CN111504129B - 一种机载激光器气动引射结构及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种机载激光器气动引射结构及方法，通过气动分离产生低压区从而将激光器光腔下游的尾气引射排入大气。激光器位于载机的下方，与载机有间距，通过联接结构联接，激光器位置及角度均可调，保证激光器的作战视角。分离装置为大后掠角三角翼，根据载机的飞行速度及姿态角，调整安装角，使其背风区实现分离产生低压区，激光器的光腔内的激光尾气通过引射管引射入三角翼背风区的分离涡涡核处，从而实现激光尾气排入大气。采用机载激光器气动引射方法，有效利用机载激光系统的优势，充分利用气动分离产生低压区这一特点，解决喷嘴引射器需要实时提供引射介质的不足，同时无需携带杂而庞大的压力恢复系统，提高机载激光武器携带的便利性及作战连续性。

Description

一种机载激光器气动引射结构及方法
技术领域
本发明涉及一种机载激光器气动引射结构及方法，属于航天技术应用领域。
背景技术
化学激光器在运行时会释放大量的尾气，为了保证连续输出高功率激光，要求在光腔压力保持在较低的真空度，这就需要激光器配备尾气排放系统将激光器尾气排放到周围的大气中，以维持高速激光介质气流的低压环境。目前，激光器尾气处理方法主要有容积缓冲式和气流引射式两种，但两种尾气处理方式在机载激光武器应用方面均存在不足。
容积缓冲式时利用容积缓冲原理，将激光器尾气排入一定容积的真空球罐，然后利用真空泵组(罗茨泵+机械泵)将球罐气体压缩排放到大气。采用上述方法虽然能有效提高激光器的输出功率，但我们也可以发现，连续波高功率化学激光器无一例外的运转在低腔压下，其被动恢复压力都低于一个大气压，需要复杂而庞大的压力恢复系统将废气排到大气中去，这也在一定程度上限制了高能激光器在机载系统的应用。这种尾气处理方式最常见的就是采用吸附泵将尾气排出。吸附泵一方面增加的机载激光器的重量及体积，给激光器携带便利性带来一定影响；另一方面吸附泵形成低压环境抽取激光器尾气需要一定的响应时间，影响机载激光器的作战连续性，对对抗性空战有一定影响。
气流引射用引射流动原理，将激光器光腔下游的尾气实时地20kPa的静压恢复到略高于大气压后排入大气来维持激光器所需真空环境。引射器的工作原理是：由冷凝器流出的高温高压工作流体进入引射器的主喷嘴，经绝热膨胀过程使流体压力下降，流速上升，实现压力能向动能的转化。此时引射室内形成低压区，使得引射流体被喷嘴出口的高速工作流体吸入，两者在混合室内充分混合流动，实现能量与动量的交换。混合流体的压力上升，速度下降，最后进入扩散管中压缩，动能又转化为压力能。采用上述喷嘴引射能将激光尾气实时的排入大气层，但这种方法噪声大，冲击振动强。喷嘴需要实时提供引射介质。通常，为了减小引射器的规模，引射介质分子量和比热比小的气体，这对引射介质也提出了一定的要求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，针对机载激光器尾气处理存在的不足，提出了一种依靠气动分离产生低压区从而实现机载激光器尾气引射的结构及方法。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种机载激光器气动引射结构，包括：载机、激光器、分离装置和引射管；
激光器安装在载机下方，通过联接结构联接，分离装置位于激光器光腔后缘，激光器光腔内的尾气通过引射管引射到分离装置产生的分离低压区，从而实现激光器尾气引射。
进一步的，过联接结构联接后，激光器与载机之间有预设间距，激光器位置及角度均可调，保证激光器的作战视角。
进一步的，分离装置位于激光器光腔后缘，位置及安装角度均可调。
进一步的，分离装置为大后掠角三角翼结构。
进一步的，分离装置的后掠角为50°-80°，宽度b与激光器直径D之比0.8-1.2。
进一步的，分离装置上翼面三角形比下翼面三角形小，上翼面三角翼长度与下翼面三角翼长度之比L2/L1为0.5-0.9。
进一步的，分离装置的厚度d/L1在5％以内，L1为下翼面三角翼长度。
进一步的，分离装置的安装角可以调整，在实际工作时，三角翼的攻角为30°-45°。
进一步的，分离低压区位于三角翼状的分离装置背风区的分离涡涡核处。
进一步的，本发明还提出一种机载激光器气动引射方法，步骤如下：
(1)将激光器装载在载机的下方，与载机有预定的间距，通过联接结构联接；
(2)载机进入预定作战区域时，载机调整好飞行姿态角，激光器调整好位置及姿态角，保证激光器的作战视角；
(3)根据载机的飞行速度及姿态角，调整分离装置的安装角，使其背风区实现分离产生分离低压区；
(4)激光器的光腔内的激光尾气通过引射管引射入分离装置背风区的分离涡涡核处，从而实现激光尾气排入大气。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)采用本发明的机载激光器气动引射结构及方法，能有效解决激光器尾气处理需要复杂而庞大的压力恢复系统的不足，提高机载激光武器携带的便利性；
(2)采用本发明的机载激光器气动引射结构及方法，能实现机载激光器连续工作，解决了吸附泵形成低压环境抽取激光器尾气需要一定的响应时间，影响机载激光器的作战连续性的问题；
(3)采用本发明的机载激光器气动引射结构及方法，有效利用机载激光系统的优势，充分利用气动分离产生低压区这一特点，解决喷嘴引射器需要实时提供引射介质的不足。
附图说明
图1为本发明提供的机载激光器气动引射结构示意图；
图2为本发明提供的三角翼后掠角及宽度示意图；
图3为本发明提供的分离方案高压区示意图；
图4为本发明提供的三角翼引射原理示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行进一步详细介绍：
本发明是针对机载激光器尾气处理存在的不足，提出了一种依靠气动分离产生低压区从而实现机载激光器尾气引射的方法。采用这种激光器气动引射方法，有效利用机载激光系统的优势，充分利用气动分离产生低压区这一特点，解决喷嘴引射器需要实时提供引射介质的不足，同时不需要携带杂而庞大的压力恢复系统，提高机载激光武器携带的便利性及作战连续性。
如图1所示，机载激光器气动引射结构主要包括载机1、激光器2、分离装置3和引射管4，激光器位于载机的下方，与载机有一定的间距，通过联接结构联接，激光器位置及角度均可以调整，保证激光器有一定的作战视角。
分离装置3位于激光器光腔后缘，位置及安装角度均可调。分离装置为大后掠角三角翼(图2所示)，根据载机的飞行速度及姿态角，调整安装角，使其背风区实现分离产生低压区，激光器的光腔内的激光尾气通过引射管引射入三角翼背风区的分离涡涡核处，从而实现激光尾气排入大气，具体如图4所示。
基于上述引射机构，本发明提出的机载激光器气动引射方法，步骤如下：
(1)将激光器装载在载机的下方，与载机有预定的间距，通过联接结构联接；
(2)载机进入预定作战区域时，载机调整好飞行姿态角，激光器调整好位置及姿态角，保证激光器的作战视角；
(3)根据载机的飞行速度及姿态角，调整分离装置的安装角，使其背风区实现分离产生分离低压区；
(4)激光器的光腔内的激光尾气通过引射管引射入分离装置背风区的分离涡涡核处，从而实现激光尾气排入大气。
本实施案例中，载机进入预定作战区域时(飞行马赫数Ma＝0.7,飞行高度H＝8km)，激光气动引射结构开始工作。飞行器调整好飞行姿态角，激光器调整好位置及姿态角，位于激光器光腔后方的分离装置也调整好安装角，使得三角翼分离装置背风区在大攻角下分离产生低压区。
三角翼分离装置后掠角为50°-80°，宽度b与激光器直径D之比0.8-1.2。
三角翼上翼面三角形比三角翼下翼面三角形小，上翼面三角翼长度与下翼面三角翼长度之比L2/L1为0.5-0.9，具体尺寸如图3所示。
三角翼的厚度不宜过大，厚度d/L1在应在5％以内。
三角翼分离装置的安装角可以调整，在实际工作时，三角翼的攻角为30°-45°，这样能使得三角翼背风区存在分离低压区。
三角翼分离装置在给定的飞行高度及飞行马赫数时，在大攻角下能产生分离，背风区形成一个明显的低压区(低于20kPa)，激光器工作后产生的尾气进入激光器光腔，此时，该气压低于激光器光腔的气压，通过引射管将光腔内的尾气引射到三角翼分离装置的背风面低压区，具体的是背风区分离涡涡核处，从而实现激光器尾气排入大气，保证激光器的连续正常工作。
采用本发明的机载激光器气动引射结构及方法，能有效解决激光器尾气处理需要复杂而庞大的压力恢复系统的不足，提高机载激光武器携带的便利性；同时本发明方案能实现机载激光器连续工作，解决了吸附泵形成低压环境抽取激光器尾气需要一定的响应时间，影响机载激光器的作战连续性的问题，还充分利用气动分离产生低压区这一特点，解决喷嘴引射器需要实时提供引射介质的不足。
以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种机载激光器气动引射结构，其特征在于包括：载机（1）、激光器（2）、分离装置（3）和引射管（4）；
激光器（2）安装在载机（1）下方，通过联接结构联接，分离装置（3）位于激光器（2）光腔后缘，激光器光腔内的尾气通过引射管（4）引射到分离装置（3）产生的分离低压区，从而实现激光器尾气引射；
分离装置（3）的位置及安装角度均可调；分离装置（3）为大后掠角三角翼结构；分离装置（3）的后掠角为50°-80°，宽度b与激光器直径D之比0.8-1.2。
2.根据权利要求1所述的机载激光器气动引射结构，其特征在于：通过联接结构联接后，激光器（2）与载机（1）之间有预设间距，激光器（2）位置及角度均可调，保证激光器（2）的作战视角。
3.根据权利要求1所述的机载激光器气动引射结构，其特征在于：分离装置（3）上翼面三角形比下翼面三角形小，三角翼状的分离装置（3）上翼面长度与下翼面长度之比L2/L1为0.5-0.9。
4.根据权利要求3所述的机载激光器气动引射结构，其特征在于：分离装置（3）的厚度d/L1在5%以内。
5.根据权利要求1所述的机载激光器气动引射结构，其特征在于：分离装置（3）的安装角可以调整，在实际工作时，三角翼状的分离装置（3）的攻角为30°-45°。
6.根据权利要求1所述的机载激光器气动引射结构，其特征在于：分离低压区位于三角翼状的分离装置（3）背风区的分离涡涡核处。
7.一种基于权利要求1-6中任一项所述的机载激光器气动引射结构实现的机载激光器气动引射方法，其特征在于步骤如下：
（1）将激光器装载在载机的下方，与载机有预定的间距，通过联接结构联接；
（2）载机进入预定作战区域时，载机调整好飞行姿态角，激光器调整好位置及姿态角，保证激光器的作战视角；
（3）根据载机的飞行速度及姿态角，调整分离装置的安装角，使其背风区实现分离产生分离低压区；
（4）激光器的光腔内的激光尾气通过引射管引射入分离装置背风区的分离涡涡核处，从而实现激光尾气排入大气。
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