利用空间等离子体和磁场作用的航天器助推系统

技术领域

本发明涉及航天器推进及空间环境利用的技术领域，具体涉及一种利用 空间等离子体的无燃料推进在轨航天器运动的系统及利用该系统推进在轨 航天器运动的推进方法。

背景技术

等离子区是太空中存在的低密度电子层，导体的一端安装电子收集器从 等离子区收集电子，另一端安装电子发射器将电子释放到等离子区，由于其 在等离子体中的电流收集效应而产生的电流在地球磁场的作用下会受到安 培力的作用从而产生推力。

空间推进技术一般可分为化学推进、电推进、以及其他一些推进技术（如 太阳帆、绳系推进等）。目前，绝大部分飞行器的主推进器采用的是化学推 进。而电推进作为先进的推进技术也正在得到越来越多的关注。

化学推进是利用化学能将航天器送入预定轨道和实现轨道机动的推进 技术。化学推进最突出的特点是可以提供大推力，一直以来是航天器利用使 用最多的推进技术。其中，化学发动机是目前长寿命三轴姿态控制稳定卫星、 自旋卫星一般都必须采用的一种控制执行部件。通常，化学发动机的工作方 式有两种：脉冲工作和稳态工作。脉冲工作主要用于卫星的姿态调整或者位 置保持；稳态工作主要用于卫星的轨道机动。

一般来说，推进系统利用太阳电池帆板或者反应堆发电产生的电能给推 进剂提供能量，使推进剂可以产生远高于普通化学推力器产生的喷气速度。 电推进的高比冲可以降低系统质量、节约推进剂提高寿命、增加有效载荷， 除了应用在长寿命通讯卫星上以提高卫星平台性能外，电推进更可以完成常 规推进系统无法完成的任务。

然而，化学推进和电推进都需要携带一定量的工质，不仅占用了航天器 的平台质量，大大增加了发射成本，同时航天器在轨运行寿命也主要取决于 所携带燃料的量，依靠携带燃料的推进模式极大地制约了航天器平台功能扩 展以及服役寿命的延长。

中国专利申请2009102499028公开了一种航天器磁推进器，该推进器主 要包括电源系统、驱动部件、可伸缩的金属杆、杆两端分别设置有金属球， 其特征在于，电源系统与驱动部件上设置的导电环电连接，通过动连接的电 刷电连接到金属杆和金属球上。此专利采用在等离子体中使用具有电位差的 两个电极来收集等离子体中的电荷形成电流。但是，根据研究，实际工程中 等离子体中的悬浮体在收集电荷后的电位变化会抑制电流的继续收集，从而 并不能形成持久的助推力。

发明内容

本发明解决的问题是现有携带燃料的航天器推进方法发生成本高，航天 器在轨寿命依赖于燃料的携带数量，从而导致航天器在轨寿命受到限制的问 题。本发明利用收集系统收集空间等离子体产生的电流回路在地磁场的作用 下对航天器产生持续助推力，而不受空间环境中微小阻力的影响。

为解决上述技术问题，本发明采用了如下技术方案：

一种利用空间等离子体和磁场作用的航天器助推系统，包括导电长杆装 置、空间等离子体收集装置、电子发射装置、控制系统和电源系统（电源装 置），可控长度的导电长杆伸出在航天器的外部，利用控制系统连接到航天 器上，用来收集电子的空间等离子体收集装置和用于将长杆中的等离子体发 射到空间中的电子发射装置分别设置在导电长杆的两端，航天器内的电源系 统提供空间等离子体收集装置和电子发射装置两端的电位差及工作电压，空 间等离子体收集装置从空间收集等离子体到导电长杆中，在电源系统给导电 长杆提供的电位差的作用下，等离子体流向导电长杆的另一端，另一端的发 射装置将长杆中的电子发射到空间中，以实现电流的回路和电流的持续产 生，并产生持续的作用力。

进一步地，上述可控导电长杆用来将收集系统收集的电子传导到发射 端，杆的外表面绝缘，杆的长度可根据需要进行调整以获得相应推力，杆与 航天器连接采用多维度刚性连接，通过调整杆的姿态改变获得推力的方向。

进一步地，上述空间等离子体收集装置为插入空间等离子体中的导电电 极，电极与导电长杆连接处用绝缘且耐高温的材料封装。

进一步地，上述电子发射装置为场致电子发射装置,优选地采用碳纳米 管/聚氨酯泡沫（CNT/PUF）作为阴极材料。

一种上述推进系统的用途，其中，将该推进系统设置在航天器的外侧， 利用收集和发射装置使空间中的等离子体在导电长杆中持续流动产生电流， 在地磁场和空间等离子体的作用下产生助推力来帮助推动航天器的在轨运 动。

与传统的电推进技术相比，本发明在推进系统无需携带工质，大大降低 了发射成本，并可实现航天器在轨全寿命周期工作，具有巨大优势。与之前 的发明相比能够增大收集电流，产生持续电流，实现稳定的推力。

附图说明

图1为本发明的空间等离子体和磁场作用的航天器推进系统示意图。

图中：1-空间粒子；2-空间电子；3-等离子体收集装置；4-电源系统； 5-支撑系统；6-控制系统；7-电子发射装置；8-电极；9-导电长杆；10-导 电长杆绝缘层。

具体实施方式

以下介绍的是作为本发明所述内容的具体实施方式，下面通过具体实施 方式对本发明的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只 为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。

参照图1，本发明的空间等离子体和磁场作用的航天器推进系统，包括 安装在导电长杆9一端的等离子体收集装置3、安装在导电长杆9另一端的 电子发射装置7、导电长杆9、电源系统4、控制导电长杆9伸缩转向的控 制系统6、连接导电长杆9与控制系统6的支撑系统5，本系统安装在卫星 的外部，设置在导电长杆9一端的等离子体收集装5在初始电压下吸收空间 电子2，等离子体收集装置5与导电长杆9的一端进行密封连接，因此收集 的空间电子2将进入导电长杆9中，由于导电长杆9两端存在电位差因此空 间电子2向导电长杆9的另一端运动，导电长杆的另一端与电子发射装置7 密封连接，运动到另一端的空间电子2经电子发射装置7发射到空间中形成 一个持续的电流回路。由于空间中存在着地磁场，装置在航天器外部有电流 存在的导电长杆将受到力的作用。控制系统6根据需要调节导电长杆9的方 向完成提供航天器推力功能。

由安培定律dF=IdlxB可知载流导线在外磁场中将受到磁力的作用。 由定律可知影系统推力的因素有导电长杆中的电流强度、导电长杆的长 度、地磁场大小。导电长杆的长度跟卫星搭载能力相关，地磁场大小由当 地磁环境相关，电流大小跟本发明收集系统的收集能力相关。

收集系统由等离子体收集装置，导电长杆、电子发射装置组成。收 集器可视为一个体积较大的朗缪探针，最大的电子电流为

$I=j_e·A_P=\frac{1}{4}{\mathrm{en}}_e{\bar{v}}_e{A}_P$

Je为最大电子电流密度，Ap为探针的有效收集面积，e为1.6e-19库 伦，n_e为等离子体密度，为电子温度，有效收集面积跟探针的形状表 面积相关。

本发明中的电子发射装置可采用场致发射来发射电子，若发射电流 可达到10A，按轨道上等离子体密度典型值选取2.44e+12(1/m3)，电子温 度为0.24ev，外加50V电压，球形收集器半径0.1m，通过计算可知最大 收集电流能够达到几十安培。但是由于发射端发射效率限制因此收集系统 最终的收集效率由发射端的发射效率决定。

如果导电长杆长度为5米，收集电流大小10A，地磁场大小为 50000nT，根据安培定律计算导电长杆的作用力为25e-4N。受力方向根据 左手定则确定。表1给出了现有技术中的金属球航天器推进系统与本发明 的航天器推动系统在助推航天器在轨运动中的效果比较。

表1现有技术与本发明的对比

根据对比可知，本发明的方法与现有技术相比，能够产生持续的电 流，从而产生持续稳定的推力，推力的大小为现有技术的5倍，显著地提 高了航天器的在轨驱动力。

尽管上文对本发明的具体实施方式进行了详细的描述和说明，但应该指 明的是，我们可以对上述实施方式进行各种改变和修改，但这些都不脱离本 发明的精神和所附的权利要求所记载的范围。