能量源提供:所述能量转化结构吸收的近光速粒子P的能量、飞行器的非衰变电力。
[0045]在另一优选例中，所述飞行器的非衰变电力选自下组:太阳帆收集的电能，核电动力，化学燃料，锂电池、太阳能电池、燃料电池、核电池等各类电池结构、或其组合。
[0046]本发明的第二方面，提供了一种推进太空飞行器飞行的方法，所述方法包括如下步骤:
[0047](a)提供一太空飞行器，所述太空飞行器包括一飞行器主体结构和推进装置，其中所述推进装置包括本发明第一方面所述的推进装置；
[0048](b)在太空飞行期间，启动所述的推进装置中的近光速粒子推进单元，将所述推进结构产生的部分或全部所述近光速粒子P’的动量直接用作产生推进所述太空飞行器飞行的动力，从而推进太空飞行器飞行。
[0049]在另一优选例中，所述方法还包括:利用所述能量转化结构将所述粒子P的能量转化为可被所述太空飞行器进一步利用的能量。
[0050]在另一优选例中，所述方法还包括:使用调节结构吸收所述粒子P’，从而调节所述粒子P’产生的推进力的大小和/或方向。
[0051]在另一优选例中，所述方法还包括:使用电磁约束装置约束所述粒子P’，从而调节推进力的大小和/或方向，从而对所述太空飞行器进行飞行速度和/或飞行方位的调整。
[0052]在另一优选例中，所述方法用于太空环境。
[0053]在本发明的第三方面，提供了一种太空飞行器，所述太空飞行器包括本发明第一方面所述的推进装置。
[0054]应理解，在本发明范围内中，本发明的上述各技术特征和在下文(如实施例)中具体描述的各技术特征之间都可以互相组合，从而构成新的或优选的技术方案。限于篇幅，在此不再一一累述。
【附图说明】
[0055]图1是本发明推进装置和太空飞行器的作用示意图。
[0056]图2是本发明近光速粒子推进单元的结构示意图。
[0057]图3是本发明近光速粒子推进单元的动量平衡图，实线箭头表示粒子辐射示意方向，实际可能为任意方向，粗箭头表示涂层高能粒子束的总体飞行方向示意。
[0058]图4是本发明设置电磁约束装置的近光速粒子推进单元的动量平衡图，虚线箭头表示粒子辐射示意方向，实际可能为任意方向，但在电磁约束装置下，可以约束所述粒子P’，从而调节用于推进飞行器前进的推进力的大小和/或方向，进而对所述太空飞行器进行飞行速度和/或飞行方位的调整；粗箭头表示涂层高能粒子束的总体飞行方向示意。
[0059]图5是本发明近光速粒子推进单元形成的推力帆示意图，箭头表示推力帆结构上涂层高能粒子束的总体飞行方向示意。
[0060]图6是设置本发明推进装置的太空飞行器的总体示意图，其中左图为正常飞行结构，右图为打开推力帆后的飞行结构，实线箭头表示推力帆结构上涂层高能粒子束的总体飞行方向示意，虚线表示核衰变材料涂层。
【具体实施方式】
[0061]本发明人经过长期而深入的研宄，首次意外地发现利用核材料自然衰变所产生粒子的动量效应可直接进行飞行器推进和/或飞行器方位调整。具体地，本发明人通过在太空飞行器中设置固定于所述太空飞行器的主体结构上且包括一个或多个主要由推进结构、能量转化结构和调节结构组成的近光速粒子推进单元的推进装置，在太空飞行器飞行期间，通过启动所述推进装置，利用所述推进结构产生的向背离所述能量转化结构方向的(即后行的)近光速粒子P’形成的反推力可实现对所述太空飞行器加速和/或进行方位调整。这种方法可以低载重的核衰变材料实现对飞行器的长期、持续且稳定的推进和/或方位调整。基于上述发现，发明人完成了本发明。
[0062]术语
[0063]如本文所用，术语“本发明推进装置”、“推进装置”、“本发明推进系统”或者“推进系统”可互换使用。
[0064]如本文所用，术语“本发明推进结构”、“推进结构”、“本发明近光速粒子发生结构”或者“近光速粒子发生结构”可互换使用，均指位于所述能量转化结构的外表面(即面向真空一侧)的核衰变材料涂层，所述核衰变材料涂层可产生近光速粒子，且所产生的近光速粒子包括向背离所述能量转化结构方向的(即后行的)近光速粒子P’和向所述能量转化结构一侧的(即前行的)近光速粒子P。
[0065]如本文所用，术语“本发明能量转化结构”、“能量转化结构”、“本发明近光速粒子吸收结构”或者“近光速粒子吸收结构”可互换使用，均指固定于所述太空飞行器上，且用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P的结构。
[0066]如本文所用，术语“本发明衰变热电转化-反推承受结构”、“衰变热电转化-反推承受结构”、“本发明热电结构”或者“热电结构”可互换使用。
[0067]如本文所用，术语“本发明调节结构”、“调节结构”、“本发明推力调节结构”或者“推力调节结构”可互换使用，均指位于所述太空飞行器主体结构上，用于吸收所述推进结构所产生的近光速粒子P’从而调节所述近光速粒子P’的动量的结构，或者用于改变所述推进结构的推进方向，使得所述推进结构产生的所述近光速粒子P’的飞行方向与所述飞行器的方向一致或基本一致，从而调整所述近光速粒子P’产生的推力。
[0068]理论推算
[0069]假设最初的核燃料质量为Mq[单位kg]，摩尔质量Mnwl [单位kg/mol]，摩尔数N—=6.02E23.
[0070]最初总原子数N。:N。= M 0/Mmol*Nmol
[0071]材料原子核衰变规律:N = N0*0.5~ (t/T)，
[0072]其中T为半衰期，t为时间，N为未发生衰变的原子数。
[0073]则衰变了的原子数为Nd= N o-N
[0074]衰变原子的变化率:Nd(t)= dNd/dt = -N0/T*ln (0.5)*0.5' (t/T)
[0075]α 衰变的近光速粒子动量 P = Ma*Va，Ma = 6.64e_27kg，Va=0.052C =15600000m/s
[0076]综上可知，
[0077]理想情况，假设所有粒子均朝一个方向，则近光速粒子产生的推力为:
[0078]F (t) = -Va*Ma*Nmol*M0*ln (0.5)) * (0.5) ~ (t/T) / (T*Mmol)
[0079]考虑实际运动情况，粒子朝所有方向均匀辐射，向后方运动的粒子产生推力，则表面层向后推力积分为l/4*F(t)，向前方运动的粒子被吸收产生热，可作其它应用。考虑原子层之间粒子间相互作用的动能损失，加入修正项η (η〈ι)，其值与原子层的材料及形状厚度等有关。故实际产生的推力约为:
[0080]F (t) ’ = -Va *Ma *Nmol*MQ*ln (0.5)) * (0.5) ~ (t/T) * ( η /4) / (T*Mmol)
[0081]具体地，当燃料质量Mci= 5kg，载重M1= 5kg (仅作参考，暂不考虑实际飞行器的载重)，MmQl= 238kg/mol，初速度 V。= 16000m/s，假设修正项 η =0.5。
[0082]不同半衰期时间衰变粒子的推进效果分析:
[0083]半衰期T = 3600s，最大推力 F，= 31.4N ；
[0084]T = I年，最大推力F，= 3.56e-3N(毫牛顿级);
[0085]T = 88 年，最大推力 F，= 4.08e_5N ；
[0086]可知，核衰变材料的半衰期越短，最大推力越大，加速过程越快，可以根据具体工程需要考虑选择相应半衰期及其他性能的核物质。
[0087]加速度不同，但该推导参数下最终能达到的速度均约为3.47e4m/s，远远超出目前人类飞行器的最高速度16Km/s。
[0088]由于利用核衰变的动量效应的推进效率非常高，因此可以相应性地减少太空飞行器的其他推进装置的配重，从而可以实现更高的最终速度。
[0089]推进装置
[0090]目前，人类已经将核材料衰变的热效应用于核能发电，即将能量辐射和高能粒子动能由