一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器及方法与流程

1.本发明属于激光推力器技术领域，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。


背景技术：

2.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。
3.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。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：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。
5.本发明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。
6.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
°
。
7.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]
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
[0017]
(1)本发明通过提出“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)本发明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)本发明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，而并不认为是对本发明的限制。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是本发明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是本发明实施例提供的整流罩的示意图；
[0023]
图3是本发明实施例提供的整流罩流线的示意图；
[0024]
图4是本发明实施例提供的抛物形反射镜的示意图；
[0025]
图5是本发明实施例提供的环形喷管的示意图。
具体实施方式
[0026]
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0027]
图1是本发明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。如图1所示，该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，
[0028]
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。
[0029]
整流罩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；同时作为外部压缩入口，将气流的动能转化为势能，为激光推进提供一定流量的空气工质。喷管是激光能量吸收室和产生推力的主要结构，当爆轰波与喷管壁作用时产生推力推动光船前进。抛物形反射镜既是反射入射激光束的光学部件，又是激光维持等离子体膨胀时的塞式喷管。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，将空气(水)变成不透明的高温高压等离子体，形成爆轰波。同时，抛物形反射镜还可用作膨胀冲击波的塞式喷管面来有效产生反作用推力。推力器携带的氦气主要是起增压作用，而液态水则是作为推进工质在火箭模式中代替空气来维持激光等离子体爆轰波。
[0030]
一、激光推力器总体布局
[0031]
吸气/烧蚀组合模式激光推力器采基本模型如图1所示，推力器高1969.37mm，宽1200mm。
[0032]
推力器的外部构型主要由三部分组成，分别整流罩、环形喷管和抛物形反射镜。其中，整流罩保护头部的内部器件，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，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，通过吸气式进气道盖在激光冲压发动机模式下打开进气道，在火箭烧蚀模式下关闭进气道；环形喷管主要作为冲量板产生推力，设计过程中与抛物形反射镜协同设计来获得较优的推力性能；而抛物形反射镜既是反射入射激光束的光学部件，又是激光维持等离子体膨胀时的塞式喷管。
[0033]
(1)整流罩
[0034]
整流罩的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，并利用伯努利原理为光船提供升力；同时作为外部压缩入口，通过一个短的环形狭缝将空气预压缩到发动机的环形喷管壁附近，在大气吸气模式下工作时可以使迎面的高速空气流减速增压，将气流的动能转化为势能，为激光推进提供一定流量的空气工质；圆形的顶部设计也为有效载荷提供了更大的空间。
[0035]
整流罩为轴对称结构，如图2所示，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
°
。主体材料选用铝，鼻锥为c-c材料，石墨/聚酰亚胺作为铝轮缘、纵梁等结构的外壳。
[0036]
两段圆弧和一条线段为顶部圆弧、中部线段和底部圆弧；顶部圆弧、中部线段和底部圆弧依次相连接。
[0037]
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：
[0038][0039]
将激光推进飞行器整流罩设计成如图3所示的两段圆弧一段线段的形状，可以自动吹除高超声速状态下的热附面层，并且使冲量接收板的入口唇部半径足够大，防止在飞行马赫数达到设计点(ma＝5.5)之前将弓形激波吞入进气道内。此外，进气口很短，也是为了防止高超声速飞行状态下附面层的过度生长。显然，这样设计的钝头状整流罩作为进气道而言，总压恢复性能会比细长体低；但是气动加热问题将得以缓解，只需要被动热防护系统就够了。最后，这种钝头状前机体具有优异的亚声速飞行性能。
[0040]
整流罩同时作为吸气模式进气道以压缩空气。进气道的构型会对吸入空气产生影响，吸气模式工质(空气)的秒耗量为单位时间吸入空气的质量，可由下式计算：
[0041]
[0042]
其中，ρ0为来流空气密度，a0为进气道实际空气质量流量所对应的自由流流管横截面积。在设计马赫数下，实际空气质量流量对应的自由流流管横截面积a0与进气道唇口截面在自由流垂直方向的横截面a
c
相等，此时流量系数为1；当飞行马赫数足够小而使外压激波打到唇口之前，a0<a
c
，流量系数小于1。当质量流量系数小于1时，质量流量系数与飞行马赫数、进气道背压和飞行攻角有关。
[0043]
(2)抛物形反射镜
[0044]
抛物形反射镜既是反射入射激光束的光学部件，又是激光维持等离子体膨胀时的塞式喷管。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，将空气(水)变成不透明的高温高压等离子体，形成爆轰波。同时，抛物形反射镜还可用作膨胀冲击波的塞式喷管面来有效产生反作用推力。
[0045]
抛物形反射镜也是轴对称结构，如图4所示，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(mm)，上表面圆直径为980mm。结构采用c/sic涂层，且材料的反射率应达到0.9999以上。
[0046]
抛物形反射镜内部为高压气源以及火箭烧蚀工作模式下的推进剂，以及配套的管路阀门系统。
[0047]
同时抛物线顶点部分采用平板推力面，一方面可以减少推力器质量，另一方面可以提高推力器获得的冲量耦合系数。对于焦点的位置，在保证激光束聚焦后形成的高温气体不足以融化喷管壁、破坏推力器结构的前提条件下，焦距越小产生的推力峰值和冲量耦合系数越大。
[0048]
(3)环形喷管
[0049]
环形喷管是激光能量吸收室和产生推力的主要结构，当爆轰波与喷管壁作用时产生推力推动光船前进。虽然爆轰波与抛物形反射镜作用时也能产生较大推力，但相对喷管壁上产生的推力要小的多。
[0050]
环形喷管的结构如图5所示，为轴对称结构，上面分布有24个支撑襟翼内圈半径为520mm，也就是说环形狭缝的宽度为30mm。参数研究结果表明，直径为100cm的中心体(外压缩进气道)的最佳进气间隙为3cm，30km处的马赫数为5.5是过渡到火箭模式的合理选择。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。
[0051]
24个支撑襟翼分布在环形喷管上，这些结构材料均采用钛。支撑襟翼与抛物形反射镜相连，一方面实现再生冷却和薄膜/发汗冷却，另一方面也是在火箭烧蚀模式下通过环形喷管喷出工质产生推力，或在大气吸气模式下通过环形喷管喷出工质以调节光船姿态。
[0052]
推进剂在管路的流动提供抛物形反射镜和24个支撑襟翼(钛)的再生冷却，以及内整流罩表面上的膜/发汗冷却。远程控制系统通过控制主推进剂储存系统，在旋转罩上采用四个额外的等间距脉冲喷射器，专门用于远程控制调节光船姿态。
[0053]
二、激光推力器系统组成
[0054]
(1)激光推进系统
[0055]
激光推进系统主要是爆轰波产生、维持和扩展的区域，是光船的动力系统，可进一步细分为空气增压系统(整流罩的超声速进气道结构、狭口设计)，聚焦系统(抛物形反射镜设计)以及辅助点火系统，喷管(环形喷管结构设计)。其中辅助点火系统的功能是降低空气
击穿阈值，提高激光能量转化效率，目前，辅助点火主要有三种方式：工质掺杂、预电离和双脉冲降低击穿阈值。
[0056]
在大气吸气模式下，空气经过整流罩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；在火箭烧蚀模式下则是工质通过襟翼由环形喷管上的喷注口喷出，在经抛物形反射镜聚焦后的脉冲激光的作用下产生爆轰波，爆轰波作用于环形喷管产生推力。
[0057]
(2)热防护系统
[0058]
热防护系统主要是给工作状态下的光船提供冷却，光船工作过程中会产生强大热流，为保证光船结构完整性，通过材料选取及冷却方式优化等多种渠道进行推力器热防护系统设计。采用涂层、再生冷却、膜冷却等相结合的冷却方式，合理选取再生冷却流量，在实现推力器性能的同时确保冷却效果，保证光船结构的完整性。
[0059]
热防护系统主要包括环形喷管和抛物形反射镜的冷却管路设计以及整流罩的涂层热防护。抛物形反射镜的镜面反射率应该达到0.9999，工作时激光作用产生的等离子应位于离镜面足够远的位置，以将所需的冷却量减少到推进剂流所能提供的冷却量。
[0060]
(3)工质喷注及调节系统
[0061]
工质喷注及调节系统主要是由远程控制系统控制火箭工质的注入和流量，来使光船成功入轨。在大气模式下通过喷注火箭工质以调节光船姿态按照预定轨道飞行，在火箭烧蚀模式下则是代替空气作为激光作用的工质产生推力推动光船入轨。
[0062]
包括抛物形反射镜内的工质储箱以及挤压气源，配套的管路系统以及工质注入系统。研究表明，水工质激光推进的比冲和冲量耦合系数等推进性能参数与雾化水滴的尺寸、速度等分布函数关系密切。
[0063]
(4)附属传感器
[0064]
附属传感器主要是测量光船的状态参数给地面以反馈，从而实时调整控制光船的姿态位置以保证光船成功入轨，主要包括光船的系统控制用传感器及遥测用传感器。
[0065]
三、激光推力器工作过程
[0066]
大气吸气模式下：空气由进气道进入环形喷管下方，设0μs时脉冲激光束在环形喷管下方形成一圈环状点火线并作用于吸入的空气工质(脉冲激光束的脉宽为18μs)，空气击穿(0.4～1.2μs)并形成激光支持的爆轰波(1～12μs)，之后退化为激光支持的爆燃波(12-18μs)，激光作用结束后退化为冲击波，继续向外扩展(18～190μs)，被压缩的气流到达环形喷管时对光船产生推动，减压后的气体反向排出，保持总动量守恒，进气道补充填入空气(190～1000μs)，进入下一个循环。
[0067]
火箭烧蚀模式下：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。
[0068]
四、发射过程
[0069]
1、光船以及有效载荷在洁净室中组装，将装置放置在自旋平衡机上进行静态和动态自旋平衡并确定质量特性，完成光船装置飞行计算机的引导更新，为光船加注水推进剂，清洁光船并装载到运输容器中。
[0070]
2、测量风速风向，如果适合发射，将装有光船的运输容器滚动到发射台，起重机提
升运输容器并将其降低到衬垫旋转轴承上，将运输容器的顶盖插销释放并由起重机将顶盖拆卸，一旁的平台服务塔会伸出一个带有旋转轴承、地面动力脐带和水加油管线的平衡臂，当旋转帽与光船对接的时候地面动力脐带和水加油管线会自动匹配，之后在下方会伸出气动旋转臂。
[0071]
3、对光船计算机进行最终的指导更新并进行最后的天气环境确认。
[0072]
4、光船加注工质完成并撤除加油线，光船内部能源转移完成并撤除地面动力脐带，气动系统使光船旋转，使其能更稳定地穿过空气并压缩空气，之后平衡臂通过服务塔撤除，气动臂通过服务塔撤除，最后激光器打开并将光船推向空中。
[0073]
5、要使光船进入400km近地轨道，在发射时通过喷射水工质产生差速推力调整其俯仰角，并工作在大气吸气模式下，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。
[0074]
本实施例还提供了一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力方法，该方法包括如下步骤：(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。
[0075]
本发明通过提出“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。
[0076]
本发明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。
[0077]
本发明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。
[0078]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明
的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。