航天器磁推进装置的制造方法
【技术领域】
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[0001]本发明涉及一种航天器磁推进装置，其属于航天器推进系统领域。
【背景技术】
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[0002]航天器常规喷射推进装置由于需要不断消耗燃料，制约了其使用寿命和航天器寿命，同时增加了航天器初始发射重量，进而提高了火箭发射成本和航天器使用成本。因此无燃料消耗的推进方法和装置是当前航天器推进技术领域的主要目标之一。
[0003]目前航天器无燃料消耗的推进方法研宄主要集中在静电推进、电动绳系推进和磁推进三个方向。
[0004]静电推进方式通过空间等离子体充电或主动充电使航天器整体带上正电荷或负电荷，由地球磁场与高速运动的整体带电航天器相互作用产生洛伦兹力，或者由多个带电航天器间相互作用产生库仑力进而实现推进效果。该推进方法对航天器表面电荷控制要求高，所需控制系统复杂，推力方向受到地球磁场方向与航天器运动方向限制，目前仍缺乏有效的控制技术。
[0005]电动绳系推进通过采集空间电子流经系绳导体产生电流与地球磁场相互作用最终产生安培力实现推进。电动绳系推进由于受到空间电子浓度和地球磁场强度的影响，为了产生有效推力，系绳导体长度需要数百米至数十千米，导致系绳折断风险增加，而且在空间飞行过程中数百米或数十千米系绳的震荡运动明显，给电动绳系卫星的控制带来较大困难。
[0006]目前已有的磁推进方法是采用电流流经导体环产生磁矩与地球磁场相互作用最终实现推进。该方法的推力大小和方向与导体环所产生磁矩关系复杂，而且产生的磁力大小在数微牛量级，仅与大气阻力相当，无法实现更大推力的磁推进。
[0007]因此，确有必要对现有技术进行改进以解决现有技术之不足。
【发明内容】
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[0008]本发明的目的是克服现有技术不足，提供一种易于控制的具有较大推力的航天器磁推进装置。
[0009]本发明采用如下技术方案:一种航天器磁推进装置，其包括基座，分别固定于基座上、下表面上的上磁屏蔽腔和下磁屏蔽腔，固定于基座上表面上的上金属环和固定于基座下表面上的下金属环，分别位于基座上、下表面上的上线圈和下线圈，电源模块，以及位于基座前后侧面的热控装置，所述基座为中空状的长方体结构，所述上屏蔽腔固定于基座上表面的后端位置，下屏蔽腔固定于基座下表面的前端位置，所述上线圈绕接时穿过上金属环的孔心，其绕接后形成长方形环状，所述上线圈的后半段位于上屏蔽腔中，前半段位于上屏蔽腔之外，所述下线圈绕接时穿过下金属环的孔心，其绕接后形成长方形环状，所述下线圈的前半段位于下屏蔽腔中，后半段位于下屏蔽腔之外，所述基座的右侧面上设有电极插口，所述上线圈和下线圈采用同一根导线绕接而成，所述上线圈和下线圈的绕接方向相反，所述绕接后的上线圈和下线圈导线经引出并穿过基座上下表面，在基座内部与基座右侧面上的电极插口相连接后与电源模块相连接。
[0010]进一步地，所述上线圈和下线圈均采用低电阻率大电流导线。
[0011]进一步地，所述上线圈和下线圈均为银导线或高温超导线材。
[0012]进一步地，所述上金属环和下金属环均采用高强度无磁金属材料制成，所述基座上下表面上各有八个上金属环和八个下金属环，所述八个上金属环在基座上表面上呈对称分布，所述八个下金属环在基座下表面上呈对称分布。
[0013]进一步地，所述上磁屏蔽腔和下磁屏蔽腔均采用软磁材料制成。
[0014]进一步地，所述上磁屏蔽腔和下磁屏蔽腔均为CO-NETIC AA材料。
[0015]进一步地，所述电极插口为同轴导线插口。
[0016]进一步地，所述基座采用高强度无磁金属材料制成。
[0017]进一步地，所述基座为钛铝合金或奥氏体不锈钢。
[0018]本发明具有如下有益效果:
[0019](I)推进装置结构设计简单，推进装置采用线圈结构，可以由小电流导线通过多圈绕接产生较大的总线圈电流；
[0020](2)推力方向与大小均可以随着线圈的方向和线圈电流的大小调整，推力方向与线圈电流方向垂直，采用该推进装置的航天器控制更为简单；
[0021](3)该推进方法相比磁矩推进方法在同等电流强度与地球磁场环境下推力更大，而且该推进装置可以多个平行排列叠加，进行组合使用，实现航天器大推力推进；
[0022](4)该推进装置工作时周围产生磁场，空间带电粒子靠近航天器时将受到磁场作用偏折，因此该装置对航天器具有一定带电粒子屏蔽与防护作用，而且推进装置磁矩大小相互抵消，对航天器不产生额外磁力矩作用。
【附图说明】
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[0023]图1为本发明航天器磁推进装置的俯视示意图。
[0024]图2为本发明航天器磁推进装置的主视示意图。
[0025]图3为本发明航天器磁推进装置(包含热控装置和电源模块)的侧视示意图。
[0026]图4为线圈磁屏蔽部位与非屏蔽部位受力示意图。
[0027]其中:
[0028]101-基座；102-上磁屏蔽腔；103_下磁屏蔽腔；104_上线圈；105_下线圈；106-上金属环；107-下金属环；108_电源模块；109-热控装置；110_电极插口 ； 1020-上顶壁;1021_上后壁;1022_上左侧壁;1023_上右侧壁;1030_下底壁;1031_下前壁；1032-T右侧壁；1040_同轴导线。
【具体实施方式】
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[0029]请参照图1至图3所示，本发明航天器磁推进装置包括基座101，分别固定于基座101上、下表面上的上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103，通过螺丝固定于基座101上表面上的上金属环106，固定于基座101下表面上的下金属环107，分别位于基座101上、下表面上的上线圈104和下线圈105，电源模块108，以及位于基座101前后侧面的且与基座101直接接触的可对基座101整体进行冷却的热控装置109。其中基座101为中空状的长方体结构，上屏蔽腔102固定于基座101上表面的后端位置，下屏蔽腔103固定于基座101下表面的前端位置，上屏蔽腔102和下屏蔽腔103均为中空状结构，其中上屏蔽腔102包括上顶壁1020、自上顶壁1020的后末端向下垂直弯折延伸形成上后壁1021，以及自上顶壁1020的左右两末端分别向下垂直弯折延伸形成的上左侧壁1022和上右侧壁1023。上线圈104绕接时穿过上金属环106的孔心，其绕接后形成长方形环状，其后半段位于上屏蔽腔102中，前半段位于上屏蔽腔102之外，上金属环106可收缩，进而起到固定上线圈104的作用。其中下屏蔽腔103包括下底壁1030、自下底壁1030的前末端向上垂直弯折延伸形成的下前壁1031、以及自下底壁1030的左右两末端分别向上垂直弯折延伸形成的下左侧壁(未标示)和下右侧壁1032。下线圈105绕接时穿过下金属环107的孔心，其绕接后形成长方形环状，其前半段位于下屏蔽腔103中，后半段位于下屏蔽腔103之外，下金属环107可收缩，进而起到固定下线圈105的作用。
[0030]在基座101的右侧面上设有电极插口 110，上线圈104和下线圈105采用同一根导线绕接而成，上线圈104和下线圈105均采用低电阻率大电流导线，例如银导线或高温超导线材如铊钡钙铜氧体系线材，且上线圈104和下线圈105的绕接方向相反，通电时上线圈104和下线圈105的电流方向相反，上线圈104和下线圈105的绕接圈数取决于根据轨道设计所需产生的总电流强度，例如电流IA培的导线绕接1000圈即可以形成1000A的总线圈电流，避免了采用单根导线产生1000A电流时对电源电路和导线材料的严格要求。绕接后的上线圈104和下线圈105导线经引出并穿过基座101上下表面，在基座101内部与基座右侧面上的电极插口 110相连接，最后通过同轴导线与电源模块108相连接。电源模块108置于航天器内部，通过电极插口 110与上线圈104和下线圈105相连接，为上线圈104和下线圈105供电，电源模块108的电流根据装置设计需求在0-10A之间连续可调，电源模块108的输入端与航天器太阳电池电源输出端相连。
[0031]本发明航天器磁推进装置中，上磁屏蔽腔102和下磁屏蔽腔103分别包裹上线圈104和下线圈105的部分导线，实现对所包裹导线的磁屏蔽。上金属环106和下金属环107采用高强度无磁金属材料制成，如钛铝合金或奥氏体不锈钢，分别固定在基座101的上、下表面。基座101上下表面上各有八个上金属环106和八个下金属环107，其中八个上金属环106在基座101上表面上呈对称分布，八个下金属环1