CN220349950U - 基于超低轨道组合推进系统的航天器 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出一种基于超低轨道组合推进系统的航天器，包括主体，所述主体搭载有至少一个推进系统，所述推进系统包括用于储气并为气体电离单元提供气体的气室、与气室联通且为气室提供气体的至少一个被动式进气单元和至少一个主动式进气单元、用于对气室输出的气体进行电离的气体电离单元以及尾喷管。本实用新型通过对航天器其推进系统的设计，使得推进系统不仅可利用被动式进气单元从周围稀薄大气中摄取气体作为推进剂，在流量不足时可通过开启主动式进气单元产生气体以补充气源。同时气室具有储气功能和气体流量实时调节功能，可保证推进系统在不稳定的工作环境下具有稳定的气体供应。

Description

基于超低轨道组合推进系统的航天器

技术领域

本实用新型主要涉及到推进系统设计技术领域，尤其是一种基于超低轨道组合推进系统的航天器。

背景技术

地球的超低轨道空间具有发射成本低、利于对地观测和通信的显著优势，但在这一高度运行的航天器会受到不可忽略的气动阻力影响，导致其无法长时间在轨运行。

吸气式电推进技术利用特殊的进气装置捕获轨道空间稀薄的大气，对其电离加速后获得的推力可实现航天器在轨的推力补偿，使得航天器长期在超低轨道空间工作。近年来吸气式电推进技术受到了研究人员的高度重视并得以快速发展，但人们对这一高度的轨道空间展现出了极大的开发热情。然而，在该轨道的大气密度随季节、太阳活动而剧烈变化，难以保证在轨期间一直能获取充足的气体分子，因此需要考虑气体流量补偿和调节的方案。

现有的吸气式电推力器在进气装置以外大多都未考虑自行携带气源，因为高压气瓶及其对应的管道阀门会增加推进系统的复杂度，因此设计一种简单可靠的气体补充方案是很有必要的。另外，吸气式电推进技术只能提供航天器在轨气动阻力补偿的微小推力，不具备在特定任务背景下的快速机动能力。

实用新型内容

针对现有技术存在的上述缺陷，本实用新型提出一种基于超低轨道组合推进系统的航天器,通过对基于超低轨道组合推进系统的航天器其推进系统的设计，使得推进系统不仅可利用被动式进气单元从周围稀薄大气中摄取气体作为推进剂，在流量不足时可通过开启主动式进气单元产生气体以补充气源。同时气室具有储气功能和气体流量实时调节功能，可保证基于超低轨道组合推进系统的航天器及其推进系统在不稳定的工作环境下具有稳定的气体供应

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案如下：

本实用新型提供一种基于超低轨道组合推进系统的航天器，包括主体，所述主体搭载有至少一个推进系统，所述推进系统包括用于储气并为气体电离单元提供气体的气室、与气室联通且为气室提供气体的至少一个被动式进气单元和至少一个主动式进气单元、用于对气室输出的气体进行电离的气体电离单元以及尾喷管；

所述被动式进气单元包括进气道，所述进气道的进气口位于所述主体的一侧壁上，外界气体经进气口进入进气道，所述进气道的出口端联通气室，为气室补充气体；所述主动式进气单元用于自产生气体；

所述气体电离单元连接在气室和尾喷管之间，输出等离子体射流至尾喷管；

所述尾喷管伸出主体之外，将所述等离子射流加速喷出至主体外，产生推力。

进一步地，所述推进系统工作时，至少一个被动式进气单元工作，若外界气体稀薄或/和气室输出的气体流量不足时，启动至少一个主动式进气单元通过化学反应自产生气体为气室补充气体。

进一步地，所述主动式进气单元为电控固体推进单元，所述电控固体推进单元通电燃烧产生气体。

进一步地，所述被动式进气单元包括进气道，所述进气道为抛物线型截面渐缩式结构。

进一步地，所述进气道前端设有进气口，所述进气口中的一系列进气孔呈蜂窝状排布，所述进气道后段为一段直线型气体压缩流道并一直延伸至进气道后端，所述进气道后端通过连接法兰与气室密封联通。

进一步地，所述进气道内壁涂有镀铝反射材料。

进一步地，所述气室与所述气体电离单元之间的流道上设置有电磁阀，用于对气室输出的气体流量进行实时调节。

进一步地，所述电控固体推进单元包括外壳以及设置在外壳内的电控固体推进剂、弹簧、电极结构、燃烧室以及收缩喷管，所述弹簧一端连接在所述外壳的底板内侧，所述弹簧的另一端连接所述电控固体推进剂的后端面，通过弹簧形变将所述电控固体推进剂的前端面送至电极结构所在的位置处燃烧，所述电极结构的另一侧为燃烧室，所述燃烧室的出口联通收缩喷管。

进一步地，所述电极结构包括第一电极和第二电极，所述第一电极具有一系列平行等距排列的正电极，所述第二电极具有与正电极数目相同的且彼此平行等距排列的负电极，所述第一电极和第二电极相对设置在同一平面上且第一电极的各正电极和第二电极的各负电极彼此交错相间分布。

进一步地，所述气体电离单元为射频电离单元，包括电离室外壳以及设置在电离室外壳内的电离腔，电离腔长度方向的腔壁上绕设有电磁线圈。

进一步地，所述气体电离单元与尾喷管之间的流道上联通有至少一个主动式进气单元。

进一步地，所述尾喷管的喉部设有永磁铁，其产生的同轴磁场对等离子体射流进行磁加速和磁约束。

相比现有技术，本实用新型的技术效果：

1、结合了被动式进气技术和主动式进气技术的优势，基于超低轨道组合推进系统的航天器可以利用被动式进气单元从周围稀薄大气中摄取气体作为推进剂，在流量不足或者有其他需求(比如气室储气)的情形下，可通过开启主动式进气单元产生气体以实现气体的补充。

2、被动进气单元是通过对进气道流道的设计，实现从周围稀薄大气中摄取气体，无需增加压气机等复杂的机械结构。

3、主动进气单元可以采用目前已有的能够通过化学反应产生气体的各种装置，比如电控固体推进器，电控固体推进器的具体结构、类型不限，电控固体推进器具有可多次点火、易于储存的优点。

4，另外本实用新型还结合了吸气式射频等离子体电推进技术，被动进气单元可摄取超低轨道上稀薄的大气分子，在流量不足时电控固体推进器可以通电燃烧为气室补充气体，另外电控固体推进器生成的燃气还可经过尾喷管气动加速产生大推力。利用电控固体推进器作为一种气体发生源，可通过调节施加的电压实现其重复工作，同时又具有固体推进装置结构简单可靠的优点。

5、气室具有储气功能和气体流量实时调节功能，可保证推进系统在不稳定的工作环境下具有稳定的气体供应。

6、进一步地，一实施例提供的电控固体推进器采用端面交错式的电极结构，电极间距固定，不会随着推进剂的在消耗过程中的长度变化而造成燃烧失控的问题，具有工作稳定的优点。

7、本实用新型还使用射频电离的方式对气体进行电离，该种电离方式具有功率低、电离率高、无电极腐蚀的优点

8、电控固体推进器燃烧产生的气体可以经过尾喷管的气动加速，可实现推进系统的大推力工作模式，拓宽了推进系统的应用场景。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，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示出的结构获得其他的附图。

图1为本实用新型一实施例的结构示意图；

图2为本实用新型一实施例中的推进系统的结构示意图；

图3为本实用新型一实施例的被动式进气单元的结构示意图；

图4为本实用新型一实施例中主动式进气单元的结构示意图；

图5为本实用新型一实施例中电极结构的结构示意图；

图6为本实用新型一实施例中气体电离单元的结构示意图；

图中标号说明：

1、被动式进气单元；101、进气口；102、进气道；103、气体压缩流道；

2、主动式进气单元；201、底板；202、弹簧；203、壳体；204、电控固体推进剂；205、电极接口；206、第一电极；207、第二电极；208、燃烧室；209、收缩喷管；210、电极绝缘套；

3、气室；

4、电磁阀；

5、气体电离单元；501、电离腔；502、电离室外壳；503、电磁线圈；

6、永磁铁；

7、尾喷管；

8、主体。

具体实施方式

为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本实用新型所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本实用新型内容的实施例后，当可由本实用新型内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本实用新型内容的精神与范围。本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，但并不作为对本实用新型的限定。

参照图1和图2，一实施例中，提供一种基于超低轨道组合推进系统的航天器，包括主体8，所述主体8搭载有至少一个推进系统，所述推进系统包括用于储气并为气体电离单元提供气体的气室3、与气室3联通且为气室3提供气体的至少一个被动式进气单元1和至少一个主动式进气单元2、用于对气室3输出的气体进行电离的气体电离单元5以及尾喷管7；

所述被动式进气单元1包括进气道102，所述进气道102的进气口101位于所述主体8的一侧壁上，外界气体经进气口101进入进气道102，所述进气道102的出口端联通气室3，为气室补充气体；所述主动式进气单元2用于自产生气体；

所述气体电离单元5连接在气室3和尾喷管7之间，输出等离子体射流至尾喷管7；

所述尾喷管7伸出主体8之外，将所述等离子射流加速喷出至主体8外，产生推力。

上述实施例中，推进系统工作时，各被动式进气单元1和主动式进气单元2同时工作或者择其至少一个被动式进气单元1或/和主动式进气单元2工作，为气室3补充气体。

上述实施例，利用被动式进气单元摄取轨道上的气体分子，在气体流量有剩余时，可以将其储存在气室3中，而当气体流量不足时，可通过开启主动式进气单元工作，通过化学反应自产生气体。另外，气室中的气体可以经过喷管气动加速产生大推力，使得航天器具备快速机动能力。

其中被动式进气单元一般是通过进气道的设计实现从周围稀薄大气中摄取气体，无需增加压气机等复杂的机械结构。目前，被动式进气单元的结构设计公开的比较多，本领域技术人员可以根据实际情况合理选择。由于上述实施例中对于被动式进气单元的数目是不作限定的，本领域技术人员可以基于实际应用需求，对被动式进气单元的数目、安装位置、安装角度、分布情况进行合理的设计和调整，以达到更好的从周围稀薄大气中摄取气体的目的。同样的，目前能够通过化学反应产生气体的主动式进气单元的类型和结构设计公开的比较多，本领域技术人员可以根据实际情况合理选择，本实用新型不作具体的限定。由于上述实施例中对于主动式进气单元的数目是不作限定的，本领域技术人员可以基于实际应用需求，对主动式进气单元的数目、安装位置、安装角度、分布情况进行合理的设计和调整。

一实施例中，基于上述基于超低轨道组合推进系统的航天器，提出一种进气方案：至少一个被动式进气单元1工作，若外界气体稀薄或/和气室输出的气体流量不足时，启动至少一个主动式进气单元2自产生气体为气室3补充气体。

上述实施例中的基于超低轨道组合推进系统的航天器工作时，可以合理选择不同位置、不同数量、不同类型的进气单元工作，以实现气室中气体的补充。如仅由所有被动式进气单元工作，通过被动式进气单元从周围稀薄大气中摄取气体为气室补充气体。也可以采用被动式进气单元同时，开启一定数目的主动式进气单元共同工作实现气室中气体的补充。上述进气方案的设计和调整，是根据当前实际需求而定。

如图2所示，进一步地，所述气室3与所述气体电离单元5之间的流道上设置有电磁阀4，用于对气室3输出的气体流量进行实时调节。与气室3联通且为气室3提供气体的被动式进气单元1和主动式进气单元2收集或产生到的富余的气体可储存在气室中，电磁阀可根据所需的推力对流量进行实时调节，以补偿不断变化的气动阻力。气室3的具体结构不限，图2所示为球形，实际应用中，本领域技术人员可以根据需求设计为不同规则或者不规则的形状。

在一实施例中，基于上述基于超低轨道组合推进系统的航天器，提出一种被动式进气单元。参照图3，所述被动式进气单元1包括进气道102，所述进气道102为抛物线型截面渐缩式结构，所述进气道102的内壁涂有镀铝反射材料。所述进气道102的前端设有进气口101，所述进气口101中的一系列进气孔呈蜂窝状排布，所述进气道102的后段为一段气体压缩流道103。所述气体压缩流道103任一处的流道截面均小于其上游进气道102的流道截面。所述气体压缩流道103用于对来自进气道102的气体进行压缩加速。所述气体压缩流道103的流道截面设计不限，可以是等流道截面的直线型气体压缩流道，也可以是流道截面顺着气体流动方向逐渐缩小的气体压缩流道。所述气体压缩流道103一直延伸至进气道后端，所述进气道后端通过连接法兰与气室3密封联通。本实施例中关于进气道的设计，能兼顾良好的气体收集效率和压缩倍率。

在一实施例中，基于上述基于超低轨道组合推进系统的航天器，提出所述主动式进气单元2采用电控固体推进单元，所述电控固体推进单元通电燃烧产生气体。在流量不足时，电控固体推进单元可以通电燃烧为气室补充气体。利用电控固体推进单元作为气体发生源，可通过调节施加的电压实现其重复工作，同时又具有固体推进装置结构简单可靠的优点。

在一实施例中，基于上述基于超低轨道组合推进系统的航天器，提出一种电控固体推进单元。参照图4，所述电控固体推进单元包括外壳以及设置在外壳内的电控固体推进剂204、电控固体推进剂驱动机构、电极结构、燃烧室208以及收缩喷管209。为了便于装配和检修，所述外壳包括壳体203和底板201，壳体203前端设有收缩喷管209，壳体203底部由底板201密封。所述电控固体推进剂驱动机构用于驱动所述电控固体推进剂204，将所述电控固体推进剂204的前端面送至电极结构所在的位置处燃烧。本实施例中，电控固体推进剂驱动机构为弹簧202，所述弹簧202的一端连接在所述外壳的底板201上，所述弹簧202的另一端连接(可以是抵接)所述电控固体推进剂204的后端面。在初始状态时，弹簧202处于压缩状态，当所述电控固体推进剂204不断燃烧，弹簧202将产生形变进而不断的所述电控固体推进剂204的前端面推进至所述电极结构处实现电控固体推进剂的供给。所述电极结构的另一侧为燃烧室208，所述燃烧室208的出口联通收缩喷管209。参照图5，一实施例中设计一种新型的电极结构。所述电极结构包括第一电极206和第二电极207，所述第一电极206具有一系列平行等距排列的正电极，所述第二电极207具有与正电极数目相同的且彼此平行等距排列的负电极，所述第一电极206和第二电极207相对设置在同一平面上且第一电极206的各正电极和第二电极207的各负电极彼此交错相间分布。所述壳体203的相应位置开设有用于安装电极结构的电极接口205，所述电极结构的外侧装有电极绝缘套210，即电极结构中的第一电极206和第二电极207安装在电极绝缘套210内，通过电极绝缘套210上的卡扣结构将电极结构安装在所述壳体203中的电极接口205处。利用上述实施例提供的固定电极结构，正、负电极交错分布在电控固体推进剂204的前端面，利用弹簧实现电控固体推进剂的供给，由于电极间距是固定不变的，因此装置具有工作稳定可靠的优点。

参照图6，在一实施例中，基于上述基于超低轨道组合推进系统的航天器，提出所述气体电离单元5为射频电离单元，包括电离室外壳502以及设置在电离室外壳502内的电离腔501，电离腔501长度方向的腔壁上绕设有电磁线圈503。采用射频电离的方式，具有电离效率高的优点。同时，电离腔501中的气体通过电磁线圈503进行射频电离，同时避免了气体与电极结构直接接触造成的腐蚀问题，可保证装置的长时间工作。

参照图2，进一步地，所示实施例中，所述气体电离单元5与尾喷管7之间的流道上联通有至少一个主动式进气单元。图2中，可以看到所述气体电离单元5与尾喷管7之间的流道上联通有两个主动式进气单元。关于主动式进气单元的选择和结构设计可以采用上述任一实施例中提供的主动式进气单元，在此不再赘述。

参照图2，进一步地，所示实施例中，所述尾喷管7的喉部设有永磁铁6，其产生的同轴磁场对等离子体射流进行磁加速和磁约束。进一步地，所述永磁体6为圆环形状的永磁铁，套设在所述尾喷管7喉部，其产生的同轴磁场可以限制等离子体射流的发散角。

上述实施例，在被动式进气单元摄取的气体流量不足时，电控固体推进器可以通电燃烧产生气体对气室进行补充。

推进系统具有小推力高比冲和大推力低比冲的多种典型工作模式(通过开启不同数目、不同位置的电控固体推进器，可以组合得到多种工作模式)，下面介绍两种典型的模式：

第一种模式：仅有气室3为尾喷管7提供喷射气体，即气室在电磁阀4的调节下供给小流量气体，经过气体电离单元5电离加速后由尾喷管7喷出，可实现小推力高比冲的工作模式，该模式适合于航天器的在轨推力补偿任务。

第二种模式，气室3为尾喷管7提供喷射气体的同时与尾喷管7直接相连的电控固体推进器(即联通在气体电离单元5与尾喷管7之间的流道上电控固体推进器)通电燃烧产生气体提供给尾喷管7，进入尾喷管7的气体经尾喷管7加速后喷出，可实现大推力低比冲的工作模式，该模式适合于航天器的快速机动任务。

本实用新型未尽事宜为公知技术。

以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对实用新型专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，包括主体，所述主体搭载有至少推进系统，所述推进系统包括用于储气并为气体电离单元提供气体的气室、与气室联通且为气室提供气体的至少一个被动式进气单元和至少一个主动式进气单元、用于对气室输出的气体进行电离的气体电离单元以及尾喷管；

所述被动式进气单元包括进气道，所述进气道的进气口位于所述主体的一侧壁上，外界气体经进气口进入进气道，所述进气道的出口端联通气室，为气室补充气体；所述主动式进气单元用于自产生气体；

所述气体电离单元连接在气室和尾喷管之间，对气室输出的气体进行电离并输出等离子体射流至尾喷管；

所述尾喷管伸出主体之外，将所述等离子体射流加速喷出至主体外，产生推力。

2.根据权利要求1所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述主动式进气单元为电控固体推进单元，所述电控固体推进单元通电燃烧产生气体。

3.根据权利要求1或2所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述进气道为抛物线型截面渐缩式结构，所述进气道内壁涂有镀铝反射材料。

4.根据权利要求3所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述进气道前端设有进气口，所述进气口中的一系列进气孔呈蜂窝状排布，所述进气道后段为一段直线型气体压缩流道并一直延伸至进气道后端，所述进气道后端通过连接法兰与气室密封联通。

5.根据权利要求1或2或4所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述气室与所述气体电离单元之间的流道上设置有电磁阀，用于对气室输出的气体流量进行实时调节。

6.根据权利要求2所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述电控固体推进单元包括外壳以及设置在外壳内的电控固体推进剂、弹簧、电极结构、燃烧室以及收缩喷管，所述弹簧一端连接在所述外壳的底板内侧，所述弹簧的另一端连接所述电控固体推进剂的后端面，通过弹簧形变将所述电控固体推进剂的前端面送至电极结构所在的位置处燃烧，所述电极结构的另一侧为燃烧室，所述燃烧室的出口联通收缩喷管。

7.根据权利要求6所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述电极结构包括第一电极和第二电极，所述第一电极具有一系列平行等距排列的正电极，所述第二电极具有与正电极数目相同的且彼此平行等距排列的负电极，所述第一电极和第二电极相对设置在同一平面上且第一电极的各正电极和第二电极的各负电极彼此交错相间分布。

8.根据权利要求1所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述气体电离单元为射频电离单元，包括电离室外壳以及设置在电离室外壳内的电离腔，电离腔长度方向的腔壁上绕设有电磁线圈。

9.根据权利要求1或2或4或6或7或8所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述气体电离单元与尾喷管之间的流道上联通有至少一个主动式进气单元。

10.根据权利要求9所述的基于超低轨道组合推进系统的航天器，其特征在于，所述尾喷管的喉部设有永磁铁，其产生的同轴磁场对等离子体射流进行磁加速和磁约束。