热交换器模式激光推进是近年来激光推进研究中提出的一种独特的概念,以液氢为工质的热交换器是这种推进模式的核心部件。本文对这一概念中的换热器内工质传热流动性能、运载器总体方案、发射系统性能等开展研究。本文研究了激光推进微小卫星发射系统的概念和性能。建立了发射过程激光传输和激光推进运载器运动模型,分析了推进系统性能、大气传输衰减、模式转换高度、激光器功率、大气飞行阻力、发射点高度等因素对发射系统性能的影响。本文分析了氢工质在热交换器内的传热流动特性,建立了微通道内传热流动的一维模型,拟合了换热器工况范围内的氢工质的状态和热物性方程,分析了稳态工况下入口流动与结构参数对换热器内参数分布的影响。结果表明:在热交换器结构和工作参数的设计过程中,对工质流速的控制很重要。在本文模型中,将管道内工质的流速控制在50 m /s ,热交换器的出口工质温度就能够提升至1000K以上;提高换热器高温加热段的金属平板熔点到3000K以上,完全可以将工质出口温度提升至接近金属平板的温度,这样可以大幅度提高推进系统的性能。本文最后对热交换器模式发动机运载器系统方案进行了研究。介绍了热交换器模式改进型飞行器,对其发射方案进行了评估。结果表明:在发动机工作比冲接近600s的情况下,对于起飞质量为5400kg的飞行器而言,推重比为1.04左右。进一步将比冲优化至700s或800s ,可以将推重比提高至1.23或1.41,这样就完全能够保证发射任务的完成。因此,基于改进型飞行器的发射方案是可行的。另外,本文还结合激光与金属的作用机制,提出了金属平板温度的控制方案。