Способ воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе и устройство лазерного воспламенения для реализации этого способа

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете. В способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника согласно изобретению фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости по крайней мере одной форсунки многофорсуночной смесительной головки с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки. Способ реализуется в устройстве лазерного воспламенения, содержащем лазер с узлом накачки, оптический световод, фокусирующую линзу, установленную в корпусе, согласно изобретению внутренняя полость корпуса с фокусирующей линзой соединена с полостью смесительной головки. Изобретение обеспечивает воспламенение компонентов топлива лазерной системой сначала в полости одной или нескольких форсунок смесительной головки, а далее во всем объеме камеры сгорания, что повышает надежность воспламенения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при разработке и создании ЖРД на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, имеющих повышенные требования к энергомассовым характеристикам и надежности запуска, особенно для ЖРД с многократным включением в полете.

Одной из основных проблем при создании ЖРД, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, является обеспечение надежной работы системы воспламенения с одновременным обеспечением ее минимальной массы, а также минимальной стоимости отработки и изготовления.

Наиболее распространенными способами воспламенения компонентов топлива в существующих ЖРД являются:

- химический способ (использование пускового горючего, самовоспламеняющегося с окислителем);

- пиротехнический способ (использование высокотемпературных продуктов сгорания от автономного порохового запальника);

- электроплазменный способ (использование высокотемпературных продуктов сгорания компонентов топлива, образующихся в автономном электроплазменном запальнике).

Указанные выше способы воспламенения имеют ряд недостатков:

- повышенные требования к безопасности эксплуатации (для химического и пиротехнического способов);

- экологически «грязные» продукты сгорания (для химического и пиротехнического способов);

- сложная пневмогидравлическая схема (для химического и электроплазменного способов);

- необходимость перезарядки для проведения повторного включения (для химического и пиротехнического способов).

Известен также способ воспламенения компонентов топлива, при котором для их воспламенения используется энергия лазерного излучения.

Применение лазерного воспламенения компонентов топлива для запуска ракетных двигателей, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, имеет ряд преимуществ перед традиционными способами. Среди них в первую очередь можно отметить безопасность при использовании, а также простоту конструкции и соответственно более высокую надежность за счет упрощения пневмогидравлической схемы двигателя.

Известны способ лазерного воспламенения горючей смеси двигателя внутреннего сгорания и устройство для его осуществления (патент РФ №2436991, МПК F02P 23/04, опубл. 2011 г.). Способ лазерного зажигания горючей смеси двигателя внутреннего сгорания и система для его осуществления, заключающийся в том, что горючую смесь воспламеняют с помощью лазерного оптического разряда, для его интенсификации лазерный луч концентрируют на металлическую поверхность поршня двигателя.

Одним из недостатков указанного способа является наличие мишени, которой является поршень двигателя и поверхность которой подвергается эрозии под действием лазерного излучения. Для воспламенения компонентов топлива в ЖРД потребная мощность лазерного излучения существенно выше, чем в двигателе внутреннего сгорания, поэтому и интенсивность эрозии поверхности, на которую концентрируют лазерный луч, будет выше.

Известны способ лазерного воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (патент РФ №2326263, МПК F02K 9/95, опубл. 2008 г. - прототип). Данный способ основан на раздельной и разновременной подаче пусковых порций компонентов топлива, подаче энергии и воспламенении смеси компонентов топлива с получением факела продуктов сгорания, воспламеняющего основной расход компонентов топлива, при этом воспламенение осуществляют путем фокусировки лазерной энергии в область оптического пробоя, причем подачу компонентов топлива и подачу лазерной энергии осуществляют таким образом, чтобы соотношение компонентов топлива в этой области было оптимальным для воспламенения.

Основными недостатками указанного способа воспламенения являются:

- малая величина пусковых расходов компонентов топлива и соответственно необходимость реализации на запуске ракетного двигателя промежуточной ступени, усложняющей конструкцию агрегатов, обеспечивающих запуск;

- подача топлива в область оптического пробоя при оптимальном для воспламенения соотношении компонентов требует специального автономного устройства для его обеспечениям и усложняет пневмогидравлическую схему двигателя.

Известны способ лазерного воспламенения горючей смеси двигателя внутреннего сгорания и устройство для его осуществления (патент РФ №2436991, МПК F02P 23/04, опубл. 2011 г. - прототип). В устройстве для реализации способа фокусирующая линза в верхней части через световод соединена с лазером, а со стороны цилиндра двигателя имеет упорную втулку с защитным окном, отделяющим оптическую систему от продуктов сгорания цилиндра двигателя.

Недостатком указанного выше устройства для углеводородных горючих (керосин, метан и т.п.) является то, что при воспламенении компонентов топлива на оптических элементах, выводящих лазерное излучение в камеру сгорания, оседают твердые частицы продуктов сгорания (копоть). Это затрудняет повторное воспламенение компонентов топлива в ЖРД многократного включения в одном полете.

Задачей изобретения является создание ЖРД, в котором воспламенение компонентов топлива осуществляется лазерной системой сначала в полости одной или нескольких форсунок смесительной головки, а далее во всем объеме камеры сгорания, что обеспечивает повышение надежности.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенном способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника согласно изобретению фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости, по крайней мере, одной форсунки многофорсуночной смесительной головки с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки.

Кроме того, фокусирующее устройство располагают в полости смесительной головки, заполняемой при работе оптически прозрачным компонентом топлива.

Кроме того, в зоне пробоя обеспечивают оптимальный для осуществления воспламенения состав смеси как по расходу, так и по соотношению компонентов топлива за счет расходных и геометрических характеристик форсунок.

Указанный способ реализуется в устройстве лазерного воспламенения, содержащем лазер с узлом накачки, оптический световод, фокусирующую линзу, установленную в корпусе, согласно изобретению внутренняя полость корпуса с фокусирующей линзой соединена с полостью смесительной головки.

Кроме того, оптический световод закреплен в корпусе герметично.

Сущность изобретения иллюстрируется фигурой 1.

Система воспламенения для осуществления способа содержит узел накачки лазера (1), лазер (2), световод (3), по которому проходит лазерное излучение, и фокусирующее устройство, состоящее из корпуса (4) и одной или нескольких линз (5).

Корпус (4) с фокусирующей линзой (5) располагаются в полости (6) оптически прозрачного компонента топлива (А), что позволяет исключить контакт линзы с высокотемпературными продуктами сгорания, образующимися в камере сгорания (9) агрегата.

Полость корпуса (4) соединена с полостью (6) смесительной головки (7), например, с помощью отверстий (8) или пазов. Это позволяет исключить силовое воздействие на фокусирующую линзу от давления компонента топлива, поступающего в полость (6). При этом фокус (10) линзы (5) располагается в полости форсунки (11) в зоне, где реализуются наиболее оптимальные для воспламенения соотношение компонентов топлива и расходы оптически прозрачного (А) и второго (Б) компонентов топлива.

Использование предложенного технического решения позволит повысить надежность воспламенения компонентов топлива особенно для ЖРД многократного включения, а также улучшить массово-габаритные характеристики ЖРД и снизить стоимость отработки системы воспламенения за счет:

- исключения загрязнения поверхности фокусирующей линзы химическими элементами и соединениями, содержащимися в продуктах сгорания;

- использования менее мощных, а следовательно, менее габаритных и более легких лазерных устройств для воспламенения компонентов топлива, так как с помощью лазерного устройства происходит воспламенение малой части (проходящей через одну или несколько форсунок) общего расхода компонентов топлива. Основная часть топлива поджигается от продуктов сгорания, образующихся в отдельной форсунке;

- оптимизации характеристик топливной смеси в зоне воспламенения изменением расходных и геометрических характеристик форсунок;

- исключения воздействия на фокусирующую линзу высокотемпературных продуктов сгорания, образующихся в «горячих» агрегатах во время их работы. Таким образом, не требуется дополнительной защиты фокусирующей линзы от воздействия высокой температуры;

- исключения воздействия на фокусирующую линзу сил от давления компонента топлива, что позволяет использовать оптимальную линзу и упрощает ее заделку в корпусе;

- отработки системы воспламенения на модельной однофорсуночной установке.

1. Способ воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанный на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника, отличающийся тем, что фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости по крайней мере одной форсунки многофорсуночной смесительной головки с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что фокусирующее устройство располагают в полости смесительной головки, заполняемой при работе оптически прозрачным компонентом топлива.

3. Устройство лазерного воспламенения для осуществления способа, содержащее лазер с узлом накачки, оптический световод, фокусирующую линзу, установленную в корпусе, отличающееся тем, что внутренняя полость корпуса с фокусирующей линзой соединена с полостью смесительной головки.

4. Устройство лазерного воспламенения по п. 3, отличающееся тем, что оптический световод закреплен в корпусе герметично.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю.

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием. Цилиндрическая оболочка имеет плоское донышко с одной стороны и свободный торец с внутренней резьбой с другой. Свободный торец закрыт съемным колпачком куполообразной формы с сопловыми отверстиями при вершине и опорно-защитной решеткой во внутренней полости. Резьбовая часть колпачка выполнена в виде втулки, соединенной с колпачком посредством клея и имеющей послойное армирование тканью перпендикулярно оси резьбы. Колпачок выполнен полностью армированным из ткани с отбортовкой и с резьбой на ней, являющейся продолжением резьбы втулки. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенителя заряда твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к автономным источникам сжатого газа, а именно к низкотемпературным генераторам чистого азота при сжигании пиротехнических зарядов. Аккумулятор давления содержит сферический корпус, внутри которого на опоре цилиндрической перфорированной гильзы, закрытой запальной крышкой, установлен с гарантированным кольцевым зазором функциональный заряд в форме канальной пиротехнической шашки, а также соосный инициирующий пиропатрон и выпускное сопло, перекрытое мембраной и фильтром. Инициирующий пиропатрон оснащен предохранителем, выполненным в виде шиберной заслонки, управляемой от электровоспламенителя. Пиропатрон сообщается с функциональным зарядом через пиротехнический затвор. Электровоспламенитель предохранителя через цепь временной задержки связан с инициирующим пиропатроном. Пиротехническая шашка функционального заряда смонтирована на опоре гильзы посредством демпфирующей платформы. Изобретение позволяет повысить надежность аккумулятора давления. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к ракетным двигателям снарядов, запускаемых из ствола орудия или миномета. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда содержит камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, инициатор и сопловую заглушку. В критическом сечении сопла установлена прорывная мембрана. Заглушка состоит из основания, крышки и закрепленного на основании полого цилиндрического стакана с перфорированным дном со стороны мембраны, установленной в критическом сечении сопла. В основании заглушки и дне стакана выполнены соосные отверстия, в которых установлен шток с возможностью его продольного перемещения. Шток имеет заостренный наконечник со стороны мембраны, коническое утолщение со стороны основания заглушки, сопряженное с конической выемкой в основании, и срезаемый фланец, зажатый между основанием и крышкой заглушки. На штоке внутри стакана закреплена консоль, а между дном стакана и консолью установлена цилиндрическая пружина, охватывающая шток. Пиротехнический инициатор состоит из навески основного воспламенителя, размещенной между дном стакана и мембраной, и не менее двух каплюлей-воспламенителей, установленных на основании заглушки и сопряженных с ударниками, закрепленными на консоли. Крышка сопловой заглушки расположена в выходном сечении сопла и закреплена при помощи завальцовки с его внешней стороны, а в центральной части крышки выполнено отверстие, диаметр которого равен диаметру конического утолщения штока. Величина свободного объема камеры сгорания определяется алгебраическим выражением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить надежное автономное воспламенение заряда твердого топлива, не зависящее от воздействия пороховых газов метательного заряда и сброса давления при вылете сопловой заглушки. 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения. Время замыкания цепи и значение ускорения, при котором замыкается цепь вторым инерционным замыкателем, меньше соответствующих значений первого инерционного замыкателя. Для реализации данного способа используется инерционное замыкающее устройство, обеспечивающее замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя под действием стартового ускорения, содержащее два инерционных замыкателя. Инерционные замыкатели расположены в одном корпусе с двумя параллельными каналами, в которых установлены два подвижных инерционных груза-контакта, каждый из которых взаимодействует с пружиной и имеет возможность взаимодействия со своей парой неподвижных контактов при перемещении под действием стартового ускорения на величину хода за время t1 и t2 соответственно. Массы грузов-контактов и жесткость пружин подобраны таким образом, что выполняется соотношение t2/t1>1,2. Группа изобретений позволяет повысить безопасность снаряда при его эксплуатации и боевом применении за счет исключения замыкания электрической цепи электровоспламенителя при ускорениях, возникающих при падении изделия. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. В соответствии с изобретением воспламенитель содержит подающий элемент (21) для подачи первого ракетного топлива (А), подающий элемент (31) для подачи второго ракетного топлива (В), подающий элемент (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, первый буферный бак (22), второй буферный бак (32), первое переключающее устройство (50), второе переключающее устройство (60) и факелообразующую камеру (10) сгорания; расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака (22) и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака (32) - оба открываются в камеру (10) сгорания; первое переключающее устройство (50) и второе переключающее устройство (60) выполнены таким образом, чтобы соответственно соединять расположенное выше по потоку отверстие первого буферного бака (22) либо с подающим элементом (21) для подачи первого ракетного топлива (А), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, и чтобы соединять расположенное выше по потоку отверстие второго буферного бака (32) либо с подающим элементом (31) для подачи второго ракетного топлива (В), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления. Изобретение обеспечивает запуск ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов. Изобретение обеспечивает повышение надежности поджига компонентов топлива в камерах сгорания ЖРД больших тяг, а также сокращает трудоемкость и время на проведение технического обслуживания камеры сгорания и запальных устройств. 2 ил.

Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее и/или в заднее днище корпуса. В переднее днище корпуса запальник вмонтирован вдоль оси центрального канала. Запальник включает лазер, соединенный кабелем с источником электропитания и направленный фокусом пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя, а воспламенитель помещен в перфорированную оболочку и с радиальным просветом установлен в кожухе. В запальнике, установленном в переднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен раструб, на котором установлен дефлектор радиально направленного выброса пламени от воспламенителя на поверхность сквозного центрального канала твердого топлива. В запальнике, установленном в заднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен патрубок, которым запальник эксцентрично центральному каналу вмонтирован в заднее днище корпуса с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя через форкамеру на торец твердого топлива. Во втором варианте твердотопливный ракетный двигатель содержит бронирующие покрытия на торцах твердого топлива, а запальник, вмонтирован в переднее днище корпуса и представляет собой лазер. Лазер возбуждает воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру на торец твердого топлива, для чего в бронирующем покрытии торца твердого топлива образована локальная зона воспламенения с возможностью перехода горения в центральный канал твердого топлива. В третьем варианте ракетного двигателя в качестве запальника в заднее днище корпуса эксцентрично соплу вмонтирован лазер, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру в одну из сотовых ячеек пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива. Группа изобретений позволяет повысить надежность и сократить время воспламенения твердого топлива. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда. На траектории полета снаряда зажигают заряд твердого топлива продуктами сгорания воспламенителя, расположенного в предсопловом объеме и инициируемого продуктами сгорания замедлителя. Зажигание зарядов замедлителя осуществляют продуктами сгорания пиропатронов, срабатывающих при вылете снаряда из ствола орудия и размещенных в замкнутой полости, образуемой перфорированной диафрагмой, разделяющей предсопловой объем и диффузор сопла, и срезаемой крышкой сопла, расположенной в его выходном сечении. Заряды замедлителя выполнены в форме усеченных конусов, основания которых направлены в сторону выходного сечения сопла, и герметично размещены через термоизолирующие прокладки в перфорациях диафрагмы. Высоту зарядов замедлителя определяют по алгебраической формуле, включающей оптимальное значение времени задержки зажигания заряда твердого топлива, которое предварительно определяют из серии внешнебаллистических расчетов дальности полета конкретного активно-реактивного снаряда. Изобретение позволяет обеспечить увеличение дальности полета активно-реактивного снаряда и надежное зажигание его заряда твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 5 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете. В способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника согласно изобретению фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости по крайней мере одной форсунки многофорсуночной смесительной головки с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки. Способ реализуется в устройстве лазерного воспламенения, содержащем лазер с узлом накачки, оптический световод, фокусирующую линзу, установленную в корпусе, согласно изобретению внутренняя полость корпуса с фокусирующей линзой соединена с полостью смесительной головки. Изобретение обеспечивает воспламенение компонентов топлива лазерной системой сначала в полости одной или нескольких форсунок смесительной головки, а далее во всем объеме камеры сгорания, что повышает надежность воспламенения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх