数即流体流速除以当地音速，其中
v为气体流速，v音为当地音速。故可通过上述过程计算出所需气体喷出气压。
若吸气式电推进器的执行方式为静电场式或电磁场式，则在步骤七，开启电离装置8，将空气中的氧气氮气电离成等离子，接着通过控制静电场9电压或控制电磁场电压与磁场强度，电场力推动等离子加速，洛伦兹力改变等离子运动方向，达到所需喷出速度，所述的所需喷出速度在步骤五中计算得出了，静电场9电压可通过动能定理计算，具体为
其中U为电场电压，Q为等离子的电量，v2为离子喷出的速度，v1为离子进入电场的初速度。故通过以上过程可计算出静电场电压。
步骤八，打开喷气阀门6，气体或等离子喷出。
采用电控阀门，控制单元打开阀门，气体或等离子从喷口喷出直至达到设定速度。
步骤九，将实际速度与设定速度比较，重复步骤一～八。
实际速度通过多普勒频移测量，利用无线电相干模式可以计算距离和距离率。信号从宇宙飞船发送到地面或通信卫星。地面/卫星发送一个返回信号。我们可以通过往返时间和信号的多普勒频移确定的距离来确定速度。将实际速度与设定速度比较，重复步骤一～九，实现近地卫星吸气式电推进器控制速度的闭环控制，实现卫星不消耗燃料实现维持轨道与变轨。
如图2所示，执行方式为电加热式的近地卫星吸气式电推进器的工作原理为，打开进气阀门3，吸气阀门13处放入吸气泵(图中未示出)将其他吸入，气体从杜邦N117膜1和吸气口2中被捕捉进入储气罐4，直至吸入气体的量足够，关闭进气阀门3，电加热装置5工作将气体加热，直至储气罐中气压达到工作条件，打开喷气阀门6，高温气体从喷气口7喷出。
如图3所示，执行方式为静电场式的近地卫星吸气式电推进器的工作原理为，打开进气阀门3，吸气阀门13处放入吸气泵(图中未示出)将其他吸入，气体从杜邦N117膜1和吸气口2中被捕捉进入储气罐4，直至吸入气体的量足够，关闭进气阀门3，电离装置8工作将气体电离成等离子，关闭电离装置8，静电场9工作将等离子加速，打开喷气阀门6，气体离子从喷气口7喷出。
本发明实施例提供一种膜及近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，利用杜邦N117膜能捕捉空气并释放功能，控制单元比较实际速度与设定速度的数值之后向驱动泵的电机传输转速信号，使电机以对应大气密度与当前速度下的设定速度工作，完成“实际速度-设定速度-电机转速”的闭环控制，在不同环境下实现速度自适应调节与速度控制，保证吸气式电推进器卫星的不消耗燃料维持轨道或变轨，平稳高寿命运行。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
Claims (10)
1.一种近地卫星吸气式电推进器，其特征在于，包括储气罐，所述储气罐的内部设有推进执行机构，所述储气罐的前端设有吸气口和进气阀门，所述吸气阀门处设有吸气泵，所述吸气口处设有杜邦N117膜，所述储气罐的后端设有喷气口和喷气阀门。
2.根据权利要求1所述的近地卫星吸气式电推进器，其特征在于，所述储气罐的内部的所述推进执行机构为电加热装置；或者所述推进执行机构为电离装置，所述电离装置周围设有静电场。
3.一种近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一，卫星的传感器测出所处位置的大气密度与当前速度；
步骤二，计算出在当前的速度与大气密度下，通过杜邦N117膜每秒能够捕捉到的气体的量；
步骤三，储气罐中的传感器测出罐中气压；
步骤四，计算出卫星达到设定速度所需的能量，进而计算出所需的储气罐工作气压及喷出时所需气压或离子速度；
步骤五，将储气罐气压与所需工作气压比较，若气压足够则实施步骤六，若气压不足够则电机驱动泵工作将外界空气抽入储气罐中，工作时间可由步骤一、步骤二的数据计算，直至达到工作气压；
步骤六，通过电热装置加热空气至气压达到所需喷出的气压或者电离后利用电场磁场加速；
步骤七，打开阀门，气体从喷口喷出，直至达到所需速度；
步骤八，将实际速度与设定速度比较，重复上述步骤一～步骤七。
4.根据权利要求3所述的近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，其特征在于，步骤二中，杜邦N117膜捕捉气体包括吸附分离和提纯过程，将气体混合物通过填充有吸附剂或固定床吸附器，产生浓缩产品在更弱的吸附组分上，接着通过加热吸附剂实现解吸强吸附组分。
5.根据权利要求3所述的近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，其特征在于，步骤五中，控制单元通过调节电机驱动泵与杜邦N117膜工作抽取空气调节储气罐气压。
6.根据权利要求3所述的近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，其特征在于，步骤六中，控制单元通过控制加热时间加热空气使气压达到喷出气体的能量足够推动卫星达到所需速度。
7.根据权利要求3所述的近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，其特征在于，步骤七中，控制单元通过控制电场或磁场电压加速等离子达到足够速度从喷射装置喷出推动卫星达到设定速度。
8.根据权利要求3所述的近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，其特征在于，步骤五中，使用杜邦N117膜与电机、泵、阀门的结合捕捉空气将空气输送至储气罐中。
9.根据权利要求3所述的近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，其特征在于，步骤一和步骤二中，控制单元通过速度与大气密度计算出卫星每秒能捕捉的空气的量。
10.根据权利要求3所述的近地卫星吸气式电推进器的速度控制方法，其特征在于，步骤八中，控制单元将实际速度与预设速度比较，反馈给电机或电场或磁场，改变电机转速或电场电压或电磁场电压与磁场强度，实现闭环控制。
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2022
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Patent Citations (8)
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