Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания. Камера сгорания включает в себя охлаждаемый корпус, смесительную головку, состоящую из наружного и огневого днищ, между которыми образована полость подвода окислителя. Газогенератор содержит набор смесительных модулей и источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. Каждый из смесительных модулей состоит из основной камеры смешения и дополнительной камеры смешения. В основной камере смешения вырабатывается генераторный газ при массовом соотношении компонентов топлива Km~12÷20, а в дополнительной камере осуществляется сжигание при массовом соотношении компонентов топлива Km~50. Эти камеры расположены на одной оси, при этом торец основной камеры смешения утоплен на небольшую глубину в кольцевой канал дополнительной камеры смешения, а кольцевой канал является каналом огневого днища. Смесительные модули расположены равномерно по концентрическим окружностям смесительной головки. Узел ввода и фиксации лазерного излучения выполнен в виде цилиндра, один конец которого герметично закреплен на боковой поверхности корпуса камеры сгорания, а другой конец вставлен в отверстие силовой оболочки и герметично соединен с ней. Внутри цилиндра установлены источник лазерного излучения, фокусирующая линза и защитное стекло, и узел ввода установлен на корпусе в таком месте, чтобы лазерное излучение было сфокусировано в полости дополнительной камеры смешения вблизи торца основной камеры смешения, смесительного модуля, расположенного в последнем периферийном ряду. Для фокусировки лазерного излучения в указанном месте в корпусе камеры сгорания выполнено сквозное отверстие, а в кольцевом канале смесительного модуля выполнена прорезь на всю длину этого канала и шириной, равной его диаметру. Предлагаемое изобретение может найти применение в ракетных двигателях для надежного и многократного воспламенения топливной смеси в камере двухзонных газогенераторов. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники

Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива.

Предшествующий уровень техники

Концепция развития жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) как двигателя многократного включения в полете определяет необходимость создания надежного способа зажигания компонентов топлива как химического, но не использующего третьего компонента, конструктивно более простого, имеющего низкие массовые характеристики и обеспечивающего многократное включение в полете практически без ограничений. В этом плане наиболее предпочтительным является направление по разработке лазерных зажигательных устройств, использующих энергию лазера для поджига компонентов топлива непосредственно в камере сгорания или газогенераторе, не требующих дополнительных систем подвода компонентов и позволяющих многократное включение в полете.

Проведенные экспериментальные испытания по лазерному зажиганию компонентов топлива с инициацией в полости камеры сгорания показали возможность воспламенения компонентов топлива с помощью лазера в условиях, приближенных к параметрам запуска натурных камер и газогенераторов.

Например, известен газогенератор ЖРД с лазерным устройством, содержащий корпус с охлаждающим трактом, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными между наружным и огневым днищами, патрубки подвода компонентов и источник 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 газогенератора или на мишени, размещенные внутри камеры (см. патент RU №2468240, МПК F02K 9/95, 2012 г.).

Использование указанного изобретения позволяет:

- упростить систему зажигания:

- обеспечить многократность зажигания.

Однако такое лазерное зажигание топливной смеси применялось в газогенераторе или камере сгорания, в которых на выходе из огневого днища эта смесь имела массовое соотношение компонентов топлива Km ~2,6.

Известен также газогенератор ЖРД с лазерным устройством, содержащий корпус с охлаждающим трактом, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными между наружным и внутренним днищами, патрубки подвода окислителя и горючего, патрубок для вывода генераторного газа и источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, который выполнен в виде штуцера, во внутренней полости которого установлен лазер, фокусирующая линза и защитное стекло. Штуцер вставлен в отверстие корпуса в таком месте, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов в точке оптического пробоя и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер и вблизи огневого днища, (см. патент RU №2555021, МПК F02K 9/95 2015 г.).

Применение газогенератора с таким лазерным устройством обеспечивает надежное и многократное зажигание топливной смеси, состоящей из жидкого кислорода и керосина.

Однако такое техническое решение вряд ли подойдет для зажигания компонентов топлива в газогенераторах двухзонного типа.

В этих газогенераторах топливная смесь, выходящая из форсунок огневого днища, имеет массовое соотношение компонентов топлива Km ~50. Поэтому поджечь такую топливную смесь лазерным лучом, сфокусированным вблизи огневого днища, представляет собой сложную задачу.

Известен двухзонный газогенератор ЖРД с химическим зажиганием компонентов топлива, содержащий силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания, включающая в себя охлаждаемый корпус, смесительную головку, состоящую из наружного и огневого днищ, между которыми образована полость подвода окислителя, набор смесительных модулей, причем каждый из смесительных модулей состоит из основной камеры смешения и дополнительной камеры смешения, при этом в основной камере смешения вырабатывается генераторный газ при массовом соотношении компонентов топлива Km ~12÷20, а в дополнительной камере смешения осуществляется дожигание горючего при соотношении Km ~50. Эти камеры расположены на одной оси, при этом торец основной камеры смешения утоплен на небольшую глубину в кольцевой канал дополнительной камеры смешения, а кольцевой канал является каналом огневого днища, причем смесительные модули расположены равномерно по концентрическим окружностям смесительной головки, (см. патент RU №2159351, МПК F02K 9/62, 2000 г.).

Недостатком этого изобретения является то, что применение химического зажигания не позволяет использовать газогенератор для многократного запуска.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является обеспечение зажигания компонентов топлива в двухзонных газогенераторах с помощью источников лазерного излучения.

Эта задача решена за счет того, что двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания, включающая в себя охлаждаемый корпус, смесительную головку, состоящую из наружного и огневого днищ, между которыми образована полость подвода окислителя, набор смесительных модулей и источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, причем каждый из смесительных модулей состоит из основной камеры смешения и дополнительной камеры смешения, при этом в основной камере смешения вырабатывается генераторный газ при массовом соотношении компонентов топлива Km ~12÷20, а в дополнительной камере осуществляется сжигание компонентов топлива при массовом соотношении компонентов топлива Km ~50, эти камеры расположены на одной оси, при этом торец основной камеры смешения утоплен на небольшую глубину в кольцевой канал дополнительной камеры смешения, а кольцевой канал является каналом огневого днища, причем смесительные модули расположены равномерно по концентрическим окружностям смесительной головки, при этом узел ввода и фиксации лазерного излучения выполнен в виде цилиндра, один конец которого герметично закреплен на боковой поверхности корпуса камеры сгорания, а другой конец - вставлен в отверстие силовой оболочки и герметично соединен с ней, при этом внутри цилиндра установлены источник лазерного излучения, фокусирующая линза и защитное стекло, и узел ввода установлен на корпусе в таком месте, чтобы лазерное излучение было сфокусировано в полости дополнительной камеры смешения вблизи торца основной камеры смешения, смесительного модуля, расположенного в последнем периферийном ряду, кроме того, для фокусировки лазерного излучения в указанном месте в корпусе камеры сгорания выполнено сквозное отверстие, а в кольцевом канале смесительного модуля выполнена прорезь на всю длину этого канала и шириной равной его диаметру.

Кроме того, по цилиндрической поверхности корпуса камеры могут быть установлены несколько узлов ввода источников лазерного излучения.

Технический результат состоит в том, что достигнуто воспламенение компонентов топлива в двухзонном газогенераторе в месте соединения основной камеры смешения с дополнительной.

Перечень чертежей

На фиг. 1 представлено продольное сечение двухзонного газогенератора.

На фиг. 2 представлен фрагмент А на фиг. 1.

На фиг. 3 представлено поперечное сечение Б-Б на фиг. 2.

Описание

Газогенератор (фиг. 1) содержит силовую оболочку 1 с патрубками подвода окислителя 2 и горючего 3 и патрубок 4 для вывода генераторного газа. Внутри этой оболочки и коаксиально с ней размещена камера сгорания 5. Камера сгорания включает в себя охлаждаемый корпус 6, смесительную головку 7, состоящую из наружного 8 и огневого 9 днищ, между которыми образована полость подвода окислителя 10, набор смесительных модулей 11 и узел ввода и фокусировки лазерного излучения 12. Каждый из смесительных модулей (фиг. 2) состоит из основной камеры смешения 13 и дополнительной камеры смешения 14. При этом в основной камере смешения вырабатывается генераторный газ при массовом соотношении компонентов топлива Km ~12÷20, а в дополнительной камере осуществляется сжигание компонентов топлива при массовом соотношении компонентов топлива Km ~50. Эти камеры расположены на одной оси, при этом торец 15 основной камеры смешения 13 утоплен на небольшую глубину в кольцевой канал 16 дополнительной камеры смешения 14, причем кольцевой канал 16 расположен в огневом днище 9. Смесительные модули расположены равномерно по концентрическим окружностям. Узел ввода и фокусировки лазерного излучения 12 (фиг. 2, фиг. 3) выполнен в виде цилиндра 17, один конец которого герметично закреплен на боковой поверхности корпуса 6 камеры сгорания 5, а другой конец - вставлен в отверстие 18 силовой оболочки 1 и герметично соединен с ней. Внутри цилиндра 17 установлены источник лазерного излучения 19, фокусирующая линза 20 и защитное стекло 21. Этот узел установлен на корпусе 6 в таком месте, чтобы лазерное излучение было сфокусировано в полости дополнительной камеры смешения 14 вблизи торца 15 основной камеры смешения 13, одного из смесительных модулей 11, расположенного в последнем периферийном ряду. Для фокусировки лазерного излучения в указанном месте в корпусе 6 камеры сгорания выполнено сквозное отверстие 22, а в кольцевом канале 16 выполнена прорезь 23 на всю длину кольцевого канала и шириной равной диаметру этого канала.

Работа газогенератора

При запуске газогенератора горючее - керосин из патрубка 3 поступает в основную камеру смешения 13. Окислитель – жидкий кислород из патрубка 2 поступает в полость 10, а из нее вводится в камеру 13. В момент выхода топливной смеси в дополнительную камеру смешения 14 включают лазерный источник 12, при этом луч лазера входит в прорезь 23 и фокусируется в полости дополнительной камеры смешения 14, в которой происходит оптический пробой и зажигание компонентов топлива по всему объему газогенератора.

Выполнение прорези в кольцевом канале 16 огневого днища 9 позволило исключить образование керосиновой пленки на внутренней поверхности канала 16 и предотвратить «обеднение» топливной смеси в центре канала 16.

Правильность этого технического решения была подтверждена экспериментально.

Это является основным отличием предлагаемого изобретения.

Промышленное применение

Предлагаемое изобретение может найти применение в ракетных двигателях для надежного и многократного воспламенения топливной смеси в камере двухзонных газогенераторов.

1. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива, содержащий силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания, включающая в себя охлаждаемый корпус, смесительную головку, состоящую из наружного и огневого днищ, между которыми образована полость подвода окислителя, набор смесительных модулей и источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, причем каждый из смесительных модулей состоит из основной камеры смешения и дополнительной камеры смешения, при этом в основной камере смешения вырабатывается генераторный газ при массовом соотношении компонентов топлива Km~12÷20, а в дополнительной камере осуществляется сжигание при массовом соотношении компонентов топлива Km~50, эти камеры расположены на одной оси, при этом торец основной камеры смешения утоплен на небольшую глубину в кольцевой канал дополнительной камеры смешения, а кольцевой канал является каналом огневого днища, причем смесительные модули расположены равномерно по концентрическим окружностям смесительной головки, отличающийся тем, что узел ввода и фиксации лазерного излучения выполнен в виде цилиндра, один конец которого герметично закреплен на боковой поверхности корпуса камеры сгорания, а другой конец вставлен в отверстие силовой оболочки и герметично соединен с ней, при этом внутри цилиндра установлены источник лазерного излучения, фокусирующая линза и защитное стекло, и узел ввода установлен на корпусе в таком месте, чтобы лазерное излучение было сфокусировано в полости дополнительной камеры смешения вблизи торца основной камеры смешения, смесительного модуля, расположенного в последнем периферийном ряду, кроме того, для фокусировки лазерного излучения в указанном месте в корпусе камеры сгорания выполнено сквозное отверстие, а в кольцевом канале смесительного модуля выполнена прорезь на всю длину этого канала и шириной, равной его диаметру.

2. Газогенератор по п. 1, отличающийся тем, что по цилиндрической поверхности корпуса камеры установлено несколько узлов ввода источников лазерного излучения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая силовой цилиндр, заполненный пусковым горючим, два мембранных узла с входным и выходным каналами, мембраны которых выполнены с кольцевой утоненной перемычкой и которые закреплены герметично со стороны входа и выхода силового цилиндра, кроме того, ампула имеет средства для разрыва мембран, для заправки силового цилиндра пусковым горючим и средства для фиксации подвижных элементов мембран после их разрыва, причем каждый из мембранных узлов включает в себя корпус, с одной стороны которого закреплена мембрана, а с другой стороны установлена заглушка, внутри корпуса установлен пиропривод, состоящий из цилиндрической направляющей и поршня со штоком, а с тыльной стороны мембраны прикреплен цилиндрический хвостовик, который соединен со штоком, кроме того, надпоршневая полость через отверстие в корпусе соединена с полостью штуцера, в которой установлен пиротехнический заряд, причем диаметр поршня больше диаметра срезываемой части мембраны, а соединение полости силового цилиндра с входным и выходным каналами осуществляется через кольцевой зазор, образующийся при разрыве мембраны и ее последующем перемещении.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

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.

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.

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 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.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению на камере сгорания установлены друг над другом два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к камерам сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов состоит из наружной силовой и внутренней стенки, оформляющей газовый канал, оболочек для конструктивных форм камер, приближенных к телам вращения, или комплекта наружных и внутренних стенок, оформляющих наружный облик камеры и внутренний газовый канал, при других, например, призматических конструктивных формах камер.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из свечи зажигания топлива, смесительной головки, обеспечивающей смешение топлива и внутреннее охлаждение стенки камеры сгорания, камеры сгорания и сопла, в смесительной головке двигателя выполнены струйные форсунки типа струя в сносящем потоке кислорода, суммарные векторы потоков которых направлены в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, навстречу друг другу.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа. Камера сгорания ЖРД, работающего с дожиганием генераторного газа, содержащая газовод, смесительную головку со смесительными элементами, корпус камеры и магистрали подвода компонентов топлива, согласно изобретению в районе минимального сечения камеры выполнен газовод тороидальной формы, полость которого с помощью оребренного тракта, выполненного на наружной стенке корпуса камеры и наружного днища головки, соединена со смесительными элементами головки.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим по безгенераторной схеме. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, при этом камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры жестко соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла.

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, при этом в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя.

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутреннего охлаждения камеры сгорания, при этом для подачи окислителя в камеру сгорания применена щелевая форсунка, установленная с возможностью направления окислителя к оси двигателя.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и ступень воспламенения устройства 5 (вторую ступень), первую ступень 6 двигателя с каналами 7 подачи водорода, вторую ступень 5 с каналами 8 подачи кислорода, третью ступень 9 с каналами 10 подачи водорода, четвертую ступень 11 с каналами 12 подачи кислорода и с каналами 13 для подачи кислорода в четвертую ступень 11 с целью охлаждения стенок камеры сгорания, образованной ступенями двигателя, и дозвуковой части сопла 14.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги.

Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического аппарата (КА) включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания. Камера сгорания включает в себя охлаждаемый корпус, смесительную головку, состоящую из наружного и огневого днищ, между которыми образована полость подвода окислителя. Газогенератор содержит набор смесительных модулей и источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. Каждый из смесительных модулей состоит из основной камеры смешения и дополнительной камеры смешения. В основной камере смешения вырабатывается генераторный газ при массовом соотношении компонентов топлива Km~12÷20, а в дополнительной камере осуществляется сжигание при массовом соотношении компонентов топлива Km~50. Эти камеры расположены на одной оси, при этом торец основной камеры смешения утоплен на небольшую глубину в кольцевой канал дополнительной камеры смешения, а кольцевой канал является каналом огневого днища. Смесительные модули расположены равномерно по концентрическим окружностям смесительной головки. Узел ввода и фиксации лазерного излучения выполнен в виде цилиндра, один конец которого герметично закреплен на боковой поверхности корпуса камеры сгорания, а другой конец вставлен в отверстие силовой оболочки и герметично соединен с ней. Внутри цилиндра установлены источник лазерного излучения, фокусирующая линза и защитное стекло, и узел ввода установлен на корпусе в таком месте, чтобы лазерное излучение было сфокусировано в полости дополнительной камеры смешения вблизи торца основной камеры смешения, смесительного модуля, расположенного в последнем периферийном ряду. Для фокусировки лазерного излучения в указанном месте в корпусе камеры сгорания выполнено сквозное отверстие, а в кольцевом канале смесительного модуля выполнена прорезь на всю длину этого канала и шириной, равной его диаметру. Предлагаемое изобретение может найти применение в ракетных двигателях для надежного и многократного воспламенения топливной смеси в камере двухзонных газогенераторов. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх