专利名称：产生航天器推进的电力帆的制作方法
技术领域：
本发明一般涉及航天器推进的技术。具体来说，本发明涉及利用 太阳风作为推进力的来源的技术。
背景技术：
航天器推进系统是航天器的子系统，其用途是将航天器的运动状 态从其固有的开普勒运动改变。开普勒运动是因为太阳系的物体的重 力场而造成的。在推进系统的品质因数中，存在推进系统可以产生的
有效载荷质量分数和delta-v。对于这两种品质因数，较大的那个更佳。 有效栽荷质量分数是有效载荷质量除以航天器的总的初始质量(有效 载荷质量加初始推进系统质量)。delta-v是由推进系统所提供的非重 力加速度的在推进系统的运行时间内计算出的时间积分。
常规推进系统包括化学燃料火箭和电力推进器。对于1/3的有效 载荷质量分数，最佳的化学燃料火箭二元推进剂(液态氢加液态氧) 提供大约1AU/年的delta-v，其中AU表示一个天文单位，基本上等 于1.50亿公里。较高的delta-v值是可能的，但是，有效栽荷质量分 数按指数规律缩小。对于电力推进系统，不存在一个确定的delta-v 值，但是，对于实现的飞行任务的典型值是2-4AU/年。对于许多用途， 例如，为在合理的时间内到达外太阳系目的，这些delta-v值不足够 高。尽管通过将有效载荷质量分数缩小到最小而可以生成某些较高的 delta-v值，但是，对于固定的有效负载，这意味着初始质量的按指数 率增长以及对应的飞行任务成本的指数式增加。
为产生推进力，存在利用在空间中自然发生的现象的备选方案。 太阳帆是在地球大气外面，航天器一次性展开的一张大的薄膜。从太 阳发出的光子作为连续流击中帆，如此，向它输送动量。磁性帆包括
一个或多个线路(优选情况下，由超导材料制成)的大面积环路，通 过这些环路，有电流流动，以便产生磁场。该磁场动态地与太阳风相
互作用，并产生推进力。从1991年出版的现有技术出版物 R.M.ZubHn、 D.G.Andrews: R.M.Zubrin， D.G.Andrews:"Magnetic sails and interplanetary travel" ， Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 28，No. 2, pp.197-203中已知磁性帆。
从2004年出版的出版物P. Janhunen: "Electric Sail for Spacecraft Propulsion", Journal of Propulsion and Power, Vol. 20, No.4, pp.763-764还已知使用太阳风来产生推进力的想法，在此引用 该文作为参考。太阳风是指太阳连续地基本上向所有辐射方向发射的 带电粒子(主要是高能电子和质子)的连续流。电力帆是一种相对于 太阳风等离子保持正电势的导电结构。与从太阳的电磁辐射中而不是 从太阳风中提取动量的太阳帆相比，电力帆不必是连续的板。所述现 有技术出版物提供了这样的示例，电力帆是导线网眼，其中的间隔小 于或等于所谓等离子的的Debye长度。Debye长度是测量各个带电粒 子可以施加影响的距离的度量。
如此在理论上示出了电力帆用于航天器推进的可用性，但是，没
方案,
发明内容
本发明的目的是提供在实践中适用的电力帆系统。本发明的另一 个目的是提供有助于电力帆的容易和可靠展开的航天器推进子系统。 本发明的再一个目的是提供可以用于操纵电力帆推进的航天器的方 法和系统。本发明的再一个目的是提供能够抵御微流星及由空间环境 所引起的其他隐患的电力帆系统。
本发明的目的是通过使电力帆包括被离心力固定紧密的许多径 向地延长的复丝线路来实现的。
根据本发明的航天器推进系统包括
-用于从机身向相应辐射方向展开的多个导电伸长部件， -用于在所述机身上产生电势的电势生成器，
-所述电势生成器和所述多个导电伸长部件之间的可控制的电耦 合，以及
-用于使所述机身围绕垂直于所述辐射方向的旋转轴旋转的辅助 推进系统。
本发明还应用于将航天器的运动状态从其固有的开普勒运动改
变的方法。根据本发明的方法包括 -在航天器的机身上产生电势，
-控制所述产生的电势和从所述机身向相应辐射方向展开的多个 导电伸长部件之间的电耦合，以及
-使所述机身围绕垂直于所述辐射方向的旋转轴旋转，以便产生 与所述多个导电伸长部件的离心张力。
另外，本发明还应用于计算机可读取的介质上的计算机程序产 品。根据本发明的计算机程序产品包括软件指令，当在计算机系统上 执行所述软件指令时，实现下列操作
-控制航天器的机身上的电势的生成，
-控制所述产生的电势和从所述机身向相应辐射方向展开的多个 导电伸长部件之间的电耦合，以及
-控制所述机身围绕垂直于所述辐射方向的旋转轴的旋转，以便 产生与所述多个导电伸长部件的离心张力。
在本发明中，我们利用电力帆不需要是像太阳帆那样的连续的振 膜的事实，甚至相对来说稀疏的网眼也行。另外，我们还利用所谓的 离心力的原理，是指固定于旋转物体的、但是没有位于旋转轴中的块 状物体将在辐射方向产生恒定的拉力。从旋转式航天器向空间中展开 许多径向地延伸的线路将导致旋转的，车轮状的配置，其中离心力使 得径向地延伸的线路保持紧密。
如果线路是导电的，则可以通过将它们电耦合到航天器上的电子 枪，使它们相对于周围的等离子保持正电势。线路的正电势导致与太
阳风的质子静电库仑力交互，这又会从太阳风向线路，然后，又从线 路向整个航天器传输动量。从线路向航天器机身吸引电子并利用电子 枪将它们发射到空间中，会抵消太阳风电子的影响，否则会中和正电 势。如果从每一个线路吸引电子的速率是可控制的，则可以有许多种 操纵策略。
在随后的权利要求中将讨论本发明的优选的实施例。除非明确声 明，所附的权利要求中列举的特征是可以自由地相互组合的。本专利
的适用性作出限制。动词"包括，:、在本专"申请中被用作开放性限制:' 不排除未列出的特征的存在。
在所附的权利要求中详细阐述了被视为本发明的特征的新颖的 特点。然而，从下面的对具体实施例的详细描述，本发明本身(关于 其结构以及其操作方法)，与其其他目的和优点一起，将得到最佳的 理解，这些描述应与附图结合起来阅读。附图只是示意性的，没有按 比例绘制。
图i示出了利用离心力支撑的电力帆的原理，
图2a和2b示出了线路配置的某些方面，
图3示出了太阳风协助的旋转的原理，
图4示出了连接线路的某些结构性考虑，
图5a, 5b和5c示出了利用电力帆的操纵，以及
图6示出了具有电力帆推进的航天器的某些部件的示范性功能
具体实施例方式
主要配置
图1概要示出了一种电力帆的基本原理，该电力帆单纯地由径向
地延伸的线路构成，没有周边连接或线路之间的其他互连。在中间，
有航天器的机身101。从机身101有许多线路向外径向地延伸，线路
102只是一个示例。整个系统围绕垂直于纸张的平面并穿过系统的重
心.(假定我们与机身101的中心一致)的旋转轴旋转。系统处于空间
环境中，这就意味着，基本上没有例如在地球大气中那样由任何周围
介质所引起的类似拖动。另一方面，由于以恒定角速度旋转的系统的 每一个非位于中心的部件都需要恒定的向心力，才能使它保持在其环
形轨道上，旋转运动的结果是，所有线路都保持紧密，基本上直接指 向相应的辐射方向。
我们也假设，航天器的机身101包括电子枪或用于向空间可控制 地发射负电荷(基本上电子)的流103的对应装置。负电荷的流可 以基本上被辐射到任何方向，例如，沿着航天器的旋转轴向周围的等 离子体流的下游方向。通过发射负电荷，将使机身101相对于周围的 等离子呈现正电势。如果线路是导电的，并具有与机身101的导电连 接，电子从线路按线路104上所示的流动到机身，线路也呈现正电势。 图1所示的航天器的总体电场开始类似于带正电荷的导电盘的电场。 线路的最小有用电势大约是lkV，这对应于太阳风质子的典型动能。 诸如8-20kV之类的较高的值可能更加有益。
太阳风包括以高速度(通常是400-800km/s )从太阳基本上径向 地向外移动的质子和电子。根据库仑定律，航天器的盘状的电场排斥 带正电荷的质子，这就意味着，太阳风质子的连续流推动航天器，非 常像在地球大气中，普通的风推动圓形的片状防风材料。太阳风的电 子被线路的正电势(以及机身101的正电势)吸引，但是，与质子所 携带的动量相比，电子所携带的动量可以忽略，基本上唯一明显的电 子影响是聚集的电子电流中和正电势的趋势。用于从航天器发射电子 流103的设备的效率必须足够高，以抵消聚集的电子电流的中和影响。
线路材料和结构
实验和计算表明，单一的细的单丝线路100米长，在被微流星严 重破坏之前在空中的寿命只有几个月。因此，形成电力帆的"线路，，必 须不是单丝线路，而是能够更长时间幸存的结构。为空间技术中的其 他用途，提出了许多合适的结构原理。可以使用各种编织物、复丝线
路、电缆、带状物以及绳状物。 一种可能的结构是在参考公开US6， 286， 788B1中作为Hoytether引入的一种。线路也可以具有带状的外 观。为简单起见，在整个此说明书中使用了术语"线路"，但是，也包 含了所有其他伸长部件结构。如此，操作原理甚至也不排除硬式拉杆
或梁状的结构，但是，非常难以从硬的构件构建所需尺寸的超轻的可 展开的结构。
线路的相对来说比较高的正电势以及导电率意味着，如果并且当 它包括许多单独的丝或组件细绳时，它们都是相同的电势，并彼此排 斥。如此，丝或组件细绳被自然地分离，这降低了微流星同时将它们 切断的风险。
线路材料应该具有高抗拉强度、低密度，以及良好的导电率。良 好的材料选择包括具有高抗拉强度的合金钢及其他金属。线路材料也 可以是复合材料，如表面被金属化或具有其他导电涂层的碳纤维或芳 族聚酰胺纤维芯线，或具有纤维涂层的金属芯线。
线路应该尽可能地细，不仅为了在电力帆展开之前节省航天器中 的质量和空间，而且还为了使由太阳风电子构成的聚集的电子电流尽 可能低。电子电流大致与线路的外表面区域成正比。
线路将有多长取决于许多因素，如线路的总数、航天器质量、所
需的推进力的大小，预定轨道半径(即，与太阳的距离)等等。作为 粗略的假设，线路例如可以是10公里长。线路的长度的最终极限来 自线路材料的抗张强度每一段的线路都必须耐受该段线路和远端之 间的线路的剩余部分将导致的向心力(加安全余量)。当然可以使用 具有非恒定剖面的线路，以便线路的抗张强度将是从航天器的机身到 线路的远端的距离的递减函数。不必所有线路都是相等的长度。
展开过程
最初，线路或线路组存储在巻筒上。图2a概要示出了示范性配 置，其中巻筒201位于航天器的一般性的盘状机身101的边缘。当航 天器被设置为旋转时，线路在离心力的协助下展开自身。取决于线路 的特性以及巻筒的直径，展开的线路可能具有轻微地巻起的倾向。如 果这会威胁到阻止缠绕过程正确地启动，则通过在线路的末端使用小 的压载体202，会纠正这种情况。压载体202必须只是线路的总质量 几分之一，如此，其对推进系统的质量平衡的影响最小。
如果巻筒以恒定速度开巻，则线路在展开过程中是直的，但是， 与辐射方向成某角度地倾斜。角度取决于转速，开巻速度以及线路的 支撑点与系统的旋转中心的径向距离；相关性的形式是sinvj/=2v/Rco, 其中vi/是线路和辐射方向之间的角度，v是展开线路的速度，R是支 撑点的径向距离，co是系统的角速度。术语"系统"这里是指整个机械 系统，即，航天器的机身101以及正在被开巻的线路。图2b用图形 方式示出了所述数量。
在展开过程中，系统的总角动量趋向于保持恒定，这就意味着， 当线路放线过程持续时，系统的转速趋向于降低。如此，要么当航天 器以相对来说比较高的速率(在放线过程中会降低，最终当线路已经 完全展开时到达一个合适的最终值)旋转时，展开必须开始，要么， 必须在展开过程中连续地或间歇地施加力矩，以增大角动量。获得此 力矩的一个简单方式是使用辅助常规推进系统。为最大化力矩(其值 是推力乘臂长)，辅助系统的推进单元203应该尽可能地放置得与系 统的旋转中心远一些，例如，在长的推进臂204的末端。推进单元203 例如可以是小型化学燃料火箭、释压助推器、离子或等离子引擎或任 何其他合适的推进生成装置。
在图2a的示范性实施例中，辅助推进系统包括推进平台205， 以及航天器的机身101的附属装置206。一个可能性是使附属装置206 随着与机身的可控制的机械交互而旋转。在这样的实施例中，推进单 元203将用于使辅助推进系统加快旋转，而辅助推进系统将相对于机 身101旋转，并使用所述可控制的机械交互来可控制地管理从旋转的
辅助推进系统到机身101的角动量。
在展开阶段完成之后，不需要辅助推进系统以及其推进臂204， 因此如果希望，它们可以分离(丟弃)，以提高推进阶段的性能。如 果不使用飞行-时间线路长度控制，则在线路已经被展开之后，也不需 要绕线盘201。因此，它们也可以属于分离的系统，在这样的情况下， 必须存在用于将线路从巻筒重新附装到航天器的机身101的机制。具 有完全展开的线路的航天器的最终转速例如可以是每5分钟一整转， 但是，这只是示例值，而不限制本发明的适用性。必须如此选择转速， 以便在得到太阳风的最大预期速率以及线路的电压值的情况下，离心 运动仍足以防止线路弯曲超过某个合适的极限值。
除通过常规推进之外，也可以通过在展开阶段让旋转轴部分地或 完全地垂直于太阳风流，以及使当线路处于其旋转沿着太阳风移动的 过程中时线路的电压值高于当它在背向太阳风流的相反旋转阶段移 动时的电压值。图3示出了此原理，其中太阳风301现在来自右边。 被显示为连续线的线路，如线路102，它们的电压高于,皮显示为短划 线的线路，如线路104。当从太阳风获得所需的一部分角动量时，辅 助推进系统可以相应地变得小一些。
图4概括了线路展开和安装技术的某些结构性方面。在图4的示 范性实施例中，航天器的机身101最初有一个推进平台205与它连接。 绕线盘201利用绝缘附属装置401装到推进平台205。线夹402连接 到机身101,通过线夹402，线路102被展开到空间中。这里显示的 线夹402到机身101的连接包括绝缘机械连接装置403和可控制的电 势计404,可控制的电势计404是线路102和航天器的才几身101之间 的唯一导电连接，如此，可以用于分别地控制每一个线路的电压。在 图4的下部，线路102已经完全展开，并且只是由线夹402夹持。辅 助推进系统和绕线盘已经被投弃。
实现和控制线路的电势
为使线路保持正电势，必须从进入航天器的周围等离子产生电
流。利用电子枪发射电子是达到此目的一种简单的并且众所周知的方 式。电子枪所需的电流可以从太阳能电池板或某些其他机载电源获 得。使用太阳能电池板的好处是，线路和航天器的机身从周围的太阳 风等离子收集的电子电流与太阳风等离子体密度成正比，而太阳风等 离子体密度又已知是，平均来说，与到太阳的距离平方成反比。利用 太阳能电池板产生的能量也是同样的比例关系，以便所需的电能与太 阳能电池板可以产生的最大能量在与太阳的所有径向距离内大致相
同。如果使用具有恒定输出功率(如辐射热发电器，RTG)的某种其
他电源， 一旦飞行离开了太阳，则推进系统不需要其大部分输出。取
决于飞行任务，这可能是好处，也可能不是好处。
电子电流不仅是由线路从周围的等离子收集，而且还由航天器本
身以及其结构(包括太阳能电池板，如果有的话)收集的。如果合理
尺寸的紧凑然而形状任意的航天器没有线路地驻留在太空中，则它将 在其本身的周围产生几乎球状的对称的电势图。换句话说，它将大致
充当嵌入到等离子中的球形探针。通过计算收集的电流可以发现，航 天器将在此情况下收集如此多的电子电流，以至于利用电子枪使它保 持大的正电势可能困难。当径向地延伸时，带正电荷的线路被添加到 系统中，然而，由航天器收集的电流显著地降低，因为航天器和线路 周围的电势图变成盘状的。从外面接近系统的电子被线路平面吸引几 乎与被航天器机身吸引得同样多。当被线路平面吸引时，很可能穿过 平面，而不是击中线路，因为线路非常薄。如此，本发明所特有的径 向、离心地支撑的线路平面自动地解决了可能高得惊人的收集电子电 流的问题。
控制和导航
图5a， 5b以及5c示出了电力帆如何用于导航中。根据开普勒运 动定律，航天器在椭圆轨道501上围绕太阳运动。太阳风301在垂直 于轨道面中的轨道的方向形成基本层流。航天器围绕旋转轴502 (也 在轨道面中)旋转。在图5a中，我们假设旋转轴502最初垂直于轨
道，这就意味着，盘状的电力帆直接面向太阳风301。首先忽略自旋 运动的影响，我们还在图5a中假设，航天器利用线路特定的电势计 只打开当从太阳的方向查看时电力帆的右半边的那些线路中的电压。 图5a中，利用实线代表那些电压已经打开的线路，利用虛线代表那 些电压被关闭的那些线路。结果是，太阳风只对电力帆的右半边施加 压力，而电力帆又导致一个力矩，该力矩倾向于将旋转轴502转向利 用曲线箭头503显示的方向。
试图转动自旋体的旋转轴的力与机身的角动量相互作用，导致在 垂直于原始旋转轴和原始力的方向起作用的合力。这意味着，如果旋 转电力帆推进的航天器的旋转轴将通过改变线路电势来转动，则切换 的定时必须完成，并考虑角动量，以便最终的合力将指向右方向。对 上面考虑的原型的另一种修改方案是，不应该简单地打开和关闭线路 电势，而是根据合适的、仔细考虑的策略，设置上限值和下限值。只 使用"开"和"值"将使作用于线路的力产生太大的瞬时变化。
无论如何，在大多数飞行任务中，都需要类似于上文所说明的恒 定转矩的某一最低值，以使电力帆直接面向太阳风，因为，没有任何 转矩，旋转式航天器将倾向于保持其旋转轴的惯性定向。然而，我们 假设转矩大于所述最小值，以便航天器相对于其轨道进入图5b所示 的位置。现在，向所有线路施加了全电压。结果，太阳风的动压力将 产生合力511。此力在轨道501的前向正切方向具有分量，这就意味 着，它增大轨道速度，使航天器远离太阳地向后倾。推力的总大小与 线路的平均电压成正比，而线路的平均电压又取决于用于操作电子枪 的功率。
在初始选择了电压被打开的一侧不同于图5a的情况下，航天器 将相对于其轨道被变为图5b所示的位置。现在，合力521在轨道501 的后向正切方向具有分量，这就意味着，它降低轨道速度，使航天器
呈现接近于太阳的较低的轨道。
由于每个对应线路的电压都是可单独地控制的，因此，通过根据
需要增大和缩小线路电压，可以阻尼例如由太阳风中的动压力脉冲产
生的、并使电力帆类似于圆形海洋射线(round sea ray)的线路中的 振荡。航天器上的控制系统可以通过监视例如线路的阻抗和张力，或 通过以机械方式监视每个线路的指向，或通过任何其他合适的方法， 检测这样的振荡。
构成电力帆的径向延伸的多个线路从机械角度来说是非常复杂 的实体。由于与航天器机身的尺寸相比，线路非常长，线路感觉到机 身只是连接到线路的一端的点质量。在展开的初始力矩之后，机身的 旋转运动对线路围绕旋转轴旋转的角速度的影响基本上可以忽略。一 些线路不可避免地具有角运动加快或减慢的趋势，导致相邻的线路彼 此接触，并缠绕在一起。
防止上文所描述的效果的一种可能的方式可能是足够聪明地控 制线路电势。每一个线路中的相同符号的高电势将导致线路彼此排 斥，通过控制各个线路电势，可以根据需要增大或缩小这种推斥。另 一个可能性是所谓的飞行时间线路长度控制。这意味着，使用绕线盘 或其他可用装置来巻进或放出运转反常的线路的长度。巻进一些线 路，即，缩小线路的延伸部分的长度，根据节省角动量的原理，导致 剩余部分获得角速度。相应地，放出线路的额外的长度将减慢其角速 度。引入飞行时间线路长度控制当然意味着，在展开阶段之后，绕线 盘不能被投弃。
线路的径向向外的方向和从航天器机身的边缘延伸到太空中的 方向之间的角度的理论最大值(参见图2b中的角度1|/)是90度，因 为利用较大的值，线路将开始缠绕航天器机身和/或接触相邻线路的起 点。在实践中，最大允许值必须是小于90度的某个值，以便线路不 会在其起点危险地靠近相邻线路。优选情况下，给机身配备能够增大 和缩小机身的角速度的额外推进装置，以便通过添加或除去机身的一 些自旋运动，可以使电力帆的每一个径向地延伸的线路指向尽可能地 靠近直接径向的方向。所述额外推进装置可以是任何已知的推进力生 成器，包括但不局限于化学燃料火箭、释压助推器、离子发动机和等 离子发动机。
系统级别的注意事项
图6示出了利用电力帆作为推进装置的示范性航天器的一些子 系统。主控制职责由任务控制计算机601负责。导航控制系统602控 制线路展开机构603，线路电压电势计604以及电子枪605，如此， 确定航天器将从电力帆中获得推力的大小和方向。此外，振荡阻尼及 直接涉及线路电压的其他任务由导航控制系统602负责。它具有许多 由其处置的传感器606，例如包括加速度计、太阳传感器、力检测器、 线路阻抗检测器、线路指向检测器、以及用于测量航天器的机身相对 于周围等离子的电势的电子检测器。
单独地示出了自旋角速度控制机构610,该机构提供线路展开的 必要初始角动量，并在线路展开过程中增大角动量。还示出了辅助推 进机构611，自旋角速度测量子系统612，以及投弃机构613 (如果有 的话，在线路已经完全展开之后，可以用于除去不需要的质量)。
电源子系统621使用太阳能电池板和/或其他能量源来给航天器， 包括电子枪605，提供必要的操作能量。利用通信子系统622,可以 与地面控制系统进行通信。航天器可以具有各种有效负载子系统623。
使用电力帆在轨道上作为其主推进系统的航天器可以用于各种 用途，包括水星、金星或太阳轨道飞行任务，快速的接近外太阳系星 体的飞行任务，甚至日光层外面的星际飞行任务，那里的驱动力不再 是太阳风而是星际间的带电粒子流，然而，其速度比日光层内的太阳 风的速度慢得多。在航天器将利用诸如激光协助的太阳帆之类的某种 其他装置被推出日光层的飞行任务中，电力帆可以用作制动装置。
一种有趣的可能性是将电力帆推进的航天器置于地球和太阳之 间的直轴上的某个点上。以前的这种飞行任务只涉及将航天器置于所 谓的拉格朗日点中，在该点中，地球的引力刚刚足够使航天器位于围 绕太阳的适当的轨道中，不管其轨道速度是否过低。太阳风只需要花 大约一个小时即可从拉格朗日点飞到地球的磁圏，这就意味着，测量 太阳风中的干扰的航天器不能预先提前很多地给出太阳天气的变化
警告。利用电力帆，可以使太阳风探针悬停在一个位置，从该位置， 在太阳风击中地球之前需要花费例如五个或六个小时，这将会给出多 得多的准备时间，以便采取保护航天员以及沿地球轨道运动的航天器 上的设备的措施。还会显著地提高预测北极光现象中的活动的准确 性。
上文所描述的实施例是示范性的，不会限制所附的权利要求的适 用性。例如，省略线路之间的所有横向互连决不是强制性的，即使完 全依赖径向线路将有助于使展开过程尽可能地简单。电势计或电子枪 和线路之间的其他可控制的电耦合可以是组特定的，而不是线路特定 的，以便控制每一个线路组的电势，而不是控制每一个线路。可以使 用两个或更多电子枪作为航天器上的电势生成器。航天器的机身不必
一定是盘状的，电力帆甚至也不必被装到机身中；电力帆例如可以位 于连接到不旋转的机身中的单独旋转的子部件中。 一个航天器可以具 有两个或更多电力帆，非常像某些直升机具有两个主要转子那样。
权利要求
1、一种航天器推进系统，包括用于从机身向相应的辐射方向展开的多个导电伸长部件，用于在所述机身上产生电势的电势生成器，在所述电势生成器和所述多个导电伸长部件之间的可控制的电耦合，以及用于使所述机身围绕垂直于所述辐射方向的旋转轴旋转的辅助推进系统。
2、 根据权利要求l所述的航天器推进系统，其中所述多个导电伸 长部件中的每一个是下列各项中的一个复丝线路、编织物、电缆、 带状物、绳状物。
3、 根据权利要求2所述的航天器推进系统，包括多个巻筒，用于 在展开之前存储所述多个导电伸长部件。
4、 根据权利要求2所述的航天器推进系统，其中在所述多个导电 伸长部件的相邻导电伸长部件之间没有横向耦合。
5、 根据权利要求l所述的航天器推进系统，其中所述电势生成器 包括用于从所述机身发射电子的电子枪。
6、 根据权利要求l所述的航天器推进系统，其中所述可控制的电 可控制的电耦合。
7、 根据权利要求6所述的航天器推进系统，其中所述可控制的电 耦合是电可控制的电势计。
8、 根据权利要求l所述的航天器推进系统，包括用于可控制地产 生围绕所述旋转轴的角动量的推进单元。
9、 根据权利要求8所述的航天器推进系统，其中所迷推进单元位 于可分离的平台上。
10、 根据权利要求9所述的航天器推进系统，包括存储机制，用 于在展开之前存储所述多个导电伸长部件，其中所述存储机制位于所 述可分离的平台中。
11、 根据权利要求l所述的航天器推进系统，包括导航系统，用 于控制所述可控制的电耦合，以便相对于周围的带电粒子的流量，改 变航天器的姿态。
12、 根据权利要求l所述的航天器推进系统，包括用于可控制地 改变各个导电伸长部件的延伸长度的导航系统。
13、 根据权利要求l所述的航天器推进系统，包括用于感测所述 多个导电伸长部件中的机械振荡的传感器，以及控制系统，用于控制 所述可控制的电耦合，以便阻尼检测到的机械振荡。
14、 一种用于将航天器的运动状态从其固有的开普勒运动改变的 方法，包括在航天器的机身上产生电势，控制所述产生的电势和从所述机身向相应辐射方向展开的多个 导电伸长部件之间的电耦合，以及使所述机身围绕垂直于所述辐射方向的旋转轴旋转，以便产生与 所述多个导电伸长部件的离心张力。
15、 根据权利要求14所述的方法，其中以相对于航天器周围的 带电粒子流具有正电势，动态地保留所述导电伸长部件的子集，以便 产生修改航天器的旋转状态的力矩。
16、 根据权利要求15所述的方法，其中 所述旋转轴保持垂直于航天器周围的所述带电粒子流，以及 所述导电伸长部件的子集包括由于航天器围绕所述旋转轴的旋转而与航天器周围的所述带电粒子流一起移动的导电伸长部件，以便 增大所述航天器围绕所述旋转轴的角动量。
17、 根据权利要求16所述的方法，其中在所述导电伸长部件从 航天器的机身展开期间，执行权利要求16所述的方法步骤，与所述 角动量关联的离心力有助于所述展开。
18、 根据权利要求15所述的方法，其中所述旋转轴保持在航天器运动的轨道面中，并且不垂直于航天器 周围的所述带电粒子流，所述导电伸长部件的子集包括所述运动的轨道面的上方和下方 的基本上相等数量的导电伸长部件，以及所述子集的所有导电伸长部件位于相同一侧，要么是航天器的机 身相对于其轨道运动的前端，要么是尾端，以便在所述运动的轨道面 中转动所述旋转轴。
19、 根据权利要求14所述的方法，包括在所述导电伸长部件的 初始展开之后可控制地改变各个导电伸长部件的延伸长度，以便可控 制地改变各个导电伸长部件围绕所述旋转轴的角速度。
20、 一种计算机可读取的介质上的计算机程序产品，包括软件指 令，当在计算机系统上执行所述软件指令时，实现下列操作: 控制航天器的主体上的电势的生成，控制所述产生的电势和从所述机身向相应辐射方向展开的多个 导电伸长部件之间的电耦合，以及控制所述机身围绕垂直于所述辐射方向的旋转轴的旋转，以便通 过离心运动产生与所述多个导电伸长部件的离心张力。
21、根据权利要求20所述的计算机程序产品，还包括这样的软件 指令，即在计算机系统中执行所述软件指令时，在所述导电伸长部件 的初始展开之后可控制地改变各个导电伸长部件的延伸长度，以便可 控制地改变各个导电伸长部件围绕所述旋转轴的角速度。
全文摘要
航天器推进系统包括多个线路(102)或从机身(101)展开到相应辐射方向的其他导电伸长部件。电势生成器(605)在所述机身(101)上产生电势。控制(604)电势生成器(605)和伸长部件之间的电耦合，以便所有或一些伸长部件(102)呈现高的正电势。辅助推进系统(203)使所述机身围绕垂直于所述辐射方向的旋转轴(502)旋转，从而为伸长部件产生离心支持力。
文档编号B64G1/40GK101395060SQ200780007602
公开日2009年3月25日 申请日期2007年3月2日 优先权日2006年3月2日
发明者佩卡·扬胡宁 申请人:佩卡·扬胡宁