[发明专利]激光推进发动机

说明书

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。

附图说明

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。

具体实施方式