專利名稱：產(chǎn)生航天器推進的電力帆的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明一般涉及航天器推進的技術(shù)。具體來說，本發(fā)明涉及利用 太陽風(fēng)作為推進力的來源的技術(shù)。
背景技術(shù)：
航天器推進系統(tǒng)是航天器的子系統(tǒng)，其用途是將航天器的運動狀 態(tài)從其固有的開普勒運動改變。開普勒運動是因為太陽系的物體的重 力場而造成的。在推進系統(tǒng)的品質(zhì)因數(shù)中，存在推進系統(tǒng)可以產(chǎn)生的
有效載荷質(zhì)量分?jǐn)?shù)和delta-v。對于這兩種品質(zhì)因數(shù)，較大的那個更佳。 有效栽荷質(zhì)量分?jǐn)?shù)是有效載荷質(zhì)量除以航天器的總的初始質(zhì)量(有效 載荷質(zhì)量加初始推進系統(tǒng)質(zhì)量)。delta-v是由推進系統(tǒng)所提供的非重 力加速度的在推進系統(tǒng)的運行時間內(nèi)計算出的時間積分。
常規(guī)推進系統(tǒng)包括化學(xué)燃料火箭和電力推進器。對于1/3的有效 載荷質(zhì)量分?jǐn)?shù)，最佳的化學(xué)燃料火箭二元推進劑(液態(tài)氫加液態(tài)氧) 提供大約1AU/年的delta-v，其中AU表示一個天文單位，基本上等 于1.50億公里。較高的delta-v值是可能的，但是，有效栽荷質(zhì)量分 數(shù)按指數(shù)規(guī)律縮小。對于電力推進系統(tǒng)，不存在一個確定的delta-v 值，但是，對于實現(xiàn)的飛行任務(wù)的典型值是2-4AU/年。對于許多用途， 例如，為在合理的時間內(nèi)到達外太陽系目的，這些delta-v值不足夠 高。盡管通過將有效載荷質(zhì)量分?jǐn)?shù)縮小到最小而可以生成某些較高的 delta-v值，但是，對于固定的有效負(fù)載，這意味著初始質(zhì)量的按指數(shù) 率增長以及對應(yīng)的飛行任務(wù)成本的指數(shù)式增加。
為產(chǎn)生推進力，存在利用在空間中自然發(fā)生的現(xiàn)象的備選方案。 太陽帆是在地球大氣外面，航天器一次性展開的一張大的薄膜。從太 陽發(fā)出的光子作為連續(xù)流擊中帆，如此，向它輸送動量。磁性帆包括
一個或多個線路(優(yōu)選情況下，由超導(dǎo)材料制成)的大面積環(huán)路，通 過這些環(huán)路，有電流流動，以便產(chǎn)生磁場。該磁場動態(tài)地與太陽風(fēng)相
互作用，并產(chǎn)生推進力。從1991年出版的現(xiàn)有技術(shù)出版物 R.M.ZubHn、 D.G.Andrews: R.M.Zubrin， D.G.Andrews:"Magnetic sails and interplanetary travel" ， Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 28，No. 2, pp.197-203中已知磁性帆。
從2004年出版的出版物P. Janhunen: "Electric Sail for Spacecraft Propulsion", Journal of Propulsion and Power, Vol. 20, No.4, pp.763-764還已知使用太陽風(fēng)來產(chǎn)生推進力的想法，在此引用 該文作為參考。太陽風(fēng)是指太陽連續(xù)地基本上向所有輻射方向發(fā)射的 帶電粒子(主要是高能電子和質(zhì)子)的連續(xù)流。電力帆是一種相對于 太陽風(fēng)等離子保持正電勢的導(dǎo)電結(jié)構(gòu)。與從太陽的電磁輻射中而不是 從太陽風(fēng)中提取動量的太陽帆相比，電力帆不必是連續(xù)的板。所述現(xiàn) 有技術(shù)出版物提供了這樣的示例，電力帆是導(dǎo)線網(wǎng)眼，其中的間隔小 于或等于所謂等離子的的Debye長度。Debye長度是測量各個帶電粒 子可以施加影響的距離的度量。
如此在理論上示出了電力帆用于航天器推進的可用性，但是，沒
方案,

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供在實踐中適用的電力帆系統(tǒng)。本發(fā)明的另一 個目的是提供有助于電力帆的容易和可靠展開的航天器推進子系統(tǒng)。 本發(fā)明的再一個目的是提供可以用于操縱電力帆推進的航天器的方 法和系統(tǒng)。本發(fā)明的再一個目的是提供能夠抵御微流星及由空間環(huán)境 所引起的其他隱患的電力帆系統(tǒng)。
本發(fā)明的目的是通過使電力帆包括被離心力固定緊密的許多徑 向地延長的復(fù)絲線路來實現(xiàn)的。
根據(jù)本發(fā)明的航天器推進系統(tǒng)包括
-用于從機身向相應(yīng)輻射方向展開的多個導(dǎo)電伸長部件， -用于在所述機身上產(chǎn)生電勢的電勢生成器，
-所述電勢生成器和所述多個導(dǎo)電伸長部件之間的可控制的電耦 合，以及
-用于使所述機身圍繞垂直于所述輻射方向的旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的輔助 推進系統(tǒng)。
本發(fā)明還應(yīng)用于將航天器的運動狀態(tài)從其固有的開普勒運動改
變的方法。根據(jù)本發(fā)明的方法包括 -在航天器的機身上產(chǎn)生電勢，
-控制所述產(chǎn)生的電勢和從所述機身向相應(yīng)輻射方向展開的多個 導(dǎo)電伸長部件之間的電耦合，以及
-使所述機身圍繞垂直于所述輻射方向的旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，以便產(chǎn)生 與所述多個導(dǎo)電伸長部件的離心張力。
另外，本發(fā)明還應(yīng)用于計算機可讀取的介質(zhì)上的計算機程序產(chǎn) 品。根據(jù)本發(fā)明的計算機程序產(chǎn)品包括軟件指令，當(dāng)在計算機系統(tǒng)上 執(zhí)行所述軟件指令時，實現(xiàn)下列操作
-控制航天器的機身上的電勢的生成，
-控制所述產(chǎn)生的電勢和從所述機身向相應(yīng)輻射方向展開的多個 導(dǎo)電伸長部件之間的電耦合，以及
-控制所述機身圍繞垂直于所述輻射方向的旋轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)，以便 產(chǎn)生與所述多個導(dǎo)電伸長部件的離心張力。
在本發(fā)明中，我們利用電力帆不需要是像太陽帆那樣的連續(xù)的振 膜的事實，甚至相對來說稀疏的網(wǎng)眼也行。另外，我們還利用所謂的 離心力的原理，是指固定于旋轉(zhuǎn)物體的、但是沒有位于旋轉(zhuǎn)軸中的塊 狀物體將在輻射方向產(chǎn)生恒定的拉力。從旋轉(zhuǎn)式航天器向空間中展開 許多徑向地延伸的線路將導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)的，車輪狀的配置，其中離心力使 得徑向地延伸的線路保持緊密。
如果線路是導(dǎo)電的，則可以通過將它們電耦合到航天器上的電子 槍，使它們相對于周圍的等離子保持正電勢。線路的正電勢導(dǎo)致與太
陽風(fēng)的質(zhì)子靜電庫侖力交互，這又會從太陽風(fēng)向線路，然后，又從線 路向整個航天器傳輸動量。從線路向航天器機身吸引電子并利用電子 槍將它們發(fā)射到空間中，會抵消太陽風(fēng)電子的影響，否則會中和正電 勢。如果從每一個線路吸引電子的速率是可控制的，則可以有許多種 操縱策略。
在隨后的權(quán)利要求中將討論本發(fā)明的優(yōu)選的實施例。除非明確聲 明，所附的權(quán)利要求中列舉的特征是可以自由地相互組合的。本專利
的適用性作出限制。動詞"包括，:、在本專"申請中被用作開放性限制:' 不排除未列出的特征的存在。
在所附的權(quán)利要求中詳細(xì)闡述了被視為本發(fā)明的特征的新穎的 特點。然而，從下面的對具體實施例的詳細(xì)描述，本發(fā)明本身(關(guān)于 其結(jié)構(gòu)以及其操作方法)，與其其他目的和優(yōu)點一起，將得到最佳的 理解，這些描述應(yīng)與附圖結(jié)合起來閱讀。附圖只是示意性的，沒有按 比例繪制。


圖i示出了利用離心力支撐的電力帆的原理，
圖2a和2b示出了線路配置的某些方面，
圖3示出了太陽風(fēng)協(xié)助的旋轉(zhuǎn)的原理，
圖4示出了連接線路的某些結(jié)構(gòu)性考慮，
圖5a, 5b和5c示出了利用電力帆的操縱，以及
圖6示出了具有電力帆推進的航天器的某些部件的示范性功能
具體實施例方式
主要配置
圖1概要示出了一種電力帆的基本原理，該電力帆單純地由徑向
地延伸的線路構(gòu)成，沒有周邊連接或線路之間的其他互連。在中間，
有航天器的機身101。從機身101有許多線路向外徑向地延伸，線路
102只是一個示例。整個系統(tǒng)圍繞垂直于紙張的平面并穿過系統(tǒng)的重
心.(假定我們與機身101的中心一致)的旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)。系統(tǒng)處于空間
環(huán)境中，這就意味著，基本上沒有例如在地球大氣中那樣由任何周圍
介質(zhì)所引起的類似拖動。另一方面，由于以恒定角速度旋轉(zhuǎn)的系統(tǒng)的 每一個非位于中心的部件都需要恒定的向心力，才能使它保持在其環(huán)
形軌道上，旋轉(zhuǎn)運動的結(jié)果是，所有線路都保持緊密，基本上直接指 向相應(yīng)的輻射方向。
我們也假設(shè)，航天器的機身101包括電子槍或用于向空間可控制 地發(fā)射負(fù)電荷(基本上電子)的流103的對應(yīng)裝置。負(fù)電荷的流可 以基本上被輻射到任何方向，例如，沿著航天器的旋轉(zhuǎn)軸向周圍的等 離子體流的下游方向。通過發(fā)射負(fù)電荷，將使機身101相對于周圍的 等離子呈現(xiàn)正電勢。如果線路是導(dǎo)電的，并具有與機身101的導(dǎo)電連 接，電子從線路按線路104上所示的流動到機身，線路也呈現(xiàn)正電勢。 圖1所示的航天器的總體電場開始類似于帶正電荷的導(dǎo)電盤的電場。 線路的最小有用電勢大約是lkV，這對應(yīng)于太陽風(fēng)質(zhì)子的典型動能。 諸如8-20kV之類的較高的值可能更加有益。
太陽風(fēng)包括以高速度(通常是400-800km/s )從太陽基本上徑向 地向外移動的質(zhì)子和電子。根據(jù)庫侖定律，航天器的盤狀的電場排斥 帶正電荷的質(zhì)子，這就意味著，太陽風(fēng)質(zhì)子的連續(xù)流推動航天器，非 常像在地球大氣中，普通的風(fēng)推動圓形的片狀防風(fēng)材料。太陽風(fēng)的電 子被線路的正電勢(以及機身101的正電勢)吸引，但是，與質(zhì)子所 攜帶的動量相比，電子所攜帶的動量可以忽略，基本上唯一明顯的電 子影響是聚集的電子電流中和正電勢的趨勢。用于從航天器發(fā)射電子 流103的設(shè)備的效率必須足夠高，以抵消聚集的電子電流的中和影響。
線路材料和結(jié)構(gòu)
實驗和計算表明，單一的細(xì)的單絲線路100米長，在被微流星嚴(yán) 重破壞之前在空中的壽命只有幾個月。因此，形成電力帆的"線路，，必 須不是單絲線路，而是能夠更長時間幸存的結(jié)構(gòu)。為空間技術(shù)中的其 他用途，提出了許多合適的結(jié)構(gòu)原理?？梢允褂酶鞣N編織物、復(fù)絲線
路、電纜、帶狀物以及繩狀物。 一種可能的結(jié)構(gòu)是在參考公開US6， 286， 788B1中作為Hoytether引入的一種。線路也可以具有帶狀的外 觀。為簡單起見，在整個此說明書中使用了術(shù)語"線路"，但是，也包 含了所有其他伸長部件結(jié)構(gòu)。如此，操作原理甚至也不排除硬式拉桿
或梁狀的結(jié)構(gòu)，但是，非常難以從硬的構(gòu)件構(gòu)建所需尺寸的超輕的可 展開的結(jié)構(gòu)。
線路的相對來說比較高的正電勢以及導(dǎo)電率意味著，如果并且當(dāng) 它包括許多單獨的絲或組件細(xì)繩時，它們都是相同的電勢，并彼此排 斥。如此，絲或組件細(xì)繩被自然地分離，這降低了微流星同時將它們 切斷的風(fēng)險。
線路材料應(yīng)該具有高抗拉強度、低密度，以及良好的導(dǎo)電率。良 好的材料選擇包括具有高抗拉強度的合金鋼及其他金屬。線路材料也 可以是復(fù)合材料，如表面被金屬化或具有其他導(dǎo)電涂層的碳纖維或芳 族聚酰胺纖維芯線，或具有纖維涂層的金屬芯線。
線路應(yīng)該盡可能地細(xì)，不僅為了在電力帆展開之前節(jié)省航天器中 的質(zhì)量和空間，而且還為了使由太陽風(fēng)電子構(gòu)成的聚集的電子電流盡 可能低。電子電流大致與線路的外表面區(qū)域成正比。
線路將有多長取決于許多因素，如線路的總數(shù)、航天器質(zhì)量、所
需的推進力的大小，預(yù)定軌道半徑(即，與太陽的距離)等等。作為 粗略的假設(shè)，線路例如可以是10公里長。線路的長度的最終極限來 自線路材料的抗張強度每一段的線路都必須耐受該段線路和遠端之 間的線路的剩余部分將導(dǎo)致的向心力(加安全余量)。當(dāng)然可以使用 具有非恒定剖面的線路，以便線路的抗張強度將是從航天器的機身到 線路的遠端的距離的遞減函數(shù)。不必所有線路都是相等的長度。
展開過程
最初，線路或線路組存儲在巻筒上。圖2a概要示出了示范性配 置，其中巻筒201位于航天器的一般性的盤狀機身101的邊緣。當(dāng)航 天器被設(shè)置為旋轉(zhuǎn)時，線路在離心力的協(xié)助下展開自身。取決于線路 的特性以及巻筒的直徑，展開的線路可能具有輕微地巻起的傾向。如 果這會威脅到阻止纏繞過程正確地啟動，則通過在線路的末端使用小 的壓載體202，會糾正這種情況。壓載體202必須只是線路的總質(zhì)量 幾分之一，如此，其對推進系統(tǒng)的質(zhì)量平衡的影響最小。
如果巻筒以恒定速度開巻，則線路在展開過程中是直的，但是， 與輻射方向成某角度地傾斜。角度取決于轉(zhuǎn)速，開巻速度以及線路的 支撐點與系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)中心的徑向距離；相關(guān)性的形式是sinvj/=2v/Rco, 其中vi/是線路和輻射方向之間的角度，v是展開線路的速度，R是支 撐點的徑向距離，co是系統(tǒng)的角速度。術(shù)語"系統(tǒng)"這里是指整個機械 系統(tǒng)，即，航天器的機身101以及正在被開巻的線路。圖2b用圖形 方式示出了所述數(shù)量。
在展開過程中，系統(tǒng)的總角動量趨向于保持恒定，這就意味著， 當(dāng)線路放線過程持續(xù)時，系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速趨向于降低。如此，要么當(dāng)航天 器以相對來說比較高的速率(在放線過程中會降低，最終當(dāng)線路已經(jīng) 完全展開時到達一個合適的最終值)旋轉(zhuǎn)時，展開必須開始，要么， 必須在展開過程中連續(xù)地或間歇地施加力矩，以增大角動量。獲得此 力矩的一個簡單方式是使用輔助常規(guī)推進系統(tǒng)。為最大化力矩(其值 是推力乘臂長)，輔助系統(tǒng)的推進單元203應(yīng)該盡可能地放置得與系 統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)中心遠一些，例如，在長的推進臂204的末端。推進單元203 例如可以是小型化學(xué)燃料火箭、釋壓助推器、離子或等離子引擎或任 何其他合適的推進生成裝置。
在圖2a的示范性實施例中，輔助推進系統(tǒng)包括推進平臺205， 以及航天器的機身101的附屬裝置206。一個可能性是使附屬裝置206 隨著與機身的可控制的機械交互而旋轉(zhuǎn)。在這樣的實施例中，推進單 元203將用于使輔助推進系統(tǒng)加快旋轉(zhuǎn)，而輔助推進系統(tǒng)將相對于機 身101旋轉(zhuǎn)，并使用所述可控制的機械交互來可控制地管理從旋轉(zhuǎn)的
輔助推進系統(tǒng)到機身101的角動量。
在展開階段完成之后，不需要輔助推進系統(tǒng)以及其推進臂204， 因此如果希望，它們可以分離(丟棄)，以提高推進階段的性能。如 果不使用飛行-時間線路長度控制，則在線路已經(jīng)被展開之后，也不需 要繞線盤201。因此，它們也可以屬于分離的系統(tǒng)，在這樣的情況下， 必須存在用于將線路從巻筒重新附裝到航天器的機身101的機制。具 有完全展開的線路的航天器的最終轉(zhuǎn)速例如可以是每5分鐘一整轉(zhuǎn)， 但是，這只是示例值，而不限制本發(fā)明的適用性。必須如此選擇轉(zhuǎn)速， 以便在得到太陽風(fēng)的最大預(yù)期速率以及線路的電壓值的情況下，離心 運動仍足以防止線路彎曲超過某個合適的極限值。
除通過常規(guī)推進之外，也可以通過在展開階段讓旋轉(zhuǎn)軸部分地或 完全地垂直于太陽風(fēng)流，以及使當(dāng)線路處于其旋轉(zhuǎn)沿著太陽風(fēng)移動的 過程中時線路的電壓值高于當(dāng)它在背向太陽風(fēng)流的相反旋轉(zhuǎn)階段移 動時的電壓值。圖3示出了此原理，其中太陽風(fēng)301現(xiàn)在來自右邊。 被顯示為連續(xù)線的線路，如線路102，它們的電壓高于,皮顯示為短劃 線的線路，如線路104。當(dāng)從太陽風(fēng)獲得所需的一部分角動量時，輔 助推進系統(tǒng)可以相應(yīng)地變得小一些。
圖4概括了線路展開和安裝技術(shù)的某些結(jié)構(gòu)性方面。在圖4的示 范性實施例中，航天器的機身101最初有一個推進平臺205與它連接。 繞線盤201利用絕緣附屬裝置401裝到推進平臺205。線夾402連接 到機身101,通過線夾402，線路102被展開到空間中。這里顯示的 線夾402到機身101的連接包括絕緣機械連接裝置403和可控制的電 勢計404,可控制的電勢計404是線路102和航天器的才幾身101之間 的唯一導(dǎo)電連接，如此，可以用于分別地控制每一個線路的電壓。在 圖4的下部，線路102已經(jīng)完全展開，并且只是由線夾402夾持。輔 助推進系統(tǒng)和繞線盤已經(jīng)被投棄。
實現(xiàn)和控制線路的電勢
為使線路保持正電勢，必須從進入航天器的周圍等離子產(chǎn)生電
流。利用電子槍發(fā)射電子是達到此目的一種簡單的并且眾所周知的方 式。電子槍所需的電流可以從太陽能電池板或某些其他機載電源獲 得。使用太陽能電池板的好處是，線路和航天器的機身從周圍的太陽 風(fēng)等離子收集的電子電流與太陽風(fēng)等離子體密度成正比，而太陽風(fēng)等 離子體密度又已知是，平均來說，與到太陽的距離平方成反比。利用 太陽能電池板產(chǎn)生的能量也是同樣的比例關(guān)系，以便所需的電能與太 陽能電池板可以產(chǎn)生的最大能量在與太陽的所有徑向距離內(nèi)大致相
同。如果使用具有恒定輸出功率(如輻射熱發(fā)電器，RTG)的某種其
他電源， 一旦飛行離開了太陽，則推進系統(tǒng)不需要其大部分輸出。取
決于飛行任務(wù)，這可能是好處，也可能不是好處。
電子電流不僅是由線路從周圍的等離子收集，而且還由航天器本
身以及其結(jié)構(gòu)(包括太陽能電池板，如果有的話)收集的。如果合理
尺寸的緊湊然而形狀任意的航天器沒有線路地駐留在太空中，則它將 在其本身的周圍產(chǎn)生幾乎球狀的對稱的電勢圖。換句話說，它將大致
充當(dāng)嵌入到等離子中的球形探針。通過計算收集的電流可以發(fā)現(xiàn)，航 天器將在此情況下收集如此多的電子電流，以至于利用電子槍使它保 持大的正電勢可能困難。當(dāng)徑向地延伸時，帶正電荷的線路被添加到 系統(tǒng)中，然而，由航天器收集的電流顯著地降低，因為航天器和線路 周圍的電勢圖變成盤狀的。從外面接近系統(tǒng)的電子被線路平面吸引幾 乎與被航天器機身吸引得同樣多。當(dāng)被線路平面吸引時，很可能穿過 平面，而不是擊中線路，因為線路非常薄。如此，本發(fā)明所特有的徑 向、離心地支撐的線路平面自動地解決了可能高得驚人的收集電子電 流的問題。
控制和導(dǎo)航
圖5a， 5b以及5c示出了電力帆如何用于導(dǎo)航中。根據(jù)開普勒運 動定律，航天器在橢圓軌道501上圍繞太陽運動。太陽風(fēng)301在垂直 于軌道面中的軌道的方向形成基本層流。航天器圍繞旋轉(zhuǎn)軸502 (也 在軌道面中)旋轉(zhuǎn)。在圖5a中，我們假設(shè)旋轉(zhuǎn)軸502最初垂直于軌
道，這就意味著，盤狀的電力帆直接面向太陽風(fēng)301。首先忽略自旋 運動的影響，我們還在圖5a中假設(shè)，航天器利用線路特定的電勢計 只打開當(dāng)從太陽的方向查看時電力帆的右半邊的那些線路中的電壓。 圖5a中，利用實線代表那些電壓已經(jīng)打開的線路，利用虛線代表那 些電壓被關(guān)閉的那些線路。結(jié)果是，太陽風(fēng)只對電力帆的右半邊施加 壓力，而電力帆又導(dǎo)致一個力矩，該力矩傾向于將旋轉(zhuǎn)軸502轉(zhuǎn)向利 用曲線箭頭503顯示的方向。
試圖轉(zhuǎn)動自旋體的旋轉(zhuǎn)軸的力與機身的角動量相互作用，導(dǎo)致在 垂直于原始旋轉(zhuǎn)軸和原始力的方向起作用的合力。這意味著，如果旋 轉(zhuǎn)電力帆推進的航天器的旋轉(zhuǎn)軸將通過改變線路電勢來轉(zhuǎn)動，則切換 的定時必須完成，并考慮角動量，以便最終的合力將指向右方向。對 上面考慮的原型的另一種修改方案是，不應(yīng)該簡單地打開和關(guān)閉線路 電勢，而是根據(jù)合適的、仔細(xì)考慮的策略，設(shè)置上限值和下限值。只 使用"開"和"值"將使作用于線路的力產(chǎn)生太大的瞬時變化。
無論如何，在大多數(shù)飛行任務(wù)中，都需要類似于上文所說明的恒 定轉(zhuǎn)矩的某一最低值，以使電力帆直接面向太陽風(fēng)，因為，沒有任何 轉(zhuǎn)矩，旋轉(zhuǎn)式航天器將傾向于保持其旋轉(zhuǎn)軸的慣性定向。然而，我們 假設(shè)轉(zhuǎn)矩大于所述最小值，以便航天器相對于其軌道進入圖5b所示 的位置。現(xiàn)在，向所有線路施加了全電壓。結(jié)果，太陽風(fēng)的動壓力將 產(chǎn)生合力511。此力在軌道501的前向正切方向具有分量，這就意味 著，它增大軌道速度，使航天器遠離太陽地向后傾。推力的總大小與 線路的平均電壓成正比，而線路的平均電壓又取決于用于操作電子槍 的功率。
在初始選擇了電壓被打開的一側(cè)不同于圖5a的情況下，航天器 將相對于其軌道被變?yōu)閳D5b所示的位置?，F(xiàn)在，合力521在軌道501 的后向正切方向具有分量，這就意味著，它降低軌道速度，使航天器
呈現(xiàn)接近于太陽的較低的軌道。
由于每個對應(yīng)線路的電壓都是可單獨地控制的，因此，通過根據(jù)
需要增大和縮小線路電壓，可以阻尼例如由太陽風(fēng)中的動壓力脈沖產(chǎn)
生的、并使電力帆類似于圓形海洋射線(round sea ray)的線路中的 振蕩。航天器上的控制系統(tǒng)可以通過監(jiān)視例如線路的阻抗和張力，或 通過以機械方式監(jiān)視每個線路的指向，或通過任何其他合適的方法， 檢測這樣的振蕩。
構(gòu)成電力帆的徑向延伸的多個線路從機械角度來說是非常復(fù)雜 的實體。由于與航天器機身的尺寸相比，線路非常長，線路感覺到機 身只是連接到線路的一端的點質(zhì)量。在展開的初始力矩之后，機身的 旋轉(zhuǎn)運動對線路圍繞旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的角速度的影響基本上可以忽略。一 些線路不可避免地具有角運動加快或減慢的趨勢，導(dǎo)致相鄰的線路彼 此接觸，并纏繞在一起。
防止上文所描述的效果的一種可能的方式可能是足夠聰明地控 制線路電勢。每一個線路中的相同符號的高電勢將導(dǎo)致線路彼此排 斥，通過控制各個線路電勢，可以根據(jù)需要增大或縮小這種推斥。另 一個可能性是所謂的飛行時間線路長度控制。這意味著，使用繞線盤 或其他可用裝置來巻進或放出運轉(zhuǎn)反常的線路的長度。巻進一些線 路，即，縮小線路的延伸部分的長度，根據(jù)節(jié)省角動量的原理，導(dǎo)致 剩余部分獲得角速度。相應(yīng)地，放出線路的額外的長度將減慢其角速 度。引入飛行時間線路長度控制當(dāng)然意味著，在展開階段之后，繞線 盤不能被投棄。
線路的徑向向外的方向和從航天器機身的邊緣延伸到太空中的 方向之間的角度的理論最大值(參見圖2b中的角度1|/)是90度，因 為利用較大的值，線路將開始纏繞航天器機身和/或接觸相鄰線路的起 點。在實踐中，最大允許值必須是小于90度的某個值，以便線路不 會在其起點危險地靠近相鄰線路。優(yōu)選情況下，給機身配備能夠增大 和縮小機身的角速度的額外推進裝置，以便通過添加或除去機身的一 些自旋運動，可以使電力帆的每一個徑向地延伸的線路指向盡可能地 靠近直接徑向的方向。所述額外推進裝置可以是任何已知的推進力生 成器，包括但不局限于化學(xué)燃料火箭、釋壓助推器、離子發(fā)動機和等 離子發(fā)動機。
系統(tǒng)級別的注意事項
圖6示出了利用電力帆作為推進裝置的示范性航天器的一些子 系統(tǒng)。主控制職責(zé)由任務(wù)控制計算機601負(fù)責(zé)。導(dǎo)航控制系統(tǒng)602控 制線路展開機構(gòu)603，線路電壓電勢計604以及電子槍605，如此， 確定航天器將從電力帆中獲得推力的大小和方向。此外，振蕩阻尼及 直接涉及線路電壓的其他任務(wù)由導(dǎo)航控制系統(tǒng)602負(fù)責(zé)。它具有許多 由其處置的傳感器606，例如包括加速度計、太陽傳感器、力檢測器、 線路阻抗檢測器、線路指向檢測器、以及用于測量航天器的機身相對 于周圍等離子的電勢的電子檢測器。
單獨地示出了自旋角速度控制機構(gòu)610,該機構(gòu)提供線路展開的 必要初始角動量，并在線路展開過程中增大角動量。還示出了輔助推 進機構(gòu)611，自旋角速度測量子系統(tǒng)612，以及投棄機構(gòu)613 (如果有 的話，在線路已經(jīng)完全展開之后，可以用于除去不需要的質(zhì)量)。
電源子系統(tǒng)621使用太陽能電池板和/或其他能量源來給航天器， 包括電子槍605，提供必要的操作能量。利用通信子系統(tǒng)622,可以 與地面控制系統(tǒng)進行通信。航天器可以具有各種有效負(fù)載子系統(tǒng)623。
使用電力帆在軌道上作為其主推進系統(tǒng)的航天器可以用于各種 用途，包括水星、金星或太陽軌道飛行任務(wù)，快速的接近外太陽系星 體的飛行任務(wù)，甚至日光層外面的星際飛行任務(wù)，那里的驅(qū)動力不再 是太陽風(fēng)而是星際間的帶電粒子流，然而，其速度比日光層內(nèi)的太陽 風(fēng)的速度慢得多。在航天器將利用諸如激光協(xié)助的太陽帆之類的某種 其他裝置被推出日光層的飛行任務(wù)中，電力帆可以用作制動裝置。
一種有趣的可能性是將電力帆推進的航天器置于地球和太陽之 間的直軸上的某個點上。以前的這種飛行任務(wù)只涉及將航天器置于所 謂的拉格朗日點中，在該點中，地球的引力剛剛足夠使航天器位于圍 繞太陽的適當(dāng)?shù)能壍乐校还芷滠壍浪俣仁欠襁^低。太陽風(fēng)只需要花 大約一個小時即可從拉格朗日點飛到地球的磁圏，這就意味著，測量 太陽風(fēng)中的干擾的航天器不能預(yù)先提前很多地給出太陽天氣的變化
警告。利用電力帆，可以使太陽風(fēng)探針懸停在一個位置，從該位置， 在太陽風(fēng)擊中地球之前需要花費例如五個或六個小時，這將會給出多 得多的準(zhǔn)備時間，以便采取保護航天員以及沿地球軌道運動的航天器 上的設(shè)備的措施。還會顯著地提高預(yù)測北極光現(xiàn)象中的活動的準(zhǔn)確 性。
上文所描述的實施例是示范性的，不會限制所附的權(quán)利要求的適 用性。例如，省略線路之間的所有橫向互連決不是強制性的，即使完 全依賴徑向線路將有助于使展開過程盡可能地簡單。電勢計或電子槍 和線路之間的其他可控制的電耦合可以是組特定的，而不是線路特定 的，以便控制每一個線路組的電勢，而不是控制每一個線路。可以使 用兩個或更多電子槍作為航天器上的電勢生成器。航天器的機身不必
一定是盤狀的，電力帆甚至也不必被裝到機身中；電力帆例如可以位 于連接到不旋轉(zhuǎn)的機身中的單獨旋轉(zhuǎn)的子部件中。 一個航天器可以具 有兩個或更多電力帆，非常像某些直升機具有兩個主要轉(zhuǎn)子那樣。
權(quán)利要求
1、一種航天器推進系統(tǒng)，包括用于從機身向相應(yīng)的輻射方向展開的多個導(dǎo)電伸長部件，用于在所述機身上產(chǎn)生電勢的電勢生成器，在所述電勢生成器和所述多個導(dǎo)電伸長部件之間的可控制的電耦合，以及用于使所述機身圍繞垂直于所述輻射方向的旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的輔助推進系統(tǒng)。
2、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航天器推進系統(tǒng)，其中所述多個導(dǎo)電伸 長部件中的每一個是下列各項中的一個復(fù)絲線路、編織物、電纜、 帶狀物、繩狀物。
3、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的航天器推進系統(tǒng)，包括多個巻筒，用于 在展開之前存儲所述多個導(dǎo)電伸長部件。
4、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的航天器推進系統(tǒng)，其中在所述多個導(dǎo)電 伸長部件的相鄰導(dǎo)電伸長部件之間沒有橫向耦合。
5、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航天器推進系統(tǒng)，其中所述電勢生成器 包括用于從所述機身發(fā)射電子的電子槍。
6、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航天器推進系統(tǒng)，其中所述可控制的電 可控制的電耦合。
7、 根據(jù)權(quán)利要求6所述的航天器推進系統(tǒng)，其中所述可控制的電 耦合是電可控制的電勢計。
8、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航天器推進系統(tǒng)，包括用于可控制地產(chǎn) 生圍繞所述旋轉(zhuǎn)軸的角動量的推進單元。
9、 根據(jù)權(quán)利要求8所述的航天器推進系統(tǒng)，其中所迷推進單元位 于可分離的平臺上。
10、 根據(jù)權(quán)利要求9所述的航天器推進系統(tǒng)，包括存儲機制，用 于在展開之前存儲所述多個導(dǎo)電伸長部件，其中所述存儲機制位于所 述可分離的平臺中。
11、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航天器推進系統(tǒng)，包括導(dǎo)航系統(tǒng)，用 于控制所述可控制的電耦合，以便相對于周圍的帶電粒子的流量，改 變航天器的姿態(tài)。
12、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航天器推進系統(tǒng)，包括用于可控制地 改變各個導(dǎo)電伸長部件的延伸長度的導(dǎo)航系統(tǒng)。
13、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航天器推進系統(tǒng)，包括用于感測所述 多個導(dǎo)電伸長部件中的機械振蕩的傳感器，以及控制系統(tǒng)，用于控制 所述可控制的電耦合，以便阻尼檢測到的機械振蕩。
14、 一種用于將航天器的運動狀態(tài)從其固有的開普勒運動改變的 方法，包括在航天器的機身上產(chǎn)生電勢，控制所述產(chǎn)生的電勢和從所述機身向相應(yīng)輻射方向展開的多個 導(dǎo)電伸長部件之間的電耦合，以及使所述機身圍繞垂直于所述輻射方向的旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，以便產(chǎn)生與 所述多個導(dǎo)電伸長部件的離心張力。
15、 根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，其中以相對于航天器周圍的 帶電粒子流具有正電勢，動態(tài)地保留所述導(dǎo)電伸長部件的子集，以便 產(chǎn)生修改航天器的旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的力矩。
16、 根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，其中 所述旋轉(zhuǎn)軸保持垂直于航天器周圍的所述帶電粒子流，以及 所述導(dǎo)電伸長部件的子集包括由于航天器圍繞所述旋轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)而與航天器周圍的所述帶電粒子流一起移動的導(dǎo)電伸長部件，以便 增大所述航天器圍繞所述旋轉(zhuǎn)軸的角動量。
17、 根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中在所述導(dǎo)電伸長部件從 航天器的機身展開期間，執(zhí)行權(quán)利要求16所述的方法步驟，與所述 角動量關(guān)聯(lián)的離心力有助于所述展開。
18、 根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，其中所述旋轉(zhuǎn)軸保持在航天器運動的軌道面中，并且不垂直于航天器 周圍的所述帶電粒子流，所述導(dǎo)電伸長部件的子集包括所述運動的軌道面的上方和下方 的基本上相等數(shù)量的導(dǎo)電伸長部件，以及所述子集的所有導(dǎo)電伸長部件位于相同一側(cè)，要么是航天器的機 身相對于其軌道運動的前端，要么是尾端，以便在所述運動的軌道面 中轉(zhuǎn)動所述旋轉(zhuǎn)軸。
19、 根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，包括在所述導(dǎo)電伸長部件的 初始展開之后可控制地改變各個導(dǎo)電伸長部件的延伸長度，以便可控 制地改變各個導(dǎo)電伸長部件圍繞所述旋轉(zhuǎn)軸的角速度。
20、 一種計算機可讀取的介質(zhì)上的計算機程序產(chǎn)品，包括軟件指 令，當(dāng)在計算機系統(tǒng)上執(zhí)行所述軟件指令時，實現(xiàn)下列操作: 控制航天器的主體上的電勢的生成，控制所述產(chǎn)生的電勢和從所述機身向相應(yīng)輻射方向展開的多個 導(dǎo)電伸長部件之間的電耦合，以及控制所述機身圍繞垂直于所述輻射方向的旋轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)，以便通 過離心運動產(chǎn)生與所述多個導(dǎo)電伸長部件的離心張力。
21、根據(jù)權(quán)利要求20所述的計算機程序產(chǎn)品，還包括這樣的軟件 指令，即在計算機系統(tǒng)中執(zhí)行所述軟件指令時，在所述導(dǎo)電伸長部件 的初始展開之后可控制地改變各個導(dǎo)電伸長部件的延伸長度，以便可 控制地改變各個導(dǎo)電伸長部件圍繞所述旋轉(zhuǎn)軸的角速度。
全文摘要
航天器推進系統(tǒng)包括多個線路(102)或從機身(101)展開到相應(yīng)輻射方向的其他導(dǎo)電伸長部件。電勢生成器(605)在所述機身(101)上產(chǎn)生電勢?？刂?604)電勢生成器(605)和伸長部件之間的電耦合，以便所有或一些伸長部件(102)呈現(xiàn)高的正電勢。輔助推進系統(tǒng)(203)使所述機身圍繞垂直于所述輻射方向的旋轉(zhuǎn)軸(502)旋轉(zhuǎn)，從而為伸長部件產(chǎn)生離心支持力。
文檔編號B64G1/40GK101395060SQ200780007602
公開日2009年3月25日 申請日期2007年3月2日 優(yōu)先權(quán)日2006年3月2日
發(fā)明者佩卡·揚胡寧 申請人:佩卡·揚胡寧