专利名称：分离式全方位接收激光推力器的制作方法
技术领域：
本发明涉及航天推进技术领域激光推进技术，特别是一种分离式全方位接收激光推力器。
背景技术：
在航天推进技术领域中，如何降低发射成本、提高有效载荷一直是研发的热点。传统的卫星发射需要大型的化学运载火箭，发射重量中燃料占了很大的比例，入轨有效载荷比重仅约为1.5％，发射成本高达$10000/kg，且污染大。以我国的第一颗人造卫星为例，“东方红”号重173kg，若以1.5％为有效载荷的话，实际发射重量为11533kg，可见大部分的能源用来推进推进剂本身，造成能源的浪费。故一直以来科学家们都在探索，谋求以新的推进原理取代传统发射方式。
激光推进(Laser Propulsion)是利用高能激光与工质相互作用产生的高温高压等离子体气流的反作用力推动飞行器前进的新概念推进技术。
该设想是美国学者Kantrowitz于1972年首先提出的。激光推进既能达到较大推力(104N量级)，又能获得较高比冲(103S以上)，可望用于微小型空间飞行器的单级入轨，以及飞行器的空间推进或姿态调整。由于比冲高，能量可从远距离地基或空基激光器输入，自身不需携带能源系统，可大大提高飞行器的有效入轨载荷(达15％以上)，降低成本(据估算可降低1个数量级以上)，同时减轻污染。因此，激光推进研究得到各国普遍的重视和迅速发展。
激光推力器的典型代表是Myrabo提出的“光船(lightcraft)”模型，如图1所示，于2000年使用10kW脉冲二氧化碳激光器将重50g的光船模型垂直发射到了71m的高度，并于2002年申请了专利(Myrabo L N，Laser propelled vehicle，US Patent6488233B1，2002)，该模型中抛物形尾锥同时起反射聚焦和扩张喷管的作用。这一类设计聚焦镜和推力室喷管都是共用的，但存在如下的缺点(1)激光束和推进器共轴，难以改变激光入射方向，不利于接收不同方位入射的激光束和改变飞行方向；(2)因兼顾两点，难以做到最优，如聚焦需要抛物面形，但作为推力室和喷管，抛物型扩展不一定最佳；(3)随喷管内表面温升或污染，将会影响反射性能，易使光学镜面失效；
俄罗斯Ageichik等人提出了一种“空天激光推进发动机”(ASLPE，Airspace LaserPropulsion Engine)的设想，如图2所示，它通过独立的两次轴对称反射聚焦，实现了聚焦光学系统和推力系统的分离。为了调节激光接收方向，在聚焦系统前方增加了外部光学接收系统，但这样一来，激光束经过了4次反射，不仅光路复杂，还造成了能量的损失。这一类发动机虽然可以调节接收激光束的方向，但其调节的范围是有限的。
发明内容
本发明的技术解决问题克服现有技术的不足，提供一种分离式全方位接收激光推力器，该推力器的光学系统和推力系统彻底分离，光学系统不受高温高压推进气流的影响，全方位接收空间任何方向的激光束，以适应各种轨道条件；且具光学系统只经过2次反射聚焦，结构简单，光损失较小本发明的技术解决方案之一为采用单光束发动机结构的分离式全方位接收激光推力器，它包括光学系统、推进剂储箱、燃烧室及喷管，所述的光学系统位于燃烧室外的一侧，在燃烧室一侧上开有透明圆形的激光入射窗口，光学系统以激光入射窗口为轴旋转，实现接收xz平面内所有的激光束，当激光光束汇聚集至燃烧室中心位置时，点燃燃烧室内的推进剂，从喷管中喷出，产生向前的推力，达到推进的目的。
本发明的技术解决方案之二采用双光束单发动机结构的分离式全方位接收激光推力器，它包括两个光学系统、推进剂储箱、燃烧室及喷管，所述的两个光学系统分别对称位于燃烧室外的两侧，在燃烧室的两侧上分别开有透明圆形的激光入射窗口，两个光学系统以激光入射窗口为轴旋转，实现接收xz平面内所有的激光束，当两个激光光束汇聚在同一燃烧室的中心位置时，点燃燃烧室内的推进剂，从喷管中喷出，产生向前的推力，达到推进的目的。
本发明的技术解决方案之三采用双光束双发动机结构的分离式全方位接收激光推力器，包括两个光学系统、推进剂储箱、两个燃烧室及两个喷管，所述的两个光学系统分别对称位于两个并排的燃烧室外的两侧，在两燃烧室的一侧上分别开有透明圆形的激光入射窗口，两个光学系统以激光入射窗口为轴旋转，以实现接收xz平面内所有的激光束，当两个激光光束分别汇聚在两个燃烧室各自中心位置时，分别点燃两个燃烧室内的推进剂，产生等离子体，并从各自的喷管中喷出，产生向前的推力，达到推进的目的。
上述三个方案的光学系统均由固定在支架上的抛物面反射镜和平面反射镜构成，平面反射镜放置在抛物面反射镜与抛物面反射镜焦点的中心位置，在平面反射镜的中心为转动轴，旋转电机驱动转动轴绕y轴旋转，激光光束经过抛物面反射镜聚集后反射至平面反射镜，再经平面反射镜聚集后穿过旋转轴的中心进入燃烧室。
在支架的一端与旋转轴垂直的位置设有平衡锤，以使光学系统在旋转时质心不变。
本发明与现有技术相比的优点在于(1)光学系统和推力系统彻底分离，光学系统不受高温高压推进气流的影响，两个系统的结构及选材可以分别优化设计。
(2)可全方位接收空间任何方向的激光束，以适应各种轨道条件。当同时接收双光束时，两束激光只要共面，不必相互平行。为激光器布位、接力等提供方便。垂直发射时，激光束不必从飞行器底部向上照射，可以从侧向入射，如图4、5所示。
(3)光学系统只经过2次反射聚焦，结构简单，光损失较小。
(4)采用双光束单/双发动机构型，一是飞行器结构对称的需要，二是可以降低单台激光器的功率。目前，大功率激光器是实现激光推进的最大的技术瓶颈，发射微型卫星入轨至少需要1MW的激光器，若采用双光束设计，可使用2台500KW的激光器，大大降低激光器和激光发射系统的研制成本。双光束单/双发动机构型可以较平稳的实现激光器接力(如关闭一台激光器，切换至另一台激光器)，激光器短暂故障的过渡，调节飞行方向等功能等。
(5)本发明可适用于固体、气体和液体推进剂。
图1为Myrabo提出的“光船”模型；图2为空天激光推进发动机模型；图3为本发明采用单光束发动机结构的分离式全方位接收激光推力器图；图4为本发明双光束单发动机结构的分离式全方位接收激光推力器结构图；图5为本发明双光束双发动机结构的分离式全方位接收激光推力器结构图；图6为本发明的光学系统结构图；图7为本发明的xz平面内360°调节激光束和推力夹角；图8为本发明的发射入射激光的布置和跟踪示意图。
具体实施例方式
本发明共有三种结构形式，采用单光束发动机的结构、采用双光束单发动机的结构和采用双光束双发动机的结构，下面分别详细说明。
如图3所示，为本发明采用单光束发动机结构的推力器，它由光学系统1、推进剂储箱2、燃烧室3及喷管4组成，光学系统1位于燃烧室3的外一侧，并与箭体固体连接，在燃烧室3上开有透明圆形的激光入射窗口5，光学系统1以激光入射窗口为轴旋转，实现接收xz平面内所有的激光束，当激光光束垂直通过激光入射窗口5聚集入射至燃烧室3的中心位置6上时，点燃燃烧室内的推进剂，从喷管中喷出，产生向前的推力。
如图4所示，为本发明的双光束单发动机推力器，它由位于燃烧室3两侧的两个光学系统1和1’、燃烧室3，喷管4组成，两个光学系统1和1’分别对称位于燃烧室3外的两侧，并与箭体的两侧固体连接，在燃烧室3的两侧上分别开有透明圆形的激光入射窗口5和5’，两个光学系统1和1’以各自的激光入射窗口5和5’为轴旋转，两个激光入射窗口5和5’同轴，并与的火箭体轴线RR’垂直，实现接收xz平面内所有的激光束，当两个激光光束垂直通过激光入射窗口5和5’汇聚在同一燃烧室3的中心位置6时，点燃燃烧室3内的推进剂，产生的等离子体，从喷管4中喷出，产生向前的推力。
如图5所示，为本发明的双光束双发动机推力器，它包括两个光学系统1和1’、推进剂储箱2、两个燃烧室3和3’及两个喷管4和4’，两个光学系统1和1’分别对称位于两个并排设置的燃烧室3和3’外两侧，在两个燃烧室3和3’的两外侧上分别开有透明圆形的激光入射窗口5和5’，两个光学系统1和1’以两个激光入射窗口5和5’为轴旋转，实现接收xz平面内所有的激光束，当两个激光光束分别垂直通过激光入射窗口5和5’汇聚在两个燃烧室3和3’各自的中心位置6和6’时，分别点燃两个燃烧室3和3’内的推进剂，从两个喷管4和4’中喷出，产生向前的推力。
如图6所示，本发明的光学系统1或1’由固定在支架11上的抛物面反射镜12和平面反射镜13构成，平面反射镜13放置在抛物面反射镜12与抛物面反射镜焦点的中心位置，在平面反射镜12的下端为转动轴14，旋转电机15驱动转动轴14绕y轴旋转，激光光束经过抛物面反射镜12聚集后反射至平面反射镜13，再经平面反射镜13聚集后穿过旋转轴14的中心，经透明圆形窗口或5’进入燃烧室3或3’。在支架11的一端与旋转轴14垂直的位置设有平衡锤16，平衡锤16的作用是使光学系统1或1’在旋转时质心不变。
如图7所示，固定光学系统1和1’，即激光器的在xz平面内的方位固定，绕y轴调节飞行器的轴线方向(即飞行器绕y轴旋转)，改变推力在xz平面内的方向，实现轨迹的弯曲。
本发明的原理如图8所示，在xy平面内调节入轨，其中LS1和LS2为激光发射基地，可以知道无论飞行器在任何位置，激光总能追踪到推力器上的激光两个接收反射镜，即抛物面反射镜和平面反射镜上，实现入轨。调节原理为光学系统1和1’可以分别由旋转电机15带动绕y轴旋转，这样，光学系统1或1’可以接收来自xz平面内的任何方向入射的激光束，并保持飞行器推力轴线不变，始终沿x方向。由于光学系统1和1’可以独立调节，因此它们可以分别接收来自xz平面内不同方向的激光束LB1和LB2，即激光器不必安放在同一方向或同一地点。也可以如图7所示，固定光学系统1和1’，即激光器的在xz平面内的方位固定，绕y轴在xz平面内360°调节飞行器轴线RR’和推力的方向，从而实现轨迹的弯曲。飞行器方位的改变可通过调节喷口方向等方法实现，光学系统1和1’方位的调节可通过伺服系统使光学系统相对y轴旋转来实现，并采用平衡锤16使得旋转时质心位置不变。
如果飞行器连同光学系统一起作环绕x轴的侧向转动(这一点可由侧向推力喷口等方法做到)，转角为，那么在新坐标内，重复上述xz平面内的调节过程，可实现空间全方位的调节，即不论激光器在何方向(但要求两束激光在同一平面内)，总能通过飞行器的侧向转动和光学系统的旋转运动接收到激光能量，不影响飞行器的飞行轨迹。由于激光束和推力之间的夹角可以任意调节，因此，可根据任务需求实现各种飞行轨道的设计。
权利要求
1.分离式全方位接收激光推力器，其特征在于包括光学系统、推进剂储箱、燃烧室及喷管，所述的光学系统位于燃烧室外的一侧，在燃烧室一侧上开有透明圆形的激光入射窗口，光学系统以该激光入射窗口为轴旋转，实现接收xz平面内所有的激光束，激光光束经光学系统汇聚集至燃烧室的中心位置，点燃燃烧室内的推进剂，从喷管中喷出，产生向前的推力。
2.根据权利要求1所述的分离式全方位接收激光推力器，其特征在于所述的光学系统由固定在支架上的抛物面反射镜和平面反射镜构成，平面反射镜放置在抛物面反射镜与抛物面反射镜焦点的中间位置，在平面反射镜的中心为转动轴，旋转电机驱动转动轴绕y轴旋转，激光光束经过抛物面反射镜聚集后反射至平面反射镜，再经平面反射镜聚集后穿过旋转轴的中心进入燃烧室。
3.根据权利要求2所述的分离式全方位接收激光推力器，其特征在于所述支架的一端与旋转轴垂直的位置设有平衡锤，以使光学系统在旋转时质心不变。
4.分离式全方位接收激光推力器，其特征在于包括两个光学系统、推进剂储箱、燃烧室及喷管，所述的两个光学系统分别对称位于燃烧室外的两侧，在燃烧室的两侧上分别开有透明圆形的激光入射窗口，两个光学系统以激光入射窗口为轴旋转，实现接收xz平面内所有的激光束，当两个激光光束汇聚在同一燃烧室的中心位置时，点燃燃烧室内的推进剂，从喷管中喷出，产生向前的推力，达到推进的目的。
5.根据权利要求4所述的分离式全方位接收激光推力器，其特征在于所述的光学系统由固定在支架上的抛物面反射镜和平面反射镜构成，平面反射镜放置在抛物面反射镜与抛物面反射镜焦点的中间位置，在平面反射镜的中心为转动轴，旋转电机驱动转动轴绕y轴旋转，激光光束经过抛物面反射镜聚集后反射至平面反射镜，再经平面反射镜聚集后穿过旋转轴的中心进入燃烧室。
6.根据权利要求5所述的分离式全方位接收激光推力器，其特征在于所述支架的一端与旋转轴垂直的位置设有平衡锤，以使光学系统在旋转时质心不变。
7.根据权利要求4所述的分离式全方位接收激光推力器，其特征在于所述的两个激光光束共面。
8.分离式全方位接收激光推力器，其特征在于包括两个光学系统、推进剂储箱、两个燃烧室及两个喷管，所述的两个光学系统分别对称位于两个并排设置的燃烧室外两侧，在两个燃烧室的两外侧上分别开有激光入射窗口，两个光学系统以激光入射窗口为轴旋转，以实现接收xz平面内所有的激光束，当两个激光光束分别汇聚在两个燃烧室各自中心位置时，分别点燃两个燃烧室内的推进剂，从各自的喷管中喷出，产生向前的推力。
9.根据权利要求8所述的分离式全方位接收激光推力器，其特征在于所述的光学系统由固定在支架上的抛物面反射镜和平面反射镜构成，平面反射镜放置在抛物面反射镜与抛物面反射镜焦点的中间位置，在平面反射镜的中心为转动轴，旋转电机驱动转动轴绕y轴旋转，激光光束经过抛物面反射镜聚集后反射至平面反射镜，再经平面反射镜聚集后穿过旋转轴的中心进入燃烧室。
10.根据权利要求9所述的分离式全方位接收激光推力器，其特征在于所述支架的一端与旋转轴垂直的位置设有平衡锤，以使光学系统在旋转时质心不变。
11.根据权利要求8所述的分离式全方位接收激光推力器，其特征在于所述的两个激光光束共面。
全文摘要
分离式全方位接收激光推力器包括一个或两个光学系统、推进剂储箱、一个或两个燃烧室及喷管，一个或两个光学系统位于一个或两个燃烧室外的一侧，在燃烧室一侧上开有透明圆形的激光入射窗口，光学系统以该激光入射窗口为轴旋转，实现接收xz平面内所有的激光束，激光光束经光学系统汇聚集至燃烧室的中心位置，点燃燃烧室内的推进剂，从喷管中喷出，产生向前的推力。本发明的光学系统和推力系统彻底分离，光学系统不受高温高压推进气流的影响，全方位接收空间任何方向的激光束，以适应各种轨道条件。
文档编号F23Q13/00GK1970389SQ200610164810
公开日2007年5月30日 申请日期2006年12月6日 优先权日2006年12月6日
发明者唐志平, 张庆红 申请人:中国科学技术大学