Лазерные и солнечные ракетные двигатели
Лазерные и солнечные ракетные двигатели
Концепция направленной передачи энергии от удаленного источника непосредственно к двигателю космического летательного аппарата (КЛА) представляет собой революционный шаг по сравнению с обычными химическими и электрическими ракетными двигателями.
Так как источник энергии находится на борту КЛА, применение двигательной системы, питаемой посредством направленной передачи энергии, позволяет преодолеть сразу два ограничения первостепенной важности: по удельному импульсу и по удельной мощности. В движителях с направленной передачей энергии удельный импульс, по-видимому, может достигать значений, приближающихся к соответствующим величинам для электроракетных движителей; получаемые при этом тяговооруженности типичны скорее для химических двигателей. Конструкция движителя может быть оптимизирована с целью достижения максимальной простоты при достаточно высоких рабочих характеристиках, тогда как удаленный источник может быть весьма сложным.
Схемы движителя. По принципиальным схемам лазерные двигатели можно в общем разбить на три различные группы: лазерно-тепловые, лазерно-электрические и смешанные. В настоящее время наибольшее внимание уделяется разнообразным лазерно-тепловым двигателям, в которых направленное излучение поглощается твердым, жидким или газообразным рабочим телом. Основными механизмами поглощения являются:
- поглощение в процессе, обратном тормозному излучению,
- континуумное поглощение,
- молекулярное (линейчатое) поглощение,
- поглощение частицами,
- поглощение излучения и нагрев газа в теплообменниках. Современное состояние знаний в области поглощения лазерной энергии в двигателях с газообразным рабочим телом рассматривается в обзоре.
На рис. 1. показаны три принципиальные схемы лазерного теплового ракетного движителя. Первые две схемы (рис. 1, а и б) основаны на поглощении излучения импульсно-периодического (ИП) лазера твердым и газообразным рабочим телом соответственно. В работе рассматриваются перспективы таких [I] лазерных ИП-двигателей. На рис. 1, в приведена схема движителя непрерывного действия с лазерным нагревом рабочего тела, в качестве которого используется водород с добавкой. В работе обсуждаются области необходимых исследований таких непрерывных ракетных двигателей с лазерным нагревом рабочего тела. Проводятся исследования движителей непрерывного действия, связанные с поджигом оптического разряда в водороде, расположением зоны поглощающей плазмы в лазерном луче и устойчивостью плазмы. Рассматриваются вопросы численного моделирования течений в лазерном тепловом
Рис. 1. Схемы лазерных тепловых ракетных движителей.
а — двигатель с волной лазерной детонации, образующейся над поверхностью твердого рабочего тела Стадия I: приготовление рабочего тела — первый лазерный импульс низкой плотности энергии испаряет небольшую часть твердого рабочего тела. Стадия II: создание тяги — под действием второго лазерного импульса высокой плотности энергии образуется детонационная волна в парообразном рабочем теле; б — лазерный импульс образует взрывную волну; расход рабочего тела определяется акустическим запиранием канала, в — окно в виде линзы; нагрев газа волной лазерного горения; движителе непрерывного действия; изучаются различные механизмы потерь в непрерывных импульсно-периодических лазерных тепловых двигателях.
Для ввода излучения внутрь камеры лазерного теплового двигателя можно применять окна двух основных типов:
- твердое окно,
- аэродинамическое окно.
Что касается твердых окон, то в настоящее время исследования сосредоточены на разработке химически стойких материалов с низким коэффициентом поглощения, а также на выяснении механизмов повреждения оптических поверхностей. Аэродинамические окна разрабатываются в первую очередь для самих лазерных генераторов. Чтобы установить пределы применимости аэродинамических окон в космосе, исследуются наряду с другими вопросами и основные механизмы переноса газа.
Оптическая система движителя межорбитального буксира. На схему оптической системы движителя большое влияние оказывают назначение космического аппарата и требования к era двигательной установке. Лазерные передатчики наземного базирования должны быть снабжены адаптивной оптической системой, которая позволяла бы пропускать луч через атмосферу без существенного искажения, обусловленного турбулентностью и тепловым расплыванием. Очевидно, что для лазерного передатчика космического базирования эти требования снимаются.
В общем геометрия, размеры, сочленение элементов, а следовательно, и масса приемной оптической системы (расположенной на КЛА с лазерным двигателем) определяются выбором длины волны лазерного излучения, расстоянием между источником и приемником излучения и расположением источника (на земле или в космосе). Зеркальные элементы оптической цепи могут быть отражающими или преломляющими, простыми или составными. В большинстве случаев для снижения тепловых нагрузок и искажений оптических поверхностей вследствие температурных деформаций понадобятся многослойные пленки, обеспечивающие высокий коэффициент отражения. Для уменьшения потерь при прохождении мощного лазерного излучения через окна и преломляющие элементы, по-видимому, потребуется применение антиотражающих покрытий.
В зависимости от уровня интенсивности падающего излучения зеркальные элементы двигателя могут охлаждаться как за счет собственного излучения (например, большое главное зеркало приемной системы), так и путем активного охлаждения газообразным, жидким или, возможно, криогенным хладагентом. На некоторых космических аппаратах оптические элементы, возможно, будут вращаться с целью снижения средней во времени тепловой нагрузки. При тяжелых условиях охлаждения зеркал можно было бы использовать новые прогрессивные системы на основе тепловых труб, обладающих превосходной охлаждающей способностью. В некоторых случаях можно, по-видимому, избежать больших тепловых нагрузок на отражающие оптические элементы, если использовать скользящее падение лазерного луча на отражающую поверхность, приводящее к значительному увеличению «отпечатка» луча на поверхности.
Чтобы не допустить разрушения элементов оптической цепи, а также не превысить возможностей системы охлаждения внутренних стенок камеры движителя, необходимо строго контролировать величины энергии падающего лазерного импульса, облученности, средней во времени плотности мощности и положение пятна луча. Неточности юстировки могли бы вызвать попадание мощного луча на незащищенную обшивку и аппаратуру КЛА, поэтому для предотвращения такого «самопоражения» необходимо разработать безопасные и надежные системы управления.
Наконец, в некоторых лазерных двигателях, требующих применения рабочего тела с добавкой, необходимо тщательно следить за тем, чтобы инжекция твердых или жидких щелочных добавок в камеру движителя и последующая эжекция «загрязненного» высокоскоростного выхлопного факела не привели к осаждению на оптических поверхностях космического аппарата частиц, сильно поглощающих лазерное излучение. В противном случае отражательная способность этих поверхностей могла бы настолько сильно ухудшиться, что начался бы процесс их разрушения.
Лазерный двигатель
Лазерный реактивный двигатель — ракетный двигатель в котором рабочее тело получается путём испарения твёрдого материала или разогрева газа лазерным лучом.
Используемый для разгона лазер чаще всего располагается вне самого летательного аппарата. При расположении лазера в начальной точке движения основной проблемой при перемещении на большие расстояния становится торможение аппарата в конечной точке маршрута.
Данный тип двигателя эффективнее использовать в вакууме, где отсутствует рассеяние лазерного луча атмосферой.
Американские разработчики в начале 90-х считали, что лазерный двигатель должен снизить себестоимость вывода грузов на орбиту за счёт того, что лазер, как основной источник энергии, используется многократно в отличие от ракет-носителей. Российскими исследователями отмечается в качестве преимущества возможность отказа от использования окислителя.
Лазерные двигатели, использующие другие движители, также, как правило, используют внешний по отношению к объекту лазер для передачи энергии.
В частности под «лазерным» двигателем может пониматься комбинация внешнего разгонного лазера с расположенным на аппарате «парусом» из специального материала.
В 2007-м году группа японских учёных во главе с Хидэки Окамурой разработала модель маломощного двигателя, в котором движение придается металлическому диску путём его нагрева лазерным лучом. Лазер зелёного цвета с длиной волны 532 нм нагревает металл, что приводит к его расширению и возникновению на поверхности быстро перемещающихся эластичных волн, которые двигаются вокруг центра кольца. При соприкосновении с осью, на которой находится диск, он начинает вращаться.
История
В 1972 году в издании «Astronautics and Aeronautics» была опубликована работа Артура Кантровица(Arthur Robert Kantrowitz) «Propulsion to Orbit by Ground Based Lasers», в которой предлагалось изменить сам подход к запуску космических аппаратов. Вместо постройки больших и менее эффективных ракет было предложено использовать мощные лазеры для запуска небольших спутников.
С 1986 года ряд работ по проблемам, связанным с лазерными двигателями, опубликовал американский физик Джордин Кэр работавший по гранту NASA.
Проекты
Lightcraft — совместный проект ВВС США и NASA, проводившийся в 90-х годах по концепции предложенной Лейком Мирабо из Политехнического института Ренсселера. В качестве рабочего тела в экспериментальных моделях использовался нагретый лазерным лучом атмосферный воздух. Луч передавался на летательный аппарат с лазера, расположенного на поверхности Земли. Эксперименты проводились на полигоне Уайт-Сэндз авиабазы Райт-Паттерсон. В 2000-м году экспериментальная модель размером около 12 сантиметров достигла высоты в 71 метр. Позднее профессором Мирабо была основана компания Lightcraft Technologies, продолжающая разработку лазерных реактивных двигателей.
АКЛРД (Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель) — проект, созданный и в 2005-м году запатентованный группой ученых из Научно-Исследовательского Института Оптико-Электронного Приборостроения (НИИ ОЭП) во главе с Ю. Резунковым. Был создан макет двигателя и проведены эксперименты по демонстрационному полету оснащенного им аппарата общей массой в 150 грамм. По данным Конструкторского Бюро Химавтоматики (КБХА) разработка ЛРД (Лазерного ракетного двигателя) ведется КБХА с 2002 года совместно с НИИ ОЭП и Исследовательским Центром им. М. В. Келдыша.
DEEP-IN — проект, разрабатываемый группой ученых (UCSB Experimental Cosmology Group) Калифорнийского Университета в Санта-Барбаре по программе NASA. Предполагается использование системы микролазеров для разгона плоского летательного аппарата, способного совершать межзвездные перелеты на скоростях приближающихся к световым. По расчетам авторов проекта такой аппарат в состоянии преодолеть расстояние до Альфы Центавра за 20 лет.
- Расчёт КПД лазерного двигателя
ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Русско-английский перевод ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
laser-driven rocket engine, laser-heated rocket engine, laser-propulsion rocket engine, laser-supported rocket propulsion
Большой Русско-Английский словарь. New big Russian-English dictionary. 2012
Еще значения слова и перевод ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ с английского на русский язык в англо-русских словарях и с русского на английский язык в русско-английских словарях.
More meanings of this word and English-Russian, Russian-English translations for the word «ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ» in dictionaries.
- ДВИГАТЕЛЬ — см. автоматика ракетного двигателя ; аннигиляционный ракетный двигатель ; атомный ракетный двигатель ; вспомогательный ракетный двигатель ; жидкостный ракетный двигатель …
Русско-Английский словарь идиом по космонавтике - РАКЕТНЫЙ — adj. rocket, rocket-powered
Russian-English Dictionary of the Mathematical Sciences - ЛАЗЕРНЫЙ — adj. laser
Russian-English Dictionary of the Mathematical Sciences - ДВИГАТЕЛЬ — m. motor, engine, thruster
Russian-English Dictionary of the Mathematical Sciences - РАКЕТНЫЙ — Rocket
Русско-Американский Английский словарь - ЛАЗЕРНЫЙ — Laser
Русско-Американский Английский словарь - ДВИГАТЕЛЬ — Engine
Русско-Американский Английский словарь - РАКЕТНЫЙ — rocket ( attr. ) ракетный двигатель — rocket engine ракетный корабль — guided missile ship ракетное оружие — rocket weapon
Англо-Русско-Английский словарь общей лексики — Сборник из лучших словарей - ЛАЗЕРНЫЙ — laser ( attr. ) лазерный луч — laser beam
Англо-Русско-Английский словарь общей лексики — Сборник из лучших словарей - ДВИГАТЕЛЬ — motor, engine; ( перен. ) mover, motive power / force двигатель внутреннего сгорания — internal-combustion engine ракетный двигатель — rocket …
Англо-Русско-Английский словарь общей лексики — Сборник из лучших словарей - РАКЕТНЫЙ — rocket attr. (с ракетным двигателем) jet(-propelled), rocket-propelled;
ая техника rocketry;
ая база rocket base;
двигатель jet engine;
ые войска …
Русско-Английский словарь общей тематики
Русско-Английский словарь общей тематики
внутреннего сгорания internal-combustion engine; ракетный
ный нерв motor (nerve);
ная сила motive …
Русско-Английский словарь общей тематики
Russian Learner’s Dictionary
Russian Learner’s Dictionary
Russian Learner’s Dictionary
Русско-Английский словарь
Русско-Английский словарь
Русско-Английский словарь
Russian-English Smirnitsky abbreviations dictionary
Russian-English Smirnitsky abbreviations dictionary
Russian-English Smirnitsky abbreviations dictionary
Russian-English Edic
Russian-English Edic
Russian-English Edic
Русско-Английский словарь по машиностроению и автоматизации производства
Русско-Английский краткий словарь по общей лексике
Русско-Английский краткий словарь по общей лексике
Русско-Английский словарь по строительству и новым строительным технологиям
Британский Русско-Английский словарь
Русско-Английский экономический словарь
ая техника rocketry;
ая база rocket base;
двигатель jet engine;
ые войска rocket troops/forces спорт. racket attr.
ая сетка …
Русско-Английский словарь — QD
ДВИГАТЕЛЬ — motor, engine;
внутреннего сгорания internal-combustion engine; ракетный
ТЕХНОЛОГИИ, ИНЖИНИРИНГ, ИННОВАЦИИ
Измеритель диаметра, измеритель эксцентриситета, автоматизация, ГИС, моделирование, разработка программного обеспечения и электроники, БИМ
Воронежское КБХА провело испытания лазерной системы поджига топлива жидкостного ракетного двигателя
На испытательном комплексе воронежского КБХА («Конструкторское бюро химавтоматики») 20 июня 2018 года впервые в России проведены успешные испытания лазерной системы поджига кислородно-водородного топлива жидкостного ракетного двигателя, сообщает научно- производственное объединение «Энергомаш». По словам главного конструктора КБХА Виктора Горохова, внедрение лазерной системы поджига в жидкостном ракетном двигателе «способствует снижению его массы, что всегда важно для ракетной техники, а также упрощает циклограмму запуска» силового агрегата. По мнению эксперта, протестированная технология «найдет применение в перспективных отечественных многоразовых ракетно-космических системах».
- Наша продукция
- Презентации по направлениям
- Инжиниринг
- Консалтинг
- Металлообработка
- Моделирование
- Разработки
Всего было проведено три испытания, в ходе которых впервые поджиг кислородно-водородного топлива производился лазерной системой зажигания непосредственно в камере сгорания. Отмечается, что состояние материальной части после проведенных огневых испытаний удовлетворительное.
Работы выполнены в рамках сотрудничества КБХА с «Исследовательским центром Келдыша» в рамках опытно-конструкторской работы «Создание ракетных двигателей нового поколения и базовых элементов маршевых двигательных установок перспективных средств выведения». Решение о дальнейших работах будет принято после анализа полученной в ходе испытаний информации.
В июне 2018-го в «Энергомаше» заявили, что ракетные двигатели на метане перспективнее силовых агрегатов на керосине и США опережают Россию в создании таких установок. В апреле 2018-го в «Роскосмосе» отметили, что Россия единственная из космических держав не использует водород в качестве топлива в ракетных двигателях.
В январе 2016-го сообщалось, что «Роскосмос» планирует воссоздать российскую версию носителя «Зенит» с двигателем на метановом топливе. Финансирование разработки заложено в опытно-конструкторской работе «Двигательные установки средств выведения» Федеральной космической программы на 2016-2025 годы.
Справка:
Обычно при поджиге криогенных топлив применяют электроискровые свечи зажигания. Боковой заземленный электрод свечи зажигания изогнут и имеет L-образную форму, будучи перпендикулярным к направлению осевого центрального электрода так, чтобы поперечное сечение разрядной части, так называемой «минифоркамеры», обращенной к осевому центральному электроду, было прямоугольным.
Когда возникает искровой разряд свечи зажигания, искра появляется между осевым центральным электродом и концевой разрядной частью заземленного электрода, расположенной ниже осевого центрального электрода. Газовая смесь в искровом промежутке, сформированном этими электродами, воспламеняется за счет искры так, что сжатая газовая смесь воспламеняется сначала в «минифоркамере» между электродами, а потом горизонтально истекающий факел воспламеняет остальную ТВС. В обычных конструкциях высокое давление газа, вызванное воспламенением, может быть заблокировано концевой разрядной частью так, что эффект распространения горения на воздушно-топливную газовую смесь в камере сгорания является недостаточно хорошим. А запуск двигателя при отрицательных температурах вообще вызывает затруднение из-за охлаждения воспламеняющего факела от холодных металлических частей головки цилиндра.
Лазерные свечи имеют много преимуществ по сравнению с электроискровыми и обеспечивают полное сгорания топлива и многократное снижение выброса вредных вещств. В печати последнее время появились сведении об испытаниях лазерных свеч зажигания для жидкостных ракетных двигателей – ЖРД – [1 и 2]. Имеются сведения об успешном испытании лазерных свеч для двигателей внутреннего сгорания – ДВС в Японии [3] однако сведений о серийном изготовлении лазерных свеч зажигания нет. Очевидно, технические трудности с созданием достаточно мощной свечи в габаритах стандартных электроискровых, защита от перегрева «начинки» лазерной свечи и предотвращение загрязнения оптики затрудняют их внедрение.
В России также ведутся работы по проектирования таких свеч зажигания [4…6]. Автор статьи принял участи в разработке лазерных свеч зажигания как для ЖРД, так и для ДВС и далее описан один из наиболее интересных вариантов воспламенителя с форкамерой и лазерной свечей зажигания.
Воспламенитель (рис. 1…15) содержит лазерную свечу зажигания 1, содержащую в свою очередь корпус 2 с полостью 3, в которой установлено оптическое окно 4 из кварцевого стекла, канал 4, в котором установлен преобразователь напряжения 6, соединенный проводом 7 с твердотельным лазером 8, который оптическим волокном 9 соединен с фокусирующей линзой 10. Лазерная свеча зажигания 1 ввернута в головку блока цилиндров 11. Под лазерной свечой 1 выполнена форкамера 12, которая содержит днище 13 с выходными отверстиями 14. В форкамере 12 на держателе 15 установлена мишень 16.
Фокамера 12 отделена от лазерной свечи 1 шайбой 17 с центральным отверстием 18, которое сообщает форкамеру 12 с защитной полостью 19, предназначенной для защиты оптического окна 4 от прямого воздействия продуктов сгорания в форкамере 12. Центральное отверстие 18 предназначено для прохождения луча лазера 20 от фокусирующей линзы 10.
Держатель 15 может быть выполнен в виде конуса 20 установленного на днище 13 (рис. 2), или цилиндра 2,1 также установленного вдоль оси воспламенителя на днище 13 форкамеры 12 (фиг. 3) или в виде пластины 22, установленной перпендикулярно оси воспламенителя со сквозными отверстиями 24 для прохождения продуктов сгорания(фиг.4).
Блок согласования напряжения 6 электрически соединен с клеммным наконечником 25, который высоковольтным проводом 26 соединен с распределителем импульсов 27, который низковольтными проводами 28 соединен с источником энергии 29. Один низковольтный провод 29 соединен с массой 30 (заземлен).
Форкамера 12 может быть выполнена в виде части шара, имеющего объем половины геометрического объема шара. Выходные отверстия 14 могут быть выполнены радиальными. Выходные отверстия 14 могут быть выполнены цилиндрической формы. Выходные отверстия 14 могут быть выполнены конической формы с расширением в сторону выхода. Выходные отверстия 14 могут быть выполнены с перекрытием. Геометический центр мишени 16 О1 может быть выполнен совпадающим с геометрическим центром О2 форкамеры 12, выполненной в виде полусферы. Это способствует радиальному выходу продуктов сгорания из выходных отверстий 14 с минимальными потерями давления (рис. 5).
Выходные отверстия 14 могут быть выполнены радиально (рис. 6 и 7). Выходные отверстия 14 могут быть выполнены цилиндрической формы (рис. 7). Выходные отверстия 14 могут быть выполнены конической формы с расширением в сторону выхода (рис. 8).
Выходные отверстия 14 могут быть выполнены с перекрытием (рис. 9 и 10) для увеличения проницаемости днища 13 (степени перфорации).
На рис. 11 приведена схема фокусировки лазерного луча, на рис. 12 приведен вид С, первый вариант с фаской 31 на входе в выходные отверстия 14, на рис. 13 приведен вид С, второй вариант с фасками 32 на выходе из выходных отверстий 14, на рис. 14 приведен вид С, третий вариант с радиусными скруглениями 33 на входе в выходные отверстия 14, на фиг. 15 приведен вид С, четвертый вариант с радиусными скруглениями 34 на выходе их выходных отверстий 14. Фаски 31 и 32 и радиусные скругления 33 и 34 на входе и выходе выходных отверстий 14 снижают гидравлические потери факелов воспламенения при выходе из форкамеры 12, которое наблюдалось при внезапном сужении и внезапном расширении потока.
Работа устройства
При работе воспламенителя, например в составе ДВС (рис. 1…15), в состав которого входит воспламенитель, после впрыска ТВС (топливовоздушной смеси) ее часть через выходные отверстии 14 попадает в форкамеру 12. В момент опережения зажигания распределитель 27 подает потенциал на блок преобразования напряжения 6 и далее на твердотельный лазер 8, который генерирует луч лазера 20. Луч лазера 20 практически мгновенно подогревает мишень 16 из-за ее малых габаритов. ТВС находящаяся в контакте с поверхность мишени воспламеняется и фронт пламени в виде шара радиально идет до выходных отверстий 14 и выходит из них. В верхней части форкамеры 12 из-за наличия на мишени 16 плоской поверхности 15 фронт пламени идет как указано стрелкой 26 и не попадает в центральное отверстие 18 шайбы 17, не забивает отверстие продуктами неполного сгорания и защищает оптику.
В цикле «рабочий ход» продукты сгорания, имеющие очень высокую температуру, с огромной скоростью выбрасываются из форкамеры 12 в полость камеры сгорания цилиндра ДВС и воспламеняют весь заряд ТВС, имеющийся в ней. При этом, за счет того, что общая площадь выходных отверстий 12 больше, чем площадь поперечного сечения форкамеры 12 выходные отверстия 14 не дросселируют поток ТВС при его поступлении в форкамеру 12 и в камеру воспламенения. Вследствие этого заряд ТВС в форкамере 12 возрастает. В цикле рабочий ход из-за большей общей площади выходных отверстий 12 по сравнению с прототипом мощность воспламеняющего факела возрастает.
Сферическая форма днища (в виде полушара) позволяет разместить на нем максимально количество отверстий при минимальном выступании форкамеры 12 внутрь цилиндра ДВС. Кроме того, на сферической поверхности можно расположить выходные отверстия 14 под любым углом к оси форкамеры 12. Предпочтительно – радиально. При этом геометрические центры сфер, образующих форкамеру 12 и мишень 16 должны совпадать, тогда движение фронта пламени внутри форкамеры 12 будет строго радиальным. Применение фасок 31 и 32 или радиусных скруглений 33 и 34 значительно (на порядок) уменьшит потери давления факелов воспламенения, выходящих их выходных отверстий (из-за отсутствия внезапного расширения и сужения).
Такая организация процесса воспламенения ТВС обеспечит 100% воспламенение даже в самых плохих условиях при низкой температуре и высокой влажности при малой мощности твердотельного лазера 6 (фиг. 1). Также этот подход может быть применен на двигателях, работающих на криогенных топливах: водороде и сжиженном природном газе. Для воспламенения криогенного топлива, имеющего очень низкую температуру, не понадобится значительно увеличивать мощность свечи зажигания. Особенно хорошо этот эффект будет проявляться на двигателях большой мощности и на двигателях работающих на природном газе.
В итоге применение лазерной свечи зажигания с форкамерой позволит:
- Уменьшить осевые габаритные размеры воспламенителя.
- Упростить конструкцию системы зажигания за счет уменьшения числа деталей при объединении свечи зажигания и форкамеры.
- Увеличить мощность воспламенителя за счет снижении аэродинамических потерь в выходных отверстиях за счет:
– выполнения форкамеры и мишени сферическими и совмещения их геометрических осей,
– выполнением выходных отверстий радиальными,
– выполнением на выходных отверстиях фасок или радиусных скруглений,
– выполнением на мишени со стороны падения луча лазера плоской поверхности, выполненной неперпендикулярно к продольной оси воспламенителя.Упростить конструкцию системы зажигания
- Улучшить зажигание при запуске непрогретого двигателя, особенно при отрицательных температурах, за счет воспламенении ТВС в малом объеме форкамеры.
- Уменьшить расход топлива за счет его более полного сгорания, обеспеченного более четким воспламенением ТВС в камере сгорания ДВС мощным факелом форкамеры.
- Снизить эмиссию вредных веществ, вследствие более полного сгорания топлива.
- Увеличить ресурс работы свечи за счет предотвращения отложения копоти на ее оптике. Это достигнуто выполнение на мишени плоской наклонной поверхности неперпендикулярной продольной оси воспламенителя.
