一种安培力驱动飞行方法及飞行器与流程

本发明涉及空间飞行验证技术领域，特别是一种安培力驱动飞行方法及飞行器。

背景技术：

目前，人类进入太空的主要途径是运载火箭和航天飞机，自美国的航天飞机退出历史舞台后，唯一的太空运载工具是运载火箭。这些传统的运载工具，体积巨大，空间飞行的灵活度低，且飞行速度有限，需要自身携带大量的推进剂能源，限制了空间飞行器的应用。

鉴于此，亟需验证可以在空间快速、灵活飞行的安培力驱动飞行器。

技术实现要素：

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提供了一种安培力驱动飞行方法及飞行器，验证了在磁场强度足够大的情况下，其可以灵活飞行，多自由度转向等优势。

本发明的一个方面提供了一种安培力驱动飞行方法，用于飞行器飞行，其中飞行器内设有彼此正交设置的三个导体，且三个导体与飞行器机身一体绝缘设计，该方法包括：获取飞行器的预设加速度；根据所述预设加速度计算飞行器受到的安培力；获取导体所处位置的磁场方向和强度；将所述安培力分解为分别与三个导体受力方向一致的三个安培分力，并根据所述磁场方向和强度以及所述三个安培分力计算三个所述导体内的电流强度和方向；按照所述电流方向和电流强度向三个所述导体供电。

在一个实施例中，根据所述预设加速度计算对飞行器施加的安培力包括：根据所述飞行器当前所受的外力及飞行器的质量，计算所述安培力。

在一个实施例中，获取导体所处位置的磁场方向和强度之前包括：实时检测导体所处位置的磁场。

在一个实施例中，根据所述磁场方向和强度以及三个所述安培分力计算三个所述导体内的电流强度具体为：

通过函数f1＝bi1l1*sinθ1,f2＝bi2l2*sinθ2，f3＝bi3l3*sinθ3

得到i1＝f1/bl1*sinθ1；

i2＝f2/bl2*sinθ2；

i3＝f3/b＝l3*sinθ3

其中b为飞行器所处位置磁感线的强度，l1为第一导体的长度，l2为第二导体的长度，l3为第三导体的长度，f1为第一导体需提供的安培分力，f2为第二导体需提供的安培分力，f3为第三导体需提供的安培分离，θ1、θ2和θ3分别为第一导体中电流方向与磁感线方向的夹角、第二导体中电流方向与磁感线方向的夹角以及第三导体中电流方向与磁感线方向的夹角；根据所述磁场强度和磁场方向以及三个所述安培分力判断三个所述导体内的电流方向具体为：根据每个安培分力方向及磁场方向，按照右手定则判断对应导体中的电流方向。

本发明的另一个方面提供了一种安培力驱动飞行器，包括飞行器机身、设置在飞行器机身内的导体承力件、控制器、调压换向器及配电系统；所述导体承力件至少包括彼此正交设置的第一导体、第二导体和第三导体，所述调压换向器包括第一调压换向器、第二调压换向器和第三调压换向器，且所述第一导体的两端电连接至所述第一调压换向器，所述第二导体的两端电连接至所述第二调压换向器，所述第三导体的两端电连接所述第三调压换向器；所述控制器分别连接所述第一调压换向器、所述第二调压换向器和所述第三调压换向器，用以控制各调压换向器执行电压调节、正负换向及开关操作；所述控制器电连接所述配电系统，以控制所述配电系统向各调压换向器供电的启停；所述控制器用于获取安培力驱动飞行器的预设加速度，并根据所述预设加速度计算所述飞行器的安培力；所述控制器还用于获取导体所处位置的磁场方向和强度，将所述安培力分解为分别与三个导体受力方向一致的三个安培分力；所述控制器根据导体所处空间的磁场强度和方向以及所述三个安培分力计算三个所述导体内的电流强度和方向，并控制所各调压换向器按每个导体中的电流强度和方向为三个所述导体供电。

在一个实施例中，所述第一调压器内部设有电流换向电路和变压器，其中所述电流换向电路用于改变所述第一导体内的电流流向，所述变压器用于调节施加在所述第一导体两端的电压；所述第二调压器内部设有电流换向电路和变压器，其中所述电流换向电路用于改变所述第二导体内的电流流向，所述变压器用于调节施加在所述第二导体两端的电压；所述第三调压器内部设有电流换向电路和变压器，其中所述电流换向电路用于改变所述第三导体内的电流流向，所述变压器用于调节施加在所述第三导体两端的电压。

在一个实施例中，所述第一导体与所述飞行器机身一体绝缘设计，以在其受到安培力时同时将安培力传递给飞行器；所述第二导体与所述飞行器机身一体绝缘设计，以在其受到安培力时同时将安培力传递给飞行器；所述第三导体与所述飞行器机身一体绝缘设计，以在其受到安培力时同时将安培力传递给飞行器。

在一个实施例中，所述第一导体、所述第二导体和所述第三导体外侧分别设有保护材料，所述保护材料为非导体。

在一个实施例中，安培力驱动飞行器还包括检测器，所述检测器用于检测飞行器所处空间位置的磁感线强度和方向信息，并将检测信号发送给所述控制器。

在一个实施例中，所述控制器还用于实时获取导体所处位置的瞬时磁场方向和强度，并根据飞行器所需额外施加的安培力，实时计算所述第一导体、所述第二导体和所述第三导体中的瞬时电流强度和方向，并控制所述调压换向器向三个导体供应预期的瞬时电压。

本发明实施例的安培力驱动飞行方法及飞行器，可以通过一体设置的导体承力件，实现飞行器在空间的灵活运动，改善了现有运载器体积庞大，飞行不灵活的缺点。

在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中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。

图1是根据本发明的安培力驱动飞行方法的流程图。

图2是根据本发明实施例的安培力驱动飞行器的控制模块示意图。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

鉴于地球及行星中磁场强度较弱，如果电流强度不是足够大、且受力导体长度不大的情况下，依靠天然空间磁场所产生的安培力无法支撑飞行器飞行，本申请可以在人造空间磁场中进行飞行试验验证。例如，美国就在试验环境下生成了高达100特斯拉强度的磁场，这相当于地球磁场强度的200万倍。一方面，这种实验室的安培力驱动飞行器可以用于飞行器的空间飞行所需技术的验证；另一方面，可以作为试验室内的科普体验。

此外，本申请中可以在飞行器设置增强其外部磁场的磁场聚集装置(本申请的各个导体可以置于这些磁场聚集装置增强的磁场中)，磁场聚集装置设有用于增强外部磁场的外部磁场通路，外部磁场通路包括增强通路，具体实施方式参见申请号为201910118550.6的专利申请。需要指出，地球磁场的强度较弱，为了能够产生更大的推力，需要对导体所处位置的磁场进行增强，以能够达到推进飞行器飞行的目的。

需要说明的是，如果超导技术能够实现工程化应用，即在常温或接近常温的状态下，超导材料可以实现超导，则本申请的飞行器可以脱离人造磁场环境，而在一定程度上实现依靠行星磁场进行空间飞行，这些以本申请所保护的技术形成的预期产品，均在本申请的保护范围之内。

本发明的一个方面提供了一种用于飞行器的安培力驱动飞行方法，其中飞行器内设有沿彼此正交设置的三个导体，且三个导体与飞行器机身一体绝缘设计。参见图1，该方法包括：

s1获取飞行器的预设加速度；

s2根据预设加速度计算飞行器受到的安培力；

s3获取导体所处位置的磁场方向和强度；

s4将所述安培力分解为分别与三个导体受力一致的三个安培分力,并根据所述磁场方向和强度以及所述三个安培分力计算三个所述导体内的电流强度和方向；

s5按照所述电流方向和电流强度向三个所述导体供电。

本发明实施例的安培力驱动飞行方法，通过在飞行器上配置三个承力导体，可以将飞行器所需受的安培力在三个导体的受力方向分解，并由此确定导体中的电流强度和方向，进而借助安培力实现飞行器飞行。

需要说明的是，通常情况下，飞行器首先确定其预期飞行的目标位置。在此基础上，可以由飞行器的控制计算机通过计算选择最佳的飞行路径，并根据飞行路径确定飞行加速度。此外，也可以是飞行器接收地面飞行指令，即向飞行器发送预期飞行目标位置和飞行加速度指令，或者这些指令也可以由驾驶人员通过控制计算机的输入系统输入。在飞行过程中，飞行器的加速度可以实时变化，此时，需要控制器(或控制计算机)实时计算飞行器的瞬时加速度，并实时调整导体内电流的强度和方向，以满足飞行器瞬间所需的加速度要求。

另外，在确定飞行器空间额外受到的安培力之后，显然，该安培力可以在三维坐标系下分解为三个方向的合力，这三个方向可以与三个导体的受力方向一致，从而通过设置三个导体的位置关系，确保飞行器向各个方向的受力，都可以在这三个方向上分解。也就是说，飞行器受力方向确定后，三个方向的分力方向也可以确定。如果飞行器受到的合力是一个确定值，则通过调节三个方向分力的大小，可以获得与该合力方向和大小一致的力。

本发明中，三个导体以类似三维坐标系的方式正交设置，是为了更好地向三个导体受到安培力方向分解飞行器所需额外施加的安培力，由此，可以更加方便地计算三个导体的受力。

在一个实施例中，根据预设加速度计算对飞行器施加的安培力包括：根据所述飞行器当前所受的外力及飞行器的质量，计算所述安培力。假如飞行器处于空间某个位置，且所受合力为零，则需要额外施加的安培力直接是f＝ma。如果飞行器受到的作用力不等于零，则需要对其进行受力分析，其受到的合力f合＝ma。

在一个实施例中，获取飞行器所处位置的磁场方向和磁场强度之前包括：实时检测导体所处空间的磁场，包括磁场的强度和方向，其中磁场方向和强度是为了计算通电导体的受力大小及方向。

在一个实施例中，根据所述磁场方向和强度以及三个所述安培分力计算三个所述导体内的电流强度具体为：

通过函数f1＝bi1l1*sinθ1,f2＝bi2l2*sinθ2，f3＝bi3l3*sinθ3

得到i1＝f1/bl1*sinθ1；

i2＝f2/bl2*sinθ2；

i3＝f3/b＝l3*sinθ3

其中b为飞行器所处位置磁感线的强度，l1为第一导体的长度，l2为第二导体的长度，l3为第三导体的长度，f1为第一导体需提供的安培分力，f2为第二导体需提供的安培分力，f3为第三导体需提供的安培分力，θ1、θ2和θ3分别为第一导体中电流方向与磁感线方向的夹角、第二导体中电流方向与磁感线方向的夹角以及第三导体中电流方向与磁感线方向的夹角。

需要说明的是，如果三个导体均为笔直的长条形状，则直接按上述公式计算受力即可。如果三个导体仅仅在一定长度下是规则的长条，则可以分别计算规则长条受力后累积，此时，要求各个微观段的导体也需要彼此正交，以确保飞行器的安培力可以容易地分解为各导体受到的安培分力。

此外，根据所述磁场强度和磁场方向以及三个所述安培分力判断三个所述导体内的电流方向具体为：根据每个安培分力方向及磁场方向，按照右手定则判断对应导体中的电流方向。

本发明的另一个方面提供了一种安培力驱动飞行器，包括飞行器机身、设置在飞行器机身内的导体承力件、控制器10、调压换向器及配电系统50。

导体承力件至少包括彼此正交设置的第一导体、第二导体和第三导体，调压换向器包括第一调压换向器20、第二调压换向器30和第三调压换向器40，且第一导体的两端电连接至第一调压换向器20，第二导体的两端电连接至第二调压换向器30，第三导体的两端电连接第三调压换向器40。

控制器分别连接第一调压换向器20、第二调压换向器30和第三调压换向器40，用以控制各调压换向器执行电压调节、正负换向及开关操作；控制器10电连接配电系统50，以控制配电系统50向各调压换向器供电的启停。

控制器10用于获取安培力驱动飞行器的预设加速度，并根据所述预设加速度计算飞行器的安培力。控制器10还用于获取导体所处磁场的方向和强度，将安培力分解为分别与三个导体受力方向一致的三个安培分力。控制器10根据飞行器所处空间的磁场强度和方向以及三个安培分力计算三个所述导体内的电流强度和方向，并控制各调压换向器按每个导体中所需的电流强度和方向为三个所述导体供电。

本发明的安培力驱动飞行器，可以通过调节承力导体内的电流强度和方向，实现其在试验磁场空间的飞行，提高了飞行器的空间机动灵活性。

在一个实施例中，第一调压器20内部设有电流换向电路和变压器，其中电流换向电路用于改变所述第一导体内的电流流向，变压器用于调节施加在所述第一导体两端的电压。第二调压器20内部设有电流换向电路和变压器，其中电流换向电路用于所述第二导体内的电流流向，变压器用于调节施加在第二导体两端的电压。第三调压器30内部设有电流换向电路和变压器，其中电流换向电路用于改变第三导体内的电流流向，变压器用于调节施加在所述第三导体两端的电压。本发明的飞行器，通过针对三个导体单独进行电流大小及方向的控制，可以容易地实现其所受安培力大小及方向的调整。

在该实施例中，受到安培力的元件是导体，为避免配电系统或导体由于电流过大而被烧毁，因此，可以在调压器与导体之间串联可变电阻元件，其中电阻元件的组织可以从0到10欧姆连续调整，且调整精度至少为0.001欧姆。通过精确调解电阻，特别是将电阻调整至极小，可以在导体中产生极大电流，从而获得较大的安培力。

在一个实施例中，所述第一导体与所述飞行器机身一体绝缘设计，以在其受到安培力时同时将安培力传递给飞行器；所述第二导体与所述飞行器机身一体绝缘设计，以在其受到安培力时同时将安培力传递给飞行器；所述第三导体与所述飞行器机身一体绝缘设计，以在其受到安培力时同时将安培力传递给飞行器。本发明实施例的安培驱动飞行器，通过使导体与飞行器机身一体设计，可以改善导体承载及传递安培力的效果，提高飞行器的可靠性。

在一个实施例中，第一导体、第二导体和第三导体外侧分别设有保护材料，保护材料为非导体。该保护材料可以避免导体在受到安培力的时，与飞行器机身相互挤压而损坏，提高飞行器的耐用性。

在一个实施例中，配电系统50包括太阳能供电组件。太阳能供电组件可以为光伏材料薄膜或太阳能板，其可以设置在飞行器机身内部。在使用时，例如，可以首先调整飞行器的受力使其静止或缓慢运动，并在太阳能板伸出机身后打开。在完成太阳能充电后，可收回且外侧与机身齐平，一方面可以避免飞行器高速运动损坏太阳能组件，另一方面，避免机身外侧的结构过多，影响飞行器的气动性能。

需要指出，配电系统50还可以包括储能器，以用来存储电能，从而在需要对导体供电时，使储能器与导体电连接。同样，储能器与导体的开断也可以由控制器控制。

在一个实施例中，安培力驱动飞行器还包括检测器，检测器用于检测导体所处位置的磁感线强度和方向信息，并将检测信号发送给控制器。由于在一些实施例中，飞行器还配备了磁场增强组件，因此，检测器所检测的实际是受力导体所处位置的复合磁场强度。通常情况下，几个导体承力件可以设置在靠近的区域，可以假设这些区域的磁场强度近似相等。当然，如果几个导体所处磁场强度相差较大，可以分别设置多个与这些导体对应的磁场强度检测器，在此情况下，每个导体的受力分别按与其对应的磁场进行计算，从而提高磁场检测及电流计算的准确性。

对于单个导体承力件，磁场明显不同的情况，例如，对于长条形的导体承力件，可以沿其长度方向上间隔设置多个磁场检测器，从而可以通过该导体承力件受到的安培分力反向计算该导体内部的电流，提高其内部电流计算的准确性。

在一个实施例中，所述控制器10还用于实时获取导体所处位置的磁场方向和强度，并实时根据飞行器预期的安培力，实时计算所述第一导体、第二导体和第三导体中的电流强度和方向，并实时控制调压换向器分别向三个导体供应预期瞬时电压。

本领域技术人员可知，本申请的三个导体与机身一体设置可以延伸出多种变形扩展，包括在飞行器内部或外部对称地设置两套或多套该类装置，从而可以对飞行器进行通向、对称地施加作用力，进一步提高飞行器启动、转向、调姿的灵活性与稳定性。

作为一种替代的实施例，本申请的安培力驱动飞行器可以为圆盘型结构，且在圆盘型结构的周向方向设有多个导体。这些导体可以沿着圆盘的周向以不同的角度设置，例如，其在圆盘周向方向的圆弧度数可以从20度到180度不等。也可以在圆盘外表面各个方向设置长度相同或不同的导体，以在飞行器在处于同一磁场的时候，各长度不同、设置位置不同的导体产生不同方向的作用力。

这些导体的端部例如深入至圆盘型飞行器的内部，在飞行器地内部，导体两端通过导线与调压换向器电连接，且由调压换向器控制，以实现电流强度和方向的改变。每个导体可以单独控制，以提高冗余性，避免单个调压换向器或导体损坏导致飞行器损坏。

如前所述，控制器可以根据飞行器的加速度计算其额外的安培力。同时，检测器实时向控制器发送有关各个导体所处位置的磁场方向和强度的信号，从而控制器可以从这些导体受到的安培分力与总的安培力关系中，找到能最容易获得上述额外安培力的几个导体，随后控制调压换向器向这几个导体供应预期电压。例如，根据飞行器的安培力，控制器可以首先结合磁场方向，判断各个导体的受力方向，并与飞行器的安培力对比，找出能够最可能合成上述安培力的导体，从而控制调压换向器为这些导体通电。

在本申请中，显然，飞行器设置的导体的数量越多，覆盖飞行器的圆盘的面积越广，其可以在通电后获得飞行器的安培合力的途径就越多，也可以方便控制器选择其中最适合的几个导体，作为通电对象。

需要指出的是，最适合的导体的选择原则包括：合力的方向与飞行器受到的安培力方向一致性最好；需调节、换向的任务量最少；以及合力产生的加速度与预设加速度最接近等。控制器可以在获取所有导体所处磁场的前提下，计算所有导体的受力方向，并将这些受力方向与飞行器所需安培合力进行比较，综合演算出可获得该安培力的最优选择，从而以最小的能量消耗，快速地实现对飞行器地加速。

可以理解，在该实施例中，如果导体在飞行器上的配制位置适当，飞行器可以根据动作需要，通过给对应地导体通电，实现飞行器的空间静止、反转、转向等各种动作。

在本申请实施例的飞行器中，为了增加导体的受力长度，以提高其受到的安培力，每个导体可以为缠绕的线圈结构，线圈外侧由不导电的材料包裹。

以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本申请的安培驱动飞行器可以(不限于)为小型空间飞行器、无人机等。

本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。