一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器及方法技术

本发明专利技术公开了一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器及方法，包括：整流罩、环形喷管和抛物形反射镜；其中，所述环形喷管的上部入口与所述整流罩相连接，所述环形喷管的内壁面与抛物形反射镜相连接；所述抛物形反射镜将激光源射来的脉冲激光束聚焦在环形喷管的管壁，形成环状点火线，将空气或水变成不透明的高温高压等离子体，形成爆轰波；爆轰波与环形喷管的管壁作用时产生推力推动光船前进；整流罩保护有效载荷并有效地减小大气飞行中的空气阻力；同时作为外部压缩入口，将气流的动能转化为势能，为激光推力器提供一定流量的空气工质。本发明专利技术具有比冲高、燃料消耗少、发射成本低的特点。的特点。的特点。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器及方法


[0001]本专利技术属于激光推力器
，尤其涉及一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器及方法。

技术介绍

[0002]目前航天发射主要采用化学推进作为动力来源，传统的化学推进系统现已发展较为成熟，但受本身固有的限制，成本昂贵，发射周期长，难以满足未来航天发展需求。激光具有高度的单色性、方向性、相干性、瞬时性和高亮度等特性，这些特性使激光具有远距离传输的能力。激光推进是利用高能激光与工质相互作用产生推力，推动飞行器前进的新概念推进技术，其推进原理、能量转化及系统的组成均与现有的化学推进有着显著的不同。采用激光推进的飞行器，飞行器与能源、能源与工质完全分离，工质(空气、水等)吸收激光能量膨胀产生爆轰波形成推力，可以大幅降低推进剂携带量，实现推力器单级入轨。激光推进系统能满足微卫星快速灵活的发射要求，对于未来高频率航天发射需求具有重要意义，同时可带动其他领域的技术发展，应用广泛。
[0003]目前国内外对于激光推力器原理与性能计算研究较多，专利CN102116277A中公开了一种电子书烧蚀推进方法及系统，通过电子烧蚀靶材产生反冲推力；专利CN108516108A公开了一种基于纳米流体微液滴工质工质的激光微推进装置及方法，其推进工质为纳米流体。然而国内外对于具备运载能力的激光推力器总体设计、进气道计算设计研究较少，尤其缺乏对于吸气/烧蚀组合模式激光推力器的详细分析与设计，造成目前激光推力器方案不完整，论证尚不充分。

技术实现思路

[0004]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器及方法，以激光为能量来源，吸气模式在低层大气利用空气作为工质，烧蚀模式在高层大气以及外太空利用自身携带的水作为工质产生推力，实现了不同高度速度下的稳定吸气与高效推进，具有比冲高、燃料消耗少、发射成本低的特点。
[0005]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器，包括：整流罩、环形喷管和抛物形反射镜；其中，所述环形喷管的上部入口与所述整流罩相连接，所述环形喷管的内壁面与抛物形反射镜相连接；所述抛物形反射镜将激光源射来的脉冲激光束聚焦在环形喷管的管壁，形成环状点火线，将空气或水变成不透明的高温高压等离子体，形成爆轰波；爆轰波与环形喷管的管壁作用时产生推力推动光船前进；整流罩保护有效载荷并有效地减小大气飞行中的空气阻力；同时作为外部压缩入口，将气流的动能转化为势能，为激光推力器提供一定流量的空气工质。
[0006]上述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器中，所述整流罩为轴对称结构，所述整流罩的表面流线为两段圆弧和一条线段，底面圆直径为980mm，进气道入口角为51
°
。
[0007]上述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器中，两段圆弧和一条线段为顶部圆
弧、中部线段和底部圆弧；以整流罩的底边中心为原点，顶部圆弧、中部线段和底部圆弧的方程式分别为：
[0008][0009]上述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器中，所述抛物形反射镜是轴对称结构，抛物形反射镜表面流线以距中心550mm处左右侧端点分别为原点，抛物形方程为y＝-x2/240，上表面圆直径为980mm。
[0010]上述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器中，所述环形喷管的剖面呈倒V形，喷管为轴对称结构，喷管内圈半径为520mm，环形狭缝的宽度为30mm。
[0011]上述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器中，所述环形喷管的外表面设置有24个支撑襟翼，24个支撑襟翼沿所述环形喷管的圆周均匀分布。
[0012]上述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器中，在环形喷管内加入环状聚甲醛树酯工质，不仅能提高光船的自旋稳定性，而且聚甲醛树酯的快速蒸发能减小推力室的工作温度，延长光船寿命。
[0013]上述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器中，所述抛物形反射镜采用C/SiC涂层，且C/SiC涂层的反射率应达到0.9999以上。
[0014]上述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器中，所述适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器的高1969.37mm，宽1200mm。
[0015]一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力方法，所述方法包括如下步骤：(1)将激光推力器与任务载荷组装，运送至发射塔进行水工质加注；通过外力为激光推力器施加自旋速度后将激光器打开并将推力器推向空中；(2)在大气层内飞行时，激光推力器为吸气模式：空气经过整流罩的进气道和狭口进入环形喷管，脉冲激光通过抛物形反射镜聚焦后作用于进入的空气，形成爆轰波，爆轰波与环形喷管作用后产生推力；(3)当光船推至一定高度，马赫数达到预定值，之后转至火箭烧蚀模式：水工质从水储箱通过工质喷注系统喷出，在脉冲激光束聚焦形成环状点火线后作用于水工质，击穿后同样形成爆轰波或爆燃波，激光作用结束之后退化为冲击波，继续扩展，与环形喷管相互作用从而对光船产生推力；(4)抛掉整流罩，激光持续照射推动激光推力器直到将推力器送入轨道。
[0016]本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：
[0017](1)本专利技术通过提出“吸气+烧蚀”组合模式的激光推力器总体方案。解决了现有激光推进设计吸气模式飞行高度低、烧蚀模式比冲低的问题。大气吸气模式通过激光聚焦击穿空气形成连续爆轰波，采用空气作为独立工质，无需消耗任何自身燃料。火箭烧蚀模式，运载器携带的工质吸收高能激光束能量，形成温度高达几万度的等离子体，使得推进系统的比冲大幅提升，飞行高度可达大气层之外。
[0018](2)本专利技术通过激光推进进气道联合优化设计特征，实现在吸气模式下，高超声速气流的高效压缩与捕获。通过头鼻锥剖面曲线和进气道参数耦合设计，将头鼻锥外表面作为外压缩面，超声速气流在进入进气道进口之前经过一系列斜激波压缩，然后在进气道进口后的收缩通道内经过一系列极薄继续进行超声速压缩，以引入足量空气并稳定增压，使
推力器获得较高的冲量耦合系数与推力。
[0019](3)本专利技术通过激光推力器进气道、聚光裙、反射镜的一体化耦合设计特征，达到了激光高效聚焦与爆轰波充分膨胀的效果，提升了推进效能。光船头鼻锥及进气道部分参照高超声速发动机进气道进行一体化设计，兼顾光船气动外形和冲压发动机进气道性能。环形裙与抛物型反射面共同设计：抛物面既是聚光元件也作为喷管提供部分推力；环形裙是激光能量吸收式，也是产生推力的主要结构。通过一体化设计，结构简单、紧凑，又便于在一体化结构内设置冷却通道。
附图说明
[0020]通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本专利技术的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
[0021]图1是本专利技术实施例提供的适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器的结构示意图；
[0022]图2是本专利技术实施例提供的整流罩的示意图；
[0本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器，其特征在于包括：整流罩、环形喷管和抛物形反射镜；其中，所述环形喷管的上部入口与所述整流罩相连接，所述环形喷管的内壁面与抛物形反射镜相连接；所述抛物形反射镜将激光源射来的脉冲激光束聚焦在环形喷管的管壁，形成环状点火线，将空气或水变成不透明的高温高压等离子体，形成爆轰波；爆轰波与环形喷管的管壁作用时产生推力推动光船前进；整流罩保护有效载荷并有效地减小大气飞行中的空气阻力；同时作为外部压缩入口，将气流的动能转化为势能，为激光推力器提供一定流量的空气工质。2.根据权利要求1所述的适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器，其特征在于：所述整流罩为轴对称结构，所述整流罩的表面流线为两段圆弧和一条线段，底面圆直径为980mm，进气道入口角为51
°
。3.根据权利要求2所述的适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器，其特征在于：两段圆弧和一条线段为顶部圆弧、中部线段和底部圆弧；以整流罩的底边中心为原点，顶部圆弧、中部线段和底部圆弧的方程式分别为：4.根据权利要求1所述的适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器，其特征在于：所述抛物形反射镜是轴对称结构，抛物形反射镜表面流线以距中心550mm处左右侧端点分别为原点，抛物形方程为y＝-x2/240，上表面圆直径为980mm。5.根据权利要求1所述的适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器，其特征在于：所述环形喷管的剖面呈倒V形，喷管为轴对称结构，喷管内圈半径为520mm，环形狭缝的宽度为30mm。6.根据权利要求5所述的适用于吸气烧蚀组合模式的激光推...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨毅，陈蓉，汪小卫，和玉宝，邓思超，张雪梅，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：