一种太空飞行器的制作方法

技术领域：

本发明太空飞行器，涉及航空航天推进技术领域，特别是涉及一种无推进剂推进技术，又特别是涉及一种由旋转电机驱动的无推进剂推进技术。

背景技术：
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第二次世界大战以来，基于推进剂的火箭等传统飞行器的推进技术取得了重大进展。然而，使用推进剂推进技术的载具的局限性也随之越来越明显，主要表现为：(1)它需要使用大量的推进剂；(2)它的速度有限；(3)它的载荷比较低。现有的推进剂推进技术已不能满足深空探索和星际航行的需要。近几十年来，人们不断地改进推进剂推进技术：从化学推进剂到非化学推进剂，从用电加热工质产生推力到使用太阳帆和激光推进等。尽管使用太阳帆和激光推进是一类新的推进技术，但它本质上仍是推进剂推进方式，因为它利用了中间物质，光，对帆的作用-反作用力。尽管这些技术改进极大地推进了航空航天事业，但是并没有根本改变深空探索和星际航行的困境。正如不少学者指出，“上个世纪50年代早期冯·布劳恩设想的太空飞行将不可能使用这个概念(推进剂推进)”，只有找到新的推进技术，才能克服这些限制。近几十年来，在推进剂推进技术领域之外，人们开始探索另一类新型推进方式：“无推进剂推进”(“non-propellantpropulsion”)或“突破推进物理”(“breakthroughpropulsionphysics”)。“突破推进物理”这个术语来源于nasa的一个项目(1996-2002)(https：//doi.org/10.1016/j.actaastro.2017.05.028)，该项目考察了非火箭空间驱动、重力控制，超光速旅行，曲率引擎和虫洞等前沿概念.然而，不少科学家，包括推动这个项目和鼓动这些概念的nasa的专家米尔斯(marcg.millis)都认为，实现这些概念“可能是不可能的”。这种新型推进方式的本质是不需要任何推进剂或借以传递动量的中间物质(orothermediumwithwhichtoexchangemomentum)。这意味着这种推进的基本原理不再遵循动量守恒原理。因此，这种新型推进方式，如果实现，将是空间推进技术的重大突破。此外，在这一领域也有一些实验研究。2007年，得到nasa项目资助的美国永康和罗兰多(yung-kangsunandrolandocastillejagg)两家科技开发公司报告了他们的实验(https：//doi.org/10.2514/6.2007-6147)。他们基于电荷相斥原理设计了一种无推进剂推进装置，但是没有实验结果；2006年，美国空军学院针对雅马诗托(haruoyamashita)于1991年申请的一项欧州应用专利(专利号91310395.8)进行了实验(https：//doi.org/10.2514/6.2006-4912)。该专利设计了一种利用电引力进行(无推进剂推进)驱动的装置。实验结果是，他们未能看到雅马诗托想要的结果，结论是：实验“不能让人相信电引力具有实际意义”；2017年，nasa对所谓“em驱动”(emdrive)进行了实验(https：//doi.org/10.2514/1.b36120).em的工作原理实际上是通过电磁波在一个圆锥形金属封闭空腔内产生的一部分能量。实验在地面装置真空环境下进行。实验结果是，系统的推力功率比为1.2±0.1mn/kw。这个结果很难具有实际意义。上述实验主要基于电和/或磁的原理。

本发明涉及无推进剂推进的太空飞行器不是基于电和/或磁的原理，而是基于经典力学的惯性力理论，其结果可用基于马赫原理的惯性相对性理论来解释。本发明太空飞行器的构造，空间推进原理和推进方式，与传统的火箭等飞行器完全不同。

技术实现要素：
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要解决的技术问题

针对推进剂推进技术的局限性，以及基于电和/或磁的原理进行无推进剂推进技术研究面临的困境，本发明要解决的技术问题是提供一种无推进剂推进的由旋转电机驱动的太空飞行器，它不需要推进剂或借以交换动量的中间物质，仅依靠电力和电机，即可实现空间推进。

技术方案

为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案如下：

1.构造

本发明太空飞行器有多种构型，如图1所示的是一种3×2^2×1×3转子多层型，一般构型有2²ⁿ和3×2²ⁿ平面型，和2²ⁿ×m和3×2²ⁿ×m多层型。但是最基本的构型是2^2×1平面型，如图2所示。各种构型都是由基本构型通过对称方法得到的。基本构型由转子组成。同一构型的转子是相同的。

如图3，4所示，转子由12个零件组成：转子外壳，曲柄，节叉f1，十字轴s1，节叉f2，连杆，节叉f3，连接件，旋锤，十字轴s2，节叉f4，电机轴。

如图5所示，转子的上述12个零件可分为3个组件：动力组件，包括转子外壳，曲柄，十字轴s2，节叉f4，电机轴；传动组件，包括节叉f1，f2，f3，十字轴s1和s2，和连杆(传动组件实际上是一个万向节，但是是一个受约束的万向节)；离心组件，包括旋锤和连接件。节叉f2，f3固定于连杆，节叉f4固定于电机轴，旋锤柄通过连接件固定于节叉f3，其余为轴孔联接。

如图5所示，转子的3个组件具有一定几何关系。设点o，o1和o2分别位于转子的旋转轴线上，o是十字轴s2的中心，o1和o2分别为曲柄轴左部和电机轴右部的中心，曲柄柄部中心线(虚线)表示曲柄的零线(21)，它垂直于o1o2，从点o到离心组件的质量中心的线段(虚线)表示转子的物理半径(94)，它垂直于连杆轴线(64)并且位于零线和o1o2所在的平面上。曲柄零线，物理半径，旋转轴线和连杆轴线4线共面，连杆轴线和旋转轴线保持一定夹角。曲柄，传动组件和旋转轴线呈直角梯形。

2.空间推进原理

当转子启动旋转电机后，动力组件作圆周运动，离心组件和传动组件作圆周运动和圆锥运动。当旋转角速度为常值时，离心组件将产生常值离心惯性力。在一般情况下，由于离心惯性力具有对称性，不能成为推进力。为使离心惯性力变为推进力，关键是要生成非对称的离心惯性力。在转子内部各组件旋转运动中，离心组件产生的离心惯性力必然传递到曲柄轴左部和电机轴右部，进而传递到转子外壳。由于转子各组件具有几何不对称关系，曲柄轴左部和电机轴右部同时受到不同的的离心惯性力，这两种力的合力是一种非对称离心惯性力。另外，当旋转角速度为常值时，转子内部组件的旋转是一种周期运动，当旋转到达一个完整周期区间中点时，如果突然停止这个旋转，而启动另一个不同角速度的旋转，这时，前一个旋转的对称性被破坏，同时前一个旋转所产生的离心惯性力的对称性被破坏，从而又得到一种非对称离心惯性力。通常，第二类非对称离心惯性力是第一类非对称离心惯性力的20多倍。这两种非对称离心惯性力通过传动组件传递到曲柄轴左部和电机轴右部，进而传递到转子外壳，使转子受到推进力。基本构型也具有一定的几何关系。如图10所示，基本构型中转子的3个组件具有对称性。这种对称性可以避免4个相同转子受到的相同的非对称离心惯性力相互干扰。各种构型都是由基本构型通过对称方法得到的。所以本发明太空飞行器的空间推进可以基于这两种非对称离心惯性力。

3.空间推进方式

然而，这两种非对称离心惯性力的实现是有条件的。在时间上，它们不可能同时出现。它们随不同的时间点而变化。由于转子的旋转角速度是常值的，所以这种运动具有周期性。当转子进入旋转某一完整周期区间终点时刻，如果增大(减小)旋转转速，则称这个时刻为加速(减速)时间拐点；当转子旋转进入某一完整周期区间中点之后的上升点或上升点之后附近点时刻，如果改变(增大或减小)旋转转速，则称这个时刻为级速时间拐点。例如，如图6所示，这是一个已知转子的妨真飞行速度曲线图，图中time表示时间，velocity表示速度，它在时间区间t1[0s，1s]，t2[1s，2s]，t3[2s，3s]，t4[3s，3.921s]，t5[3.921s，5.24s]和t6[5.24s，6s]的旋转角速度分别为5，15，4，20，2和5转/秒，由图6可以看到，1，3和5.24s是加速时间拐点，2s是减速时间拐点，3.921s是级速时间拐点(3.921s也是上升点，级速时间拐点也可以设在它之后的附近点)。本发明飞行器必须根据设定的时间拐点序列飞行，这样才能持续地加速，减速和高速飞行。

有益效果

与采用推进剂为基础的传统运载工具相比，本发明飞行器有几个优点：

1，妨真结果证实，本发明飞行器不需要推进剂或借以交换动量的中间物质，仅靠电力和旋转电机驱动，即可实现无推进剂推进；

2，易于实现高速。现代火箭可以实现3级或4级加速，本发明飞行器理论上可以实现无限次加速。妨真结果证实，根据设定的时间拐点序列，本发明飞行器在太空，包括零重力或重力空间，既可以加速，又可以减速，可以高速飞行，平均加速度可以达到32.89m/s²以上；

3，易于实现大负载比。现代火箭的负载比很难超过1％。妨真结果证实，本发明飞行器负载比可以达到35.5％以上。

这些优点使得本发明飞行器在航空航天领域具有广泛的潜在应用前景，特别是在深空探索和星际旅行方面。

附图说明

图1太空飞行器3×2^2×1×3多层型外形图；

图2太空飞行器基本构型外形图；

图3转子构造下视图；

图4转子零件分解图；

图5转子动力组件，传动组件和离心组件几何关系示意图；

图6时间拐点序列速度曲线图；

图7转子的运动等效模型图；

图8转子的空间推进等效模型图；

图9转子零件的联接说明图；

图10太空飞行器基本构型的几何关系示意图。

图中，1.转子外壳，2.曲柄，21.零线，3.节叉f1，4.十字轴s1，41.右视平面，42.正视平面，5.节叉f2，51.外柱面，52.叉凹平面，53.叉头孔，54.叉体孔，6.连杆，61.杆外柱面，62.杆左孔，63.杆右孔，64.连杆轴线，7.节叉f3，71.叉体外柱面，72.叉体孔，73.联接孔，74.叉凹平面，8.连接件，81.内柱面，82.联接孔，83.碗口平面，84.右孔，85.左孔，9.旋锤，91.柄内平面，92.左孔，93.右孔，94.物理半径，10.十字轴s2，101.正视平面，11.节叉f4，12.电机轴，13.旋转轴线。

具体实施方案

下面将对本发明进行进一步详细说明：

转子是构成本发明飞行器的基本单元。如图3，4所示，转子由12个零件组成：转子外壳，曲柄，节叉f1，十字轴s1，节叉f2，连杆，节叉f3，连接件，旋锤，十字轴s2，节叉f4，电机轴。零件之间的联接如下：节叉f2，f3固定于连杆，节叉f4固定于电机轴，旋锤柄通过连接件固定于节叉f3，其余为轴孔相联。如图9所示，节叉f2和连杆通过外柱面(51)和杆外柱面(61)同轴以及叉体孔(54)和杆左孔(62)同轴相联，节叉f4和电机轴的联接类似于节叉f2和连杆的联接，连杆和节叉f3通过杆外柱面(61)和叉体外柱面(71)同轴以及杆左孔(62)和叉体孔(72)同轴相联，节叉f3和连接件通过叉体外柱面(71)和内柱面(81)同轴以及联接孔(73)和联接孔(82)同轴相联，连接件和旋锤通过碗口平面(83)和柄内平面(91)重合以及右孔(84)，左孔(85)和右孔(93)，左孔(92)分别同轴相联。如图4所示，转子外壳和曲柄的孔轴通过孔轴同轴以及转子外壳孔底面与曲柄轴端面重合，曲柄与节叉f1的孔轴联接，以及电机轴与转子外壳的轴孔联接，与转子外壳和曲柄的孔轴联接类似。如图8所示，节叉f2和十字轴s1的孔轴联接需要满足两个条件，f2的叉头孔(53)与s1的1个轴同轴，以及s1的的右视平面(41)与f2的相对面重合，其余节叉与十字轴的轴孔联接与前者类似。此外，如图9所示，为使转子的物理半径，零线和旋转轴线三线共面，需要十字轴右视平面(41)和叉凹平面(52)平行以及叉凹平面(74)和十字轴平面(101)平行。

本发明太空飞行器的各种构型均由基本构型，即2^2×1平面型，构成。平面型由基本构型用中心对称方法产生，多层型由平面型沿平面型的垂直中心线平移产生。不但转子的3个组件具有一定的几何关系，由转子构成的基本构型，也具有一定的几何关系。如图10所示，在2^2×1平面型中，各组件既成中心对称，又成轴对称，但3组件整体并不是中心对称而是轴对称。

在本发明实施过程中，应先进行虚拟设计和运动妨真。所有零件都应先进行虚拟设计，然后装配，然后进行运动妨真，直到找到最优方案后方可考虑工业设计制造。现将虚拟设计和运动妨真方法简介如下：

虚拟设计是实现现代系统机械工程设计的一种常用方法.本发明太空飞行器涉及的零件和装配体均可由solidworks商业软件进行虚拟设计。这种虚拟设计所要遵循的主要步骤与大多数计算机辅助设计(cad)操作程序中使用的步骤相同，可以将其描述为：

1.打开软件，点击“新建零件”，创建三维零件图；

2.然后点击“新建”，将步骤1构建的3d零件匹配在一起，得到装配体。

运动仿真也是现代机械工程设计中常用的一种方法，它可以帮助设计人员确定候选设计是否能够实现其预期目标。solidworksmotion(2012或以上版本)是一种广泛应用于工程和机械设计领域的虚拟样机机器仿真工具。安装solidworks软件包和运动插件后，按照以下步骤进行运动妨真：

1.打开所要妨真的装配体文件，将系统调整到初始位置；

2.设置文档单位(一般设置为mmgs)；

3.选择[运动分析]，生成一个运动算例；

4.添加一个电机；

5.添加重力；

6.计算运动(即运行妨真)；

7.生成仿真结果的图形显示。

在本发明实施过程中，要把妨真或实测结果与理论计算相结合。上述关于本发明太空飞行器的空间推进原理和时间拐点序列空间推进方式，只是定性的。严格的理论请参阅下列论述：

1.转子的主要参数

转子的主要参数有总质量m，旋转半径r，周期位移λ，主轴半径σpri和次轴半径σsec。其中，m和λ是可测量，r，σpri和σsec是3个虚拟量，不能直接测量，但可根据方程和已知量计算得到。r与转子的物理半径有关，但二者不是同一个概念。r与转子的几何关系(包括零件的尺寸，位置等)和质量(包括载荷)有关。增加(减小)质量将使r减小(增大)；改变几何关系将使r增大或减小。σpri和σsec与曲柄，连杆的尺寸，位置等几何关系和质量有关。如图7所示，r，σpri和σsec可用转子的旋转轴线o1o2上的3条垂线段op，o1p1和o2p2分别表示，o1p1和op平行并且方向相同，o2p2和op平行并且方向相反。如图7所示的圆o，o1和o2分别称为转子，主轴和次轴的运动等效圆。

2.旋射和运动方程

如图8所示，在转子的点o处作空间直角坐标系o-xyz，z-轴与转子的旋转轴线重合，令曲柄零线平行于x-轴，并且位于它的负方向。当转子的电机以常角速度ω旋转时，旋子将沿y-轴线性位移。我们称这种运动为转子的旋射，称位移方向和常角速度ω分别为旋射方向和旋射转速，λ是当旋射旋转1周(360°或2π)时的线性位移。r与λ满足下面的方程：

λ＝2πr(1)

λ可由妨真或实际测试得到，当λ已知后，r可由方程(1)解出。

当旋射角速度为ω时，旋射的线性位移y和时间t有如下关系：

y(t)＝λωt-rsin(2πωt)(2.1)

y′(t)＝λω-λωcos(2πωt)(2.2)

这里y′(t)表示y(t)对时间t的导数。

因此，旋射是时间的周期函数。如果不考虑每个完整周期区间内的运动，则方程(2.1)和(2.2)可简化为

y(t)＝2πrωt＝λωt在零重力空间(2.3)

y′(t)＝λω在零重力空间(2.4)

y′(t)＝λω-gt在重力空间(2.6)

其中g为重力加速度。

3.旋射力和动力学方程

我们把前述两种非对称离心惯性力称为旋射力。旋射转子受到两种类型的旋射力的作用：

第一种是由主轴和次轴分别产生的主、次旋射力的合力，与沿y-方向的离心惯性力相对应。在数学上，它可以表示为其中和fω分别表示主，次旋射力和第一类旋射力，均对应于的角速度ω。

第二种类型的旋射力对应于在一个完整的周期区间的前半周期区间(即沿y-方向的离心力惯性力。这个力是由离心组件产生的，可以表示为这种力只有在一定的条件下才能实现。

旋射力满足以下动力学方程：

方程(3)中的力可以测量，代入方程(3)可以解出σpri和σsec。例如，对于已知转子a，ma＝335g(ma表示的a质量)，ra＝68.91mm，可得到σpri＝11.6825mm，和σsec＝10.5879mm；对于已知转子b，mb＝347g，rb＝66.21mm，可得到σpri＝12.0043mm，andσsec＝9.1142mm.

4.所需能量

对于不同的转子和不同的旋射所需能量不同。例如，对已知转子b：mb＝347g，rb＝66.21mm，当旋射角速度ω＝5转/秒(1转＝360°)时，电机转矩的峰值在508-795n-mm范围内，而对应的功耗峰值在16-25w之间。

5.时间拐点

本发明飞行器在空间飞行或线性位移过程中，各个相同的转子必须有相同的旋射。当转子进入旋射某一完整周期区间终点时刻，如果增大(减小)旋射转速，则称这个时刻为加速(减速)时间拐点；当旋子进入旋射进入某一完整周期区间中点之后的上升点或之后的附近点时刻，如果改变(增大或减小)旋射转速，则称这个时刻为级速时间拐点。在这3类时间拐点，本发明飞行器将改变速度。在加(减)速时间拐点受到第一类旋射力的作用；在级速时间拐点受到第二类旋射力的作用。根据设定的时间拐点序列，本发明飞行器可以在太空，包括零重力和重力空间，加速，减速和高速飞行。这是本发明太空飞行器独有的空间推进方式。

上述空间推进原理和推进方式表明，本发明太空飞行器可以实现无推进剂推进，不需要推进剂或借以交换动量的中间物质，所需能量由电力和旋转电机提供。大量的妨真结果和数值测试证实，这是可行的。

6.空间推进运动学方程

本发明飞行器在空间飞行或线性位移过程中的速度和线性位移有如下方程：

设在级速时间拐点nth和(n+1)th之间的时间间隔tn0，tn1，l，tni，l，其中tni＝[tni，tn，i+1]，对应的旋射角速度为ωn0，ωn1，λ，ωni，λ，i＝0，1，λ，kn.

在零重力空间中，nth级速时间拐点的速度可表为

这里v0＝0表示零级时间拐点的级速度，表示前次旋射在tn0的旋射角速度。

在重力空间中，时间级速拐点nth和(n+1)th之间的级速度可表示为

vn，n+1(t)＝vn-gttn0≤t≤tn+1，0(4-2)

其中g表示重力加速度.

时间级速拐点nth和(n+1)th之间的各个时间间隔的线性位移可表为

y(tni)＝(vn+λωni)tnii＝0，1，λ，kn，(4-3)

其中ωn0取负值.

在重力空间中，相应的线性位移可表为

其中ωn0取负，g表示重力加速度。

级速时间拐点零级和(m+1)th之间的线性位移可表为

方程(1)，(2)和(4)都是近似的，一般情况下实际值与计算值之间的误差δ＜0.007。