07在基座101下表面上呈对称分布。
[0032]上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103均采用软磁材料制成，如CO-NETIC AA材料，也可以根据上线圈104和下线圈105的总电流要求，在上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103的内外表面均匀涂上铊钡钙铜氧体系高温超导材料，实现磁屏蔽作用。
[0033]电极插口 110为同轴导线插口，如BNC插口或其它类型插口，电极插口 110引出同轴导线1040与位于航天器内部电源108相连。基座101采用高强度无磁金属材料制成，如钛铝合金或奥氏体不锈钢，与侧面热控装置109紧密贴近。热控装置109通过基座101的金属材料进行热传导，为上线圈104和下线圈105的导线和上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103提供降温作用，当航天器磁推进装置采用高温超导材料时，热控装置109维持航天器磁推进装置整体或高温超导材料部件的温度在工作范围，热控装置109可以采用斯特林制冷机，例如采用英国Hymatic公司SXlOl制冷机，功率为40W。
[0034]本发明航天器磁推进装置的工作原理为:线圈(包括上线圈104和下线圈105)电流方向与地磁场方向呈一定角度时，线圈各段均受到地球磁场的洛伦兹力作用，由于上线圈104和下线圈105导线的电流方向相反，因此上线圈104和下线圈105受到的洛伦兹力大小相等、方向相反，此时线圈整体受力为零；当对线圈局部导线进行磁屏蔽时，磁屏蔽部位导线受到地磁场洛伦兹力减少，与未被屏蔽导线受到的洛伦兹力大小不相等，导致线圈整体受到的洛伦兹力不为零；此时可以通过控制线圈电流强度与调整线圈与地球磁场方向夹角，改变线圈所受到地球磁场洛伦兹力大小和方向，进而实现对航天器的可控推进。在本发明中，基座101上下表面的上线圈104和下线圈105的电流方向相反，磁屏蔽部位相对换，可以产生2倍于单个线圈的洛伦兹合力；此外，地磁场对基座101上下表面的上线圈104和下线圈105产生的磁扭转力矩相反，导致基座101整体受到磁力矩为零，更有利于航天器的稳定性控制。具体如下:
[0035]如图4所不，未屏蔽导线在磁场中受到的洛伦兹力可以表不为:
[0036]F1= BIL ^in α，
[0037]式中B为地球磁场强度，I为导线电流强度，L1为导线长度，α为地球磁场B方向与导线电流I方向的夹角；
[0038]采用高磁导率材料制成磁屏蔽腔，此时磁屏蔽腔内磁场为:
[0039]Β，=Β(1_ξ)，
[0040]式中ξ为与磁屏蔽腔磁导率和结构相关的常数，ξ取值范围在(0，1)，当采用无磁材料时ξ为0，当采用高温超导材料(未达到磁饱和)时，ξ为I ;
[0041]此时导线在磁屏蔽腔内受到的地球磁场洛伦兹力为
[0042]F2= B，IL 2sin (_ a ) = B (1-ξ ) IL2Sin (-α )，
[0043]式中L2为磁屏蔽腔内导线长度，由于磁屏蔽腔内导线与未屏蔽导线处于同一个平面，地球磁场B方向与磁屏蔽腔内导线电流I方向的夹角方向相反。
[0044]因此单个线圈合力为:
[0045]F = F^F2= BIL pin α +B (1- ξ ) IL2Sin (- α )，当磁屏蔽腔内导线长度1^2与未屏蔽导线长度L1相同时(均为L)，单个线圈受到的地球磁场洛伦兹力为:
[0046]F= ξ BILsin α
[0047]在本航天器磁推进装置设计中，采用两个反向线圈，因此装置受到的洛伦兹力合力为
[0048]F = 2 ξ BILsin α
[0049]例如，在采用相对磁导率为45000的CO-NETIC AA材料制成磁屏蔽腔，当腔体内外半径比为0.5时，ξ为0.65，此时若航天器处于250km轨道，磁场强度为28000ηΤ，方向与线圈电流方向垂直，若线圈导线电路为1Α，线圈匝数1000匝，线圈长度Im则该装置可以产生洛伦兹力为
[0050]F = 2 ξ BILsin α = 2X0.65 X 2.8 X 1^5X 1000 X I X sin90° =36.4mN 而相同条件下磁矩推进方法所产生推力小于10uN，因此该装置产生的洛伦兹力要远大于磁矩产生的洛伦兹力，而且当该推进装置多个组合叠加时，总推力大小将随叠加单元个数增加而增长，具有明显的技术优势。
[0051]以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的 L
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【主权项】
1.一种航天器磁推进装置，其特征在于:包括基座(101)，分别固定于基座(101)上、下表面上的上磁屏蔽腔(102)和下磁屏蔽腔(103)，固定于基座(101)上表面上的上金属环(106)和固定于基座(101)下表面上的下金属环(107)，分别位于基座(101)上、下表面上的上线圈(104)和下线圈(105)，电源模块(108)，以及位于基座(101)前后侧面的热控装置(109)，所述基座(101)为中空状的长方体结构，所述上屏蔽腔(102)固定于基座(101)上表面的后端位置，下屏蔽腔(103)固定于基座(101)下表面的前端位置，所述上线圈(104)绕接时穿过上金属环(106)的孔心，其绕接后形成长方形环状，所述上线圈(104)的后半段位于上屏蔽腔(102)中，前半段位于上屏蔽腔(102)之外，所述下线圈(105)绕接时穿过下金属环(107)的孔心，其绕接后形成长方形环状，所述下线圈(105)的前半段位于下屏蔽腔(103)中，后半段位于下屏蔽腔(103)之外，所述基座(101)的右侧面上设有电极插口(110)，所述上线圈(104)和下线圈(105)采用同一根导线绕接而成，所述上线圈(104)和下线圈(105)的绕接方向相反，所述绕接后的上线圈(104)和下线圈(105)导线经引出并穿过基座(101)上下表面，在基座(101)内部与基座(101)右侧面上的电极插口(110)相连接后与电源模块(108)相连接。
2.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于:所述上线圈(104)和下线圈(105)均采用低电阻率大电流导线。
3.如权利要求2所述的航天器磁推进装置，其特征在于:所述上线圈(104)和下线圈(105)均为银导线或高温超导线材。
4.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于:所述上金属环(106)和下金属环(107)均采用高强度无磁金属材料制成，所述基座(101)上下表面上各有八个上金属环(106)和八个下金属环(107)，所述八个上金属环(106)在基座(101)上表面上呈对称分布，所述八个下金属环(107)在基座(101)下表面上呈对称分布。
5.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于:所述上磁屏蔽腔(102)和下磁屏蔽腔(103)均采用软磁材料制成。
6.如权利要求5所述的航天器磁推进装置，其特征在于:所述上磁屏蔽腔(102)和下磁屏蔽腔(103)均为CO-NETIC AA材料。
7.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于:所述电极插口(110)为同轴导线插口。
8.如权利要求1所述的航天器磁推进装置，其特征在于:所述基座(101)采用高强度无磁金属材料制成。
9.如权利要求8所述的航天器磁推进装置，其特征在于:所述基座(101)为钛铝合金或奥氏体不锈钢。
【专利摘要】本发明公开一种航天器磁推进装置，其结构设计简单，推进装置采用条状线圈结构，可以由小电流导线通过多圈绕接产生较大的总线圈电流；推力方向与大小均可以随着线圈的方向和线圈电流的大小调整，推力方向与线圈电流方向垂直，采用本发明推进装置的航天器控制更为简单；本发明航天器磁推进装置的推进方法相比磁矩推进方法在同等电流强度与地球磁场环境下推力更大，且本发明推进装置可以多个平行排列叠加，进行组合使用，实现航天器大推力推进；本发明推进装置工作时周围产生磁场，空间带电粒子靠近航天器时将受到磁场作用偏折，本发明装置对航天器具有一定带电粒子屏蔽与防护作用，而且推进装置磁矩大小相互抵消，对航天器不产生额外磁力矩作用。
【IPC分类】B64G1-40
【公开号】CN104554825
【申请号】CN201410743774
【发明人】全荣辉, 程世豪, 许猛, 高著秀, 方美华, 黄朝艳, 王志强
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年4月29日
【申请日】2014年12月8日