CN110718843B - 吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，包括吸气式连续旋转爆震燃烧装置、过渡段、CO₂气动激光生成装置和排气段；吸气式连续旋转爆震燃烧装置用于产生高温高压的燃气热源，作为下游产出激光的总能源，包括中心体和筒形外壳；中心体包括从前至后依次设置的进气锥部、大圆柱部、小圆柱部和尾锥部；进气锥部与前端锥形壳之间的间隙形成进气道，小圆柱部与后端筒形壳之间的间隙形成旋转爆震燃烧室。本发明应用在吸气式飞行器上，采用吸气式连续旋转爆震燃烧装置作为泵浦源，产出的激光效率高，节省能源。并能在不增加其负荷的同时，采用同一套吸气式连续旋转爆震燃烧装置，既可产生推力，又能产出激光。

Description

吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器

技术领域

本发明涉及CO₂气动激光器领域，特别是一种吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器。

背景技术

气体激光器是激光器大家族中种类最多、波长分布区域最宽、应用最广的一类激光器。其突出的优点是：它所发射的谱线的波长分布区域宽、光束质量高和输出功率大。与其他激光器相比，气体激光器还具有转换效率高，结构简单，造价低廉等优点，从而得到了广泛的应用。

气体激光器的基本工作原理：通过泵浦源释放能量，使气体粒子有选择性的被激发到某高能级上，从而形成与某低能级间的粒子数翻转，产生激活介质，然后通过光腔谐振产出激光输出，将泵浦源的能量转化为光能。

气动激光器可以将热能直接转化为相干辐射能，而对于采用何种热源形式(如燃烧、化学反应、电弧加热、核反应等)则无限制。其中，自带燃料又依赖外部空气的吸气式燃烧驱动气动激光器利用燃料燃烧作为泵浦源，不需要外界提供额外的能量，虽然其能量转化率(约1％-2％)在激光器中不占优势，但其因而具有性能稳定、结构简单、体积小、经济实用并能输出大功率(可达兆瓦)连续激光等优点，尤其是相比较化学激光器来说，不需要体积庞大的用于压力恢复系统(比如引射器)，这些突出优点使吸气式燃烧驱动气动激光器很容易成为实用的强激光光源。

吸气式燃烧驱动CO₂气动激光器，可以用一般的碳氢燃料通过与氧化剂(如空气)燃烧的办法来驱动，消耗小，其燃料可以是液态的甲苯、苯、煤油，或者气态的乙炔、甲烷碳氢燃料，燃料选取原则为含碳较多含氢较少且易燃易爆，通过控制燃料配比控制产物中水的含量。由于其不仅可以输出连续波高功率激光，用于激光推进等需要连续高功率激光的用途，而且波长适于对远红外探测器的破坏(用于激光毁伤)。因此吸气式燃烧驱动CO₂气动激光器的发展受到人们极大的关注。

然而，传统吸气式燃烧驱动的CO₂激光器概念还存在着如下不足，有待改进：

1.传统吸气式燃烧驱动的CO₂激光器通过等压燃烧(目前几乎所有动力装置中采用的燃烧组织形式)将燃料的化学能转化为热能，热能最终转变为相关辐射能(激光器的光能)。然而，等压燃烧是以爆燃形式组织燃烧，火焰传播速度慢，热力循环效率低，因此热能转换为激光的效率较低，目前通过吸气式燃烧产出激光的能量转化效率理论上约为1％-2％。从燃烧热力循环角度来看，相比较爆燃仅约27％的热力循环效率，相同条件下爆震燃烧则可达到49％，如果用于吸气式燃烧驱动的CO₂激光器，则可以大幅提升激光转换效率。

2.由于传统吸气式燃烧驱动的CO₂激光器产出的激光效率低，故而，在产出一个设定输出量的激光时，所需的燃料量大，能效比低。而且由于出光率低且未经过专门设计，较大的设备体积使其仅用于地面出光实验。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，该吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器采用吸气式连续旋转爆震燃烧装置作为泵浦源，充分利用了爆震燃烧释热速率快、热力循环效率高的优势，故而高温高压的燃气作为泵浦源产出的激光效率高，节省能源。当旋转爆震发动机作为动力在吸气式飞行器上使用时，能够经过合理设计实现核心机的一机多用，即采用同一套吸气式连续旋转爆震燃烧装置，既能产出激光，又能产生推力，这个过程可以同一套排气装置上实现，也可以连接不同的排气装置实现。在地面与配套的吸气环境使用时，能够用于产生大功率连续激光。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，安装在吸气式飞行器上，包括吸气式连续旋转爆震燃烧装置、过渡段、CO₂气动激光产生装置和排气段。

吸气式连续旋转爆震燃烧装置包括中心体和同轴套装在中心体外周的筒形外壳。

筒形外壳包括一体设置的前端锥形壳和后端筒形壳。

中心体包括从前至后依次设置的进气锥部、大圆柱部、小圆柱部和尾锥部。大圆柱部的直径不小于进气锥部的最大截面直径，但大于小圆柱部的直径。

进气锥部与前端锥形壳之间的间隙形成进气道，大圆柱部与后端筒形壳的前端之间的间隙形成隔离段，小圆柱部与后端筒形壳之间的间隙形成旋转爆震燃烧室。

大圆柱部的中心设有燃料积液腔和沿燃料积液腔周向布设的多个环形燃料喷注通道，每个燃料喷注通道的一端与燃料积液腔相连，燃料积液腔通过中心体冷却通道与外侧的燃料供应系统相连。每个燃料喷注通道的另一端与隔离段或旋转爆震燃烧室前端相连通。

位于旋转爆震燃烧室前端的后端筒形壳上设有点火装置，用于将从燃料喷出口喷出的燃料和从进气锥部进入的氧化剂的混合气进行点燃。其中，氧化剂为空气。

CO₂气动激光产生装置通过过渡段与吸气式连续旋转爆震燃烧装置相连接。CO₂气动激光产生装置包括矩形壳体、内置在矩形壳体中的阵列喷管和光腔，与光腔对应的矩形壳体上设置激光出口。

当吸气式飞行器超音速飞行时，超声速的空气从进气道吸入并变为亚声速或者超声速，在隔离段或旋转爆震燃烧室前端与从燃料喷注通道喷注的燃料预混合，并经点火装置点火，在旋转爆震燃烧室产生旋转爆震波组织的燃烧，燃烧后气体经CO₂气动激光产生装置后产生连续激光。

旋转爆震燃烧室的环形宽度δ和最小长度L_min，满足如下计算公式：

δ≥0.5λ，当采用液体燃料时，还需δ≥d。

其中，h^*＝(12±5)λ

式中，λ为旋转爆震燃烧室在室压下混合气所对应的胞格尺寸，d为燃料液滴的最小直径。

旋转爆震燃烧室的周长l则满足如下计算公式：

式中，h为旋转爆震燃烧室中混合气的高度，近似等于爆震波高度h^*。U_j为喷注速度，取决于隔离段中空气来流速度，该空气来流速度位于小于D的亚声速到超声速范围内。D为爆震波传播速度。

中心体冷却通道设置在小圆柱部和尾圆锥部中，且与小圆柱部和尾圆锥部的外形轮廓相同。

后端筒形壳中设置有外壳冷却液通道。

点火装置为火花塞和热射流中一种或两种。

过渡段为圆转矩的结构，包括上游圆形段和下游矩形段，下游矩形段的纵截面积不超过吸气式连续旋转爆震燃烧装置尾部的圆形截面积。

排气段设置在CO₂气动激光产生装置的尾端，其构型依据激光器的工作模式而定，当仅用于产出激光用途时，呈减缩构型。既要产出激光，又要产生推力时，排气段则呈缩放构型。

本发明具有如下有益效果：

1.采用吸气式连续旋转爆震燃烧装置作为泵浦源，将燃料的化学能转化为燃气的热能，然后经由阵列喷管使燃气加速，再通过光腔的作用，产出激光，实现燃烧产光的目的，同时剩余燃气从尾部排气段排出。由于采用了吸气式连续旋转爆震燃烧技术，吸气式连续旋转爆震是爆震燃烧的一种实现形式，除了具备爆震燃烧的特点外，还具有连续工作持续输出的特点。在自身携带燃料，氧化剂采用环境中空气时其工作模式为吸气式连续旋转爆震燃烧模式。爆震燃烧以激波与燃烧波耦合的方式消耗未燃混合物，传播速度可以达到几千米每秒，能够产生极高的燃气压力(大于15-55atm)和燃气温度(大于2800K)。由于爆震波传速度极快，其后的燃烧过程可视为等容燃烧过程，因而其热力循环效率很高，故而产出的激光效率高，能将产出效率几乎翻倍(吸气式燃烧驱动CO₂气动激光器理论水平约1％-2％)。

2.由于产出的激光效率大幅提高，故而，在产出相同输出量的激光时，所需的燃料量小，能效比高。相比较传统的吸气式燃烧驱动激光器方案，同样燃料可产出更多激光或工作更长时间。

3.对于以吸气式连续旋转爆震发动机为动力的飞行器，因为爆震燃烧产物的热能转换为激光的比例理论上为1.8％-3.6％，仍有大部分热能被转化为燃气动能而排出，故而采用同一套吸气式连续旋转爆震燃烧装置，既能产出激光，又可产生推力，从而拓展了飞行器应用的能量利用途径。

4.对于以吸气式连续旋转爆震发动机为动力的飞行器，具备通过燃烧产出激光的功能，可减少专用的激光产生系统；可为机载或弹载激光设备提供激光，比如激光测距、制导等；可以增加飞行器的防御能力和攻击能力，比如发射高功率连续激光毁伤(拦截)来袭目标或者攻击敌方空间目标。

附图说明

图1显示了本发明吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器的结构示意图。

图2显示了中心体的结构示意图。

图3显示了阵列喷管的结构示意图。

其中有：1进气道，2隔离段，3旋转爆震燃烧室，4燃料喷注通道，5燃料冷却进口，6外壳冷却液出口，7中心体，71进气锥部，72大圆柱部，73小圆柱部，74尾圆锥部，8筒形外壳，9燃料积液腔，10外壳冷却液入口，11火花塞，12热射流入口，13中心体冷却通道，14过渡段壳体，15阵列喷管，16光腔，17激光出口，18排气段壳体，19补料孔。

另外，图1中：Ⅰ表示吸气式连续旋转爆震燃烧装置；Ⅱ表示过渡段；Ⅲ表示CO₂气动激光产生装置；Ⅳ表示排气段。

具体实施方式

下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。

如图1所示，一种吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，安装在吸气式飞行器上，包括从左至右依次同轴设置的吸气式连续旋转爆震燃烧装置Ⅰ、过渡段Ⅱ、CO₂气动激光产生装置Ⅲ和排气段Ⅳ。

吸气式连续旋转爆震燃烧装置作为泵浦源，为CO₂气动激光产生装置Ⅲ提供燃烧后的高温高压气体。

吸气式连续旋转爆震燃烧装置包括中心体7和同轴套装在中心体外周的筒形外壳8。

筒形外壳包括一体设置的前端锥形壳和后端筒形壳。

后端筒形壳中优选设置有外壳冷却液通道，目的是为了冷却吸气式旋转爆震燃烧装置。优选，后端筒形壳上部左侧设置外壳冷却液入口10，后端筒形壳下部右侧设置外壳冷却液出口6。

如图2所示，中心体包括从前至后依次设置的进气锥部71、大圆柱部72、小圆柱部73和尾锥部74，大圆柱部的直径不小于进气锥部的最大截面直径，但大于小圆柱部的直径。

进气锥部与前端锥形壳之间的间隙形成进气道1，便于空气从该进气道进入。进气锥部的结构近似梭形。

大圆柱部与后端筒形壳的前端之间的间隙形成隔离段2，该隔离段能防止后续旋转爆震燃烧室中气流回传，隔离旋转爆震燃烧室的压力脉动对进气道的影响，对进气道和燃烧室的配合工作有重大的影响。另外还起增压左右，保证空气顺利通过隔离段并进行点火。

小圆柱部与后端筒形壳之间的间隙形成旋转爆震燃烧室3，旋转爆震燃烧室的纵截面呈环形，是旋转爆震燃烧的场所。

激光器整体尺寸取决于上游吸气式连续旋转爆震燃烧装置的尺寸，吸气式连续旋转爆震燃烧装置中旋转爆震燃烧室的环形宽度δ(也即为中心锥体圆柱部与壳体之间的间隙)和最小长度L_min，满足如下计算公式：

δ≥0.5λ，当采用液体燃料时，还需δ≥d；

其中，h^*＝(12±5)λ

式中，λ为旋转爆震燃烧室在室压下混合气所对应的胞格尺寸，d为燃料液滴的最小直径。

旋转爆震燃烧室的周长l则满足如下计算公式：

式中，h为旋转爆震燃烧室中混合气的高度，近似等于爆震波高度h^*；U_j为喷注速度，主要取决于隔离段中空气来流速度，该空气来流速度位于小于D的亚声速到超声速范围内；D为爆震波传播速度。

大圆柱部的中心设有燃料积液腔9和沿燃料积液腔周向布设的若干燃料喷注通道4，每个燃料喷注通道的一端与燃料积液腔相连，燃料积液腔通过中心体冷却通道13与外侧的燃料供应系统相连；每个燃料喷注通道的另一端与隔离段或旋转爆震燃烧室前端相连通。

上述中心体冷却通道优选设置在小圆柱部和尾圆锥部中，且与小圆柱部和尾圆锥部的外形轮廓相同。中心体冷却通道中的燃料冷却进口5优选设置在与隔离段相对应的后端筒形壳上。燃料冷却进口与燃料供应系统相连，所提供的燃料可以是液态的甲苯、苯、煤油，或者气态的乙炔、甲烷碳氢燃料，燃料选取原则为含碳较多含氢较少且易燃易爆，通过控制燃料配比控制产物中水的含量，一般要求少于总质量的1％，燃料获取容易。

通过向燃料冷却进口5通入燃料，从而实现向燃烧室提供燃料和对中心体的冷却，也即采用再生冷却方式，液体燃料流经中心体冷却通道，使中心体降温，燃料升温，便于雾化蒸发，提高了能量利用率。上述燃料积液腔9，起到缓冲、稳压的作用。

位于旋转爆震燃烧室前端的后端筒形壳上设有点火装置。点火装置优选为火花塞和热射流中一种或两种。本发明中，点火装置同时包括火花塞和热射流，也即在后端筒形壳上部左侧同时设置火花塞11和热射流入口12。

火花塞11和热射流入口12为爆震提供两种起爆方式，分别是火花塞高能点火起爆以及热射流起爆。点火时，任选一种点火方式即可。

CO₂气动激光产生装置包括矩形壳体、内置在矩形壳体中的阵列喷管15和光腔16，与光腔对应的矩形壳体上设置激光出口17。其中，矩形壳体的纵截面呈矩形。

上述阵列喷管15和光腔16均为成熟的现有技术，阵列喷管的结构如图3所示，气体通过阵列喷管的缝隙加速至超声速。阵列喷管上端设置的补料孔19用于补充不足的成分(如CO₂、N₂等)。光腔具有特定的几何结构，能够使激活介质形成光学谐振，从而输出相干辐射，从激光出口处输出激光。光腔优选通过法兰连接排气段中的排气段壳体18。

过渡段用于连接吸气式连续旋转爆震燃烧装置中的筒形外壳和CO₂气动激光产生装置中的矩形壳体，过渡段壳体14为圆转矩的结构，中心体中尾圆锥部的尖顶朝向过渡段，便于整流。过渡段为圆转矩的结构，包括上游圆形段和下游矩形段，下游矩形段的纵截面积不超过吸气式连续旋转爆震燃烧装置尾部的圆形截面积，两者理论面积相等则更优。

排气段设置在CO₂气动激光产生装置的尾端，排气段壳体18可依据使用功能配备不同的构型，仅用于产出激光用途时，呈减缩构型，当同时用于产出激光和产生推力时可呈缩放构型。

当吸气式飞行器超音速飞行时，超声速的空气从进气道吸入并变为亚声速或超声速，在隔离段或旋转爆震燃烧室前端与从燃料喷注通道喷注的燃料预混合，并经点火装置点火，在旋转爆震燃烧室产生旋转爆震波组织燃烧，燃烧后气体经CO₂气动激光产生装置后产生连续激光。

参照图1，在根据本发明的吸气式续旋转爆震燃烧驱动的预混式CO₂气动激光器中，吸气式旋转爆震燃烧装置Ⅰ，旋转爆震燃烧所产生的高温高压气体(主要成分为CO₂、N₂和H₂O)是CO₂激光器Ⅲ的工作介质。由于N₂分子的振动弛豫时间非常长，所以它的主要作用就是储存振动能；N₂分子的振动能级与CO₂分子的高振动能级发生振动耦合；而CO₂分子的低振动能级粒子数，则因催化剂H₂O的去活化作用，维持在接近平动温度的平衡浓度。

当高温混合气体通过阵列喷管15快速膨胀加速时，气体的热能迅速地变为气体的动能，分子平动温度急剧下降。CO₂中低能级的分子粒子数，由于弛豫很快，也急剧下降。而高能级的粒子数，弛豫很慢，所以被“冻结”起来，维持较高的粒子数密度。这种弛豫速率的差别，称为差分弛豫。差分弛豫造成了CO₂的高能级粒子数密度超过低能级粒子数密度，这就形成了产生受激辐射的必要条件即粒子数反转的条件。满足这种条件的介质，称为激活介质。由于CO₂高能级分子和N₂分子振动能的共振耦合，高能级粒子数得到持续补充；由于CO₂低能级分子与催化剂H₂O分子的共振耦合，低能级粒子数被不断抽空，这样就体现了持续的受激辐射。然后通过光腔16对激活介质造成光学谐振，从而获取放大作用和相干辐射输出，最后从激光出口17输出激光。

由于旋转爆震燃烧室中的燃烧过程由一般的等压燃烧变为近似等容燃烧，显著提高了能量释放速率和热力循环效率，能够为CO₂气动激光产生装置提供更强的高温高压气体。与传统的燃烧室相比，本发明中的旋转爆震燃烧室3的尺寸较短，从而缩小了气动激光器的整体尺寸，有利于气动激光器的小型化。

参照图1，本发明的CO₂气动激光产生装置Ⅲ部分，前端通过过渡段，与连续旋转爆震燃烧装置连接，过渡段实际上是一个圆转矩结构，用于连接爆震燃烧装置和CO₂气动激光产生装置，将高温高压气体引致阵列喷管15处。经过阵列喷管后，气体膨胀加速，形成超声速低气压气流，不便于排放，而排气段的作用是使装置排气顺畅从而能够持续工作，仅产出激光时呈减缩构型，将超声速气流的部分动能恢复为压力势能，使压力恢复为与大气压相近；既产出激光又产生推力时则呈缩放构型，即实现热能到光能转换的同时继续利用了燃气排放的动能。

以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，其特征在于：安装在吸气式飞行器上，包括吸气式连续旋转爆震燃烧装置、过渡段、CO₂气动激光产生装置和排气段；

吸气式连续旋转爆震燃烧装置包括中心体和同轴套装在中心体外周的筒形外壳；

筒形外壳包括一体设置的前端锥形壳和后端筒形壳；

中心体包括从前至后依次设置的进气锥部、大圆柱部、小圆柱部和尾锥部；大圆柱部的直径不小于进气锥部的最大截面直径，但大于小圆柱部的直径；

进气锥部与前端锥形壳之间的间隙形成进气道，大圆柱部与后端筒形壳的前端之间的间隙形成隔离段，小圆柱部与后端筒形壳之间的间隙形成旋转爆震燃烧室；

大圆柱部的中心设有燃料积液腔和沿燃料积液腔周向布设的多个环形燃料喷注通道，每个燃料喷注通道的一端与燃料积液腔相连，燃料积液腔通过中心体冷却通道与外侧的燃料供应系统相连；每个燃料喷注通道的另一端与隔离段或旋转爆震燃烧室前端相连通；

燃料供应系统所提供的燃料为液态的甲苯、苯、煤油，或者气态的乙炔、甲烷碳氢燃料，燃料选取原则为含碳量大于含氢量且易燃易爆，通过控制燃料配比控制产物中水的含量，产物中水的含量要求少于总质量的1％；

位于旋转爆震燃烧室前端的后端筒形壳上设有点火装置，用于将从燃料喷出口喷出的燃料和从进气锥部进入的氧化剂的混合气进行点燃；其中，氧化剂为空气；

CO₂气动激光产生装置通过过渡段与吸气式连续旋转爆震燃烧装置相连接；CO₂气动激光产生装置包括矩形壳体、内置在矩形壳体中的阵列喷管和光腔，与光腔对应的矩形壳体上设置激光出口；

当吸气式飞行器超音速飞行时，超声速的空气从进气道吸入并变为亚声速或者超声速，在隔离段或旋转爆震燃烧室前端与从燃料喷注通道喷注的燃料预混合，并经点火装置点火，在旋转爆震燃烧室产生旋转爆震波组织的燃烧，燃烧后气体经CO₂气动激光产生装置后产生连续激光；

过渡段为圆转矩的结构，包括上游圆形段和下游矩形段，下游矩形段的纵截面积不超过吸气式连续旋转爆震燃烧装置尾部的圆形截面积；

排气段设置在CO₂气动激光产生装置的尾端，其构型依据激光器的工作模式而定，当仅用于产出激光用途时，呈减缩构型；既要产出激光，又要产生推力时，排气段则呈缩放构型。

2.根据权利要求1所述的吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，其特征在于：旋转爆震燃烧室的环形宽度δ和最小长度L_min，满足如下计算公式：

δ≥0.5λ，当采用液体燃料时，还需δ≥d；

其中，h^*＝(12±5)λ

式中，λ为旋转爆震燃烧室在室压下混合气所对应的胞格尺寸，d为燃料液滴的最小直径。

3.根据权利要求2所述的吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，其特征在于：旋转爆震燃烧室的周长l则满足如下计算公式：

式中，h为旋转爆震燃烧室中混合气的高度，等于爆震波高度h^*；U_j为喷注速度，取决于隔离段中空气来流速度，该空气来流速度位于小于D的亚声速到超声速范围内；D为爆震波传播速度。

4.根据权利要求1所述的吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，其特征在于：中心体冷却通道设置在小圆柱部和尾圆锥部中，且与小圆柱部和尾圆锥部的外形轮廓相同。

5.根据权利要求1所述的吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，其特征在于：后端筒形壳中设置有外壳冷却液通道。

6.根据权利要求1所述的吸气式连续旋转爆震燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，其特征在于：点火装置为火花塞和热射流中一种或两种。

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