基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法、装置及飞行器与流程

本发明属于航空航天和地外探索推进技术领域，特别是一种基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法、推进装置及飞行器。

背景技术：

近年来，随着地外探测技术的迅速发展，人类对地外资源的探索和开发、利用的需求愈发旺盛。而在地外探索中，推进技术是运输各类飞行器的基本保障。目前已有的成熟推进技术有运载火箭技术和电推进技术。其中运载火箭的推力主要来自于推进剂的能量转化，根据推进剂的类型可分为：液体火箭推进和固体火箭推进，这两种技术在获得大推力的同时，一些弊端也暴露无遗，如超高温烧蚀材料、有毒有害甚至剧毒的排出物带来的环境危害、一次性使用和燃料可控性低(如固体推进剂)等，同时，地面的推进技术会给目标星球环境带来污染、影响探索结果，并且在地外星球尚无法成功使用。电推进技术由于推力小、可重复点火、续航时间长等特点，在近地以及深空探测中小型型号产品的推进、减速和姿态调整方面应用广泛，但是在某些条件下(如火星表面等微重力的情况)，电推进技术显得力不从心。上述推进技术都属于化学推进，电推进技术主要是通过工质电离产生的等离子体，在电磁场的作用下产生加速、推力。

在背景技术部分中公开的上述信息仅仅用于增强对本发明背景的理解，因此可能包含不构成在本国中本领域普通技术人员公知的现有技术的信息。

技术实现要素：

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法、推进装置及飞行器，能够针对目标星球(尤其是表面大气成分以二氧化碳为主的星球，如火星、金星等)的环境，原位摄取原料，根据不同应用载荷需求匹配推力，避免了高温烧蚀、环境污染，实现高可靠性、可重复使用的目标，达到地外星球表面发射所需物理推进的要求。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现，一种基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法包括以下步骤：

第一步骤中，获取二氧化碳并液化，二氧化碳以液相形态容纳于绝热容器中，

第二步骤中，瞬间加热液相二氧化碳使得二氧化碳由液相转化为气相，

第三步骤中，相变后的二氧化碳气体在预定方向上以喷射预定喷出量以获得可持续的推力。

可持续的推力指相变后的二氧化碳气体可以分多次可持续地提供每次为持续作用的推力。

所述的方法中，第一步骤中，二氧化碳在预定温度下以液相形态容纳于绝热容器中，所述预定温度为低于二氧化碳液相气相相变温度的室温。

所述的方法中，第一步骤中，所述预定温度为10℃。

所述的方法中，第二步骤中，瞬间加热耗时为微秒级至毫秒级。

所述的方法中，第二步骤中，瞬间加热的温升不超过21℃。

所述的方法中，第二步骤中，经由微电流加热、高电压放电加热、热传递、热交换或能量转化瞬间加热。

所述的方法中，第三步骤中，相变后的二氧化碳气体经由泄压阀进入缓冲腔，所述缓冲腔可控地喷射所述二氧化碳气体以获得推力，其中，所述二氧化碳气体在预定方向上以喷射预定喷出量以获得可持续的推力。

根据本发明的另一方面，一种基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法推进装置包括，

液化模块，其获取二氧化碳并液化成液相形态的二氧化碳，

绝热容器，其连接所述液压模块以容纳所述液相形态的二氧化碳，所述绝热容器设有泄压阀，

瞬间加热模块，其瞬间加热所述绝热容器内液相形态的二氧化碳，使得二氧化碳由液相转化为气相，

缓冲腔，其经由所述泄压阀连通所述绝热容器以导入二氧化碳气体，所述缓冲腔设有多个用于喷出二氧化碳气体的泄放阀，所述泄放阀响应于预定推力以调节二氧化碳气体喷出量。

所述的推进装置中，绝热容器包括承受预定压力的绝热罐，喷射控制模块电连接多个朝向不同的泄放阀，响应于预定方向的预定推力，喷射控制模块选择相应于所述预定方向的朝向的泄放阀以喷射相应于所述预定推力的喷出量的二氧化碳气体。

根据本发明的又一方面，一种飞行器包括所述的推进装置。

和现有技术相比，本发明具有以下优点：

1、先进性方面：本发明的原料可以原位获取，不会污染目标星球环境，可以重复使用，响应时间短、控制精准；

2、温度方面：本发明温升只有约21℃，对发动机而言几乎无热效应影响、避免了烧蚀损伤；

3、环保方面：本发明属于纯物理过程，无化学反应，无任何有毒有害物质排放，绿色环保；

4、经济方面：本发明使用的推进剂只有二氧化碳，成本非常低廉，获取容易，同时，基于该技术的推力器可重复使用，能够大幅降低使用成本；

5、可靠性方面：通过加热等方法在毫秒级即可实现相变过程，温度和推力响应时间迅速，相变后的二氧化碳以气体形式按需喷出，获取不同应用推力，可靠程度大幅提高。

附图说明

通过阅读下文优选的具体实施方式中的详细描述，本发明各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。说明书附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。而且在整个附图中，用相同的附图标记表示相同的部件。

在附图中：

图1是根据本发明一个实施例的基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法的步骤示意图；

图2是根据本发明一个实施例的基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法的流程示意图；

图3是根据本发明一个实施例的基于液相二氧化碳相变的推进装置的示意图；

图4是根据本发明一个实施例的基于液相二氧化碳相变的推进装置的示意图。

以下结合附图和实施例对本发明作进一步的解释。

具体实施方式

下面将参照附图1至附图4更详细地描述本发明的具体实施例。虽然附图中显示了本发明的具体实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。

需要说明的是，在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可以理解，技术人员可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求并不以名词的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包含”或“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”。说明书后续描述为实施本发明的较佳实施方式，然所述描述乃以说明书的一般原则为目的，并非用以限定本发明的范围。本发明的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。

为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个附图并不构成对本发明实施例的限定。

为了更好地理解，图1是根据本发明一个实施例的方法的流程示意图，如图1所示，基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法包括以下步骤：

第一步骤s1中，获取二氧化碳并液化，二氧化碳以液相形态容纳于绝热容器1中，

第二步骤s2中，瞬间加热液相二氧化碳使得二氧化碳由液相转化为气相，

第三步骤s3中，相变后的二氧化碳气体在预定方向上以喷射预定喷出量以获得可持续的推力。

本发明液相二氧化碳可储存在10℃，其液相-气相相变温度为31℃，相变温度接近室温；在发生液相-气相相变时，体积或压力瞬间增加500-600倍，由液体变成气体，该过程纯属物理过程，无任何有毒有害物质产生；将相变后的气体通过定向喷出，可产生推力巨大，原理上可实现任何推进需求，如地面运载火箭一、二级阶段的发射、火箭分离后飞行器的继续推进，飞行器在月球、火星、金星甚至一些小行星表面发射，火星表面基于母舰的远距离表面勘察飞行器起飞等。

所述的方法的优选实施方式中，第一步骤s1中，二氧化碳在预定温度下以液相形态容纳于绝热容器1中，所述预定温度为低于二氧化碳液相气相相变温度的室温。

所述的方法的优选实施方式中，第一步骤s1中，所述预定温度为10℃。

所述的方法的优选实施方式中，第二步骤s2中，瞬间加热耗时为微秒级至毫秒级。

所述的方法的优选实施方式中，第二步骤s2中，瞬间加热的温升不超过21℃。

所述的方法的优选实施方式中，第二步骤s2中，经由微电流加热、高电压放电加热、热传递、热交换或能量转化瞬间加热。

所述的方法的优选实施方式中，第三步骤s3中，相变后的二氧化碳气体经由泄压阀进入缓冲腔，所述缓冲腔可控地喷射所述二氧化碳气体以获得推力，其中，所述二氧化碳气体在预定方向上以喷射预定喷出量以获得推力。

所述的方法的优选实施方式中，所述绝热容器1为耐高压的密闭容器。

为了进一步理解本发明，在一个实施方式中，用于地外星球表面飞行器发射的液相二氧化碳相变推进技术，包括：液相-气相相变实现技术和推进控制技术；其中，

所述液相-气相相变实现技术主要通过瞬间加热实现二氧化碳有液相变为气相，瞬间加热技术包括但不限于微电流加热、高电压放电加热等；

所述推进控制技术主要通过泄压系统将相变产生的二氧化碳气体储存在气相缓冲腔中，进一步利用智能自动阀控技术进行按需喷出，获得目标推力；也可以直接在相变过程进行同步喷射。

如图2所示，在一个实施方式中，基于液体二氧化碳相变的推进方法包括，

二氧化碳原位获取并液化，液体二氧化碳注入如特定的绝热罐体的绝热容器1内，罐体设置电极4，通过例如微电流和高热敏材料加热液体二氧化碳，或者高电压放电加热液体二氧化碳，或其他加热方式等，罐内液体二氧化碳瞬时升温，达到温度相变点实现相变，罐体尾部设有自动控制泄压阀释放相变后的气体进入缓冲腔，只能程序控制气体喷出，获得目标推力。

一种基于液相二氧化碳相变的可持续推进方法推进装置包括，

液化模块，其获取二氧化碳并液化成液相形态的二氧化碳，

绝热容器1，其连接所述液压模块以容纳所述液相形态的二氧化碳，所述绝热容器设有泄压阀，

瞬间加热模块2，其瞬间加热所述绝热容器内液相形态的二氧化碳，使得二氧化碳由液相转化为气相，

缓冲腔3，其经由所述泄压阀连通所述绝热容器以导入二氧化碳气体，所述缓冲腔设有多个用于喷出二氧化碳气体的泄放阀5，所述泄放阀5响应于预定推力以调节二氧化碳气体喷出量。

所述的推进装置的优选实施例中，绝热容器1包括承受预定压力的绝热罐，喷射控制模块电连接多个朝向不同的泄放阀5，响应于预定方向的预定推力，喷射控制模块选择相应于所述预定方向的朝向的泄放阀5以喷射相应于所述预定推力的喷出量的二氧化碳气体。

如图3所示的实施例中，如推力器罐体的绝热容器1的内径5cm-50cm可调，高度，即尾部包括泄压阀5的缓冲腔3所在平面至推力器头部曲率半径最小处10cm-150cm可调；绝热容器1采用绝热材料，如绝热碳钢、合金等，维持罐内液相二氧化碳的温度始终在相变温度点以下，当利用如微电流或高电压放电等离子体触发加热时，能够迅速上升至相变点。

在一个实施例中，绝热容器1头部为椭球状，椭圆的短轴长度5cm-50cm可调，半长轴长度6cm-100cm可调；减少风阻，利于稳定流场形成和推进过程的热量散失。

在一个实施例中，瞬间加热模块2包括电极4，其为良导体，直径0.1mm-2mm可调，材料不限于铜、不锈钢，经由绝缘子套管引入推力器罐体内部，在电极4两端施加一定电压，例如电压幅值为几伏特至几百伏特可调，以产生微电流为准。绝缘子套管为弧形伞裙结构，增加爬电距离，确保绝缘安全；中间安置电极4，实现与推力器罐体内、外壁绝缘。

在一个实施例中，高热敏材料为“π”、螺旋形等形状；在推力器罐体内部的两个电极4端头连接高热敏材料，当微电流流过高热敏材料时，高热敏材料瞬时发热，响应时间为几百毫秒至几毫秒不等，瞬间释放巨大热量，用于加热液相二氧化碳，实现相变。

在一个实施例中，所述瞬间加热模块2的强度大于相变产生的压强。

在一个实施例中，所述瞬间加热模块2距离绝热容器1壁1cm-4cm布置。

在一个实施例中，绝热容器1设在保护瞬间加热模块2的保护结构，所述保护结构强度大于所述相变产生的压强，进一步，压强差为10mpa-500mpa，根据不同需求调整。进一步，所述保护结构与绝热容器1一体成型。

在一个实施例中，所述保护结构为弧形遮挡结构。

在一个实施例中，缓冲腔3包括设在绝热容器1尾部的泄放阀5和连接泄放阀5的喷嘴6，泄压阈值为15mpa-100mpa可调。

在一个实施例中，在推力器尾部设有自动压力泄放阀5，根据推力器罐体内部相变过程的压力和需求推力大小，自动控制压力释放阈值。

在一个实施例中，在推力器尾部设有自动压力泄放阀，泄放阈值为15mpa-100mpa可调，根据推力器罐体内部相变过程的压力和需求推力大小，自动控制压力释放阈值。

在一个实施例中，喷嘴6的内径1cm-15cm可调，其为锥形、钟形、塞式、膨胀-偏流等几何形状的喷嘴6结构，在推力器尾部设有可调节角度的喷嘴6，用于引导来自泄放阀5释放的气相二氧化碳，产生定向可持续的推力。

如图4所示的实施例中，如推力器罐体的绝热容器1的内径5cm-50cm可调，高度，即尾部包括泄压阀5的缓冲腔3所在平面至推力器头部曲率半径最小处10cm-150cm可调；绝热容器1采用绝热材料，如绝热碳钢、合金等，维持罐内液相二氧化碳的温度始终在相变温度点以下，当利用如微电流或高电压放电等离子体触发加热时，能够迅速上升至相变点。

在一个实施例中，绝热容器1头部为椭球状，即推力器头部为椭球状，椭圆的短轴长度5cm-50cm可调，半长轴长度6cm-100cm可调；减少风阻，利于稳定流场形成和推进过程的热量散失。

在一个实施例中，瞬间加热模块2包括电极4，其为良导体，直径0.1mm-2mm可调，材料不限于铜、不锈钢，经由绝缘子套管引入推力器罐体内部，在电极4两端施加一定电压，例如电压幅值为几百伏特至几万伏特可调，以在罐体内部高热敏电极4间隙产生放电等离子体为准。高压绝缘子套管：设计为弧形伞裙结构，增加爬电距离，提高绝缘等级；中间安置电极4，实现与推力器罐体内、外壁绝缘。

在一个实施例中，绝热容器1设在保护瞬间加热模块2的保护结构，所述保护结构强度大于所述相变产生的压强。进一步，所述保护结构与绝热容器1一体成型。

在一个实施例中，所述保护结构为弧形遮挡结构。

在一个实施例中，电极4结构中，每两个水平方向的高热敏电极4之间布置为设计为针-针、棒-棒等电极4结构，在罐体内部根据推力需求，可以布置1-20对电极4结构；以便于在电极4上施加高电压时，能够在间隙中产生放电等离子体；在放电等离子体通道产生的同时，形成较高的电流，加热了高热敏电极4材料。

在一个实施例中，在推力器罐体内部的两个电极4端头连接高热敏材料，当产生放电等离子体时，大电流流过高热敏材料，高热敏材料瞬时发热，响应时间为几微秒至几毫秒不等，瞬间释放巨大热量，用于加热液相二氧化碳，实现相变。

在一个实施例中，缓冲腔3包括设在绝热容器1尾部的泄放阀5和连接泄放阀5的喷嘴6，在一个实施例中，在推力器尾部设有自动压力泄放阀5，泄压阈值为15mpa-100mpa可调，根据推力器罐体内部相变过程的压力和需求推力大小，自动控制压力释放阈值。

在一个实施例中，喷嘴6内径1cm-15cm可调；设计为锥形、钟形、塞式、膨胀-偏流等几何形状的喷嘴6结构，在推力器尾部设有可调节角度的喷嘴6，用于引导来自泄放阀5释放的气相二氧化碳，产生定向可持续的推力。

在一个实施例中，本发明还揭示一种飞行器，包括所述的推进装置。

优选的，所述飞行器是无人机，或者航天器、火箭、导弹。

尽管以上结合附图对本发明的实施方案进行了描述，但本发明并不局限于上述的具体实施方案和应用领域，上述的具体实施方案仅仅是示意性的、指导性的，而不是限制性的。本领域的普通技术人员在本说明书的启示下和在不脱离本发明权利要求所保护的范围的情况下，还可以做出很多种的形式，这些均属于本发明保护之列。