一种空气燃料推动卫星的装置和方法

1.本发明涉及航天航空技术领域，尤其是涉及一种空气燃料推动卫星的装置和方法。


背景技术：

2.目前卫星发射方法普遍是使用多级火箭推动的方法，即把火箭一级一级地连接起来，待每一级的燃料耗尽以后就把箭体分离，下级火箭提供强大的动力推动火箭起飞，上级负责继续加速，减轻整体质量，提高比冲。传统的卫星发射一般是搭载涡轮发动机、固态发动机、液态发动机和离子发动机，所携带的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、四氧化二氮-肼类(偏二甲肼，一甲基肼，肼)、煤油等。脱离大气层之后，由于太空中属于真空状态，不可能使用螺旋桨推动，一般是运用化学推进器和电力离子推进器，离子推进器能够利用电能和氙气转化为带正电荷的高速离子流，然后通过对离子流输出高电压，离子流获得加速度，加速后的离子流使推进器获得高额的加速度前进，其原理本质上都是一样的，通过尾部喷出的外物推进。
3.根据人造卫星探测数据的推算，在距离地面10km的高度，空气密度约为地面的三分之一；在100km的高空，空气密度只有地面的千万分之四左右；在2000-3000km的高空，地球大气密度便达到每立方厘米一个微观粒子这个数值，和星际空间的密度非常相近。地球90％的大气质量都集中在离地面高度16km内，故在火箭刚启动上升阶段收集气体为最适宜阶段。
4.卫星发射需要携带大量的燃料，卫星发射除去要克服自身的重量以外，还需要克服大量燃料的重量，故需要克服额外的负载飞行，这无疑会增加大量的能源损耗。当燃料耗尽，卫星会逐渐脱离轨道坠入大气销毁，即燃料会直接决定卫星的使用寿命。故燃料对于卫星的正常运作极其重要。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种空气燃料推动卫星的装置和方法，借助超杜邦n117离子膜收集助燃气体和燃料气体，以助燃气体和燃料气体作为卫星推进的主要动力，实现携带少量燃料发射卫星，减少不必要的能源损耗。
6.根据本发明的一个目的，本发明提供一种空气燃料推动卫星的装置，包括收集装置和反应装置，所述收集装置自上而下分为一级气体分离区域和二级气体分离区域，所述收集装置的顶端设有进气阀门，所述收集装置的两侧分别设有第一储能罐或第二储能罐，所述一级气体分离区域和所述二级气体分离区域分别通过超杜邦n117离子膜与所述第一储能罐或所述第二储能罐连通，所述第一储能罐和所述第二储能罐底端分别设有第一压力传感器和第二压力传感器，所述第一储能罐和所述第二储能罐的底部分别装有第一排气阀门和第二排气阀门，所述反应装置通过气体输送管道与所述收集装置连接。
7.进一步地，所述一级气体分离区域并对称分布有第一超杜邦n117离子膜和第二超
杜邦n117离子膜，所述二级气体分离区域并对称分布有第三超杜邦n117离子膜和第四超杜邦n117离子膜。
8.进一步地，所述反应装置为燃烧室、电阻加热区、电弧加热区或放电室。
9.进一步地，所述收集装置的末端设有废气排出口。
10.根据本发明的另一个目的，本发明提供一种空气燃料推动卫星的方法，包括如下步骤：
11.步骤一，在火箭带动卫星向上推动的过程中收集空气中的助燃气体和燃料气体
12.在多级火箭向上推动卫星上升的过程中，打开进气阀门收集助燃气体和燃料气体；
13.步骤二，利用超杜邦n117离子膜分离出空气中的氧、氮、氢、氙等助燃气体和燃料气体并分开存储
14.超杜邦n117离子膜设置于卫星两侧前部，向前推进时，进气阀门自动开启，利用全回收吸附气体分离方法进行气体分离，第一储能罐用于装载氧气，第二储能罐用于装载氮气、氢气和氙气；
15.步骤三，控制进气的速率与排气的速率平衡，始终保持储能罐内充满可利用气体
16.利用第一压力传感器和第二压力传感器监测第一储能罐和第二储能罐内的气体压力，控制进气的速率与排气的速率平衡，始终保持第一储能罐和第二储能罐内充满助燃气体和燃料气体；首先打开进气阀门，轻微开启第一排气阀门和第二排气阀门，待助燃气体和燃料气体充满第一储能罐和第二储能罐时，打开第一排气阀门和第二排气阀门，控制助燃气体和燃料气体进气速率和排气速率平衡，在大气层内始终保持第一储能罐和第二储能罐处于充满助燃气体和燃料气体的状态；
17.步骤四，助燃气体和燃料气体作为燃料推动卫星发射
18.助燃气体和燃料气体进入反应装置与燃料混合燃烧，经喷射器喷出产生动力。
19.进一步地，还包括步骤五，对排出的废气进行二次选择性回收利用
20.通过超杜邦n117离子膜对排出的废气进行二次选择性收集，二次利用气体重新回到燃烧室与燃料混合燃烧产生推进力。
21.进一步地，步骤四中，第二储能罐排出的气体经过压缩后进入燃烧室，同时第一储能罐排出氧气作为氧化剂，在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气后经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能从喷管排出产生推力。
22.进一步地，步骤四中，助燃气体和燃料气体进入到电阻加热区，利用电阻热加热助燃气体和燃料气体，气体受热膨胀进入喷管，将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出产生推力。
23.进一步地，步骤四中，助燃气体和燃料气体进入到电弧加热区，在阴极与阳极间加点火电压，阴极头部与喷管喉部间产生电弧放电，利用电弧迅速加热助燃气体和燃料气体，助燃气体和燃料气体被电弧加热后将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出产生推力。
24.进一步地，步骤四中，助燃气体和燃料气体经过放电室被电离成带电离子，通过电离助燃气体和燃料气体，利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力。
25.本发明的技术方案在卫星发射阶段收集可利用的气体，利用超杜邦n117离子膜分离出空气中的氧、氮、氙等气体，能够通过控制进气的速率和排气的速率保持储能罐内充满
助燃气体和燃料气体，能够利用空气中的气体作为助燃剂，减少携带的燃料以及氧化剂；能够利用气体，将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出产生推力。
附图说明
26.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。
27.图1为本发明实施例气体分离与收集装置的正视剖面结构示意图；
28.图2为本发明实施例的气体分离与收集装置的侧视剖面结构示意图；
29.图3为本发明实施例的气体分离与收集装置的轴测结构示意图；
30.图4为本发明实施例的气体分离与收集装置的工作流程图。
31.图5为本发明实施例的优选方案中的电阻加热区结构示意图；
32.图6为本发明实施例的优选方案中的电弧加热区结构示意图；
33.图7为本发明实施例的优选方案中的放电室结构示意图；
34.图中：
35.1、收集装置；2、进气阀门；3、第一储能罐；
36.4、一级气体分离区域；401、第一超杜邦n117离子膜；402、第二超杜邦n117离子膜；
37.5、二级气体分离区域；501、第三超杜邦n117离子膜；502、第四超杜邦n117离子膜；
38.6、废气排气口；
39.7、第一压力传感器；
40.8、第一排气阀门；
41.9、反应装置；901、燃烧室；902、气体输送管道；
42.10、第二排气阀门；
43.11、第二压力传感器；
44.12、第二储能罐；
45.13、第一分隔板；14、第二分隔板；
46.15、电阻加热区；1501、电阻加热区进气口；1502、电阻加热区出气口；1503、电阻丝；
47.16、电弧加热区；1601、电弧加热区进气口；1602、电弧加热区出气口；1603、阴阳极电弧；
48.17、放电室；1701、放电室进气口；1702、放电室出气口；1703、电离区。
具体实施方式
49.下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
50.在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽
度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
51.此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
52.实施例1
53.如图1-图3所示：
54.一种空气燃料推动卫星的装置，包括收集装置，收集装置自上而下分为一级气体分离区域和二级气体分离区域，进气阀门2位于收集装置1顶端，收集装置的两侧分别设有第一储能罐3和第二储能罐12，并且第一储能罐3和第二储能罐12之间通过第一分隔板13和第二分隔板14分隔开，第一超杜邦n117离子膜401和第二超杜邦n117离子膜402位于一级气体分离区域并对称分布，第三超杜邦n117离子膜501和第四超杜邦n117离子膜502位于二级气体分离区域5并对称分布。第一压力传感器7和第二压力传感器11分别位于第一储能罐3和第二储能罐12底端，在第一储能罐3和第二储能罐12的底部分别装有第一排气阀门8和第二排气阀门10。
55.反应装置9通过气体输送管道902与收集装置1连接，燃烧室901用于助燃气体和燃料气体反应，燃烧室还可以采用电阻加热区15、电弧加热区16或放电室17进行替代。
56.如图5所示，本实施例中，助燃气体和燃料气体还进入到电阻加热区15，能够利用电阻热加热助燃气体和燃料气体，气体受热膨胀进入喷管，将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出，产生推力。电阻加热区15包括电阻加热区进气口1501和电阻加热区出气口1502，电阻加热区15内部设有电阻丝1503。
57.如图6所示，本实施例中，助燃气体和燃料气体还可以进入到电弧加热区，在阴极与阳极间加点火电压，阴极头部与阳极头部间产生电弧放电，能够利用电弧迅速加热助燃气体和燃料气体，助燃气体和燃料气体被电弧加热后将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出，产生推力。电弧加热区16包括电弧加热区进气口1601和电弧加热区出气口1602，电弧加热区16内部设有阴阳极电弧1603；
58.如图7所示，本实施例中，助燃气体和燃料气体还可以经过放电室被电离成带电离子，通过电离助燃气体和燃料气体，利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力。在阴阳放电电极之间，电子、离子都能被加速，电子产生霍尔电流，电子霍尔电流和电磁铁之间存在安培力，由于电子电场力、离子电场力以及安培力的作用下，经喷管形成高速射流而产生推力。
59.放电室17包括放电室进气口1701和放电室出气口1702，放电室17内部具有电离区1703。
60.如图4所示，一种空气燃料推动卫星的方法，包括以下步骤：
61.步骤一，在火箭带动卫星向上推动的过程中收集空气中的助燃气体和燃料气体，在多级火箭向上推动卫星上升的过程中，打开进气阀门2收集助燃气体和燃料气体；在此过程中，利用火箭自带燃料推进，不利用空气作为燃料推进；由于地表的空气最为充足，故发射的起始阶段收集的空气量最多，该阶段是最重要的收集阶段。
62.步骤二，利用超杜邦n117离子膜分离出空气中的氧、氮、氢、氙等助燃气体和燃料气体并分开存储，大气成分中78％是氮气、21％是氧气，即主要利用上述两种气体，设置两个储能罐，第一储能罐3用于装载氧气，第二储能罐12用于装载氮气、氢气、氙气等其他气体。
63.本步骤中，利用空气中的分离出的氧气作为助燃剂，减少携带的氧化剂；利用超杜邦n117离子膜分离出的氮、氢、氙等可利用气体作为燃料用于卫星的推动力。
64.超杜邦n117离子膜设置于卫星两侧前部，向前推进时，进气阀门2自动开启，利用全回收吸附气体分离方法进行吸收分离。
65.此方法用于从混合气中分离各种成分气体，混合气首先进入一级气体分离区域4，助燃气体和燃料气体分别通过第一超杜邦n117离子膜401和第二超杜邦n117离子膜402进入第一储能罐3和第二储能罐12；从一级气体分离区域4出口得到的中间混合气进入二级气体分离区域5，剩余助燃气体和燃料气体分别第三超杜邦n117离子膜501和第四超杜邦n117离子膜502进入第一储能罐3和第二储能罐12之后，其余气体可以通过废气排气口6排出或者重新送回进气阀门后重复吸收分离。
66.步骤三，利用第一储能罐3中的第一压力传感器7和第二储能罐12中的第二压力传感器11控制进气的速率与排气的速率平衡，始终保持第一储能罐3和第二储能罐12和内充满助燃气体和燃料气体。首先打开进气阀门2，轻微开启第一排气阀门8和第二排气阀门10，此时第一储能罐3和第二储能罐12开始分别收集储存助燃气体和燃料气体，待助燃气体和燃料气体充满第一储能罐3和第二储能罐12时，打开第一排气阀门8和第二排气阀门10，控制可利用气体进气速率和排气速率平衡，在大气层内始终保持第一储能罐3和第二储能罐12处于充满助燃气体和燃料气体的状态。
67.本步骤中，通过检测第一储能罐3和第二储能罐12内助燃气体和燃料气体的量，当其充满第一储能罐3和第二储能罐12时，打开第一排气阀门8和第二排气阀门10，助燃气体和燃料气体经过压缩后压入燃烧室901，同时控制进气的速率与排气的速率平衡，始终保持第一储能罐3和第二储能罐12内充满助燃气体和燃料气体；
68.本步骤中，利用第一储能罐3中的第一压力传感器7和第二储能罐12中的第二压力传感器11分别对各自的气体压力进行监测，通过控制第一排气阀门8和第二排气阀门10的开启与关闭，控制进气的速率与排气的速率平衡，始终保持第一储能罐3和第二储能罐12内充满助燃气体和燃料气体。通过第一压力传感器7和第二压力传感器11检测控制，使得在脱离大气层之前，控制进气的速率与排气的速率平衡，始终保持第一储能罐3和第二储能罐12内充满助燃气体和燃料气体。以第一储能罐3和第二储能罐12充满助燃气体和燃料气体的状态进入空气稀薄的太空中，延长卫星的使用寿命。
69.步骤四，助燃气体和燃料气体作为燃料推动卫星发射，助燃气体和燃料气体进入燃烧室与燃料混合燃烧，经喷射器喷出产生动力；第二储能罐12排出的气体会经过压缩后
进入燃烧室，同时第一储能罐3会排出氧气作为氧化剂，在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气后经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以很高的速度从喷管排出，产生推力。
70.如图5所示，本实施例中，助燃气体和燃料气体进入到电阻加热区，能够利用电阻热加热助燃气体和燃料气体，气体受热膨胀进入喷管，将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出，产生推力。
71.如图6所示，本实施例中，助燃气体和燃料气体还可以进入到电弧加热区，在阴极与阳极间加点火电压，阴极头部与阳极头部间产生电弧放电，能够利用电弧迅速加热助燃气体和燃料气体，助燃气体和燃料气体被电弧加热后将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出，产生推力。
72.如图7所示，本实施例中，助燃气体和燃料气体还可以经过放电室被电离成带电离子，通过电离助燃气体和燃料气体，利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力。在阴阳放电电极之间，电子、离子都能被加速，电子产生霍尔电流，电子霍尔电流和电磁铁之间存在安培力，由于电子电场力、离子电场力以及安培力的作用下，经喷管形成高速射流而产生推力。
73.步骤五，对排出的废气进行二次选择性回收利用，通过超杜邦n117离子膜对排出的废气进行二次选择性收集，二次利用气体重新回到燃烧室与燃料混合燃烧产生推进力。助燃气体和燃料气体经推进器喷射产生推力中，其大部分气体都是以热能形式损耗掉，只有少部分做有用功。故利用超杜邦n117离子膜对高速排出的废气进行重新吸收分离并利用，提高利用效率。
74.综上，本发明一种空气燃料推动卫星发射的方法，能够在卫星发射阶段收集可利用的气体，能够利用所述超杜邦n117离子膜分离出空气中的氧、氮、氙等气体，能够通过控制进气的速率和排气的速率保持第一储能罐3和第二储能罐12内充满助燃气体和燃料气体，能够利用空气中的气体作为助燃剂，减少携带的燃料以及氧化剂；能够利用电阻丝加热可助燃气体和燃料气体，将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出，产生推力；能够利用电弧迅速加热助燃气体和燃料气体，将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出，产生推力；能够通过电离助燃气体和燃料气体，利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力；能够利用超杜邦n117离子膜对废气进行二次选择性收集，提高利用效率。充分利用太阳能为卫星持续提供电能，充分利用空气为卫星提供推进力，有效提高卫星的续航能力。
75.本发明主要是借助所述超杜邦n117离子膜收集助燃气体和燃料气体，以助燃气体和燃料气体作为卫星推进的主要动力，实现携带少量燃料发射卫星，减少不必要的能源损耗；以吸收周围的气体为推进源，延长卫星的使用寿命。本发明能够在卫星发射阶段收集助燃气体和燃料气体，能够利用所述超杜邦n117离子膜分离出空气中的氧、氮、氙等气体，能够通过控制进气的速率和排气的速率保持第一储能罐和第二储能罐内充满助燃气体和燃料气体，能够利用空气中的气体作为助燃剂，减少携带的燃料以及氧化剂；能够利用气体，将热能转化为气流动能，以高速从喷管排出，产生推力。能够利用所述超杜邦n117离子膜对废气进行二次选择性收集，提高利用效率。充分利用太阳能为卫星持续提供电能，充分利用空气为卫星提供推进力，有效提高卫星的续航能力。
76.最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽
管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。