Проведено огляд результатів досліджень лазерного запалювання палива рідкий кисень газоподібний водень в експериментальній камері згоряння, виконаних на стендовій базі АТ "КБХА" (м Воронеж). В ході експериментів використаний розроблений в ГНЦ ФГУП "Центр Келдиша" лазерний модуль запалювання, параметри якого оптимізовані для застосування в системі запуску ракетного двигуна. Займання палива від лазерної системи запалювання відбувалося безпосередньо в експериментальній установці без застосування запального пристрою або передкамери. Для реалізації такого способу запалювання загоряння палива в камері згоряння має здійснюватися при фокусуванні лазерного випромінювання в обсязі суміші, в обраній зоні зі сприятливими умовами для початку горіння, з ініціацією в цій області іскри оптичного пробою. За результатами експериментів підтверджена працездатність лазерного модуля для проведення автономних і вогневих випробувань, в тому числі при багаторазовому запуску рухової установки, що працює на паливних компонентах рідкий кисень газоподібний водень.

Анотація наукової статті з механіки і машинобудування, автор наукової роботи - Ребров С.Г., Голубєв В.А., Космачов Ю.П., Космачева В.П.


Laser Ignition of Liquid-Oxygen-Gaseous-Hydrogen Fuel in a Large-Scale Combustion Chamber

The article presents a review of the results of studies of laser ignition of a cryogenic mixture (gaseous hydrogen and liquid oxygen) in an experimental combustion chamber, carried out at the bench testing facility of KBKhA (Voronezh). A laser ignition module specially designed at the Keldysh Research Centre and with parameters optimized for use in the rocket engine launch system was used during the experiments. Fuel ignition by the laser system occurred directly in the experimental chamber without the use of an ignition device or pre-chamber. To implement this ignition method, inflammation of the fuel in the chamber was carried out by focusing the laser radiation into the mixture, with the initiation of a spark of optical breakdown in the selected area with conditions favorable for the start of combustion. The results of the experiments confirmed the efficiency of the laser module during both standalone and firing tests, including multiple launches of the propulsion unit operated on a cryogenic mixture (gaseous hydrogen and liquid oxygen).


Область наук:

  • Механіка і машинобудування

  • Рік видавництва: 2019


    Журнал: Известия вищих навчальних закладів. Машинобудування


    Наукова стаття на тему 'ЛАЗЕРНОЕ ЗАПАЛЮВАННЯ ПАЛИВА РІДКИЙ КИСЕНЬ - ГАЗОПОДІБНИЙ ВОДЕНЬ У великорозмірні КАМЕРІ ЗГОРЯННЯ'

    Текст наукової роботи на тему «ЛАЗЕРНОЕ ЗАПАЛЮВАННЯ ПАЛИВА РІДКИЙ КИСЕНЬ - ГАЗОПОДІБНИЙ ВОДЕНЬ У великорозмірні КАМЕРІ ЗГОРЯННЯ»

    ?УДК 621.45.048 doi: 10.18698 / 0536-1044-2019-12-104-114

    Лазерне запалювання палива

    про У про

    рідким кисень - газоподібний водень в крупноразмерной камері згоряння

    С.Г. Ребров1, В.А. Голубев1, Ю.П. Космачев2, В.П. Космачева2

    1 ГНЦ ФГУП «Центр Келдиша»

    2 АТ «КБХА»

    Laser Ignition of Liquid-Oxygen-Gaseous-Hydrogen Fuel in a Large-Scale Combustion Chamber

    S.G. Rebrov1, V.A. Golubev1, Y.P. Kosmachev2, V.P. Kosmacheva2

    1 Federal State Unitary Enterprise - Keldysh Center

    2 AO KBKhA - Design Bureau for Chemical Automation

    Проведено огляд результатів досліджень лазерного запалювання палива рідкий кисень - газоподібний водень в експериментальній камері згоряння, виконаного на стендовій базі АТ «КБХА» (м Воронеж). В ході експериментів використаний розроблений в ГНЦ ФГУП «Центр Келдиша» лазерний модуль запалювання, параметри якого оптимізовані для застосування в системі запуску ракетного двигуна. Займання палива від лазерної системи запалювання відбувалося безпосередньо в експериментальній установці без застосування запального пристрою або передкамери. Для реалізації такого способу запалювання загоряння палива в камері згоряння має здійснюватися при фокусуванні лазерного випромінювання в обсязі суміші, в обраній зоні зі сприятливими умовами для початку горіння, з ініціацією в цій області іскри оптичного пробою. За результатами експериментів підтверджена працездатність лазерного модуля для проведення автономних і вогневих випробувань, в тому числі при багаторазовому запуску рухової установки, що працює на паливних компонентах рідкий кисень - газоподібний водень.

    Ключові слова: лазерне запалювання, ракетний двигун, камера згоряння, рідкий кисень - газоподібний водень, оптичний пробій

    The article presents a review of the results of studies of laser ignition of a cryogenic mixture (gaseous hydrogen and liquid oxygen) in an experimental combustion chamber, carried out at the bench testing facility of KBKhA (Voronezh). A laser ignition module specially designed at the Keldysh Research Centre and with parameters optimized for use in the rocket engine launch system was used during the experiments. Fuel ignition by the laser system occurred directly in the experimental chamber without the use of an ignition device or pre-chamber. To implement this ignition method, inflammation of the fuel in the chamber was carried out by focusing the laser radiation into the mixture, with the initiation of a spark of optical breakdown in the selected area with conditions favorable for the start of combustion. The results of the experiments confirmed the efficiency of the laser module during both standalone and firing tests, including multiple launches of the propulsion unit operated on a cryogenic mixture (gaseous hydrogen and liquid oxygen).

    Keywords: laser ignition, rocket engine, combustion chamber, liquid-oxygen-gaseous-hydrogen, optical breakdown

    Однією з актуальних завдань сучасної ракетної техніки є забезпечення надійного багаторазового запуску ракетних двигунів, що працюють на несамовоспламеняющихся паливних компонентах. Вирішення цього завдання дозволить підвищити екологічність космічних запусків, а також знизити їх вартість завдяки можливості виведення декількох космічних апаратів на різні орбіти.

    Традиційні методи займання, використовувані для запуску камер згоряння (КС) рідинних ракетних двигунів (РРД), мають ряд недоліків. Серед них суттєве збільшення масогабаритних параметрів двигуна і ускладнення його конструкції, обмеження по кількості включень ЖРД або по його робочим параметрам (тиску в КС і співвідношенню паливних компонентів). Для мінімізації впливу перерахованих недоліків при створенні систем запуску перспективних ЖРД можна застосувати лазерне запалювання [1-3].

    Основним способом використання лазера в якості джерела енергії займання паливної суміші в ракетній техніці є лазерне запалювання з ініціацією іскри оптичного пробою в обсязі робочого середовища або поблизу твердої поверхні [4].

    Для реалізації запалювання з ініціацією оптичного пробою в обсязі робочого середовища лазерний імпульс тривалістю не більше десятків наносекунд і потужністю кілька мегават фокусується оптичною системою з малим фокусною відстанню (не більше 20 ... 30 мм) в області КС, де присутній паливна суміш, робочі параметри якої сприятливі для займання.

    У цій області в зоні фокусування випромінювання при досягненні порогового значення щільності потужності лазерного імпульсу 1010 ... 10п Вт / см2 внаслідок многофотонной іонізації відбувається ініціація оптичного пробою. Останній супроводжується утворенням згустку витягнутої уздовж променя іонізованої плазми, температура якої досягає 106 К і ініціює початок горіння. Такий спосіб найбільше підходить для запуску великорозмірних космічних систем.

    Дослідження можливості використання лазерного запалювання для ракетної техніки активно ведуться і в нашій країні [5-8], і за кордоном [9-12]. У Росії основні роботи в

    цьому напрямку проводить ГНЦ ФГУП «Центр Келдиша» спільно з підприємствами галузі АТ «КБХА» і НВО «Енергомаш». Так, фахівцями Центру Келдиша і КБХА розроблено запальний пристрій з системою лазерного запалювання для киснево-водневого двигуна [13], яке пройшло успішні вогневі випробування, працюючи як в автономному режимі, так і в складі ЖРД.

    Також в ході спільних робіт на стендовій базі НВО «Енергомаш» проведені успішні випробування за прямим лазерному запалювання паливних компонентів рідкий кисень (РК) - гас в рульовій і основних КС двигунів 14Д21 / 14Д22 [6, 14], що застосовуються на першому і другому ступенях ракети носій «Союз».

    Мета роботи - огляд і аналіз результатів експериментальних досліджень по лазерному запалювання палива ЖК - газоподібний водень (ГВ) в експериментальній камерної установці розробки АТ «КБХА».

    Для експериментів використано спеціально розроблений і виготовлений в ГНЦ ФГУП «Центр Келдиша» лазерний модуль запалювання з робочими параметрами, рекомендованими АТ «КБХА» для лазерної системи запалювання киснево-водневого і киснево-метанового ракетних двигунів.

    Опис експериментальної установки. Роботи виконані на стендовій базі АТ «КБХА» за допомогою експериментальної камерної установки, пневмогідравлічні схема якої приведена на рис. 1, а. Установка призначена для проведення досліджень займання киснево-метанового і киснево-водневого палива різними системами запалювання.

    Експериментальна камерна установка, показана на рис. 1, б, включає в себе наступні основні елементи:

    • КС двигуна тягою 73,5 кН, охлаждаемую водою;

    • систему займання;

    • систему управління і регулювання;

    • систему подачі окислювача, що містить клапан його подачі в КС;

    • систему подачі пального, що включає клапан подачі пального в КС;

    • систему подачі води на охолодження КС;

    • систему вимірювання;

    • систему аварійного вимкнення установки.

    Мал. 1. пневмогідравлічних схема (а) і зовнішній вигляд (б) експериментальної камерної установки: 1 і 5 - підведення окислювача і пального до установки; 2 - дросель; 3 - клапан; 4 - лазерний модуль запалювання; 6 - підведення води на охолодження КС; 7 - КС

    КС може працювати на паливних компонентах ЖК - ГВ або рідкий кисень - газоподібний метан, надходження яких в КС здійснюється через двокомпонентні форсунки. Для подачі окислювача і пального в КС, а також води в сорочку охолодження експериментальної установки застосовувалися системи стенду.

    Для займання палива в камерній установці можна використовувати пілотне вуст-

    ройство з системою електроплазменного запалювання або лазерний модуль запалювання. Обидва пристрої займання (УВ) встановлені по осі змішувача головки і закріплені на ній за допомогою фланцевого з'єднання. Схема посадкового місця для установки УВ на змішувальну головку експериментальної КС показана на рис. 2.

    При використанні для запуску камерної установки запального пристрою з електроплазменной системою запалювання крім забезпечення електроживлення електроплазменной свічки необхідно задіяти додаткові системи подачі газоподібних окислювача і пального в запальник. Для застосування лазерного модуля запалювання потрібно тільки електроживлення.

    Параметри лазерного модуля запалювання. при

    проведенні експериментів використовувався розроблений і виготовлений в ГНЦ ФГУП «Центр Келдиша» лазерний модуль запалювання, технічні характеристики якого відповідають рекомендованим АТ «КБХА» параметрам для системи лазерного запалювання киснево-водневого і киснево-метанового ракетних двигунів. Для створення такого модуля розроблений спеціальний твердотільний лазер з робочими характеристиками, адаптованими до ракетній техніці.

    Особливістю забезпечення вихідних параметрів лазерного випромінювання з високою імпульсною потужністю, необхідних для реалізації запалювання при ініціації іскри оптичного пробою в обсязі паливної суміші, є

    КС

    Мал. 2. Схема посадкового місця для установки УВ на експериментальну КС: 1 - кріпильні отвори для фланця УВ; 2 - торець стикування КС з УВ; 3 - зона розташування УВ; 4 - форсунки; 5 - змішувальна головка

    застосування високоенергетичних джерел накачування активного елемента випромінювача.

    На сьогоднішній день найбільш часто використовуваними джерелами накачування для твердотільних лазерів, параметри яких дозволяють задіяти їх в системах запалювання ЖРД, служать матриці напівпровідникових діодів [15]. Напівпровідникові матриці мають високу ефективність перетворення потужності електричного живлення в потужність оптичного випромінювання, що досягає 60%.

    Крім того, у напівпровідникових діодів порівняно вузький (шириною 2 ... 5 нм) спектр випромінювання, який можна добре узгодити з перетином поглинання активного елементу твердотільного лазера. Перетин поглинання ст (Л) кристала Nd3 +: YAG, використовуваного в якості активного елементу твердотільних лазерів з високою вихідною імпульсною потужністю, наведено на рис. 3, де X - довжина хвилі лазерного випромінювання.

    Як видно з рис. 3, в спектрі ст (Л) присутні гострі піки сильного поглинання і провали, де поглинання мало. Якщо спектр випромінювання стандартної матриці накачування, що має, як правило, ширину 2.4 нм, узгоджений з піком в розподілі а (Х), то вся енергія накачування буде поглинена активним елементом випромінювача.

    Однак довжина хвилі випромінювання напівпровідникової матриці значно залежить від її температури. В діапазоні зміни температури 10.80 ° С зрушення центральної довжини хвилі для стандартних напівпровідникових дио-

    ь о. е.

    790 800 810 X, нм

    Мал. 4. Спектри випромінювання «кольорової» матриці при температурі 58 (-), 66 (-) і 74 ° С (-)

    дов АГР ~ 20 нм. Так, якщо при температурі 25 ° С центральна довжина хвилі напівпровідникових випромінювачів в матриці Хр = 808 нм, то при зміні температури матриці в зазначеному діапазоні довжина хвилі Хр буде перебудовуватися від 803 до 824 нм відповідно.

    При цьому випромінювання накачування може потрапити в провали спектра поглинання активного елементу, що призведе до зриву генерації лазерного випромінювача. Тому при використанні стандартних високоенергетичних матриць накачування, які при роботі, незважаючи на високий коефіцієнт корисної дії перетворення електричної енергії в світлове випромінювання, виділяють велику кількість тепла, необхідна активна або пасивна система охолодження.

    Вид системи охолодження визначають залежно від необхідного часу безперервної роботи лазера. При цьому навіть пасивна система охолодження ускладнює і збільшує масу лазера і, відповідно, конструкції модуля запалювання в складі ЖРД.

    Однак з розвитком лазерної техніки для поліпшення термостабільності системи накачування стало можливим використання так званих «кольорових» напівпровідникових матриць. Такі матриці відрізняються від стандартних вузькосмугових ширшої спектральної смугою випромінювання і дозволяють забезпечити безвідмовну працездатність твердотільних лазерів в широкому температурному діапазоні. Спектри випромінювання «кольорової» матриці для накачування активного елемента Nd3 +: YAG при різних значеннях температури наведені на

    Мал. 4, де Рх - інтенсивність випромінювання на довжині хвилі X, виражена у відносних одиницях (о. Е.).

    Як видно з рис. 4, для широкосмугового «кольорової» матриці спектр випромінювання при будь-якій робочій температурі перекриває як піки, так і провали розподілу а (Х). Тому застосування «кольорових» матриць для накачування активного кристала Nd3 +: YAG може забезпечити стабільність роботи лазерного випромінювача в широкому температурному діапазоні.

    Використання «кольорових» матриць накачування дозволило створити для модуля запалювання КС ЖРД твердотільний лазер СПЛС-70 без систем термостабілізації.

    Робочі параметри лазера СПЛС-70

    Довжина хвилі лазерного випромінювання, нм ......... тисячі шістьдесят-чотири

    Енергія імпульсу лазерного

    випромінювання, мДж ....................... Не менш 70

    Тривалість імпульсу лазерного випромінювання за рівнем 0,5 інтенсивності, нс ............................. Не більше 10

    Максимальна частота повторення

    імпульсів, Гц ........................ Не менш 30

    Мінімальний час безперервної роботи, з ...... 6

    Інтервал між повторними включеннями твердотільного лазера, з ........ Не більше 60

    Розмір поперечного перерізу пучка лазерного випромінювання на вихідному

    вікні лазера за рівнем 1 / е2, мм .......... Не більше 5

    Енергетична розбіжність пучка лазерного випромінювання

    за рівнем 1 / е2, мрад ................... Не більше 20

    Час готовності лазера до роботи з моменту включення

    електроживлення, хв ................... Не більше 3

    Габаритні розміри, мм:

    довжина ...................................... 100

    діаметр ..................................... 52

    Маса, кг ..................................... 0,45

    Фотографія, зроблена в ході перевірочних випробувань працюючого лазера СПЛС-70 і іскри оптичного пробою, що утворилася при фокусуванні випромінювання лінзою з фокусною відстанню 20 мм, наведена на рис. 5.

    Для установки лазерного модуля запалювання на експериментальну камерну установку спроектований і розроблений вузол кріплення лазера до форсуночного голівці КС, що містить систему введення і фокусування випромінювання. Для займання палива передбачалося ис-

    Мал. 5. Фотографія працюючого лазера СПЛС-70

    5 /

    ==<> 7

    Мал. 6. Схема лазерного запалювання при осьовому введенні випромінювання

    використовувати схему прямого лазерного запалювання при осьовому введенні випромінювання в КС з боку форсуночного головки [16], показану на рис. 6.

    При такому способі запалювання в обсязі КС в зоні змішування компонентів окислювача і пального на певній відстані до / від днища форсуночного головки при фокусуванні лазерного випромінювання високої імпульсної потужності відбувається ініціація іскри оптичного пробою з утворенням згустку високотемпературної плазми, яка запалює паливну суміш.

    Конструкція системи введення і фокусування випромінювання вузла кріплення лазера до форсуночного голівці КС дозволяла варіювати значення к / в межах 0 .. .5 мм.

    Результати автономних випробувань. Перед початком експериментальних досліджень по лазерному займання палива ЖК - ГВ в КС для визначення працездатності лазерного модуля запалювання при роботі в складі ЖРД проведені автономні випробування. Основною метою цих випробувань була перевірка працездатності модуля запалювання

    Мал. 7. Закріплення фотодатчиків на камерної установці

    при низькій температурі в умовах захолажі-вання області установки лазерної свічки при подачі ЖК в КС.

    Для забезпечення надходження потрібного витрати окислювача в камерну установку перед запуском двигуна виконана проливання магістралі окислювача до моменту досягнення температури ЖК на вході в ФОРСУНОЧНАЯ головку, що не перевищує 110 К. При проливкой відбувається охолодження форсуночного головки і розміщених на ній елементів, в тому числі твердотільного лазера СПЛС -70, забезпечує запалювання, при температурі нижче 0 ° С.

    Як уже зазначалося, сильна зміна температури напівпровідникової матриці накачування, що є складовим елементом конструкції твердотільного лазера, може

    привести до зриву генерації. Тому в ході автономних випробувань перевірялися збереження працездатності підпалює лазера в умовах захолажіванія і можливість ініціації іскри оптичного пробою в КС, в яку надходить газифікують ЖК.

    Працездатність лазерного модуля запалювання при захолажіваніі форсуночного головки і подачі ЖК в камерну установку перевірялася за допомогою встановлених в мінімальному перетині КС двох фотодатчиків, закріплених за допомогою спеціального пристосування (рис. 7).

    За результатами автономних випробувань встановлено, що при захолажіваніі зони установки твердотільного лазера до температури 200.220 К і подачі ЖК в камерну установку лазерний модуль запалювання забезпечує утворення іскри оптичного пробою в порожнині КС протягом шести секунд з частотою 30 Гц, як того вимагає технічне завдання. Показання фотодатчиків, отримані в ході проведення автономних випробувань, наведені на рис. 8, де Е - значення сигналу, що надходить з фотодатчика, В; I - час випробування, з.

    Результати вогневих випробувань. В основному циклі експериментальних досліджень лазерного запалювання палива ЖК - ГВ в камерної установці проведені три вогневих випробування. На цьому етапі робіт визначалася принципи-

    Мал. 8. Показання системи реєстрації оптичного сигналу при роботі лазерної свічки

    в ході автономних випробувань: -і - сигнали, що надходять з першого і другого фотодатчиків

    альная можливість використання лазера для займання розглянутого палива в крупноразмерной КС, а також досліджувалися особливості процесів, що відбуваються під час запуску двигуна з лазерною системою запалювання.

    В один пусковий день проведені три успішних вогневих випробування при наступних робочих параметрах камерної установки:

    • в режимі запуску КС: витрата окислювача gок ~ 0,88 кг / с, витрата пального? Г ~ 0,22 кг / с, випередження окислювача Дтоп = 0,1 с, тривалість випробування Тисп = 2 с;

    • з виходом на основний режим КС - на запуск: gок ~ 0,88 кг / с, Gг ~ 0,22 кг / с, ДТоп = 0,1 с; в основному режимі: gок ~ 2 кг / с, GТ ~ 0,35 кг / с,

    Тисп - 6 с;

    • в режимі запуску КС: gок ~ 0,88 кг / с, GТ ~ 0,22 кг / с, випередження пального ДТГ - 0,1 с,

    Тисп - 2 з.

    При проведенні випробувань вимірювалося робочий тиск в КС, пульсації тиску і вібраційних навантажень, яким піддавалися елементи камерної установки. При цьому для визначення тиску в КС використовувалися два датчика з різними межами виміру: 1 і 4 МПа.

    Зміна робочих параметрів експериментальної установки дозволило визначити вплив послідовності подачі компонентів при запуску і моменту переходу в основний режим роботи КС на значення навантажень, під дією яких знаходиться лазерний модуль запалювання при роботі в складі РРД, а також на збереження працездатності лазерної свічки після впливу таких режимів навантаження.

    У всіх випробуваннях при надійному лазерному займанні палива, що відбувається при подачі першого лазерного імпульсу після початку надходження в КС обох паливних компонентів, температура продуктів згоряння в зоні розташування вихідного оптичного елемента системи введення і фокусування випромінювання вузла кріплення лазера до форсуночного голівці досягала 2000 К.

    Перші два випробування відбувалися з випередженням окислювача. В обох випадках спостерігалося плавне запалення без стрибків тиску. Зміни основних параметрів при проведенні цих випробувань протягом перших двох секунд роботи установки в режимі запуску мали ідентичний характер. Далі в першому

    р, МПа; Е, В

    Мал. 9. Зміна в часі основних робочих параметрів КС при другому випробуванні: 1 - значень сигналів Е, що надходять з фотодатчиків; 2 і 3 - тисків ЖК і ГВ на вході в КС; 4 і 5 - тисків, вимірюваних в КС датчиками з межами вимірювання 1 і 4 МПа відповідно; I - початок роботи лазера; II - надходження ЖК; III - надходження ГВ, початок горіння; IV і V - початок переходу і вихід на основний режим роботи КС

    Мал. 10. Фотографії камерної установки в режимах її запуску (а) і стаціонарної роботи (б) у другому вогневому випробуванні

    випадку циклограмма закінчувалася, а в другому здійснювався перехід на основний режим роботи двигуна.

    Графіки зміни в часі t основних робочих параметрів КС у другому випробуванні показані на рис. 9, де р - тиск. Слід зазначити, що реєстрація параметрів фотодатчиками відбувалася до досягнення певного тиску в КС, при якому пристрій виносилося потоком газу з мінімального перетину.

    Результати третього випробування також продемонстрували надійне лазерне займання суміші РК - ГВ при налаштуванні циклограми з випереджаючої подачею пального при подібному характері зміни робочих параметрів КС в режимі запуску, як і в перших двох пусках. Однак при цьому є відмінності в рівні сигналу системи реєстрації швидкоплинних параметрів по вібрації і пульсаціям тиску в КС.

    Якщо для перших двох випробувань рівні вібрації і пульсації тиску в момент запалювання не перевищували 1400 ^ і 0,9 МПа відповідно, то в третьому запуску спостерігався різкий підйом рівня вібрації до 1600 ^ при

    пульсації тиску не більше 0,7 МПа. Така зміна цих параметрів дозволяє назвати характер запалювання в третьому випробуванні жорстким, що має пояснюватися зміною порядку подання компонентів.

    За даними вимірів виявлено, що в основному режимі роботи установки тиск в КС досягало 1,9 МПа. При цьому вузол кріплення лазера до форсуночного голівці КС, що містить систему введення і фокусування випромінювання, зберігав герметичність в умовах впливу температури і тиску з боку продуктів згоряння.

    Після кожного вогневого випробування працездатність лазерної свічки запалювання підтверджувалася при реєстрації освіти іскри оптичного пробою з частотою 30 Гц в КС без подачі в експериментальну установку паливних компонентів. Також між запусками установки демонтаж і перебирання лазерного модуля запалювання не проводилися, що підтверджує можливість багаторазового запуску ЖРД від розробленої системи лазерного запалювання.

    На рис. 10 наведені фотографії роботи камерної установки в другому вогневому випробуванні.

    висновки

    1. Вперше проведено успішні вогневі випробування крупноразмерной рухової установки з лазерним запалюванням компонентів палива ЖК - ГВ безпосередньо в КС.

    2. В умовах подачі в КС кріогенних паливних компонентів продемонстрована надійна робота лазерного модуля запалювання без системи термостабілізації, створеного на основі твердотільного лазера, що використовує «кольорові» діодні матриці накачування.

    3. Підтверджено можливість багаторазового використання розробленого лазерного модуля запалювання для запуску КС зі збереженням його працездатності після впливу тиску, теплових і вібраційних навантажень на елементи лазерної свічки з боку працюючої КС ЖРД.

    література

    [1] Phuoc T.X. Laser-induced spark ignition fundamental and applications. Optics and Lasers in

    Engineering, 2006, no. 44, pp. 351-397, doi: 10.1016 / j.optlaseng.2005.03.008

    [2] Manfletti C., Oschwald M., Sender J. Theoretical and Experimental Discourse on Laser Ig-

    nition in Liquid Rocket Engines. The 27th International Symposium on Space Technology

    and Science, 05-12 July 2009, Tsukuba, Japan. URL: https://elib.dlr.de/59666/1/ manfletti-2009-ists.pdf (дата звернення 14 травня 2019).

    [3] Wintner E. Laser Ignition of Engines: Technology, Benefits and Challenges. OSA Technical

    Digest (online) (Optical Society of America), 2014 року, paper LFP. 1. URL: https://doi.org/10.13 64 / LA0P.2014.LFP.1 (дата звернення 14 травня 2019).

    [4] Bradley D., Sheppard C.G.W., Suardjaja I.M., Woolley R. Fundamentals of high-energy

    spark ignition with laser. Combustion and Flame, 2004, vol. 138, pp. 55-77, doi: 10.1016 / j.combustflame.2004.04.002

    [5] Ребров С.Г., Голубєв В.А., Голіков О.М. Лазерне запалювання палива кисень-

    гас в ракетній техніці: від запальних пристроїв до маршовим ракетних двигунів. Праці МАІ 2017, № 95. URL: http://trudymai.ru/upload/iblock/ 030 / Rebrov_Golubev_Golikov_rus.pdf (дата звернення 15 березня 2019).

    [6] Ребров С.Г., Голубєв В.А., Голіков О.М. Лазерне запалювання киснево-вуглеводень-

    них палив в ракетних двигунах. Известия вищих навчальних закладів. Машинобудування, 2018, № 7 (700), с. 77-91, doi: 10.18698 / 0536-1044-2018-7-77-91

    [7] Ребров С.Г., Голіков О.М., Голубєв В.А., Кочанов А.В., Клименко А.Г. ракетний дви-

    гатель малої тяги, що працює на несамовоспламеняющихся компонентах палива, і спосіб його запуску. Пат. 2400644 РФ, 2010 бюл. № 27, 9 з.

    [8] Злобін В.Б. Практичне застосування лазерного займання для паливних кому-

    тами рідинних ракетних двигунів. Решетнёвскіе читання, Матер. XXI Міжнар. наук.-практ. конф., 8-11 листопада 2017, Красноярськ, СібГІУ ім. М.Ф. Решетньова 2017, № 1 (21), с. 206-207.

    [9] DeLong D., Greason J., McKee K. Liquid Oxygen / Liquid Methane Rocket Engine Develop-

    ment. SAE Technical Paper, 2007-01-3876, 2007, doi: https://doi.org/10.4271/2007-01-3876

    [10] Manfletti C., Kroupa G. Laser ignition of a cryogenic thruster using a miniaturised Nd: YAG laser. Optics Express, 2013, vol. 21, iss. S6, pp. A1126-A1139, doi: 10.1364 / 0E.21.0A1126

    [11] Soller S., Rackemann N., Kroupa G. Laser Ignition Application to Cryogenic Propellant Rocket Thrust Chambers. Optics InfoBase Conference Papers 2017, vol. pt. F67-LIC, 3 p., Doi: 10.1364 / LIC.2017.LFA4.3

    [12] Borner M., Manfletti C., Kroupa G., Oschwald M. Laser ignition of a multi-injector research combustion chamber under high altitude conditions. 7th European Conference for Aeronautics and Space Sciences, 03-06 July 2017, Milan, Italy. URL: https://www.eucass.eu/ doi / EUCASS2017-049.pdf, doi: 10.13009 / EUCASS2017-49

    [13] Рачук В.С., Завізіон Г.І., Гутерман В.Ю., Рубинский В.Р., Губерт А.М., Ребров С.Г., Голіков О.М., Голубєв В.А. Лазерний пристрій займання компонентів палива (варіанти). Пат. 2451818 РФ, 2012 бюл. № 15, 7 з.

    [14] Чванов В.К., Ганін І. А., Іванов Н.Г., Льовочкін П.С., Ромасенко Е.Н., Сурков Б. А. Експериментальне дослідження лазерного запалення палива кисень-гас в камерах РРД. Праці НВО Енергомаш ім. академіка В.П. Глушко, 2015 року, № 32, c. 113-133.

    [15] Іскандаров М.О., Микитович А.А., Свердлов М.А., Тер-Мартиросян А.Л. Твердотільні лазери ближнього інфрачервоного діапазону з діодним накачуванням. Наукове приладобудування, 2015 року, т. 25, № 4, c. 67-70.

    [16] Ребров С.Г., Голубєв В.А., Голіков О.М. Камера рідинного ракетного двигуна або газогенератора з лазерним пристроєм займання компонентів палива і спосіб її запуску. Пат. 2468240 РФ, 2012 бюл. № 33, 9 з.

    References

    [1] Phuoc T.X. Laser-induced spark ignition fundamental and applications. Optics and Lasers in

    Engineering, 2006, no. 44, pp. 351-397, doi: 10.1016 / j.optlaseng.2005.03.008

    [2] Manfletti C., Oschwald M., Sender J. Theoretical and Experimental Discourse

    on Laser Ignition in Liquid Rocket Engines. The 27th International Symposium on Space Technology and Science, 05-12 July 2009, Tsukuba, Japan. Available at: https://elib.dlr.de/59666/1/manfletti-2009-ists.pdf (accessed 14 May 2019).

    [3] Wintner E. Laser Ignition of Engines: Technology, Benefits and Challenges. OSA Technical

    Digest (online) (Optical Society of America), 2014 року, paper LFP. 1. Available at: https://doi.org/10.1364/LAOP.2014.LFP.l (accessed 14 May 2019).

    [4] Bradley D., Sheppard C.G.W., Suardjaja I.M., Woolley R. Fundamentals of high-energy

    spark ignition with laser. Combustion and Flame, 2004, vol. 138, pp. 55-77, doi: 10.1016 / j.combustflame.2004.04.002

    [5] Rebrov S.G., Golubev V.A., Golikov A.N. Laser ignition of oxygen-kerosene fuel in rocket

    technology: from ignition devices to main rocket engines. Trudy MAI 2017, no. 95 (in Russ.). Available at: http://trudymai.ru/upload/iblock/030/Rebrov_Golubev_Golikov_rus.pdf (accessed 15 Mach 2019).

    [6] Rebrov S.G., Golubev V.A., Golikov A.N. Laser Ignition of Oxygen-Hydrocarbon Fuels in

    Rocket Engines. Proceedings of Higher Educational Institutions. Маchine Building, 2018, no. 7 (700), pp. 77-91 (in Russ.), Doi: 10.18698 / 0536-1044-2018-7-77-91

    [7] Rebrov S.G., Golikov A.N., Golubev V.A., Kochanov A.V., Klimenko A.G. Raketnyy dvigatel '

    maloy tyagi, rabotayushchiy na nesamovosplamenyayushchikhsya komponentakh topliva, i sposob ego zapuska [Low-thrust rocket engine running on non-flammable fuel components and the way it is started]. Patent RF no. 2400644 2010.

    [8] Zlobin V.B. The practical application of laser ignition for fuel components of liquid rocket

    engines. Reshetnevskiye chteniya, Mater. XXI Mezhdunar. nauch.-prakt. konf. [Reshetnev readings, Materials of the XXI International scientific and practical conference]. 8-11 November 2017, Krasnoyarsk, SibSU im. M.F. Reshetneva publ. 2017, no. 1 (21), pp. 206-207.

    [9] DeLong D., Greason J., McKee K. Liquid Oxygen / Liquid Methane Rocket Engine Develop-

    ment. SAE Technical Paper, 2007-01-3876, 2007, doi: https://doi.org/10.4271/2007-01-3876

    [10] Manfletti C., Kroupa G. Laser ignition of a cryogenic thruster using a miniaturised Nd: YAG laser. Optics Express, 2013, vol. 21, iss. S6, pp. A1126-A1139, doi: 10.1364 / 0E.21.0A1126

    [11] Soller S., Rackemann N., Kroupa G. Laser Ignition Application to Cryogenic Propellant Rocket Thrust Chambers. Optics InfoBase Conference Papers 2017, vol. pt. F67-LIC, 3 p., Doi: 10.1364 / LIC.2017.LFA4.3

    [12] Borner M., Manfletti C., Kroupa G., Oschwald M. Laser ignition of a multi-injector research combustion chamber under high altitude conditions. 7th European Conference for Aeronautics and Space Sciences, 03-06 July 2017, Milan, Italy. Available at: https://www.eucass.eu/doi/EUCASS2017-049.pdf, doi: 10.13009 / EUCASS2017-49

    [13] Rachuk V.S., Zavizion G.I., Guterman V.Yu., Rubinskiy V.R., Gubertov A.M., Rebrov S.G., Golikov A.N., Golubev V.A. Lazernoye ustroystvo vosplameneniya komponentov topliva (varianty) [The laser device of ignition of fuel components (options)]. Patent RF no. 2451818 RF, 2012.

    [14] Chvanov V.K., Ganin I.A., Ivanov N.G., Levochkin P.S., Romasenko E.N., Surkov B.A. Experimental study of laser ignition of oxygen-kerosene fuel in LRE chambers. Trudy NPO Energomash im. akademika V.P. Glushko, 2015-го, no. 32, pp. 113-133 (in Russ.).

    [15] Iskandarov M.O., Nikitichev A.A., Sverdlov M.A., Ter-Martirosyan A.L. Diode-pumped solid-state lasers near IR range. Nauchnoye priborostroyeniye, 2015-го, vol. 25, no. 4, pp. 67-70 (in Russ.).

    [16] Rebrov S.G., Golubev V.A., Golikov A.N. Kamera zhidkostnogo raketnogo dvigatelya ili gazogeneratora s lazernym ustroystvom vosplameneniya komponentov topliva i sposob eye zapuska [Chamber of a liquid rocket engine or gas generator with a laser device for ignition of fuel components and the method of its launch]. Patent RF no. 2468240, 2012.

    Стаття надійшла до редакції 28.05.2019

    Інформація про авторів

    РЕБРОВ Сергій Григорович - доктор технічних наук, начальник відділу. ГНЦ ФГУП «Центр Келдиша» (125438, Москва, Російська Федерація, вул. Онежская, д. 8, e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.).

    ГОЛУБЄВ Віктор Олександрович - кандидат технічних наук, старший науковий співробітник. ГНЦ ФГУП «Центр Келдиша» (125438, Москва, Російська Федерація, вул. Онежская, д. 8, e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.).

    Космач Юрій Петрович - провідний конструктор теми. АТ «КБХА» (394006, Воронеж, Російська Федерація, вул. Ворошилова, д. 20, e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.).

    Космачева Валентина Петрівна - кандидат технічних наук, начальник відділу. АТ «КБХА» (394006, Воронеж, Російська Федерація, вул. Ворошилова, д. 20, e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.).

    Information about the authors

    REBROV Sergei Grigorievich - Doctor of Science (Eng.), Head of Department. State Research Center. Federal State Unitary Enterprise - Keldysh Center (125438, Moscow, Russian Federation, Onezhskaya St., Bldg. 8, e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.).

    GOLUBEV Viktor Aleksandrovich - Candidate of Science (Eng.), Senior Researcher. State Research Center. Federal State Unitary Enterprise - Keldysh Center (125438, Moscow, Russian Federation, Onezhskaya St., Bldg. 8, e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.).

    KOSMACHEV Yuri Petrovich - Lead Project Designer. AO KBKhA - Design Bureau for Chemical Automation (394006, Voronezh, Russian Federation, Voroshilov St., Bldg. 20, e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.).

    KOSMACHEVA Valentina Petrovna - Candidate of Science (Eng.), Head of Department. AO KBKhA - Design Bureau for Chemical Automation (394006, Voronezh, Russian Federation, Voroshilov St., Bldg. 20, e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.).

    Прохання посилатися на цю статтю таким чином:

    Ребров С.Г., Голубєв В.А., Космачов Ю.П., Космачева В.П. Лазерне запалювання палива рідкий кисень - газоподібний водень в крупноразмерной камері згоряння. Известия вищих навчальних закладів. Машинобудування, 2019, № 12, с. 104-114, doi: 10.18698 / 0536-1044-2019-12-104-114

    Please cite this article in English as: Rebrov S.G., Golubev V.A., Kosmachev Y.P., Kosmacheva V.P. Laser Ignition of Liquid-Oxygen-Gaseous-Hydrogen Fuel in a Large-Scale Combustion Chamber. Proceedings of Higher Educational Institutions. МАМТ Building, 2019, no. 12, pp. 104-114, doi: 10.18698 / 0536-1044-2019-12-104-114

    П.П. Телепнев, Д.А. Кузнецов

    основи

    проектування віброзахисту космічних апаратів

    У Видавництві МГТУ ім. Н.е. Баумана вийшло в світ навчальний посібник П.П. Телепнева, Д.А. Кузнєцова «Основи проектування віброзахисту космічних апаратів»

    Розглянуто основи проектування віброзахисту прецизійних космічних апаратів для поліпшення роздільної здатності встановлюється на борту цільової апаратури при впливі динамічних джерел збурень. Представлені методи і засоби віброзахисту, а також принципи роботи, математичні моделі і практичні приклади створення віброзахисних пристроїв. Наведено інженерний алгоритм у вигляді структурної схеми забезпечення віброзахисту космічних конструкцій для практичної реалізації.

    З питань придбання звертайтеся:

    105005, Москва, 2-я Бауманська вул., Буд. 5, стор. 1. Тел .: +7 499 263-60-45, факс: +7 499 261-45-97; Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.; www.baumanpress.ru


    Ключові слова: ЛАЗЕРНОЕ ЗАПАЛЮВАННЯ /РАКЕТНИЙ ДВИГУН /КАМЕРА ЗГОРЯННЯ /РІДКИЙ КИСЕНЬ ГАЗОПОДІБНИЙ ВОДЕНЬ /ОПТИЧЕСКИЙ ПРОБІЙ /LASER IGNITION /ROCKET ENGINE /COMBUSTION CHAMBER /LIQUID-OXYGEN-GASEOUS-HYDROGEN /OPTICAL BREAKDOWN

    Завантажити оригінал статті:

    Завантажити