RU2326263C1 - Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) - Google Patents
Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2326263C1 RU2326263C1 RU2007117762/06A RU2007117762A RU2326263C1 RU 2326263 C1 RU2326263 C1 RU 2326263C1 RU 2007117762/06 A RU2007117762/06 A RU 2007117762/06A RU 2007117762 A RU2007117762 A RU 2007117762A RU 2326263 C1 RU2326263 C1 RU 2326263C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- laser
- fuel components
- candle
- channel
- fuel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Lasers (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для многократного запуска ракетных двигателей (РД), использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации па ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, при отработке двигателей в стендовых условиях. Группа изобретений может быть использована также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.The group of inventions relates to rocket and space technology and can be used for multiple launch of rocket engines (RD), using both liquid and gaseous rocket fuels in the conditions of their operation on rockets, spacecraft and orbital manned space stations, when developing engines in the bench conditions. The group of inventions can also be used in aircraft and in industrial power units.
Известен способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в смешении компонентов топлива, поступающих в камеру через тангенциальные и радиальные отверстия, воспламенение полученной смеси и выведение продуктов сгорания через цилиндрическое отверстие-сопло в центре устройства (см. патент США №3199295 от 26.08.1968 г.). Для воспламенения смешанных потоков компонентов топлива предусмотрен электрический способ воспламенения топливной смеси.There is a method of igniting fuel components in a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, which consists in mixing the fuel components entering the chamber through tangential and radial holes, igniting the resulting mixture and removing combustion products through a cylindrical nozzle hole in the center of the device (see US Pat. No. 3,199,295 for 08/26/1968). To ignite mixed flows of fuel components, an electrical method for igniting a fuel mixture is provided.
Недостатком этого способа является то, что смешение компонентов топлива образует в вихревом потоке весьма неоднородную топливную смесь, для воспламенения которой требуется высокая мощность, подводимая к электрической свече (~1 кВт), что приводит к достаточно большой массе источника питания электрической свечи. Кроме того, такой способ создает электромагнитные помехи при запуске РД, что может быть особенно критичным для различной аппаратуры при многократных включениях многосопловых двигательных установок.The disadvantage of this method is that the mixing of the fuel components forms a very heterogeneous fuel mixture in the vortex flow, which requires high power to be ignited to the electric candle (~ 1 kW), which leads to a sufficiently large mass of the electric candle power source. In addition, this method creates electromagnetic interference when starting the taxiway, which can be especially critical for various equipment with multiple starts of multi-nozzle propulsion systems.
Известно устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ЖРД преимущественно для кислородно-водородных двигателей (см. Гахун Г.Г. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, стр.77, рис.4.7). Устройство содержит корпус, внутри которого расположены реакционная полость, сужающаяся к выходу в камеру сгорания, трубопроводы подачи горючего и окислителя. Пусковые порции компонентов поджигаются электроискровой свечой, установленной в корпусе. Устройство работает следующим образом. Окислитель и горючее в реакционную полость подаются практически одновременно и смешиваются. Вниз по течению, где произошло смешение компонентов до заданного состава, на смесь воздействует искра от включенной электроискровой свечи, которая поджигает смесь. Недостатком данного способа и устройства, принятого за прототип, является то, что такой способ и устройство не эффективны при запуске двигателя в космических условиях в вакууме при малых расходах топлива и многократных включениях, когда при запусках и остановах продукты неполного сгорания загрязняют электроды свечи. Кроме того, при искрообразовании возбуждаются электромагнитные помехи.A device for igniting the components of the fuel in the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine mainly for oxygen-hydrogen engines (see Gakhun G.G. Design and design of liquid rocket engines. - M .: Mashinostroenie, 1989, p. 77, Fig. 4.7). The device comprises a housing, inside of which there is a reaction cavity, tapering towards the exit to the combustion chamber, fuel and oxidizer supply pipelines. Starting portions of the components are ignited by an electric spark plug installed in the housing. The device operates as follows. The oxidizing agent and fuel are fed into the reaction cavity almost simultaneously and mixed. Downstream, where the components were mixed to a predetermined composition, the spark is affected by the spark from the switched on electric spark plug, which ignites the mixture. The disadvantage of this method and the device adopted as a prototype is that such a method and device are not effective when starting the engine in space conditions in a vacuum at low fuel consumption and multiple starts, when during start-ups and shutdowns incomplete combustion products contaminate the spark plug electrodes. In addition, when sparking, electromagnetic disturbances are excited.
Технической задачей, на решение которой направлена группа изобретений, является обеспечение надежного воспламенения ракетных топлив в камерах сгораниях ракетных двигателей (КС РД) и снижение уровня электромагнитных помех в натурных условиях эксплуатации двигателей.The technical problem to which the group of inventions is directed is to ensure reliable ignition of rocket fuels in the combustion chambers of rocket engines (KS RD) and to reduce the level of electromagnetic interference in natural conditions of engine operation.
Для решения этой задачи предлагается способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания РД, основанный на раздельной и разновременной подаче пусковых порций компонентов топлива, подаче энергии и воспламенении смеси компонентов с получением факела продуктов сгорания, воспламеняющего основной расход компонентов топлива, при этом воспламенение осуществляют путем фокусировки лазерной энергии в область оптического пробоя, а подачу компонентов топлива и подачу лазерной энергии осуществляют таким образом, чтобы соотношение компонентов в этой области было оптимальным для воспламенения.To solve this problem, a method is proposed for igniting fuel components in the RD combustion chamber, based on the separate and simultaneous supply of starting portions of fuel components, supplying energy and igniting a mixture of components to produce a torch of combustion products igniting the main flow rate of the fuel components, the ignition being carried out by focusing a laser energy in the region of optical breakdown, and the supply of fuel components and the supply of laser energy is carried out in such a way that the ratio entom in this area was optimal for ignition.
Для решения этой задачи предлагается три варианта устройства для осуществления способа воспламенения компонентов топлива в камере сгорания РД. В первом варианте изобретения устройство содержит корпус с каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в КС, узлы подачи компонентов, устройство подачи энергии, реакционную полость. В качестве устройства подачи энергии используется лазерная свеча, снабженная фокусирующей линзой и установленная в корпусе соосно и с зазором относительно канала транспортировки продуктов сгорания. Выходной торец лазерной свечи и входной торец канала транспортировки образуют реакционную полость. Вход лазерной свечи оптически соединен по световоду с выходом лазера.To solve this problem, three variants of a device are proposed for implementing a method of igniting fuel components in an RD combustion chamber. In the first embodiment of the invention, the device comprises a housing with a channel for transporting the products of combustion of fuel components in the compressor station, components supply units, an energy supply device, a reaction cavity. As an energy supply device, a laser candle is used, equipped with a focusing lens and installed in the housing coaxially and with a gap relative to the channel for transporting combustion products. The output end of the laser candle and the input end of the transport channel form a reaction cavity. The input of the laser candle is optically connected through the optical fiber to the output of the laser.
Второй вариант устройства отличается тем, что в реакционной полости вблизи выходного торца лазерной свечи расположена мишень.The second variant of the device is characterized in that a target is located in the reaction cavity near the exit end of the laser candle.
Третий вариант устройства отличается от второго тем, что лазерная свеча снабжена оптическим волокном для транспортировки излучения в реакционную полость. В этом варианте устройство выполнено без фокусирующей линзы.The third version of the device differs from the second in that the laser candle is equipped with an optical fiber for transporting radiation into the reaction cavity. In this embodiment, the device is made without a focusing lens.
Величина сфокусированной энергии должна быть достаточной, чтобы в смеси компонентов произошел оптический пробой с получением лазерной искры. Порог пробоя зависит от различных параметров: состава смеси, давления, длины волны излучения света и ряда других факторов. В частности, для организации оптического пробоя в газе требуется выходная энергия лазерных импульсов длительностью порядка ~10-8 с и энергией ~50-100 мДж. Для снижения выходной энергии лазера его излучение можно сфокусировать на поверхность твердой мишени. В результате смесь взаимодействует с плазменным факелом, инициированным сфокусированным на поверхности мишени лазерным лучом. Для образования плазмы этим методом требование к пороговому значению энергии излучения более чем на порядок меньше, чем для организации оптического пробоя в газе. Так, для поджига горючих смесей оптимального состава, то есть в области концентрационных границ, где воспламенение возможно с минимальной мощностью лазерного источника выходная энергия лазерных импульсов составляет ~1 мДж длительностью ~10-8 с.The amount of focused energy should be sufficient so that an optical breakdown occurs in the mixture of components to produce a laser spark. The breakdown threshold depends on various parameters: mixture composition, pressure, wavelength of light emission, and a number of other factors. In particular, the organization of optical breakdown in a gas requires the output energy of laser pulses of a duration of the order of ~ 10 -8 s and an energy of ~ 50-100 mJ. To reduce the laser output energy, its radiation can be focused on the surface of a solid target. As a result, the mixture interacts with a plasma torch initiated by a laser beam focused on the target surface. For plasma formation by this method, the requirement for the threshold value of the radiation energy is more than an order of magnitude smaller than for the organization of optical breakdown in a gas. So, to ignite combustible mixtures of the optimal composition, that is, in the region of concentration boundaries, where ignition is possible with a minimum laser source power, the output energy of the laser pulses is ~ 1 mJ for a duration of ~ 10 -8 s.
Путем варьирования разновременности подачи компонентов топлива обеспечивается в начальный момент работы устройства переменность состава компонентов топлива в области фокусировки лазерной энергии. Так, сразу после подачи первого из компонентов он заполняет все каналы устройства, а после подачи второго компонента начинается вытеснение первого из магистрали второго компонента. При этом в области фокусировки по истечении некоторого времени образуется смесь компонентов топлива с соотношением компонентов, оптимальным для воспламенения лазерным излучением, после чего происходит воспламенение смеси компонентов топлива в канале с образованием стационарного факела, а лазер выключается.By varying the timing of the supply of fuel components at the initial moment of operation of the device, the composition of the fuel components in the focus area of the laser energy is varied. So, immediately after the supply of the first of the components, it fills all the channels of the device, and after the supply of the second component, the first component is forced out of the line of the second component. In this case, in the focusing area, after some time, a mixture of fuel components with a ratio of components that is optimal for ignition by laser radiation is formed, after which the mixture of fuel components in the channel ignites with the formation of a stationary flame, and the laser turns off.
Использование в способе воспламенения компонентов топлива в КС РД известных способов зажигания не позволяет создать способ с требуемыми характеристиками.The use of the known ignition methods in the method of igniting the fuel components in the CS of the RD does not allow creating a method with the required characteristics.
В заявленном способе впервые воспламенение осуществляют путем фокусировки лазерной энергии в область оптического пробоя в тот момент времени, когда соотношение компонентов топлива в этой области является оптимальным для воспламенения.In the inventive method, for the first time, ignition is carried out by focusing the laser energy into the region of optical breakdown at a time when the ratio of the fuel components in this region is optimal for ignition.
В новых предлагаемых вариантах устройства для осуществления заявляемого способа впервые используется лазерная свеча, создающая интенсивность лазерных импульсов в области фокусировки в диапазоне 109÷1010 Вт/см2. При электроискровом зажигании подводимая мощность составляет ~1 кВт, что значительно превосходит среднюю мощность, подводимую к лазерной свече (10÷100 Вт).In the new proposed variants of the device for implementing the proposed method, a laser candle is used for the first time, which creates the intensity of laser pulses in the focus area in the range of 10 9 ÷ 10 10 W / cm 2 . With electric spark ignition, the input power is ~ 1 kW, which significantly exceeds the average power supplied to the laser candle (10 ÷ 100 W).
При создании способа воспламенения компонентов топлива в КС РД с требуемыми характеристиками были изобретены три новых варианта устройства специально для осуществления этого способа. Использование этих устройств в способе воспламенения позволяет решить поставленную задачу с получением требуемого технического результата, а именно обеспечение надежного воспламенения ракетных топлив в камерах сгорания ракетных двигателей и снижение электромагнитных помех в натурных условиях эксплуатации двигателей.When creating a method of igniting the fuel components in the control system with the required characteristics, three new device variants were invented specifically for implementing this method. The use of these devices in the ignition method allows us to solve the problem with obtaining the required technical result, namely, ensuring reliable ignition of rocket fuels in the combustion chambers of rocket engines and reducing electromagnetic interference in natural conditions of engine operation.
Предлагаемые способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания РД и устройство для его осуществления иллюстрируются следующими графические материалами:The proposed method of igniting the fuel components in the combustion chamber of the taxiway and the device for its implementation are illustrated by the following graphic materials:
На фиг.1 представлен первый вариант устройства.Figure 1 presents the first embodiment of the device.
На фиг.2 представлен второй вариант устройства.Figure 2 presents the second variant of the device.
На фиг.3 представлен третий вариант устройства.Figure 3 presents the third variant of the device.
На фиг.1 представлена схема устройства, в котором излучение от лазера вводится в лазерную свечу и далее в область пробоя, расположенную в реакционной полости, с помощью фокусирующей линзы. Устройство состоит из корпуса 1, узлов подачи 2, 3 компонентов топлива, реакционной полости 4, в которой имеется выход в канал транспортировки плазменного факела в камеру сгорания двигателя. Лазерная свеча, соединяемая с корпусом 1, состоит из корпуса свечи 5, линзы 6, проставки 7 и фиксирующей втулки 8. Излучение, прошедшее через фокусирующую линзу 6, попадает в реакционную полость через отверстие в крышке 9. Оптический пробой происходит в точке фокусировки 10. В случае если излучение от лазерного источника заранее сфокусировано, то вместо линзы 6 может быть использовано оптическое стекло, служащее для пропускания излучения и предотвращения попадания компонентов наружу.Figure 1 presents a diagram of a device in which radiation from a laser is introduced into the laser candle and then to the breakdown region located in the reaction cavity using a focusing lens. The device consists of a housing 1,
На фиг.2 представлено устройство, в котором фокусирование лазерной энергии производится на специальную мишень 11, расположенную в реакционной полости 4.Figure 2 presents a device in which the focusing of laser energy is performed on a
На фиг.3 представлено устройство, в котором излучение от лазера вводится в лазерную свечу и далее в область пробоя, расположенную в реакционной полости 4, с помощью оптического волокна 12, зафиксированного во втулке 13, и направлено на специальную мишень 11, расположенную в реакционной полости 4.Figure 3 presents a device in which laser radiation is introduced into the laser candle and then into the breakdown region located in the reaction cavity 4, using an
Расходы компонентов и их соотношение, а следовательно, и рабочая температура в реакционной полости после зажигания выбираются из условия обеспечения работоспособности конструкции, то есть обеспечения стойкости выбранных материалов конструкции устройства при рабочей температуре.The costs of the components and their ratio, and therefore the operating temperature in the reaction cavity after ignition, are selected from the condition of ensuring the operability of the structure, that is, ensuring the durability of the selected materials of the device structure at the operating temperature.
Рассмотрим работу устройства по первому варианту. Через узел подачи 3 в устройство подается один из компонентов топлива, заполняющий все полости устройства, включая узел подачи 2 второго компонента. Через узел подачи 2 подают второй компонент топлива. Через некоторое время происходит вытеснение вторым компонентом первого, при этом включается лазер. В процессе этого вытеснения в области фокусировки происходит изменение соотношения компонентов топлива и при достижении некоторого его значения происходит воспламенение смеси. В общем случае это значение может существенно отличаться от среднего соотношения, определяемого из величин расходов компонентов на стадии стационарной работы устройства. После осуществления пробоя и воспламенения смеси лазер выключается, а возникающий факел продуктов сгорания через канал транспортировки попадает в камеру сгорания двигателя и воспламеняет компоненты топлива в самой камере сгорания. После воспламенения компонентов в камере сгорания факел устройства гасится либо прекращением подачи окислителя и горючего, либо прекращением подачи одного из компонентов. В этом случае истечение второго компонента предотвращает попадание горячих газов из камеры сгорания в устройство, а также оказывает охлаждающее воздействие. Порядок подачи компонентов в устройство может быть и обратным - вначале может подаваться первый компонент из узла подачи 2, а затем - второй компонент из узла подачи 3.Consider the operation of the device according to the first embodiment. Through the feed unit 3, one of the fuel components is fed into the device, filling all the cavities of the device, including the
Устройство по первому варианту целесообразно использовать при достаточно мощных лазерных импульсах, с энергией импульсов ~50...100 мДж. При таких импульсах возможно осуществить оптический пробой в объеме среды вблизи фокуса.The device according to the first embodiment is advisable to use with sufficiently powerful laser pulses, with a pulse energy of ~ 50 ... 100 mJ. With such pulses, it is possible to carry out optical breakdown in the medium volume near the focus.
Устройство по второму варианту целесообразно использовать для снижения энергии воспламеняющих импульсов, а следовательно, и снижения массогабаритных характеристик лазерного источника. Снижение энергии импульсов на порядок и более достигается фокусировкой лазерного излучения на мишень, а воспламенение смеси происходит вначале вблизи поверхности мишени, а затем распространяется вниз по течению. В остальном работа устройства по варианту 2 аналогична работе устройства по первому варианту.The device according to the second embodiment is expediently used to reduce the energy of flammable pulses, and, consequently, to reduce the overall dimensions of the laser source. A decrease in the pulse energy by an order of magnitude or more is achieved by focusing the laser radiation on the target, and the mixture ignites first near the surface of the target, and then propagates downstream. Otherwise, the operation of the device according to
Устройство по третьему варианту целесообразно использовать при таких уровнях энергии лазерных импульсов, когда транспортировку излучения в область пробоя можно осуществлять с помощью оптического волокна. Так, современные волокна позволяют пропускать энергию с плотностью на уровне ~5 ГВт/см2. При этом оптическое волокно 12 через стандартный оптический разъем подсоединяется к лазеру. В остальном работа устройства по третьему варианту аналогична работе устройств по первым двум.The device according to the third embodiment is expediently used at such energy levels of laser pulses, when the radiation can be transported to the breakdown region using optical fiber. So, modern fibers allow energy to pass with a density of ~ 5 GW / cm 2 . When this
Разработанный способ и варианты устройства были реализованы в процессе экспериментальных исследований по лазерному воспламенению компонентов ракетного топлива на стендах Центра Келдыша. В качестве компонентов использовались следующие топливные пары: кислород-водород, кислород-метан, кислород-керосин, кислород-этанол. В экспериментах по лазерному зажиганию в устройстве по первому варианту необходимые уровни энергии лазерных импульсов составили ~50...150 мДж, а по вариантам 2 и 3 - ~0.5...1 мДж. При этом минимальный уровень соответствует топливной паре кислород-водород, максимальный - топливной паре кислород-керосин. Апробированы различные временные режимы подачи компонентов - как окислителя, так и горючего. Установлено, что оптимальное время между подачей первого и второго компонента составляет ~0.05...0.5 с, при этом время, в течение которого работает лазер, составляет ~0.05...0.3 с.The developed method and device options were implemented in the process of experimental research on laser ignition of rocket fuel components at the stands of the Keldysh Center. The following fuel vapors were used as components: oxygen-hydrogen, oxygen-methane, oxygen-kerosene, oxygen-ethanol. In experiments on laser ignition in the device according to the first embodiment, the required energy levels of laser pulses were ~ 50 ... 150 mJ, and for
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007117762/06A RU2326263C1 (en) | 2007-05-14 | 2007-05-14 | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007117762/06A RU2326263C1 (en) | 2007-05-14 | 2007-05-14 | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2326263C1 true RU2326263C1 (en) | 2008-06-10 |
Family
ID=39581400
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007117762/06A RU2326263C1 (en) | 2007-05-14 | 2007-05-14 | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2326263C1 (en) |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451818C1 (en) * | 2010-10-05 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Laser device of fuel components ignition (versions) |
| RU2468543C1 (en) * | 2011-08-01 | 2012-11-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Method for organisation of working process in chamber of laser rocket engine, and laser rocket engine |
| RU2468240C1 (en) * | 2011-11-03 | 2012-11-27 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method |
| RU2505749C1 (en) * | 2012-07-27 | 2014-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation |
| RU2513527C1 (en) * | 2012-12-20 | 2014-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation |
| RU2527500C1 (en) * | 2013-08-05 | 2014-09-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Device for laser ignition of fuel in gas generator of liquid propellant rocket engine |
| RU2533262C1 (en) * | 2013-08-05 | 2014-11-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Device for fuel laser ignition in liquid-propellant rocket engine combustion chamber |
| RU2555021C1 (en) * | 2013-12-24 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Chamber of liquid-propellant engine or gas generator |
| RU2580232C1 (en) * | 2015-05-07 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Method of ignition of fuel components in liquid rocket engine and laser ignition device for realising said method |
| RU2625076C1 (en) * | 2016-02-08 | 2017-07-11 | Николай Борисович Болотин | Combustion chamber of gas turbine engine and means of air activation |
| RU2634972C1 (en) * | 2017-01-26 | 2017-11-08 | Николай Борисович Болотин | Laser spark plug |
| CN109386400A (en) * | 2018-12-07 | 2019-02-26 | 上海空间推进研究所 | A kind of laser torch lighter for liquid oxygen/methane engine |
| RU2691704C1 (en) * | 2018-08-13 | 2019-06-17 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Method of igniting fuel components in liquid-propellent rocket engine |
| RU2770975C2 (en) * | 2019-06-20 | 2022-04-25 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Apparatus for laser ignition of fuel components in a combustion chamber or gas generator of a liquid rocket engine |
| CN115680942A (en) * | 2022-09-20 | 2023-02-03 | 沈阳航天新光集团有限公司 | A nitrous oxide/hydrogen torch igniter |
-
2007
- 2007-05-14 RU RU2007117762/06A patent/RU2326263C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Г.Г.ГАХУН и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, стр.74-78, рис.4.7. * |
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451818C1 (en) * | 2010-10-05 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Laser device of fuel components ignition (versions) |
| RU2468543C1 (en) * | 2011-08-01 | 2012-11-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Method for organisation of working process in chamber of laser rocket engine, and laser rocket engine |
| RU2468240C1 (en) * | 2011-11-03 | 2012-11-27 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method |
| RU2505749C1 (en) * | 2012-07-27 | 2014-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation |
| RU2513527C1 (en) * | 2012-12-20 | 2014-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation |
| RU2527500C1 (en) * | 2013-08-05 | 2014-09-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Device for laser ignition of fuel in gas generator of liquid propellant rocket engine |
| RU2533262C1 (en) * | 2013-08-05 | 2014-11-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Device for fuel laser ignition in liquid-propellant rocket engine combustion chamber |
| RU2555021C1 (en) * | 2013-12-24 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Chamber of liquid-propellant engine or gas generator |
| RU2580232C1 (en) * | 2015-05-07 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Method of ignition of fuel components in liquid rocket engine and laser ignition device for realising said method |
| RU2625076C1 (en) * | 2016-02-08 | 2017-07-11 | Николай Борисович Болотин | Combustion chamber of gas turbine engine and means of air activation |
| RU2634972C1 (en) * | 2017-01-26 | 2017-11-08 | Николай Борисович Болотин | Laser spark plug |
| RU2691704C1 (en) * | 2018-08-13 | 2019-06-17 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Method of igniting fuel components in liquid-propellent rocket engine |
| CN109386400A (en) * | 2018-12-07 | 2019-02-26 | 上海空间推进研究所 | A kind of laser torch lighter for liquid oxygen/methane engine |
| CN109386400B (en) * | 2018-12-07 | 2021-01-12 | 上海空间推进研究所 | Laser torch igniter for liquid oxygen/methane engine |
| RU2770975C2 (en) * | 2019-06-20 | 2022-04-25 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Apparatus for laser ignition of fuel components in a combustion chamber or gas generator of a liquid rocket engine |
| CN115680942A (en) * | 2022-09-20 | 2023-02-03 | 沈阳航天新光集团有限公司 | A nitrous oxide/hydrogen torch igniter |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2326263C1 (en) | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) | |
| US8616006B2 (en) | Advanced optics and optical access for laser ignition for gas turbines including aircraft engines | |
| US7096670B2 (en) | Method for igniting the combustion chamber of a gas turbine unit and an ignition device for carrying out the method | |
| US5367869A (en) | Laser ignition methods and apparatus for combustors | |
| JP5997434B2 (en) | Improved laser igniter for gas turbines including aero engines. | |
| EP1512913B1 (en) | Injection system for air and fuel with means to produce cold plasma | |
| RU2614754C1 (en) | Excitation of an additional laser for combustion stability | |
| RU2400644C1 (en) | Low-thrust rocket engine running on non-self-igniting gaseous oxidiser and liquid fuel, and method of its starting | |
| RU2468240C1 (en) | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method | |
| EP0816674A1 (en) | Ignition methods and apparatus using broadband laser energy | |
| RU2339840C2 (en) | Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect | |
| RU2451818C1 (en) | Laser device of fuel components ignition (versions) | |
| US20120000178A1 (en) | Systems involving fiber optic igniters | |
| Pletnev et al. | Development and testing of the laser system of ignition of rocket engines | |
| RU2477383C1 (en) | Method of low-thrust rocket engine chamber operation | |
| RU2580232C1 (en) | Method of ignition of fuel components in liquid rocket engine and laser ignition device for realising said method | |
| KR950001328B1 (en) | Gas turbine engine photon ignition system | |
| RU2406863C1 (en) | Method of multiple laser ignition of rocket fuel mixtures and device for its implementation | |
| RU2770975C2 (en) | Apparatus for laser ignition of fuel components in a combustion chamber or gas generator of a liquid rocket engine | |
| RU85620U1 (en) | DEVICE OF MULTIPLE LASER IGNITION OF ROCKET FUEL FUEL MIXTURES | |
| RU2691704C1 (en) | Method of igniting fuel components in liquid-propellent rocket engine | |
| RU2555021C1 (en) | Chamber of liquid-propellant engine or gas generator | |
| RU2679949C1 (en) | Method for launching the camera of a liquid rocket engine or a gas generator with laser igniting fuel and device for its implementation | |
| RU2397355C2 (en) | Method of operating low-thrust rocket engine | |
| RU2374560C1 (en) | Igniting device |