在月球上的飞行方法以及月球飞行装置.pdf

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1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910107832.6 (22)申请日 2019.02.02 (71)申请人 中国科学院宁波材料技术与工程研 究所 地址 315201 浙江省宁波市镇海区中官西 路1219号 (72)发明人 张文武王玉峰 (74)专利代理机构 宁波元为知识产权代理事务 所(特殊普通合伙) 33291 代理人 单英 (51)Int.Cl. B64G 1/40(2006.01) (54)发明名称 一种在月球上的飞行方法以及月球飞行装 置 (57)摘要 本发明公开了一种在月球上的飞行方法与 月球。

2、飞行装置。 该方法采用月球表面的介质与介 质加速单元； 在电力作用下， 介质加速单元工作， 输送介质到介质加速单元， 介质在介质加速单元 被加速后脱离介质加速单元， 由于动量守恒产生 反作用力， 该反作用力克服月球引力， 带动负载 起飞。 该方法新颖独特， 适用于由于无大气而无 法借助大气浮力进行飞行的月球环境， 突破了月 面形貌对科学考察的障碍， 可拓展人类对月球的 探测、 考察、 开拓能力。 权利要求书2页 说明书5页 附图4页 CN 111516910 A 2020.08.11 CN 111516910 A 1.一种在月球上的飞行方法， 其特征是： 采用月球上的介质与介质加速单元； 在电。

3、力作用下， 介质加速单元工作， 输送介质到介质加速单元， 介质在介质加速单元被 加速后脱离介质加速单元， 由于动量守恒效应产生反作用力， 该反作用力克服月球引力， 带 动负载起飞。 2.如权利要求1所述的在月球上的飞行方法， 其特征是： 所述介质是固体介质或者流体 介质； 作为优选， 所述固体介质是土壤、 沙砾、 岩石中的一种或者几种； 作为优选， 所述流体介质是水。 3.如权利要求1所述的在月球上的飞行方法， 其特征是： 所述介质加速单元包括驱动单 元与旋转单元， 在电力作用下， 驱动单元工作， 带动旋转单元旋转， 输送介质到旋转单元上， 介质经旋转单元加速后被甩出。 4.如权利要求3所述的。

4、在月球上的飞行方法， 其特征是： 所述驱动单元是电动马达或者 电机； 作为优选， 所述旋转单元是叶片或者叶轮。 5.如权利要求1所述的在月球上的飞行方法， 其特征是： 所述介质加速单元是电磁装 置， 将介质进行极化处理后输入电磁装置内， 在电磁场作用下介质被加速后离开电磁装置。 6.如权利要求1所述的在月球上的飞行方法， 其特征是： 采用发电机、 蓄电池、 远程能量 输送电源、 机载核能电源中的一种或者几种为介质加速单元供电。 7.如权利要求1所述的在月球上的飞行方法， 其特征是： 利用月球上的太阳能站， 将太 阳能转换为电能， 为驱动单元供电。 8.如权利要求1所述的在月球上的飞行方法， 其。

5、特征是： 介质通过传动传输、 振动传输 或者自由落体输送至介质加速单元。 9.如权利要求1所述的在月球上的飞行方法， 其特征是： 在介质耗尽前着陆， 装载介质 后再起飞。 10.如权利要求1至9中任一权利要求所述的在月球上的飞行方法， 其特征是： 所述介质 加速单元由驱动单元与旋转单元组成， 通过控制旋转单元的直径、 转速以及介质被甩出的 质量流速控制起飞的负载质量。 11.一种月球飞行装置， 其特征是： 包括电源、 介质加速单元与介质储存单元； 工作状态时， 电源为介质加速单元供电， 介质加速单元工作， 介质自介质储存单元输送 至介质加速单元， 在介质加速单元被加速后脱离介质加速单元， 产生。

6、的反作用力克服月球 引力， 带动飞行装置起飞。 12.如权利要求11所述的月球飞行装置， 其特征是： 还包括喷出单元， 介质经喷出单元 后脱离介质加速单元。 13.如权利要求11所述的月球飞行装置， 其特征是： 所述喷出单元包括第一喷出单元与 第二喷出单元， 介质被加速后通过第一喷出单元脱离介质加速单元， 产生的反作用力用于 克服月球引力， 通过第二喷出单元后脱离介质加速单元， 产生的反作用力用于控制飞行方 向。 14.如权利要求13所述的月球飞行装置， 其特征是： 所述第一喷出单元设置在飞行装置 底部， 第二喷出单元设置在飞行装置侧面。 权利要求书 1/2 页 2 CN 111516910 。

7、A 2 15.如权利要求11所述的月球飞行装置， 其特征是： 所述电源是发电机或者蓄电池。 16.如权利要求15所述的月球飞行装置， 其特征是： 所述发电机将太阳能转换为电能。 17.如权利要求15所述的月球飞行装置， 其特征是： 在飞行装置上设置太阳帆板， 所述 太阳帆板接收太阳能并将其转换为电能。 18.如权利要求15所述的月球飞行装置， 其特征是： 所述蓄电池通过太阳能进行充电； 作为优选， 通过月球太阳能电站进行太阳能充电， 或者通过设置在飞行装置上的太阳 帆板进行太阳能充电。 19.如权利要求11所述的月球飞行装置， 其特征是： 所述飞行装置还包括探测器。 20.如权利要求11所述的。

8、月球飞行装置， 其特征是： 所述飞行装置还包括通讯器。 21.如权利要求11所述的月球飞行装置， 其特征是： 所述飞行装置还包括中央控制器。 权利要求书 2/2 页 3 CN 111516910 A 3 一种在月球上的飞行方法以及月球飞行装置 技术领域 0001 本发明属于飞行技术领域， 尤其涉及一种在月球上的飞行方法以及月球飞行装 置。 背景技术 0002 与存在致密大气层的地球不同， 月球表面没有大气层， 无法借助大气浮力在月球 进行飞行运动。 0003 目前， 月球的着陆、 返回主要依靠火箭原理， 即， 由飞行器自带反应物质， 通过化学 反应产生介质冲量， 克服引力约束。 但由于火箭燃料。

9、有限， 很难在月球环境长时间使用火箭 燃料。 其它的推进手段， 如电推进、 等离子体推进等， 尚需要较大的辅助能源、 结构和介质消 耗， 用于解决飞行问题存在更大困难。 因此， 着陆后的月球探测主要通过电驱轮动装置实 现， 即， 通过车载电力驱动车轮转动， 实现在月面上的运动。 0004 但是， 由于月面上许多区域的土壤(简称月壤)松软， 月面运动需要克服较大的阻 力， 尤其是当遇到复杂地貌时， 电驱轮动装置容易出现意外。 此外， 对于陡峭或高处地貌， 电 驱轮动装置无法就近观察、 取样。 因此， 对月球的探测、 考察等面临很大困境。 发明内容 0005 针对上述技术现状， 本发明提供一种在月。

10、球上的飞行方法， 利用该方法可实现在 月球上的飞行， 从而突破月球表面形貌对科学考察的障碍， 拓展人类对月球的探测、 开拓能 力。 0006 本发明提供的技术方案为： 一种在月球上的飞行方法， 采用月球上的介质与介质 加速单元； 在电力作用下， 介质加速单元工作， 输送介质到介质加速单元， 介质在介质加速 单元被加速后脱离介质加速单元， 由于动量守恒效应产生反作用力， 该反作用力克服月球 引力， 带动负载起飞。 0007 所述介质包括固体介质， 例如土壤、 沙砾、 岩石等星球上的充足资源， 也包括流体 介质， 例如月球上的水资源等。 0008 获取介质的方式不限， 包括通过介质获取单元， 例如。

11、机械抓手、 带式卷入器、 吸入 式管道等中的一种或者几种的组合。 0009 所述介质加速单元不限， 可以是将电能转换为机械运动的装置， 例如电机、 马达等 驱动单元与叶片、 叶轮等旋转单元组成， 在电力作用下， 驱动单元工作， 带动旋转单元旋转， 输送介质到旋转单元上， 介质经旋转单元加速后被甩出； 也可以是电磁装置， 例如， 将介质 进行极化处理后输入电磁装置内， 在电磁场作用下介质被加速后离开电磁装置。 0010 所述的介质加速单元工作时， 供电方式不限， 可以采用发电机、 蓄电池、 远程能量 输送电源、 机载核能电源等中的一种或者几种。 0011 所述发电机包括但不限于燃料类发电机， 在。

12、地球上可以是燃油内燃机， 氧气取自 大气； 在月球上可以是类似火箭发动机的配置， 使用燃料与氧化剂， 如煤油与氧气混合等。 说明书 1/5 页 4 CN 111516910 A 4 发电机的优点是功率可以根据需要扩展， 实现重载飞行。 太阳能是月球上的可用资源， 因此 本发明中， 发电机可利用太阳能转换为电能， 作为电力供给单元。 作为一种实现方式， 在飞 行装置上设置太阳帆板， 所述太阳帆板可以接收太阳能并将其转换为电能。 0012 所述蓄电池可以通过电站进行充电， 例如， 可以通过月球太阳能电站或者其它类 型的电站进行充电。 0013 所述蓄电池可以通过电站充电， 电站包括太阳能电站或者其。

13、它类型的电站， 也可 以通过设置在飞行装置上的太阳帆板进行太阳能充电。 0014 远程能量输送电源通过远程传输能量， 例如电磁波远距离传能， 包括微波、 光能 等， 然后转换为电能。 0015 机载核能电源可以长时间提供电力。 0016 在飞行过程中， 介质不断消耗， 作为一种实现方式， 在介质耗尽前着陆， 装载介质 后再起飞。 0017 介质被输送至介质加速单元的方法不限， 可以通过自由落体， 通过传动传输、 例如 传送带传输， 或者通过振动传输等。 0018 当所述介质加速单元包括驱动单元与旋转单元时， 为了减少冲击磨损， 旋转单元 优选使用轻质材料。 作为进一步优选， 旋转单元表面设置耐。

14、磨涂层， 例如金刚石涂层等。 另 外， 旋转单元高速旋转时承受的应力低于其极限屈服应力。 0019 所述的反作用力的大小决定了能够起飞的负载质量大小。 反作用力的大小与旋转 单元的直径(m)、 转速(rpm)以及介质被甩出的质量流速(Kg/s)等参量有关。 即， 其它条件一 定， 通过控制旋转单元的直径(m)、 转速(rpm)以及介质被甩出的质量流速(Kg/s)可以控制 反作用力大小， 从而控制能够起飞的负载质量。 当介质被甩出的质量流速一定， 以及其它条 件一定的情况下， 反作用力与旋转单元的直径(m)、 转速(rpm)成正比关系。 0020 例如， 下表是采用高速电机驱动叶片实现的反作用力。

15、以及在月球起飞的极限质 量。 0021 0022 0023 从上表中可以看出， 当设定月壤甩出的质量流为0.1Kg/s， 使用直径为100毫米的 叶轮， 在75000rpm转速下， 月壤甩出的速度为392.7m/s， 可以实现约39N的反作用力。 月球引 力常数约为地球的1/6， 因此， 该反作用力可以带动起飞的负载质量约为24Kg。 在同等条件 下， 使用直径为200毫米叶轮， 可以实现48Kg级的负载起飞； 使用直径为400毫米的叶轮， 可 说明书 2/5 页 5 CN 111516910 A 5 以实现96Kg级的负载起飞。 高速电机可以驱动叶片实现10000-600000rpm的转速，。

16、 因此可以 带动起飞的负载质量很大。 0024 本发明还提供一种月球飞行装置， 包括电源、 介质加速单元与介质储存单元； 0025 工作状态时， 电源为介质加速单元供电， 介质加速单元工作， 介质自介质储存单元 输送至介质加速单元， 在介质加速单元被加速后脱离介质加速单元， 产生的反作用力克服 月球引力， 带动飞行装置起飞。 0026 作为优选， 所述月球飞行装置还包括喷出单元， 介质经喷出单元后脱离介质加速 单元。 作为进一步优选， 所述喷出单元包括第一喷出单元与第二喷出单元， 介质被加速后通 过第一喷出单元脱离介质加速单元， 产生的反作用力用于克服月球引力， 通过第二喷出单 元后脱离介质加。

17、速单元， 产生的反作用力用于控制飞行方向。 作为进一步优选， 所述第一喷 出单元设置在飞行装置底部， 第二喷出单元设置在飞行装置侧面。 0027 所述电源可以是发电机， 也可以是蓄电池。 0028 所述发电机包括但不限于使用燃料与氧化剂的火箭发动机。 发电机的优点是功率 可以根据需要扩展， 实现重载飞行。 太阳能是月球上的可用资源， 因此本发明中， 发电机可 利用太阳能转换为电能， 作为电力供给单元。 作为一种实现方式， 在飞行装置上设置太阳帆 板， 所述太阳帆板可以接收太阳能并将其转换为电能。 0029 所述蓄电池可以通过太阳能进行充电， 例如， 可以通过月球太阳能电站进行太阳 能充电， 也。

18、可以通过设置在飞行装置上的太阳帆板进行太阳能充电。 0030 作为优选， 所述飞行装置还包括探测器， 用于进行探测、 考察、 研究等目的。 0031 作为优选， 所述飞行装置还包括通讯器， 用于进行通讯联系。 0032 作为优选， 所述飞行装置还包括中央控制器， 用于协调控制整个飞行装置。 0033 本发明提供了一种在月球上的飞行新方法， 月球上由于无大气而无法借助大气浮 力进行飞行， 本发明利用月球上存在的介质， 该介质通过介质加速单元加速后脱离介质加 速单元而重新回归月球， 通过动量守恒效应产生反作用力克服月球引力而巧妙地实现飞行 目的， 突破了月球的地面形貌对科学考察的障碍， 可拓展人类。

19、对月球的探测、 考察、 开拓能 力。 附图说明 0034 图1是本发明实施例1中月面飞行装置的结构示意图。 0035 图2是本发明实施例2中月面飞行装置的结构示意图。 0036 图3是本发明实施例3中月面飞行装置的结构示意图。 0037 图4是本发明实施例4中月面飞行装置的结构示意图。 0038 图5是本发明实施例5中月面飞行装置的结构示意图。 0039 图6是本发明实施例6中月面飞行装置的结构示意图。 具体实施方式 0040 下面结合实施例对本发明作进一步详细描述， 需要指出的是， 以下所述实施例旨 在便于对本发明的理解， 而对其不起任何限定作用。 0041 图1-6中的附图标记为： 1、 。

20、飞行器主体； 2、 太阳帆板； 3、 探测器A； 4、 探测器B； 5、 通 说明书 3/5 页 6 CN 111516910 A 6 讯器； 6、 喷嘴； 7、 第一喷嘴； 8、 月壤； 9、 太阳能电站； 10、 月壤抓取及过滤装置； 11、 电源； 12、 高速电机； 13、 叶轮； 14、 月壤储存容器； 15、 中央处理器； 16、 发电装置； 17、 第二喷嘴； 19、 支 撑轮。 0042 实施例1： 0043 一种月面飞行装置， 如图1所示， 包括飞行主体1， 飞行主体1包括电源16、 高速电机 12、 叶轮13以及月壤储存容器14。 0044 工作状态时， 电源16为高速电机。

21、12供电， 高速电机12工作， 驱动叶轮13高速旋转， 月壤8自月壤储存容器14落下至叶轮13， 被高速旋转的叶轮13加速， 通过喷嘴6甩出， 产生的 反作用力克服了月球引力， 带动飞行装置在月面起飞。 0045 该飞行装置还包括探测器A3和探测器B 4， 用于进行探测研究。 0046 该飞行装置还包括通讯器5， 用于进行通讯联系。 0047 该飞行装置还包括中央控制器15， 用于协调控制整个飞行装置。 0048 本实施例中， 月壤8由月壤抓取与过滤装置10从飞行装置外部抓入月壤储存容器 14中。 月壤储存容器14中的月壤为30Kg， 月壤8被甩出的质量流速为0.1Kg/s， 可以实现300 。

22、秒飞行， 这样的飞行时间能够满足一定的科学探测和工程要求。 月壤8耗尽前， 该飞行装置 实现软着陆， 利用月壤抓取与过滤装置10装载月壤8， 再继续起飞。 0049 实施例2： 0050 一种月面飞行装置， 如图2所示， 包括飞行主体1， 飞行主体1包括电源11、 高速电机 12、 叶轮13以及月壤储存容器14。 0051 工作状态时， 电源11为高速电机供电， 高速电机12工作， 驱动叶轮13高速旋转， 月 壤8自月壤储存容器14落下至叶轮13， 被高速旋转的叶轮13加速， 通过喷嘴6甩出， 产生的反 作用力克服了月球引力， 带动飞行装置在月面起飞。 0052 本实施例中， 电源11为蓄电池。

23、， 必要时该机载蓄电池可以通过月面太阳能电站9进 行快速充电。 0053 另外， 本实施例中， 月壤8由月壤抓取与过滤装置10从飞行装置外部抓入月壤储存 容器14中。 月壤8耗尽前， 该飞行装置实现软着陆， 利用月壤抓取与过滤装置10装载月壤8， 再继续起飞。 0054 该飞行装置还包括探测器A3和探测器B 4， 用于进行探测研究。 0055 该飞行装置还包括通讯器5， 用于进行通讯联系。 0056 该飞行装置还包括中央控制器15， 用于协调控制整个飞行装置。 0057 实施例3： 0058 本实施例中， 月面飞行装置的结构与实施例2基本相同， 所不同的是太阳能电站9 由太阳帆板2代替， 太阳。

24、帆板2设置在飞行装置上， 因此在电力不足时， 该飞行装置通过太阳 帆板2为蓄电池11进行充电。 0059 本实施例中， 飞行装置的飞行方法与实施例1相同。 0060 实施例4： 0061 本实施例中， 一种月面飞行装置， 如图4所示， 包括飞行主体1， 飞行主体1包括高速 马达、 叶轮以及月壤储存容器。 0062 飞行主体1的侧面设置两个太阳帆板2， 利用月球上没有大气阻力的便利， 可以将 说明书 4/5 页 7 CN 111516910 A 7 太阳帆板安装在飞行器上部， 为高速马达提供电能。 0063 工作状态时， 太阳帆板2为高速马达提供电能， 高速马达工作， 驱动叶轮高速旋转， 月壤8。

25、自月壤储存容器落下至叶轮， 被高速旋转的叶轮加速， 通过第一喷嘴6与第二喷嘴7甩 出， 第一喷嘴6设置在飞行主体1的侧面， 月壤被甩出后的反作用力用于控制飞行方向， 第二 喷嘴7设置在飞行主体1的底面， 月壤被甩出后的反作用力用于克服月球引力。 0064 本实施例中， 飞行装置还包括支撑轮9， 设置在飞行主体1侧面， 用于保持飞行装置 的姿态， 并实现起飞和降落的缓冲。 0065 另外， 本实施例中， 月壤8耗尽前， 该飞行装置实现软着陆， 装载月壤8后再起飞。 0066 该飞行装置还包括探测器A3和探测器B 4， 用于进行探测研究。 0067 该飞行装置还包括通讯器5， 用于进行通讯联系。 。

26、0068 该飞行装置还包括中央控制器15， 用于协调控制飞行装置的一系列动作， 包括起 飞、 探测、 及时着陆补给等。 0069 实施例5： 0070 本实施例中， 月面飞行装置的结构与实施例4基本相同， 所不同的是利用月球上没 有大气阻力的便利， 如图5所示， 将太阳帆板2安装在飞行主体的顶部， 垂直放置。 0071 本实施例中， 飞行装置的飞行方法与实施例4相同。 0072 实施例6： 0073 本实施例中， 月面飞行装置的结构与实施例4基本相同， 所不同的是太阳帆板2由 设置在飞行主体1内部的发电装置16取代， 如图6所示， 该发电装置16可以是发电机、 蓄电 池、 远程能量输送电源或者。

27、机载核能电源， 给高速马达提供电能。 0074 以上所述的实施例对本发明的技术方案进行了详细说明， 应理解的是以上所述仅 为本发明的具体实施例， 并不用于限制本发明， 凡在本发明的原则范围内所做的任何修改、 补充或类似方式替代等， 均应包含在本发明的保护范围之内。 说明书 5/5 页 8 CN 111516910 A 8 图1 图2 说明书附图 1/4 页 9 CN 111516910 A 9 图3 图4 说明书附图 2/4 页 10 CN 111516910 A 10 图5 说明书附图 3/4 页 11 CN 111516910 A 11 图6 说明书附图 4/4 页 12 CN 111516910 A 12 。