无工质微型热电子发射装置

技术领域

本发明涉及航天推进技术领域，具体地，涉及一种无工质微型热电子发射装置，尤其是一种绳系推进系统的无工质微型热电子发射装置。

背景技术

常用的空间推进技术中，无论是化学推进，还是电推进，都是采用推进剂向后喷出的反作用力完成。随着，空间碎片和太空垃圾的几何基数增长，要求航天器必须具备寿命末期离轨功能。这些空间推进任务的需求，使推进剂携带量成为制约航天器轨道机动能力和在轨寿命的决定性因素之一。因此，不需消耗推进剂的无工质电动力绳系推进技术，成为各国竞相探索的热点。

空间绳系推进是通过导电柔性系绳切割空间磁场产生推力的一种新型推进技术。该技术利用导电柔性系绳将两个或者两个以上的航天器连接在一起，可导电系绳中通入一定大小和方向的电流，并与太空环境中的等离子层形成闭合回路，导电系绳在地磁场中便会产生洛仑兹力，如图2所示，该洛仑兹力可为航天器提供推力，当洛伦兹力与系统轨道速度方向相同时，实现轨道提升。当系绳中的电流反向时，产生的洛伦兹力与航天器轨道速度方向相反，可实现航天器降轨，完成寿命末期离轨功能。

空间绳系推进系统在轨运行期间，在绳系一端采用电子发射装置向空间环境中发射低能电子，和周围等离子体耦合，同时另一端通过电子收集装置收集空间的电子，得以在系绳中形成电流，从而产生洛仑兹力。

洛伦兹力的大小符合公示(1)：

式中，F为洛伦兹力，B为空间地磁场强度，I为导电系绳中流经的电子电流，l为导电系绳长度，dl为导电系绳微元长度；

其中，空间地磁场的强度为5×10

目前空间绳系推进的研究大多采用电推进系统的空心阴极作为电子源。空心阴极技术成熟，发射电流大，电子能量低，但需要消耗氙气等惰性气体工质、必需配置复杂的贮罐、阀门和流量控制系统，缺点是功耗大(上百瓦)、重量大(几十公斤)、系统复杂。

因此，急需一种低功耗、小尺寸、无工质、质量轻、结构简单的电子电流发射装置，满足空间绳系推进系统的功能实现、寿命和可靠性需求。

公开号为CN109050994A的专利文献公开了一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器，包括光电阴极、光源、外筒体以及引出极，其中，所述外筒体两端开口，一端设有透射式的光电阴极，另一端设有中心开口的引出极，所述光电阴极以及引出极均与外筒体绝缘；所述光源设置在外筒体外部，所述光电阴极在光源照射下产生光电子；所述引出极和所述外筒体分别加载正向和负向电压。该专利文献采用光电阴极，基本原理是通过特定的光电材料吸收外界的光源能量，激发形成的电子发射的过程，该专利文献适用发射电流在纳安到微安(10

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种无工质微型热电子发射装置。

根据本发明提供的一种无工质微型热电子发射装置，包括：引出极、电子发射体、加热组件、屏蔽罩、绝缘连接件、支撑筒；

所述引出极在所述支撑筒设置外，所述电子发射体和所述加热组件设置在所述支撑筒内；所述加热组件用于加热所述电子发射体，使所述电子发射体发射热电子电流；所述电子发射体的中心轴对应所述引出极上的引出孔设置，所述电子发射体的发射端面与所述引出极之间存在间隙；

所述绝缘连接件的两端分别连接所述支撑筒的外侧壁和所述引出极的内侧壁，所述屏蔽罩设置在所述支撑筒的周侧，所述屏蔽罩与所述支撑筒之间存在间隙。

优选的，所述支撑筒的一开口端位于所述引出极内，所述支撑筒的另一开口端位于所述引出极外；

所述电子发射体设置在所述支撑筒位于所述引出极内的开口端，所述加热组件的电源连接端延伸出所述支撑筒位于所述引出极外的开口端。

优选的，所述电子发射体采用低逸出功函的电子发射材料；

所述电子发射体为如下任意一种：氧化物发射体、钡钨发射体、硼化镧发射体。

优选的，所述电子发射体的发射面为球冠凹面、圆形平面或多边形平面。

优选的，还包括引出电源和加热电源；

所述引出电源的正极连接所述引出极；所述引出电源的负极分别连接所述加热电源的负极和所述加热组件的负极；所述加热电源的正极连接所述加热组件的正极。

优选的，所述加热组件为螺旋型加热器，构型为如下任意一种：平面单螺旋、平面双螺旋、立体单螺旋、立体双螺旋、变螺距立体单螺旋结构。

优选的，所述绝缘连接件为陶瓷绝缘器。

优选的，所述加热器采用如下任意一种材料制备：钼、钽、铌、钨、铼、合金；

所述合金包含如下任意两种或两种以上材料：钼、钽、铌、钨、铼。

优选的，所述支撑筒采用如下任意一种材料制备：钼、钽、铌、钨、铼、合金；

所述合金包含如下任意两种或两种以上材料：钼、钽、铌、钨、铼。

优选的，所述屏蔽罩采用如下任意一种材料的带材或箔材制备：钽、铌、钽铌合金、钼铼合金、箔材、带材。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的热电子发射装置，体积小、重量轻、功耗低、能发射百毫安级的电子电流，作为用于绳系推进系统的电子源，无需消耗推进剂工质、可大幅度提升推进系统的性能，简化系统结构，减轻重量，完成航天器的轨道转移或寿命末期离轨等空间任务；

2、本发明可以用于空间绳系推进系统的电子源主动向空间环境中发射电子电流几十毫安到百毫安，通过电子收集撞击收集空间等离子体环境中的电子，可以在导电系绳中形成一定大小和方向的电流，并与太空环境中的带电离子层形成通路，导电系绳在切割地磁场产生洛仑兹力，该洛仑兹力可为连接的航天器提供推力，当洛伦兹力与系统轨道速度方向相同时，便可在不消耗任何燃料的情况下为航天器提供推力，实现轨道提升；当改变系绳中的电流方向时，感应产生的洛伦兹力与航天器轨道速度方向相反，则可实现空间绳系推进的阻力功能，从而对航天器进行降轨；因此，通过调节通入系绳中的电流大小和方向，可改变空间绳系推进产生的推力大小和方向，在一定的范围内调节；

3、本发明的装置无需消耗工质、结构简单、体积小、重量轻、发射的电子电流能量低，电子电流可以通过加热功率和引出电压主动调节，将为绳系推进系统带来巨大的经济效益；

4、本发明的无工质电子源可以作为低功率电推力器(离子、霍尔、场发射推力器等)的中和器，用于推力器的羽流中和，避免航天器带电；

5、本发明的无工质电子源可以作为等离子体接触器，用于空间站等航天器在空间运行的表面电位主动控制，防止航天器表面局部电荷积累造成静电放电，防止静电放电造成打火、烧蚀等危害航天器表面材料和关键设备的安全。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的无工质微型热电子发射装置的结构示意图；

图2为本发明应用的空间绳系推进系统的物理原理图；

图3为本发明的电子发射体的端面形状示意图；

图4为本发明的加热器的构型图；

图5为本发明的电路原理图。

图中示出：

引出极1屏蔽罩4

引出电源101绝缘连接件5

加热电源102支撑筒6

电子发射体2引出孔7

加热组件3

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例1：

如图1～5所示，本实施例提供一种无工质微型热电子发射装置，包括：引出极1、电子发射体2、加热组件3、屏蔽罩4、绝缘连接件5、支撑筒6，引出极1设置在支撑筒6外，电子发射体2和加热组件3设置在支撑筒6内，加热组件3用于加热电子发射体2，使电子发射体2发射热电子电流，电子发射体2的中心轴对应引出极1上的引出孔7设置，电子发射体2的发射端面与引出极1之间存在间隙，绝缘连接件5的两端分别连接支撑筒6的外侧壁和引出极1的内侧壁，屏蔽罩4设置在支撑筒6的周侧，屏蔽罩4与支撑筒6之间存在间隙。

电子发射体2、加热组件3以及支撑筒6通过法兰焊接成为一个整体结构。绝缘连接件5为陶瓷绝缘器。

引出孔7正对电子发射体2的中心轴设置。电子发射体2的发射端面与引出极1之间存在间隙。

电子发射体2采用低逸出功函的电子发射材料，电子发射体2为如下任意一种：氧化物发射体、钡钨发射体、硼化镧发射体。电子发射体2的发射面为平面或球冠凹面。本实施例中，电子发射体2的发射面为球冠凹面、圆形平面或者多边形平面。

本实施例的无工质微型热电子发射装置还包括引出电源101和加热电源102，引出电源101的正极连接引出极1，引出电源101的负极分别连接加热电源102的负极和加热组件3的负极，并接地，加热电源102的正极连接加热组件3的正极。

支撑筒6的一开口端位于引出极1内，支撑筒6的另一开口端位于引出极1，电子发射体2设置在支撑筒6位于引出极1内的开口端，加热组件3的电源连接端延伸出支撑筒6位于引出极1外的开口端。

加热组件3为螺旋型加热器。加热器采用如下任意一种材料制备：钼、钽、铌、钨、铼、合金，合金包含如下任意两种或两种以上材料：钼、钽、铌、钨、铼。加热器的构型为如下任意一种：平面单螺旋、平面双螺旋、立体单螺旋、立体双螺旋、变螺距立体单螺旋结构。

支撑筒6采用如下任意一种材料制备：钼、钽、铌、钨、铼、合金，合金包含如下任意两种或两种以上材料：钼、钽、铌、钨、铼。屏蔽罩4采用如下任意一种材料的带材或箔材制备：钽、铌、钽铌合金、钼铼合金。

实施例2：

本领域技术人员可以将本实施例理解为实施例1的更为具体的说明。

本实施例的技术方案涉及航天推进技术领域，具体地，涉及一种空间航天器电子源的结构设计，尤其地，适用于绳系推进系统，可以形成一种无需消耗推进剂工质、低功耗、的推进系统，完成航天器轨道转移、寿命末期离轨等任务。

本实施例提供了一种绳系推进系统的无工质微型热电子发射装置，无工质微型热电子发射装置，包括引出极、电子发射体、加热器、屏蔽罩、陶瓷绝缘器、支撑筒。

所述的加热器通过外部电源供电升温，将热量传导到电子发射体，达到工作温度发射热电子电流。所述的引出极通过陶瓷绝缘器与电子发射体电绝缘，引出极上增加适当的引出电压，形成电场，有利于电子引出。所述的无工质微型热电子发射装置的通过小型化设计和材料优选，供给5～20W的加热功率，可获得几十到百毫安的电子电流。

电子发射体安装在支撑筒一端，支撑筒内挨着发射体安装螺旋型加热器，便于加热器的热量通过传导传递到电子发射体。外部电源为加热器供电使加热器升温，通过传导将热量传递到电子发射体达到工作温度，发射热电子电流。支撑筒外部有屏蔽罩，屏蔽罩与支撑筒之间有间隙，可以降低热量辐射损失，减小功率损耗。引出极通过陶瓷绝缘器与电子发射体电绝缘，引出极上有小孔正对发射体的中心轴，有利于电子引出。无工质微型热电子发射装置的电子发射体、加热器、支撑筒和法兰通过焊接成为一个整体结构，有利于提升结构强度，增加抗力学环境能力。

所述绳系推进系统的无工质微型热电子发射装置，所述的热电子发射装置为热电子源，工作环境真空度优于2×10

所述绳系推进系统的无工质微型热电子发射装置，所述发射体采用低逸出功函的电子发射材料，发射体材料可以为氧化物发射体、钡钨发射体或硼化镧发射体中的一种，或其它低逸出功的材料，发射电流密度j

其中，A

j

电子发射体的发射面可以为球冠凹面、圆形平面或多边形平面，凹面有利于电子聚焦发射。

所述的加热器采用耐高温钼、钽、铌、钨、铼或者上述材料的合金材料制备。

所述加热器构型为以下任一种：平面单螺旋、平面双螺旋、立体单螺旋、立体双螺旋、变螺距立体单螺旋结构。

所述的支撑筒采用耐高温的钼、钽、铌、钨、铼或者上述材料的合金材料制备。

所述的热屏蔽罩采用耐高温材料制备，优选钽、铌、钽铌合金、钼铼合金箔材或带材。

引出极与电子发射体的发射端面之间的保持一定的间隙，施加正电压引出电子。

实施例3：

本领域技术人员可以将本实施例理解为实施例1的更为具体的说明。

本发明提供一种绳系推进系统的无工质微型热电子发射装置，结构如图1所示，包括引出极1、电子发射体2、加热组件3、屏蔽罩4、绝缘连接件5、支撑筒6。加热组件3为加热器，绝缘连接件5为陶瓷绝缘器。

平面的电子发射体2安装在支撑筒6一端，支撑筒6内挨着发射体安装螺旋型加热组件3，便于加热组件3的热量通过传导传递到电子发射体2。支撑筒6外部有屏蔽罩4，屏蔽罩4与支撑筒6之间有间隙，可以降低热量辐射损失，减小功率损耗。引出极1通过绝缘连接件5与电子发射体2电气绝缘，引出极1上有小孔正对发射体的中心轴，有利于电子引出。无工质微型热电子发射装置的电子发射体、加热器、支撑筒通过焊接成为一个整体结构，有利于提升结构强度，增加抗力学环境能力。

所述发射体采用低逸出功函的电子发射材料，发射电流密度可以由查理森公式描述，发射体材料采用钡钨发射体，发射电流密度j

其中，A

j

所述电子发射体为直径5mm的圆形平面，如图3(2)所示。

所述加热器加热丝采用直径0.2mm～0.4mm的钨铼丝绕制，构型为平面单螺旋、平面双螺旋、立体单螺旋、立体双螺旋、变螺距立体单螺旋结构中的一种，如图4所示。

所述支撑筒采用钼制备，屏蔽罩采用钽箔或钼铼箔制备。

所述的引出极与电子发射体的发射端面之间的保持1～2mm间隙，施加正电压引出电子。

无工质微型热电子发射装置工作电路原理图见图5，工作环境真空度不低于2×10

本发明的电子发射装置，体积小、重量轻、功耗低、能发射百毫安级的电子电流，作为用于绳系推进系统的电子源，无需消耗推进剂工质、可大幅度提升推进系统的性能，简化系统结构，减轻重量，完成航天器的轨道转移或寿命末期离轨等空间任务。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。