RU2468240C1 - Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method - Google Patents
Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method 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
Abstract
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.The group of inventions relates to rocket and space technology and can be used for chambers of liquid rocket engines (LRE) and multiple-launch gas generators that use both liquid and gaseous rocket fuels in conditions of their operation on rockets, spacecraft and orbital manned space stations, and also when testing engines and gas generators in bench conditions. The group of inventions can also be used in aircraft and in industrial power units.
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.A known design of liquid propellant rocket engines running on non-combustible fuel is given in [1]. The device includes a main combustion chamber, a pre-chamber and separate lines for supplying fuel components to the combustion chamber and to the pre-chamber. An electric spark plug is installed in the antechamber to ignite the fuel.
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.The way to start the rocket engine implemented in this device is as follows. Launch portions of the oxidizer and fuel enter the pre-chamber LRE. After mixing the components to a predetermined composition, which is determined by the permissible temperature in the pre-chamber, the mixture ignites from the included spark plug. The resulting stream of combustion products ignites the main fuel flow entering the combustion chamber.
Недостатками такого устройства и способа запуска являются:The disadvantages of such a device and method of starting are:
- обязательное наличие предкамеры, в которой находится устройство воспламенения смеси, что усложняет конструкцию, увеличивает массу и габариты двигателя;- the mandatory presence of a pre-chamber, in which the ignition device of the mixture is located, which complicates the design, increases the mass and dimensions of the engine;
- наличие двух магистралей подачи в двигатель каждого из компонентов топлива;- the presence of two supply lines to the engine of each of the fuel components;
- 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;- the use of an electric spark plug as a source of ignition, which reduces the reliability of the engine when it is switched on repeatedly, since in this case relatively large drops of liquid fuel components falling onto the spark plug become contaminated by products of incomplete combustion of fuel in the pre-chamber;
- 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.- the need to supply a separate part of the components in the pre-chamber with a low completeness of fuel combustion (to ensure an acceptable temperature level in the pre-chamber), which leads to a decrease in the completeness of fuel combustion per pulse.
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.A known design of a small thrust rocket engine (RDMT) [2] operating on a non-combustible gaseous oxidizer and liquid fuel containing a combustion chamber with a nozzle, a mixing head with channels for supplying components and tangential channels for feeding the fuel mixture into a combustion chamber with a swirl cavity and an ignition device fuel mixture. The ignition device for the fuel mixture is a laser source with an input and focusing unit sealed directly on the mixing head, while the laser beam is directed into the axial channel — the zone of initial ignition of the components at the focus point on the surface of the axial channel, or in the volume of the fuel mixture.
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.The method of starting such an RDMT is based on the supply of fuel and an oxidizer to the mixing head of the engine, while the entire flow of fuel and oxidizer is fed into the mixing zone of the components with the formation of a fuel mixture that is optimal for the engine to work. The resulting fuel mixture is twisted (due to the tangential arrangement of the channels) and fed simultaneously to the main combustion zone and to the zone of initial ignition of the fuel components — to the axial channel, where the resulting mixture is ignited by focusing the laser radiation on the optical breakdown region on the surface of the axial channel combustion chamber, or in the volume of the fuel mixture. The resulting torch of combustion products ignites the fuel mixture in the main combustion area.
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.The disadvantage of such a device and a method for starting the RDMT is that the device requires the presence of tangential channels in the mixing head in which the fuel components are mixed and twisted to prepare the fuel mixture for subsequent ignition, which complicates the design and also increases the weight and dimensions of the engine. The disadvantages of the method include the ability to work only on a fuel vapor - a gaseous oxidizer and liquid fuel.
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.The technical problem to which the group of inventions is directed is to ensure reliable multiple ignition of the fuel in the chamber of the rocket engine or gas generator, reduce the weight and size characteristics of the ignition system, reduce the weight and size characteristics of the rocket engine or gas generator, simplify the ignition procedure of the chamber, and also allow the operation of the rocket engine or gas generator as on liquid , and on gaseous non-combustible fuel components.
Для решения поставленной задачи предлагаются устройство - камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска.To solve this problem, a device is proposed - a chamber of a liquid propellant rocket engine or gas generator with a laser device for igniting fuel components and a method for starting it.
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.A chamber of a liquid propellant rocket engine or gas generator with a laser device for igniting fuel components comprises a combustion chamber with a nozzle, a mixing head with channels for supplying components, a laser device for igniting fuel components, consisting of a small-sized laser radiation source with an input and focusing unit. In this case, the input and focusing unit of radiation is designed so that it focuses the laser radiation on an element of the inner surface of the combustion chamber of a liquid rocket engine or gas generator or in its volume.
По-разному может быть установлен узел ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения:The input and focusing unit of the radiation of a small-sized laser radiation source can be installed in different ways:
1) узел ввода и фокусировки лазерного излучения герметично установлен непосредственно на смесительную головку;1) the node for input and focusing of laser radiation is hermetically mounted directly on the mixing head;
2) узел ввода и фокусировки лазерного излучения герметично установлен на боковую поверхность камеры сгорания.2) the input and focusing unit of laser radiation is hermetically mounted on the side surface of the combustion chamber.
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.In both versions of the installation of the input unit and focusing the radiation of a small-sized laser radiation source, the claimed device can be equipped with at least one small-sized laser radiation source with an input and focusing unit.
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.In both versions of the installation of the input and focus unit of radiation of a small-sized laser radiation source, as well as when using at least one additional small-sized source of laser radiation with an input and focusing unit, a target in the focus area of laser radiation can be installed in the combustion chamber of the inventive device, at least for one small-sized source of laser radiation, which reduces the requirements for the energy parameters of radiation of a small-sized source ka laser radiation.
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.To start the chamber of a liquid propellant rocket engine or gas generator with a laser device for igniting fuel components, a method is proposed based on the supply of fuel components and ignition of the fuel mixture by supplying laser radiation and focusing it in the region of optical breakdown, while the entire flow of oxidizer and fuel is fed directly to the combustion zone where they are ignited at a ratio of components sufficient to ignite the fuel mixture.
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.In the inventive method, for the first time, ignition is carried out by supplying laser energy and focusing it directly to the LRE or gas generator chamber in the form of a series of individual pulses with an intensity sufficient to cause optical breakdown in the focusing zone, the focusing zone being selected from the conditions of the presence of fuel components in the concentration limits sufficient for ignition, and the number of pulses and their repetition rate are selected from the conditions for ensuring ignition of the fuel immediately after it feed into the combustion chamber at engine start mode.
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.As a rule, when starting a rocket engine, one of the components is advanced. Therefore, in order to reduce the energy consumption of the ignition system, it is advisable to turn on the laser after the second component is supplied, since only from this moment in the focus area can a mixture of components capable of ignition appear. At a transitional moment from the beginning of the supply of the second component in the focus area, the ratio of the components may change. Therefore, for the reliability of ignition, the ignition pulse must be supplied repeatedly. The number of pulses and their repetition rate is selected experimentally. So, for RDs with sufficiently large thrusts (ton or more), the duration of a series of laser pulses should be 1-3 seconds at a pulse repetition rate of 10-20 Hz. For engines of lesser thrust, especially RDMT, the duration of the series can be fractions of a second at a pulse repetition rate of up to 100 Hz. With a stable and time-stationary mixture formation scheme in the focusing region, ignition in the RDMT can be accomplished with a single laser turn-on pulse, rather than a series.
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.The power density of the focused laser radiation 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, radiation wavelength, and a number of other factors. In this case, the amount of laser energy should be sufficient for the sustainable development of combustion, which depends both on the energy released during the combustion reaction and on the present mechanisms of energy loss from the high temperature zone. In particular, to organize an optical breakdown in a gas at a pulse duration of 10 -8 s, which is characteristic of solid-state pulsed Q-switched lasers with an active medium made of Nd: YAG (grenades with neodymium), the output energy of laser pulses of the order of ~ 20-100 mJ is required.
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.In the proposed embodiments of the device for implementing the proposed method, a small-sized laser with a radiation input and focusing unit is used for the first time, connected directly to the combustion chamber and providing laser radiation intensity in the focusing region in the range of 10 9 -10 11 W / cm. For large-sized combustion chambers in order to ensure uniform ignition of components in volume, it is possible to use not one, but several lasers at once. To reduce the required intensity of laser radiation, its radiation can be focused on the surface of a special target or directly on the structural element of the chamber of a liquid rocket engine or gas generator. As a result, the threshold of optical breakdown decreases, and the mixture interacts with a plasma torch initiated by a laser beam focused on the surface. For plasma formation by this method, the requirement for the threshold value of the power density of focused laser radiation is more than an order of magnitude smaller than for the organization of optical breakdown in a gas. So, for igniting combustible mixtures in the range of optimal concentrations, it is enough that the output energy of the laser pulses is ~ 1 mJ at a pulse duration of ~ 10 -8 s.
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.A device with a radiation input and focusing unit for radiation of a small-sized laser radiation source installed and configured so that the laser beam is directed and focused into the volume of the working mixture of the combustion chamber, it is advisable to use with sufficiently powerful laser pulses with a pulse energy of ~ 20 ... 100 mJ. With such pulses, it is possible to carry out optical breakdown in the bulk of the medium in the region of focusing radiation.
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.It is advisable to use a device with an input and focusing unit for radiation from a small-sized laser radiation source that is mounted and configured so that the laser beam is directed and focused on a target mounted in the chamber of a liquid rocket engine or gas generator or on an element of the inner surface of the chamber of a liquid rocket engine or gas generator reducing the energy of flammable pulses, simplifying the input and focusing unit of radiation by reducing the requirements for the focusing system, underreporting weight and size characteristics of the laser source. In this case, the ignition of the mixture occurs first near the surface of the target or element of the inner surface of the chamber of a liquid rocket engine or gas generator, and then spreads downstream.
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:Using the proposed method of starting a chamber of a liquid rocket engine or gas generator with a laser device for igniting fuel components allows us to solve the problem with obtaining the desired technical result, namely:
- обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора;- ensuring reliable multiple ignition of the fuel in the chamber of the rocket engine or gas generator;
- снижение массогабаритных характеристик системы зажигания;- reduction in the overall dimensions of the ignition system;
- 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;- reducing the weight and size characteristics of the liquid propellant rocket engine or gas generator by eliminating the need to use a pre-chamber or a special mixing head containing tangential channels in which the fuel components are mixed and twisted to prepare the fuel mixture for subsequent ignition;
- упрощение процедуры поджига камеры;- simplification of the camera ignition procedure;
- возможность работы ЖРД или газогенератора как на жидких, так и на газообразных несамовоспламеняющихся компонентах топлива.- the possibility of operation of the rocket engine or gas generator on both liquid and gaseous non-combustible components of the fuel.
Предлагаемая камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска иллюстрируются следующим графическим материалом.The proposed chamber of a liquid-propellant rocket engine or gas generator with a laser device for igniting fuel components and the method for starting it are illustrated by the following graphic material.
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.The figure shows a variant of the device in which the input and focusing unit of laser radiation is hermetically mounted directly on the mixing head, and a target is mounted in the combustion chamber in the focus area of the laser radiation.
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.The device consists of a combustion chamber 1 with a nozzle 2, a mixing head 3, with at least one nozzle 4, a laser source 5 with an input and focusing unit of radiation 6. An optical breakdown 7 occurs when the laser radiation 8 is focused on a special target 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.Consider the operation of the device shown in the figure. An oxidizer and fuel are supplied to the combustion chamber 1 through a mixing head 3 with nozzles 4. Since one of the components is usually fed ahead of time, after the second component is supplied, the laser source 5 is turned on, the laser radiation of which is 8 by the input and focusing unit of radiation 6 is focused on a special target 9, where an optical breakdown 7 occurs with the appearance of an optical spark plasma. The next series of laser pulses with a simultaneous increase in the flow rate of the second component leads to the appearance in the focusing zone of the ratio of components favorable for ignition of the mixture. Then the ignition center ignites the entire combustion chamber, and the laser turns off.
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.The developed chamber of a liquid propellant rocket engine or gas generator with a laser device for igniting fuel components and the method for starting it were tested in the course of experimental studies on laser ignition of rocket fuel components at the stands of the State Research Center Federal State Unitary Enterprise “Keldysh Center”. The following fuel vapors were used as components: oxygen-hydrogen, oxygen-methane, oxygen-kerosene, oxygen-ethanol. We used small-sized solid-state lasers with a radiation wavelength of 1.06 μm, operating in pulsed modes with a pulse duration of ~ 8 ns. The mass of lasers with a power supply does not exceed 800 g. In experiments with devices with the direction and focusing of the laser beam into the volume of the working mixture of the combustion chamber, the necessary energy levels of laser pulses were ~ (20-50) mJ, and in other cases in which the radiation is focused to the surface or target, - (1-15) mJ. The duration of the laser turn-on series was 1 s, and the pulse repetition rate was 10 Hz. At the same time, various temporary regimes of the supply of components were tested - both ahead of the oxidizing agent and fuel.
Источники информацииInformation sources
1. «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей»/ Под. ред. Г.Г.Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр.77, рис.4.7.1. "Design and engineering of liquid rocket engines" / Under. ed. G.G. Gakhuna, M., Mechanical Engineering, 1989, p. 77, Fig. 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.2. RF patent for the invention No. 2400644 with priority from 06/09/2009. "Small thrust rocket engine running on non-combustible gaseous oxidizer and liquid fuel, and how to start it" Publ. December 20, 2010
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011144421/06A RU2468240C1 (en) | 2011-11-03 | 2011-11-03 | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011144421/06A RU2468240C1 (en) | 2011-11-03 | 2011-11-03 | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2468240C1 true RU2468240C1 (en) | 2012-11-27 |
Family
ID=49254936
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011144421/06A RU2468240C1 (en) | 2011-11-03 | 2011-11-03 | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2468240C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU2545613C1 (en) * | 2014-03-11 | 2015-04-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
| 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 |
| CN112666309A (en) * | 2021-02-04 | 2021-04-16 | 中国人民解放军国防科技大学 | High-pressure combustor experimental system and visual high-pressure combustor |
| RU2815981C2 (en) * | 2023-01-20 | 2024-03-25 | Валентин Павлович Рылов | Method of starting propulsion system with pump system for feeding powder metal into liquid-propellant engine combustion chamber |
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 (en) * | 2000-05-11 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Liquid-propellant thruster and method of starting such thruster |
| RU2326263C1 (en) * | 2007-05-14 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) |
| RU2348828C1 (en) * | 2007-11-15 | 2009-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Low-thrust rocket engine that operates on non-self-ignitable gaseous oxidant and liquid fuel and method of its start |
| RU2400644C1 (en) * | 2009-06-09 | 2010-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Low-thrust rocket engine running on non-self-igniting gaseous oxidiser and liquid fuel, and method of its starting |
-
2011
- 2011-11-03 RU RU2011144421/06A patent/RU2468240C1/en 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 (en) * | 2000-05-11 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Liquid-propellant thruster and method of starting such thruster |
| RU2326263C1 (en) * | 2007-05-14 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) |
| RU2348828C1 (en) * | 2007-11-15 | 2009-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Low-thrust rocket engine that operates on non-self-ignitable gaseous oxidant and liquid fuel and method of its start |
| RU2400644C1 (en) * | 2009-06-09 | 2010-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Low-thrust rocket engine running on non-self-igniting gaseous oxidiser and liquid fuel, and method of its starting |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU2545613C1 (en) * | 2014-03-11 | 2015-04-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
| 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 |
| CN112666309A (en) * | 2021-02-04 | 2021-04-16 | 中国人民解放军国防科技大学 | High-pressure combustor experimental system and visual high-pressure combustor |
| RU2815981C2 (en) * | 2023-01-20 | 2024-03-25 | Валентин Павлович Рылов | Method of starting propulsion system with pump system for feeding powder metal into liquid-propellant engine combustion chamber |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| O’Briant et al. | Laser ignition for aerospace propulsion | |
| RU2326263C1 (en) | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) | |
| RU2468240C1 (en) | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method | |
| RU2537659C2 (en) | System and method of combustion for support of continuous detonation wave with nonstationary plasma | |
| US5756924A (en) | Multiple laser pulse ignition method and apparatus | |
| RU2400644C1 (en) | Low-thrust rocket engine running on non-self-igniting gaseous oxidiser and liquid fuel, and method of its starting | |
| RU2527500C1 (en) | Device for laser ignition of fuel in gas generator of liquid propellant rocket engine | |
| EP0816674A1 (en) | Ignition methods and apparatus using broadband laser energy | |
| CN101363391A (en) | Laser-induced microparticle jetting ignition method | |
| CN109736993A (en) | 2 mu m waveband laser igniters of one kind and ignition method | |
| 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) | |
| LIOU | Laser ignition in liquid rocket engines | |
| Dyrda et al. | Diode Laser Ignition Testing for PMMA/GOX Hybrid Motors | |
| RU2477383C1 (en) | Method of low-thrust rocket engine chamber operation | |
| WO2020196579A1 (en) | Laser ignition device, space engine, and aircraft engine | |
| 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 | |
| Pletnev et al. | Development and testing of the laser system of ignition of rocket engines | |
| RU2580232C1 (en) | Method of ignition of fuel components in liquid rocket engine and laser ignition device for realising said method | |
| RU2533262C1 (en) | Device for fuel laser ignition in liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| Osborne et al. | Evaluation and characterization study of dual pulse laser-induced spark (DPLIS) for rocket engine ignition system application | |
| RU2406863C1 (en) | Method of multiple laser ignition of rocket fuel mixtures and device for its implementation | |
| US6749726B2 (en) | Apparatus and method for initiating a combustion reaction with slurry fuel | |
| RU85620U1 (en) | DEVICE OF MULTIPLE LASER IGNITION OF ROCKET FUEL FUEL MIXTURES | |
| Itouyama et al. | Breakdown ignition of nonsolvent ionic liquid with double pulse laser |
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 |