RU2468240C1 - Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска - Google Patents
Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска Download PDFInfo
- Publication number
- RU2468240C1 RU2468240C1 RU2011144421/06A RU2011144421A RU2468240C1 RU 2468240 C1 RU2468240 C1 RU 2468240C1 RU 2011144421/06 A RU2011144421/06 A RU 2011144421/06A RU 2011144421 A RU2011144421 A RU 2011144421A RU 2468240 C1 RU2468240 C1 RU 2468240C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- gas generator
- rocket engine
- laser
- liquid
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Lasers (AREA)
Abstract
Изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для камер жидкостных ракетных двигателей и газогенераторов многократного запуска, использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов содержит камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел может быть герметично установлен непосредственно на смесительную головку или на боковую поверхность камеры сгорания. Кроме того, устройство снабжено дополнительно, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, а также мишенью, устанавливаемой в камере сгорания в области фокусировки лазерного излучения. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива основан на подаче компонентов топлива и воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в область оптического пробоя, при этом весь расход окислителя и горючего подают непосредственно в зону горения, где осуществляют их воспламенение при соотношении компонентов, достаточном для воспламенения топливной смеси. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик жидкостного ракетного двигателя или газогенератора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и газогенераторов многократного запуска, использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, а также при отработке двигателей и газогенераторов в стендовых условиях. Группа изобретений может быть использована также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.
Известна конструкция ЖРД, работающего на несамовоспламеняющемся топливе, приведенная в [1]. Устройство включает основную камеру сгорания, предкамеру и раздельные линии подачи компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру. Для воспламенения топлива в предкамере установлена электроискровая свеча.
Способ запуска ЖРД, реализованный в данном устройстве, состоит в следующем. Пусковые порции окислителя и горючего поступают в предкамеру ЖРД. После смешения компонентов до заданного состава, который определяется допустимой температурой в предкамере, смесь воспламеняется от включенной электроискровой свечи. Образующаяся струя продуктов сгорания воспламеняет основной расход топлива, поступающий в камеру сгорания.
Недостатками такого устройства и способа запуска являются:
- обязательное наличие предкамеры, в которой находится устройство воспламенения смеси, что усложняет конструкцию, увеличивает массу и габариты двигателя;
- наличие двух магистралей подачи в двигатель каждого из компонентов топлива;
- использование в качестве источника воспламенения электроискровой свечи, снижающей надежность работы двигателя при многократных включениях, так как в этом случае с попаданием на свечу относительно крупных капель жидких компонентов топлива свеча загрязняется продуктами неполного сгорания топлива в предкамере;
- необходимость подачи отдельной части компонентов в предкамеру с низкой полнотой сгорания топлива (для обеспечения допустимого уровня температур в предкамере), что приводит к снижению полноты сгорания топлива за импульс.
Известна конструкция ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) [2], работающего на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, содержащем камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и тангенциальными каналами для подачи топливной смеси в камеру сгорания с полостью закрутки и устройство воспламенения топливной смеси. Устройством воспламенения топливной смеси служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленным непосредственно на смесительную головку, при этом лазерный луч направлен в осевой канал - зону первоначального воспламенения компонентов в точку фокусировки на поверхности осевого канала, либо в объеме топливной смеси.
Способ запуска такого РДМТ основан на подаче в смесительную головку двигателя горючего и окислителя, при этом весь расход горючего и окислителя подают в зону смешения компонентов с образованием там топливной смеси оптимального для работы двигателя состава. Образовавшуюся топливную смесь закручивают (за счет тангенциального расположения каналов) и подают одновременно в зону основного горения и в зону первоначального воспламенения компонентов топлива - в осевой канал, где полученную смесь воспламеняют путем фокусировки лазерного излучения в область оптического пробоя на поверхности камеры сгорания осевого канала, либо в объеме топливной смеси. Образовавшийся факел продуктов сгорания поджигает топливную смесь в области основного горения.
Недостатком такого устройства и способа запуска РДМТ является то, что устройство предполагает обязательное наличие в смесительной головке тангенциальных каналов, в которых происходит смешение и закрутка топливных компонентов для подготовки топливной смеси к последующему воспламенению, что усложняет конструкцию, а также увеличивает массу и габариты двигателя. К недостаткам способа следует отнести возможность работы только на топливной паре - газообразный окислитель и жидкое горючее.
Технической задачей, на решение которой направлена группа изобретений, является обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик ЖРД или газогенератора, упрощение процедуры поджига камеры, а также возможность работы ЖРД или газогенератора как на жидких, так и на газообразных несамовоспламеняющихся компонентах топлива.
Для решения поставленной задачи предлагаются устройство - камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска.
Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива содержит камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов, лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем.
По-разному может быть установлен узел ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения:
1) узел ввода и фокусировки лазерного излучения герметично установлен непосредственно на смесительную головку;
2) узел ввода и фокусировки лазерного излучения герметично установлен на боковую поверхность камеры сгорания.
В обоих вариантах установки узла ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения заявляемое устройство может быть снабжено дополнительно, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки.
В обоих вариантах установки узла ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения, а также при использовании, по крайней мере, одного дополнительного малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, в камере сгорания заявляемого устройства может быть установлена мишень в области фокусировки лазерного излучения, по крайней мере, для одного малогабаритного источника лазерного излучения, что позволяет снизить требования к энергетическим параметрам излучения малогабаритного источника лазерного излучения.
Для запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива предлагается способ, основанный на подаче компонентов топлива и воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в область оптического пробоя, при этом весь расход окислителя и горючего подают непосредственно в зону горения, где осуществляют их воспламенение при соотношении компонентов, достаточном для воспламенения топливной смеси.
В заявленном способе впервые воспламенение осуществляют путем подачи лазерной энергии и ее фокусировки непосредственно в камеру ЖРД или газогенератора в виде серии отдельных импульсов с интенсивностью, достаточной для возникновения оптического пробоя в зоне фокусировки, при этом зона фокусировки выбирается из условий присутствия в ней компонентов топлива в концентрационных пределах, достаточных для воспламенения, а количество импульсов и их частота следования выбираются из условия обеспечения воспламенения топлива сразу после его подачи в камеру сгорания на режиме запуска двигателя.
Как правило, при запуске ракетного двигателя один из компонентов подается с опережением. Поэтому, для снижения энергопотребления системы зажигания, включение лазера целесообразно осуществлять после подачи второго компонента, так как только начиная с этого момента в области фокусировки может появиться смесь компонентов, способная к воспламенению. В переходный момент с начала подачи второго компонента в области фокусировки соотношение компонентов может изменяться. Поэтому для надежности воспламенения подачу поджигающего импульса необходимо осуществлять многократно. Количество импульсов и частота их следования подбирается экспериментально. Так, для РД достаточно больших тяг (тонна и более), длительность серии лазерных импульсов должна составлять 1-3 сек при частоте следования импульсов 10-20 Гц. Для двигателей меньших тяг, особенно РДМТ, длительность серии может составлять доли секунды при частоте следования импульсов до 100 Гц. При устойчивой и стационарной во времени схеме смесеобразования в области фокусировки, воспламенение в РДМТ можно осуществлять единичным импульсом включения лазера, а не серией.
Величина плотности мощности сфокусированного лазерного излучения 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 и ряда других факторов. При этом величина лазерной энергии должна быть достаточной для устойчивого развития горения, что зависит как от выделяющейся при реакции горения энергии, так и от присутствующих механизмов потерь энергии из высокотемпературной зоны. В частности, для организации оптического пробоя в газе при длительности импульса 10-8 с, характерной для твердотельных импульсных лазеров с модуляцией добротности с активной средой из Nd:YAG (гранат с неодимом), требуется выходная энергия лазерных импульсов порядка ~20-100 мДж.
В предлагаемых вариантах устройства для осуществления заявляемого способа впервые используется малогабаритный лазер с узлом ввода и фокусировки излучения, стыкуемый непосредственно к камере сгорания и обеспечивающий интенсивность лазерного излучения в области фокусировки в диапазоне 109-1011 Вт/см. Для крупноразмерных камер сгорания с целью обеспечения равномерности зажигания компонентов по объему, возможно использование не одного, а сразу нескольких лазеров. Для снижения требуемой интенсивности излучения лазера, его излучение можно сфокусировать на поверхность специальной мишени или непосредственно на элемент конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора. В результате снижается порог оптического пробоя, и смесь взаимодействует с плазменным факелом, инициированным сфокусированным на поверхность лазерным лучом. Для образования плазмы этим способом требование к пороговому значению плотности мощности сфокусированного лазерного излучения более чем на порядок меньше, чем для организации оптического пробоя в газе. Так, для поджига горючих смесей в области оптимальных концентраций достаточно, чтобы выходная энергия лазерных импульсов составляла ~1 мДж при длительности импульса ~10-8 с.
Устройство с узлом ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения, установленным и настроенным таким образом, что лазерный луч направлен и сфокусирован в объем рабочей смеси камеры сгорания, целесообразно использовать при достаточно мощных лазерных импульсах с энергией импульсов ~20…100 мДж. При таких импульсах возможно осуществить оптический пробой в объеме среды в области фокусировки излучения.
Устройство с узлом ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения, установленным и настроенным таким образом, что лазерный луч направлен и сфокусирован на мишень, установленную в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора либо на элемент внутренней поверхности камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, целесообразно использовать для снижения энергии воспламеняющих импульсов, упрощения узла ввода и фокусировки излучения за счет снижения требований к системе фокусировки, снижения массогабаритных характеристик лазерного источника. При этом воспламенение смеси происходит вначале вблизи поверхности мишени либо элемента внутренней поверхности камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, а затем распространяется вниз по течению.
Использование предложенного способа запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива позволяет решить поставленную задачу с получением требуемого технического результата, а именно:
- обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора;
- снижение массогабаритных характеристик системы зажигания;
- снижение массогабаритных характеристик ЖРД или газогенератора за счет устранения необходимости использования предкамеры либо специальной смесительной головки, содержащей тангенциальные каналы, в которых происходит смешение и закрутка топливных компонентов для подготовки топливной смеси к последующему воспламенению;
- упрощение процедуры поджига камеры;
- возможность работы ЖРД или газогенератора как на жидких, так и на газообразных несамовоспламеняющихся компонентах топлива.
Предлагаемая камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска иллюстрируются следующим графическим материалом.
На фигуре представлен вариант устройства, в котором узел ввода и фокусировки лазерного излучения герметично установлен непосредственно на смесительную головку, а в камере сгорания в области фокусировки лазерного излучения установлена мишень.
Устройство состоит из камеры сгорания 1 с соплом 2, смесительной головки 3, по крайней мере, с одной форсункой 4, источника лазерного излучения 5 с узлом ввода и фокусировки излучения 6. Оптический пробой 7 происходит при фокусировке лазерного излучения 8 на специальной мишени 9.
Рассмотрим работу представленного на фигуре устройства. В камеру сгорания 1 через смесительную головку 3 с форсунками 4 подается окислитель и горючее. Так как один из компонентов обычно подается с опережением, после подачи второго компонента включается лазерный источник 5, лазерное излучение которого 8 узлом ввода и фокусировки излучения 6 фокусируется на специальную мишень 9, где происходит оптический пробой 7 с возникновением плазмы оптической искры. Следующая за этим серия лазерных импульсов при одновременном увеличении расхода второго компонента приводит к появлению в зоне фокусировки соотношения компонентов, благоприятного для воспламенения смеси. Развивающийся затем очаг воспламенения поджигает всю камеру сгорания, а лазер выключается.
Разработанная камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска были испытаны в процессе экспериментальных исследований по лазерному воспламенению компонентов ракетного топлива на стендах ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». В качестве компонентов использовались следующие топливные пары: кислород-водород, кислород-метан, кислород-керосин, кислород-этанол. Использовались малогабаритные твердотельные лазеры с длиной волны излучения 1,06 мкм, работающие в импульсных режимах с длительностью импульсов ~8 нс. Масса лазеров с блоком питания не превышает 800 г. В экспериментах с устройствами с направлением и фокусированием лазерного луча в объем рабочей смеси камеры сгорания, необходимые уровни энергии лазерных импульсов составили ~(20-50) мДж, а в остальных случаях, в которых излучение фокусируется на поверхность или мишень, - (1-15) мДж. Длительность серий включения лазера составляла 1 с, а частота следования импульсов - 10 Гц. При этом были апробированы различные временные режимы подачи компонентов - как с опережением окислителя, так и горючего.
Источники информации
1. «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей»/ Под. ред. Г.Г.Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр.77, рис.4.7.
2. Патент РФ на изобретение №2400644 с приоритетом от 09.06.2009. «Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска» Опубл. 20.12.2010 г.
Claims (9)
1. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива, содержащая камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов, лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, отличающаяся тем, что узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем.
2. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива по п.1, отличающаяся тем, что узел ввода и фокусировки лазерного излучения герметично установлен непосредственно на смесительную головку.
3. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива по п.1, отличающаяся тем, что узел ввода и фокусировки лазерного излучения герметично установлен на боковую поверхность камеры сгорания.
4. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива по п.2 или 3, отличающаяся тем, что устройство снабжено, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки.
5. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива по п.2 или 3, отличающаяся тем, что в камере сгорания в области фокусировки лазерного излучения установлена мишень.
6. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива по п.4, отличающаяся тем, что в камере сгорания, по крайней мере, для одного малогабаритного источника лазерного излучения в области фокусировки лазерного излучения установлена мишень.
7. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива, основанный на подаче компонентов топлива и воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в область оптического пробоя, отличающийся тем, что весь расход окислителя и горючего подают непосредственно в зону горения, где осуществляют их воспламенение при соотношении компонентов, достаточном для воспламенения топливной смеси.
8. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива по п.7, отличающийся тем, что подачу лазерного излучения осуществляют с началом подачи второго компонента топлива.
9. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива по п.7, отличающийся тем, что подачу лазерного излучения осуществляют в виде серии импульсов.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011144421/06A RU2468240C1 (ru) | 2011-11-03 | 2011-11-03 | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011144421/06A RU2468240C1 (ru) | 2011-11-03 | 2011-11-03 | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2468240C1 true RU2468240C1 (ru) | 2012-11-27 |
Family
ID=49254936
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011144421/06A RU2468240C1 (ru) | 2011-11-03 | 2011-11-03 | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2468240C1 (ru) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2527500C1 (ru) * | 2013-08-05 | 2014-09-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя |
| RU2533262C1 (ru) * | 2013-08-05 | 2014-11-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя |
| RU2545613C1 (ru) * | 2014-03-11 | 2015-04-10 | Николай Борисович Болотин | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2555021C1 (ru) * | 2013-12-24 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора |
| RU2580232C1 (ru) * | 2015-05-07 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Способ воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе и устройство лазерного воспламенения для реализации этого способа |
| CN112666309A (zh) * | 2021-02-04 | 2021-04-16 | 中国人民解放军国防科技大学 | 高压燃烧器实验系统及可视化高压燃烧器 |
| RU2815981C2 (ru) * | 2023-01-20 | 2024-03-25 | Валентин Павлович Рылов | Способ запуска двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5109669A (en) * | 1989-09-28 | 1992-05-05 | Rockwell International Corporation | Passive self-contained auto ignition system |
| EP1010885A2 (en) * | 1998-12-14 | 2000-06-21 | United Technologies Corporation | Ignitor for liquid fuel rocket engines |
| RU2183761C2 (ru) * | 2000-05-11 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Жидкостный ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| RU2326263C1 (ru) * | 2007-05-14 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") | Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) |
| RU2348828C1 (ru) * | 2007-11-15 | 2009-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска |
| RU2400644C1 (ru) * | 2009-06-09 | 2010-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска |
-
2011
- 2011-11-03 RU RU2011144421/06A patent/RU2468240C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5109669A (en) * | 1989-09-28 | 1992-05-05 | Rockwell International Corporation | Passive self-contained auto ignition system |
| EP1010885A2 (en) * | 1998-12-14 | 2000-06-21 | United Technologies Corporation | Ignitor for liquid fuel rocket engines |
| RU2183761C2 (ru) * | 2000-05-11 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Жидкостный ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| RU2326263C1 (ru) * | 2007-05-14 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") | Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) |
| RU2348828C1 (ru) * | 2007-11-15 | 2009-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска |
| RU2400644C1 (ru) * | 2009-06-09 | 2010-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2527500C1 (ru) * | 2013-08-05 | 2014-09-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя |
| RU2533262C1 (ru) * | 2013-08-05 | 2014-11-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" | Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя |
| RU2555021C1 (ru) * | 2013-12-24 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора |
| RU2545613C1 (ru) * | 2014-03-11 | 2015-04-10 | Николай Борисович Болотин | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2580232C1 (ru) * | 2015-05-07 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Способ воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе и устройство лазерного воспламенения для реализации этого способа |
| CN112666309A (zh) * | 2021-02-04 | 2021-04-16 | 中国人民解放军国防科技大学 | 高压燃烧器实验系统及可视化高压燃烧器 |
| RU2815981C2 (ru) * | 2023-01-20 | 2024-03-25 | Валентин Павлович Рылов | Способ запуска двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2326263C1 (ru) | Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) | |
| O’Briant et al. | Laser ignition for aerospace propulsion | |
| RU2537659C2 (ru) | Система и способ сжигания для поддержания непрерывной детонационной волны с нестационарной плазмой | |
| RU2468240C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска | |
| RU2400644C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска | |
| RU2527500C1 (ru) | Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя | |
| EP0816674A1 (en) | Ignition methods and apparatus using broadband laser energy | |
| CN109736993A (zh) | 一种2μm波段激光点火装置及点火方法 | |
| RU2339840C2 (ru) | Способ зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и устройство для его осуществления | |
| LIOU | Laser ignition in liquid rocket engines | |
| WO2020196579A1 (ja) | レーザ点火装置、宇宙用エンジン及び航空用エンジン | |
| RU2451818C1 (ru) | Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива (варианты) | |
| Pletnev et al. | Development and testing of the laser system of ignition of rocket engines | |
| RU2477383C1 (ru) | Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги | |
| RU2679949C1 (ru) | Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным воспламенением топлива и устройство для его осуществления | |
| Dyrda et al. | Diode Laser Ignition Testing for PMMA/GOX Hybrid Motors | |
| Osborne et al. | Evaluation and characterization study of dual pulse laser-induced spark (DPLIS) for rocket engine ignition system application | |
| RU2533262C1 (ru) | Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2580232C1 (ru) | Способ воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе и устройство лазерного воспламенения для реализации этого способа | |
| RU2406863C1 (ru) | Способ многоразового лазерного поджига ракетных топливных смесей и устройство, его реализующее | |
| US6749726B2 (en) | Apparatus and method for initiating a combustion reaction with slurry fuel | |
| RU85620U1 (ru) | Устройство многоразового лазерного поджига ракетных топливных смесей | |
| RU2555021C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора | |
| Itouyama et al. | Breakdown ignition of nonsolvent ionic liquid with double pulse laser | |
| Zhukov et al. | Deflagration-to-detonation control by non-equilibrium gas discharges and its applications for pulsed detonation engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171104 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20180802 |