专利名称：激光推进发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于近地轨道微小卫星发射或空间轨道转移的推进系统，尤其是 一种利用高能激光远距离提供推进所需能量的激光推进装置。
背景技术：
推进技术是航天运载器的核心技术。现有的航天推进装置多为液体或固体火箭发 动机，用氧化剂与燃料产生化学反应生成高温高压的燃气，燃气从喷管喷出产生推力。它们 有一个共同点，就是通过喷管将化学反应产生的热能转化为喷气动能，利用反冲作用产生 推力。研究与实践表明，对于传统的化学火箭发动机，由于燃烧室温度和燃烧产物分子量的 限制，发动机的比冲不会超过5000m/s。为了提高比冲，人们研究了多种非化学推进方式，比 如电推进、核能推进和激光推进等。激光推进系统通过聚焦激光击穿工质形成高温高压的 等离子体，等离子体从喷管喷射出去对发动机产生反冲力。激光推进系统的工质与能源分 离，由远距离传输而来的高能激光提供推进所需能量，可以获得较高的比冲和推力。在推力较大的激光推进系统中，为了将激光能量引入发动机内并聚焦激光实现工 质与激光能量的耦合，有三种不同的耦合模式。其一，采用传统的液体火箭发动机，在燃烧室侧面或喷注器位置开一窗口，将聚焦 激光束引入燃烧室。激光束在燃烧室中心位置聚焦，在焦点附近激光击穿并加热工质。由 于整个燃烧室的工质都要加热，燃烧室尺寸不能做得太大，由此也限制了激光入射窗口的 大小。在高能激光和燃烧室工质的传热作用下，发动机窗口将承受很大的热载荷，窗口的实 现存在很大的技术难度。其二，采用光学系统与喷管一体化设计。激光从喷管尾部射入并在喷管内聚焦，喷 管内壁面也是激光聚焦镜面。采用这种设计时会产生两方面的问题。一是在发动机工作时 喷管壁面会受到高速粒子的冲刷，并且光学镜面暴露在高温高辐射等恶劣环境，喷管内壁 面的光学性能将逐渐下降。二是激光从喷管尾部射入喷管，在发动机工作过程中，喷管喷出 气体与激光相互作用，阻碍激光进入喷管。这种设计增加了喷管的加工难度，喷管的寿命也 受到很大限制。其三，光学系统与喷管在结构和功能上分离。激光经过光学系统聚焦后穿过喷管 侧面狭长的缝隙进入喷管。在喷管内激光聚焦点附近，激光击穿工质产生高温等离子体。这 种设计使光学镜面远离喷管内的恶劣环境，而且激光方向可以与喷管轴线方向成不同的角 度，喷管喷出气体对激光传输没有影响。连续激光或脉冲激光都可以为这种推进系统提供 能量。但是这种设计也存在问题。一是喷管开有狭缝，工质可能通过狭缝逸出推进系统而 不是沿喷管喷射出去。二是狭缝限制了喷管内气体压力的升高，限制推力的增大。
发明内容
本发明要解决的技术问题是，针对现有技术存在的缺陷，为航天运载器提供一种 激光入射窗口大小不受限制、窗口热载荷小、喷管性能稳定、比冲高、安全可靠的激光推进发动机。本发明的技术方案为，该激光推进发动机包括平面透镜1、圆锥形抛物面反光镜 2、凸面反光镜3、喷管5。激光推进发动机外形类似于传统的液体火箭发动机。平面透镜1 镶嵌于发动机顶部，为一圆形透镜，其中心轴线与发动机中心轴线重合。圆锥形抛物面反光 镜2固定安装于燃烧室中间，位于平面透镜1之下，圆锥尖部朝上，圆锥形抛物面反光镜中 心轴线与发动机中心轴线重合。凸面反光镜3为环状镜面，镶嵌于燃烧室壁面内，上部位于 圆锥形抛物面反光镜2下方，下部位于发动机喷管5之上。平面透镜1与凸面反光镜3、以 及位于平面透镜1与凸面反光镜3之间的壁面一起构成发动机的燃烧室，燃烧室与喷管5 紧密连接构成发动机的工作腔体。如图2所示，强激光从发动机顶部通过平面透镜1进入发动机，然后经过锥形抛物 面反光镜2和凸面反光镜3的两次反射聚焦于喷管5的喉部附近。工质经过孔4注入发动 机，工质在喷管5喉部附近被激光击穿形成等离子体。经过激光加热的工质沿喷管喷出产 生反冲力。低温工质可先流经发动机的冷却通道后注入燃烧室，沿途给发动机燃烧室及喷 管壁面和平面透镜等降温。该发动机的优点在于燃烧室的尺寸可以根据需要按比例放大或缩小，平面透镜 1的大小也可随之调整，这样就降低了对平面透镜1材料的耐热性能的要求。锥形抛物面反 光镜2的底部位于喷管顶部，可阻挡高温等离子体回流至燃烧室，对各个光学器件有很好 的保护作用。激光聚焦点始终在喷管喉部附近，喷管工作稳定，不受上游影响。
图1是本发明激光推进发动机的结构示意图；图2是激光推进发动机光路示意图。
具体实施例方式图1为激光推进发动机的半剖面图，激光推进发动机外形类似于传统的液体火箭 发动机，包括燃烧室和喷管。平面透镜1、凸面反光镜3是燃烧室壁的一部分，锥形抛物面 反光镜2被固定在燃烧室内。平面透镜1应具有两个特点，一是透射率高、吸热少、破坏阈 值大；二是能承受较高的燃烧室压强。锥形抛物面反光镜2和凸面反光镜3都具有很高的 反射率。激光推进发动机工质采用液氢或其他分子量小的物质。液氢通过管路系统流经燃 烧室和喷管壁夹层，对平面透镜1、锥形抛物面反光镜2和凸面反光镜3起冷却作用。液氢 加温气化后通过孔4进入喷管喉部激光聚焦区。在喉部附近，氢气被激光击穿形成高温等 离子体。当燃烧室压强与喷管出口压强比为5，氢气滞止温度达到4000K以上时即可获得 7000m/s的喷气速度。考虑平均功率为1兆瓦的强激光提供能量。可将激光光斑半径扩展到20cm。平 面透镜1的半径为20cm。平面透镜采用高透过率，低吸热率(< 0. )的材料制作，每平 方厘米吸热率不超过0. 8瓦，采用普通散热措施即可为平面透镜1散热。锥形抛物面反光 镜2和凸面反光镜3采用高反射率材料制作，其表面吸收的激光能量由低温氢气带走。锥 形抛物面反光镜2的底部半径为20cm，其作用是环聚焦激光。凸面反光镜3改变环聚焦激 光方向，使其汇聚于一点。通过恰当的光路设计可使光束顺利的聚焦但不会受到镜面本身
4的遮拦。整个燃烧室内氢气温度保持在300K左右，压强为5个大气压。氢气在喷管喉部附 近被激光加热。被加热的气体沿喷管迅速喷出从而产生推力。通过调节氢气流量可以控制 氢气温度和出口速度以及推力大小。
权利要求
1.激光推进发动机，包括平面透镜(1)、圆锥形抛物面反光镜O)、凸面反光镜(3)、喷 管(5)，其特征在于平面透镜(1)镶嵌于发动机顶部，其中心轴线与发动机中心轴线重合， 圆锥形抛物面反光镜O)固定安装于燃烧室中间，位于平面透镜(1)之下，圆锥尖部朝上， 圆锥形抛物面反光镜中心轴线与发动机中心轴线重合，凸面反光镜(3)镶嵌于燃烧室壁面 内，上部位于圆锥形抛物面反光镜(2)下方，下部位于发动机喷管(5)之上。
2.根据权利要求1所述的激光推进发动机，其特征在于平面透镜(1)镶嵌为一圆形 透镜。
3.根据权利要求1所述的激光推进发动机，其特征在于凸面反光镜(3)为环状镜面。
4.根据权利要求1所述的激光推进发动机，其特征在于平面透镜(1)与凸面反光镜 (3)、以及位于平面透镜(1)与凸面反光镜(3)之间的壁面一起构成发动机的燃烧室。
5.根据权利要求1所述的激光推进发动机，其特征在于燃烧室与喷管( 紧密连接 构成发动机的工作腔体。
全文摘要
本发明涉及一种激光推进发动机。该激光推进发动机包括平面透镜(1)、圆锥形抛物面反光镜(2)、凸面反光镜(3)、喷管(5)。激光推进发动机外形类似于传统的液体火箭发动机。燃烧室的尺寸可以根据需要按比例放大或缩小，平面透镜(1)的大小也可随之调整，这样就降低了对平面透镜(1)材料的耐热性能的要求。锥形抛物面反光镜(2)的底部位于喷管顶部，可阻挡高温等离子体回流至燃烧室，对各个光学器件有很好的保护作用。激光聚焦点始终在喷管喉部附近，喷管工作稳定，不受上游影响。
文档编号F02K9/97GK102062019SQ20101057543
公开日2011年5月18日 申请日期2010年12月7日 优先权日2010年12月7日
发明者何振, 刘泽军, 吴建军, 张代贤, 张锐, 晏政 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学