一种吸气式电推进器的制作方法

本发明涉及航天器电推进技术领域，具体涉及一种吸气式电推进器。

背景技术：

过去，超低轨(一般指的是100km至300km范围内的轨道)卫星轨道的维持采用化学推进器来提供推力，但对于长期在轨卫星而言，化学推进消耗的资源较大，寿命存在较大局限。

近年来，国外相关研究机构采用电推进方式作为空间推进系统，与传统化学推进相比，电推进比冲高，在携带推进剂质量相同的条件下，能够产生更大的加速。电推进利用太阳能供电，将推进剂电离并产生高速喷出的等离子体。如今科学家们已经针对吸气式电推进技术的研究开展多年，以美国、欧洲和日本为代表的吸气式栅网型离子推进器研究已取得了一系列的成果，从吸气方式、电离方式、加热方式和推进过程等方面进行了分析和改进，但目前这种吸气式电推进器仍然需要携带有限的推进剂以维持长期在轨运行。

因此，如何充分利用卫星轨道残余大气作为推进工质以维持卫星超低轨道长期在轨服务的吸气式电推进器成为需要研究的课题。

技术实现要素：

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种吸气式电推进器，目的解决电推进器如何不需携带推进剂来维持轨道运行的问题。

本申请提供一种吸气式电推进器，包括运行的腔体，所述腔体一侧设有吸气单元，另一侧设有喷气单元，所述腔体内部设有连通所述吸气单元和所述喷气单元的气体通道，所述气体通道上还设有磁场单元和射频单元。

进一步的，所述吸气单元位于所述腔体运行方向的前端，所述喷气单元位于所述腔体运行方向的尾端。

进一步的，所述吸气单元为所述腔体前端开设的吸气口，所述喷气单元为所述腔体尾端开设的喷气口。

进一步的，所述吸气单元包括位于所述腔体前端的收缩口以及沿所述收缩口向所述腔体外延伸出的扩大口，所述喷气单元包括位于所述腔体尾端的收缩口以及沿所述收缩口向所述腔体外延伸出的扩大口。

进一步的，所述吸气单元的收缩口和所述喷气单元的收缩口均与所述气体通道固定连接。

进一步的，所述磁场单元包括两个电磁线圈，所述两个电磁线圈均围绕所述气体收集通道外围固定设置。

进一步的，所述射频单元为射频天线，所述射频天线围绕所述气体收集通道外围固定设置。

进一步的，所述射频单元位于所述两个磁场单元之间。

进一步的，所述腔体为卫星舱体。

本申请提供的吸气式电推进器，将轨道气体作为推进工质，轨道气体通过吸气单元后在磁场单元作用下进入气体通道，接着受到射频单元电离与加速，形成高速等离子体并由喷气口喷出，最终形成具有推力的电推进羽流，采用这种吸气式电推进器可以维持超低轨道卫星的轨道高度，无需携带工质而能够长期在轨运行。

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为本发明实施例提供的吸气式电推进器的结构示意图。

附图标记：1吸气单元、2腔体、3喷气单元、4气体通道、5磁场单元、6射频单元。

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。

本申请实施例提供一种吸气式电推进器，如图1所示，该吸气式电推进器包括运行的腔体2，所述腔体2一侧设有吸气单元1，另一侧设有喷气单元3，所述腔体2内部设有连通所述吸气单元1和所述喷气单元3的气体通道4，所述气体通道4上还设有磁场单元5和射频单元6。

这里的腔体2为具有一定运行速度和运行方向的腔体，优选的，这里运行的腔体2指的是卫星舱体，优选的，这里的气体为轨道气体，也叫作中性气体，本实施例以轨道气体作为卫星舱体的推进工质，对于在超低轨高度运行的超低轨卫星，轨道气体即为超低轨环境中的残余大气。这里的气体通道4用于收集通过吸气单元吸收进来的轨道气体，同时也用于轨道气体通过喷气单元向腔体外推进的通道。

具体的，腔体2内的气体通道4一端是与腔体2一侧的吸气单元1结构上相连通，腔体内的气体通道4另一端则与腔体2另一侧的喷气单元结构上相连通，即在腔体运行过程中，轨道气体被吸气单元1吸入后直接进入气体通道4，优选的，该气体通道4为圆筒状。

这里腔体2内的气体通道4上还设有磁场单元5和射频单元6，具体的，由于气体通道4内部是气体流通的通道，因此磁场单元4和射频单元3可设置在气体通道4外表面上的任意位置处，靠近吸气单元1的气体通道4上可以依次设有磁场单元5和射频单元6，也可以是依次设有射频单元6和磁场单元5，另外，磁场单元5和射频单元6之间具有一定间距。更具体的，磁场单元5为可以产生电磁场的零部件或者装置，射频单元6为可以产生射频并对气体电离的零部件或者装置。

进一步的，所述吸气单元1位于所述腔体2运行方向的前端，所述喷气单元3位于所述腔体2运行方向的尾端。

具体的，如图1所示，腔体2运行方向的前端所在位置设有吸气单元1，腔体2运行方向的尾端所在位置设有喷气单元3。由于腔体2运行速度大于腔体2所在环境的大气速度，因此在腔体2前行过程中，所述吸气单元1相当于主动将腔体2所在环境中的大气吸入，对于运行的卫星舱体而言，卫星在轨运行速度一般约为7.8km/s，轨道气体声速约为340m/s，吸气单元1用于将环境中的轨道气体主动吸入。另外，喷气单元用于将气体通道内经过射频电离和磁场约束的高速气体主动喷出，形成具有推力的电推进羽流，从而维持超低轨卫星的轨道高度。

可选的，所述吸气单元1为所述腔体2前端开设的吸气口，所述喷气单元3为所述腔体2尾端开设的喷气口。

具体的，本实施例中的吸气单元1为腔体2运行方向所在前端位置处开设的吸气口，轨道气体直接从该吸气口进入腔体2内部，本实施例中的喷气单元3为腔体运行方向所在尾端位置处开设的喷气口，轨道气体经过在气体通道内的电离和磁场作用后直接从该喷气口喷出。需要说明的是，这里的吸气口可以为在腔体上开设的任意形状的开口，气体通道4与该吸气口直接相连通；这里的喷气口可以为在腔体上开设的任意形状的开口，气体通道4与该喷气口直接相连通。

优选的，所述吸气单元1包括位于所述腔体2前端的收缩口以及沿所述收缩口向所述腔体2外延伸出的扩大口，所述喷气单元3包括位于所述腔体2尾端的收缩口以及沿所述收缩口向所述腔体2外延伸出的扩大口。

具体的，如图1所示，腔体前端侧设有开口且该开口为吸气单元的收缩口，沿该收缩口向腔体2外延伸出的开口为吸气单元的扩大口；位于腔体尾端侧设有开口且该开口为喷气单元的收缩口，沿该收缩口向腔体2外延伸出的开口为喷气单元的扩大口。

需要说明的是，假设吸气单元或喷气单元的收缩口和扩大口的截面均为圆，则扩大口的直径比收缩口的直径大。本实施例中的吸气单元1呈喇叭口形状，该喇叭口的设置有助于减缓气体对腔体2本体的冲击阻力，并对气体起到导流作用，即有利于气体的吸入。本实施例中的喷气单元呈喇叭口状，该喇叭口的设置有助于气体沿喇叭口顺利喷出，并对气体起到导流作用。

进一步的，所述吸气单元1的收缩口和所述喷气单元3的收缩口均与所述气体通道4固定连接。

具体的，如图1所示，腔体2内的气体通道4与腔体2前端的吸气单元的收缩口连接，且两者之间相通，即气体从扩大口进入并经过收缩口后直接进入气体通道4。腔体2内的气体通道4与腔体2尾端的喷气单元的收缩口连接，且两者之间相通。需要注意的是，气体通道4与吸气单元的收缩口和喷气单元的收缩口之间均可以是焊接的，也可以是机械密封连接的，无论是哪种连接方式，需要保证两者连接处的密封性，防止气体从该连接处泄露。

优选的，所述磁场单元5包括两个电磁线圈，所述两个电磁线圈均围绕所述气体通道4外围固定设置。

具体的，如图1所示，磁场单元5为电磁线圈，该电磁线圈围绕气体收集通道4外围，且箍在气体通道4上，这里的电磁线圈产生的磁场相当于约束磁场，该约束磁场具有磁场梯度，在气体通道内部形成从左向右依次增大的磁场强度，这种磁场梯度对气体通道4内的气体流向具有支配和约束作用。例如，该电磁线圈是由一根导线按照一定方向缠绕在气体通道4外表面形成的螺旋线圈，当太阳能电池板产生的电流流过该线圈时，就会在该线圈周围产生磁场，如图1所示，假设从左向右的两个电磁线圈依次为第一电磁线圈和第二电磁线圈，两个电磁线圈的n极均朝右侧，右手握住线圈，大拇指朝向右侧，则其它拇指的方向就为每个线圈中的电流的流向。其中，设置第一个电磁线圈的目的是为了对吸气单元吸入的轨道气体施加约束，使其均朝同一个方向运动以便于在气体通道4内进行收集，设置第二个电磁线圈的目的是为了对射频电离产生的等离子体施加约束，由于等离子体也会产生磁场，因此第二个电磁线圈对于等离子体，不仅使其均朝同一个方向运动，而且对其也进行了加速，以便于高速等离子体从喷气口喷出形成强大的推力。

优选的，所述射频单元6为射频天线，所述射频天线围绕所述气体通道4外围固定设置。

具体的，如图1所示，射频单元6为射频天线，这里的射频天线产生射频电流，该射频电流是一种高频交流变化的电磁波，该高频电磁波使得气体分子高速碰撞产生电离气体，该电离气体内正负离子带电量相等，整体呈中性，因此该电离气体也叫作等离子体。这里的射频天线也是围绕气体通道4外围均匀设置，且固定在气体通道4上，均匀设置的目的是为了使得刚开始进入气体通道4内的气体全部产生电离，并使气体完全转化为等离子体。这里产生的等离子体为高频运动的离子体，通过在气体通道内耦合电能，使得电离气体获得更高的动能，等离子体高速射流喷出形成推力，可完成卫星的推进操作，卫星将无需携带更多的工质而能够长期在轨运行。

进一步的，所述射频单元6位于所述两个磁场单元5之间。

具体的，如图1所示，靠近吸气单元的气体通道上，沿气体通道轴向方向依次设置第一个电磁线圈、射频单元和第二个电磁线圈，轨道气体由吸气单元吸入进入第一个电磁线圈，在第一个电磁线圈磁场梯度影响下统一向右侧收集，然后进入射频天线，经过射频天线的电离形成等离子体，等离子体随后进入第二个电磁线圈，受到第二个电磁线圈磁场的支配和约束，加上等离子体本身产生的磁场作用，使得等离子体加速获得更高的动能，形成推力，完成轨道维持操作。

如图1所示的实施例中卫星舱体向左侧运行，卫星舱体左侧前端设有吸气单元，右侧尾端设有喷气单元，靠近吸气单元1的气体通道4上依次设有磁场单元5、射频单元6和磁场单元5，其中，吸气单元1包括收缩口和扩大口，吸气单元的收缩口与卫星舱体密封连接，喷气单元3包括收缩口和扩大口，喷气单元的收缩口与卫星舱体密封连接，磁场单元5为电磁线圈，射频单元6为射频天线，如图所示从左向右，第一个电磁线圈设置在距离吸气单元的收缩口20厘米处，射频天线6设置在距离第一个电磁线圈30厘米处，第一电磁线圈和第二电磁线圈之间相距50厘米。

吸气式电推进器作为超低轨卫星的动力基础，以150km轨道高速为例，其大气密度为2×10^-9kg·m^-3，根据超低轨道高度的轨道维持的推力要求，需通过电能到动能的转化，以提供满足位置保持所需的推力。

以卫星舱体前端的吸气单元的收缩口截面积为1m²为例，卫星舱体受到的大气阻力为：

f＝ερv²s

其中，ε为拖曳系数，一般取2；ρ为轨道大气密度；v为卫星轨道运行速度，一般为7.8km/s，s为收缩口有效截面积。

则卫星舱体受到的大气阻力经计算为243mn。

为了有效的进行轨道维持，吸气式电推进器的推力需保持在243mn以上，当吸气单元的收缩口有效截面积为1m²时，单位时间进入卫星舱体的气体质量为：

则单位时间进入卫星舱体的气体质量经计算为15.6mg。

按照大气阻力大小提供所需的轨道维持推力，对应的比冲为：

则所需要的比冲经计算为1557s。

按照电推进系统效率为60％计算，卫星舱体维持轨道所需的电功率为：

其中，η为系统效率，则所需的电功率经计算约为6kw，即卫星太阳能电池板需要提供6kw左右的电功率才可满足卫星在150km超低轨道高度长时间在轨服务，而不需要携带推进剂工质。

同理，按照上述计算流程，可以分析得到不同的超低轨道高度下，特定的卫星舱体结构所需的供电功率，在系统供电下，基于吸气式电推进器将使得卫星舱体满足长期在轨运行的需求。

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。