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1、(10)申请公布号 CN 103453805 A(43)申请公布日 2013.12.18CN103453805A*CN103453805A*(21)申请号 201310400118.9(22)申请日 2013.09.05F42B 15/00(2006.01)(71)申请人兰州空间技术物理研究所地址 730000 甘肃省兰州市城关区渭源路97号(72)发明人陈学康 李艳武 王兰喜 吴敢汪忠 尚凯文(74)专利代理机构北京理工大学专利中心 11120代理人杨志兵 付雷杰(54) 发明名称用于低轨航天器的吸气式电火箭(57) 摘要本发明公开了一种用于低轨航天器的吸气式电火箭，属于航天技术和真空技术领。
2、域。所述电火箭包括：多孔阵列板、涡轮分子泵、压缩气体输送管道、电推力器和航天器主体；其中，涡轮分子泵安装在航天器主体前端，电推力器安装在航天器主体后端；压缩气体输送管道一端连接涡轮分子泵，另一端连接电推力器；多孔阵列板固连在涡轮分子泵前端。所述电火箭能够捕集航天器轨道环境的稀薄气体作为电推力器工质，可彻底摆脱燃料耗尽对航天器寿命的刚性限制，提升航天器携带有效载荷的数量和完成更复杂使命的能力。(51)Int.Cl.权利要求书1页 说明书3页 附图1页(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书1页 说明书3页 附图1页(10)申请公布号 CN 103453805 ACN 1。
3、03453805 A1/1页21.一种用于低轨航天器的吸气式电火箭，其特征在于：所述电火箭包括：多孔阵列板（2）、涡轮分子泵、压缩气体输送管道（8）、电推力器（9）和航天器主体（10）；其中，涡轮分子泵安装在航天器主体（10）前端，电推力器（9）安装在航天器主体（10）后端；压缩气体输送管道（8）一端连接涡轮分子泵，另一端连接电推力器（9）；多孔阵列板（2）固连在涡轮分子泵前端；涡轮分子泵包括第一电动机（1）、第二电动机（7）和四级叶列，所述四级叶列由前到后分别为第一转子叶列（3）、第二转子叶列（4）、定子叶列（5）和第三转子叶列（6）；第一电动机（1）位于多孔阵列板（2）外部并通过轴与第一转。
4、子叶列（3）连接，用于驱动第一转子叶列（3）转动；第二电动机（7）通过轴与第二转子叶列（4）、第三转子叶列（6）连接，用于驱动第二转子叶列（4）、第三转子叶列（6）转动，且第一电动机（1）与第二电动机（7）的转动方向相反，涡轮分子泵的总角动量为零；多孔阵列板（2）、第一电动机（1）、第一转子叶列（3）、第二转子叶列（4）、定子叶列（5）、第三转子叶列（6）和第二电动机（7）均同轴；所述多孔阵列板（2）设有均匀并紧密排布的通孔。2.根据权利要求1所述的吸气式电火箭，其特征在于：多孔阵列板（2）中通孔的截面形状为正三角形、正四边形或正六边形。3.根据权利要求1所述的用于低轨航天器的吸气式电火箭，其。
5、特征在于：所述多孔阵列板（2）及四级叶列的材质均为铝合金。4.根据权利要求1所述的用于低轨航天器的吸气式电火箭，其特征在于：所述第一转子叶列（3）中=20，s/b=1.5，其中为叶列倾角，s为叶列节距，b为叶列弦长。5.根据权利要求1所述的用于低轨航天器的吸气式电火箭，其特征在于：所述第二转子叶列（4）中=10，s/b=0.5。6.根据权利要求1所述的用于低轨航天器的吸气式电火箭，其特征在于：所述第三转子叶列（6）中=10，s/b=1。7.根据权利要求1所述的用于低轨航天器的吸气式电火箭，其特征在于：所述定子叶列（5）中=10，s/b=1。8.根据权利要求1所述的用于低轨航天器的吸气式电火箭，。
6、其特征在于：所述涡轮分子泵中四级叶列的外径R1均为25cm，内径R2均为16.7cm。9.根据权利要求1所述的用于低轨航天器的吸气式电火箭，其特征在于：所述第一电动机（1）转速为60000转/分，第二电动机（7）转速为20000转/分。10.根据权利要求1所述的用于低轨航天器的吸气式电火箭，其特征在于：所述电推力器（9）为射频激励离子推力器。权 利 要 求 书CN 103453805 A1/3页3用于低轨航天器的吸气式电火箭技术领域0001 本发明涉及一种用于低轨航天器的吸气式电火箭，属于航天技术和真空技术领域。背景技术0002 传统的电推进技术利用电能把推进剂电离后加速喷出产生推力，其比冲高。
7、达3000秒以上，高出化学火箭一个量级以上，是当前的空间先进推进技术，可用于航天器的轨道维持、姿态控制、机动变轨和深空探测等任务。然而电推力器仍需从地面携带工质，寿命受限于工质携带量。近年来，利用捕集航天器轨道环境稀薄气体作为电推进工质的新概念受到极大的重视。其基本思路是，以速度v飞行的航天器，若迎风面积为A，则航天器每秒扫过的体积为vA，质量为vA,其中为质量密度。若能把这部分航天器碰撞到的气体收集并用作电推进的工质，将可使航天器在低轨甚至超低轨道上长期在轨飞行，也可用于遥远天体的探测，具有革命性意义。这种探索中的技术，被称为吸气式电火箭，一般只能用于空间气体密度相对较高的低轨道。发明内容0。
8、003 本发明的目的在于提供一种用于低轨航天器的吸气式电火箭，所述电火箭能够捕集航天器轨道环境的稀薄气体作为工质，可彻底摆脱燃料耗尽对航天器寿命的刚性限制，提升航天器携带有效载荷的数量和完成更复杂使命的能力。0004 本发明的目的由以下技术方案实现：0005 一种用于低轨航天器的吸气式电火箭，所述电火箭包括：多孔阵列板、涡轮分子泵、压缩气体输送管道、电推力器和航天器主体；0006 其中，涡轮分子泵安装在航天器主体前端，电推力器安装在航天器主体后端；压缩气体输送管道一端连接涡轮分子泵，另一端连接电推力器；多孔阵列板固连在涡轮分子泵前端；0007 涡轮分子泵包括第一电动机、第二电动机和四级叶列，所。
9、述四级叶列由前到后分别为第一转子叶列、第二转子叶列、定子叶列和第三转子叶列，第一电动机位于多孔阵列板外部并通过轴与第一转子叶列连接，用于驱动第一转子叶列转动，第二电动机通过轴与第二转子叶列、第三转子叶列连接，用于驱动第二转子叶列、第三转子叶列转动，且第一电动机与第二电动机的转动方向相反，涡轮分子泵的总角动量为零；0008 多孔阵列板、第一电动机、第一转子叶列、第二转子叶列、定子叶列、第三转子叶列和第二电动机均同轴；0009 所述多孔阵列板设有均匀并紧密排布的通孔，通孔的截面形状优选为正三角形、正四边形或正六边形；0010 所述多孔阵列板和四级叶列的材质均优选铝合金；0011 所述第一转子叶列优。
10、选=20，s/b=1.5，其中为叶列倾角，s为叶列节距，b说 明 书CN 103453805 A2/3页4为叶列弦长；0012 所述第二转子叶列优选=10，s/b=0.5；0013 所述第三转子叶列优选=10，s/b=1；0014 所述定子叶列优选=10，s/b=1；0015 四级叶列的外径R1均优选为25cm，内径R2均优选为16.7cm；0016 第一电动机转速优选为60000转/分，第二电动机转速优选为20000转/分；0017 所述电推力器优选为射频激励离子推力器。0018 工作原理0019 利用航天器很高的飞行速度（7800米/秒），使航天器迎风面的稀薄气体分子在定向流的状态下穿过多。
11、孔阵列板进入涡轮分子泵，由涡轮分子泵增压后经压缩气体输送管道输送至电推力器中，作为电推进工质，为航天器提供推力。0020 有益效果0021 本发明所述电火箭能够捕集航天器轨道环境的稀薄气体作为电推力器的工质，可彻底摆脱燃料耗尽对航天器寿命的刚性限制，提升航天器携带有效载荷的数量和完成更复杂使命的能力。吸气式电火箭原理上仍然类似于航空冲压式发动机，可用于目前尚不能维持航天器持久飞行的低轨道，扩展了空间飞行器的空间领域。经过理论与实验研究，多孔阵列板能够获得的稀薄气体的增压值约为250倍。由于宇宙空间的气体过于稀薄，即使增压250倍仍然达不到电火箭所需要的气体工作压力。在多孔阵列板之后，采用高速旋。
12、转的涡轮使气体分子返向扩散的几率近一步减低并由此实现进一步增压。所述的多孔板阵列与涡轮增压装置的组合体的增压倍数可达到105，完全满足电火箭的工作条件。附图说明0022 图1为本发明所述电火箭的结构示意图；0023 图2为涡轮分子泵中叶列的结构示意图：0024 其中，1第一电动机、2多孔阵列板；3第一转子叶列、4第二转子叶列、5定子叶列、6第三转子叶列、7第二电动机、8压缩气体输送管道、9电推力器、10航天器主体。具体实施方式0025 下面结合附图和具体实施例来详述本发明，但不限于此。0026 实施例10027 如图1和2所示，一种用于低轨航天器的吸气式电火箭，所述电火箭包括：多孔阵列板2、涡。
13、轮分子泵、压缩气体输送管道8、电推力器9和航天器主体10；0028 其中，涡轮分子泵安装在航天器主体10前端，电推力器9安装在航天器主体10后端；压缩气体输送管道8一端连接涡轮分子泵，另一端连接电推力器9；多孔阵列板2固连在涡轮分子泵前端；0029 涡轮分子泵包括第一电动机1、第二电动机7和四级叶列，所述四级叶列由前到后分别为第一转子叶列3、第二转子叶列4、定子叶列5和第三转子叶列6，第一电动机1位于多孔阵列板2外部并通过轴与第一转子叶列3连接，用于驱动第一转子叶列3转动，第二电说 明 书CN 103453805 A3/3页5动机7通过轴与第二转子叶列4、第三转子叶列6连接，用于驱动第二转子叶。
14、列4、第三转子叶列6转动，且第一电动机1与第二电动机7的转动方向相反，涡轮分子泵的总力矩为零；0030 多孔阵列板2、第一电动机1、第一转子叶列3、第二转子叶列4、定子叶列5、第三转子叶列6和第二电动机7均同轴；0031 所述多孔阵列板2设有均匀并紧密排布的通孔，通孔的截面形状优选为正三角形、正四边形或正六边形；0032 所述多孔阵列板2和叶列36的材质均优选铝合金；0033 所述第一转子叶列3优选=20，s/b=1.5，其中为叶列倾角，s为叶列节距，b为叶列弦长；0034 所述第二转子叶列4优选=10，s/b=0.5；0035 所述第三转子叶列6优选=10，s/b=1；0036 所述定子叶列。
15、5优选=10，s/b=1；0037 四级叶列的外径R1均优选为25cm，内径R2均优选为16.7cm；0038 第一电动机1转速优选为60000转/分，第二电动机7转速优选为20000转/分；0039 所述电推力器优选为射频激励离子推力器。0040 工作原理0041 利用航天器很高的飞行速度（7800米/秒），使航天器迎风面的稀薄气体分子在定向流的状态下穿过多孔阵列板2进入涡轮分子泵，由涡轮分子泵增压后经压缩气体输送管道8输送至电推力器9中，作为电推进工质，为航天器提供推力。0042 若需将空间气体增压至更高压强，可在涡轮分子泵后接一牵引分子泵。0043 若分子泵转动将导致卫星的旋转，严重影响其工作，可采用多个旋转方向不同的分子泵并列或串联启动，以抵消电机动力矩对卫星角动量的影响。0044 本发明包括但不限于以上实施例，凡是在本发明精神的原则之下进行的任何等同替换或局部改进，都将视为在本发明的保护范围之内。说 明 书CN 103453805 A1/1页6图1图2说 明 书 附 图CN 103453805 A。