一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统技术方案

本发明专利技术一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，包括：高能激光发射器、激光跟瞄与光束控制系统、激光推进飞行器；高能激光发射器通过发射高能激光，为激光推进飞行器提供推进能源；激光跟瞄与光束控制系统针对激光推进飞行器目标，依次完成探测捕获目标、高精度稳定跟踪、高精度光束瞄准、运动目标测距精密调焦，控制高能激光发射器发射的激光束方向始终沿激光推进飞行器的轴线方向，实现高质量高效率激光传输。本发明专利技术与传统化学推进运载火箭相比，具有高比冲、高效率、高可靠、低成本、可远距离传输能量等特点。远距离传输能量等特点。远距离传输能量等特点。

【技术实现步骤摘要】
一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统


[0001]本专利技术所属领域为运载火箭总体设计领域，提出了一种适应于大气呼吸和火箭烧蚀组合模式的激光推进系统。

技术介绍

[0002]随着人类利用和探索宇宙空间的范围和深度大大拓展，人类探索、利用和开发空间的需求日益增长，常规化学能推进的局限性逐步显现出来，各国正在寻求更加廉价快速进入空间的新方式。
[0003]传统化学能运载火箭主要存在的问题如下：
[0004](1)传统的化学运载火箭，由于火箭起飞重量中燃料占了较大的比例(约为80％左右)，入轨载荷比重一般不大于5％，需要采用多级火箭的方式才能实现载荷入轨，造成了资源的浪费。
[0005](2)化学火箭由于推进剂分子质量大，以及燃烧温度受推进剂化学能限制，其比冲难以超过500s，而激光推进的工质因吸收外来的高能激光束能量，形成温度高达几万度的等离子体，比冲可达到2000s甚至更高。

技术实现思路

[0006]本专利技术的技术解决问题：克服传统化学能推进的缺点和局限性，如运载效率低下、一般采用多级方式入轨、成本昂贵，发射周期长等问题，提供一种适用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，可实现单级入轨，提高了运载效率，降低了发射成本，缩短了发射周期，满足未来高可靠、低成本、大规模进入空间的需求。
[0007]本专利技术的技术解决方案：
[0008]一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，包括：高能激光发射器、激光跟瞄与光束控制系统、激光推进飞行器。激光推进系统的突出特点在于可实现工质与能源分离、能源与飞行器分离。其中，高能激光发射器和激光跟瞄与光束控制系统组成了地面发射系统，位于地面，可重复使用。
[0009]高能激光发射器通过发射高能激光，为激光推进飞行器提供推进能源；对于激光飞行器微小卫星发射方案，由于激光在大气传输过程中有损耗，激光器发射的激光必须具有兆瓦级的功率才能有足够的能量传输给激光推进飞行器。
[0010]激光跟瞄与光束控制系统针对激光推进飞行器目标，依次完成探测捕获目标、高精度稳定跟踪、高精度光束瞄准、运动目标测距精密调焦，控制高能激光发射器发射的激光束方向始终沿激光推进飞行器的轴线方向，实现高质量高效率激光传输。将激光推进飞行器视为目标。
[0011]高质量高效率激光传输通过激光束合路、校正、扩束、自适应补偿、发射等方式实现，主要功能是保证激光束质量、相位、功率等，具体的涉及光束空间与时间整形、目标均匀辐照等相位控制、强度控制若干单元。激光推进应用中，要求到达光船上的激光能量聚焦度
强、均匀性好，但由于高能激光发射器要保证高能量输出，需大体积放电，这样在使用过程中激活介质、反射镜受温度、振动等因素的影响，在腔内会产生各种象差及扰动，使激光波面相位发生畸变，从而会使激光器因多模输出而输出功率和光束质量大幅度下降。
[0012]激光推进飞行器(简称光船)作为微小载荷发射平台，采用大气呼吸和火箭烧蚀组合模式工作，即接收高能激光发射器发射的高能激光，在大气层内，采用大气吸气模式，利用高能激光与大气互相作用产生推力；在大气层外，采用火箭烧蚀模式，利用高能激光与携带的工质互相作用产生推力；在激光推进飞行器的飞行方向由竖直方向转为水平方向后，利用中继卫星上中继镜折转高能激光发射器发射的激光束，使激光推进飞行器利用高能激光与携带的工质互相作用产生推力，为激光推进飞行器提供水平方向的推力；
[0013]所述的激光推进飞行器的外部构型由整流罩、环形喷管和抛物形塞式喷管三部分组成。
[0014]其中，在发射状态下，整流罩位于激光推进飞行器的头部，主要作用是保护有效载荷并有效地减小大气飞行中的空气阻力，同时为尽量减少推力器携带的推进剂质量，使推力器能同时在亚声速、超声速、高超声速下稳定工作；
[0015]整流罩及进气道进行了一体化设计，整流罩尾部设置有进气道，兼顾光船气动外形和冲压发动机进气道性能；在大气吸气模式下打开进气道，在火箭烧蚀模式下关闭进气道；
[0016]环形喷管用于压缩空气并作为爆轰波的作用面。环形喷管位于激光推进飞行器的中部，环形喷管为圆环结构，本专利技术实施例中环形喷管的内圈半径为520mm，上面均布有24个支撑襟翼。环形喷管上设置有多个狭缝作为进气道；环形喷管与整流罩之间通过多个支撑襟翼连接；
[0017]抛物形塞式喷管为封闭结构，抛物形塞式喷管设置在环形喷管的底部；抛物形塞式喷管上设置有反射面作为反射镜，反射镜作为将入射激光束反射并聚焦的光学部件；反射镜位于激光推进飞行器的尾部，反射镜为轴对称结构，反射镜的反射面为抛物面，主要作用是将激光源射来的脉冲激光束聚焦在环形喷管壁附近，形成环状点火线，作用于工质，将工质(空气或液体工质，本方案中选用的液体工质为水)变成不透明的高温高压等离子体，形成爆轰波，当爆轰波与环形喷管和抛物形塞式喷管的喷管壁作用时，产生推力推动激光推进飞行器前进。
[0018]环形喷管作为激光能量吸收室和推力产生的主要结构，利用高能激光与携带的工质互相作用产生爆轰波。
[0019]抛物形塞式喷管内部有一个储箱，高压气瓶置于储箱中以节省空间，**储箱内装有液态水，液态水作为火箭烧蚀模式中的推进工质；高压气瓶中装有氦气，氦气用于增压，将液态水工质挤出。
[0020]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0021]1)本专利技术通过大气呼吸+火箭烧蚀组合模式，可以有效解决激光推进飞行器穿过大气层时的推进剂消耗和阻力损失问题，提高了飞行器的入轨速度；
[0022]2)本专利技术采用中继镜弹道方案，在高空中设置中继镜，可以有效缩短原本激光在地面与飞行器之间的照射距离，减小激光束因大气带来的衰减和散射
[0023]3)本专利技术采用中继镜弹道方案，与传统的直线弹道、曲线弹道方案相比，能迅速将
激光推进飞行器在竖直方向的速度减为极小且提升水平速度，方便入轨。为了给光船提供足够的入轨速度，无推力滑行段运行时间较短。该方案与传统直线弹道、曲线弹道等方案对比，运载能力更强，入轨时间更短。
附图说明
[0024]图1为本专利技术的激光推进飞行器(光船)结构图；
[0025]图2为本专利技术的光船整流罩结构图；
[0026]图3为本专利技术的抛物形反射镜结构图；
[0027]图4为本专利技术的环形喷管结构图；
[0028]图5为本专利技术的激光推进飞行器(光船)工作流程图。
具体实施方式
[0029]本专利技术激光推进飞行器(光船)采用大气呼吸模式和火箭烧蚀模式，其中大气层内(50km以内)采用大气吸气模式工作，大气层外采用火箭烧蚀模式工作。由于地面激光器发射的激光束要求始终对准激光推进飞行器的轴线，激光推进飞行器的推力方向沿激光推进飞行器与光源的连线方向，创新性地利用一颗位于200km的中继卫星作为激光中继站的发射方案，为激光推进飞行器提供水平方向推力。
[0030]光船结构如图1所示，下面结合附图对本专利技术的具体实施方式进行进一步的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，其特征在于，包括：高能激光发射器、激光跟瞄与光束控制系统、激光推进飞行器；高能激光发射器通过发射高能激光，为激光推进飞行器提供推进能源；激光跟瞄与光束控制系统针对激光推进飞行器目标，依次完成探测捕获目标、稳定跟踪、光束瞄准、运动目标测距调焦，控制高能激光发射器发射的激光束方向始终沿激光推进飞行器的轴线方向，实现激光传输；激光推进飞行器接收高能激光发射器发射的高能激光，在大气层内，采用大气吸气模式，利用高能激光与大气互相作用产生推力；在大气层外，采用火箭烧蚀模式，利用高能激光与携带的工质互相作用产生推力。2.根据权利要求1所述的一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，其特征在于，激光器发射的激光具有兆瓦级的功率。3.根据权利要求1所述的一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，其特征在于，激光推进飞行器包括：有效载荷、整流罩、环形喷管和抛物形塞式喷管；在发射状态下，整流罩位于激光推进飞行器的头部，用于保护有效载荷、减小大气飞行中的空气阻力和推进剂携带量，使推力器能同时在亚声速、超声速、高超声速下稳定工作；环形喷管用于压缩空气并作为爆轰波的作用面；抛物形塞式喷管用于将激光源射来的脉冲激光束聚焦在环形喷管壁附近，形成环状点火线，作用于工质，将工质变成不透明的高温高压等离子体，形成爆轰波，推动激光推进飞行器前进。4.根据权利要求3所述的一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，其特征在于，整流罩与进气道进行一体化设计；进气道设置在整流罩尾部，在大气吸气模式下进气道打开，在火箭烧蚀模式下进气道关闭。5.根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈蓉，汪小卫，杨毅，张雪梅，郝宇星，高朝辉，邓思超，陈春燕，张展智，张霞，
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：