RU2339840C2 - Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect - Google Patents
Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect Download PDFInfo
- Publication number
- RU2339840C2 RU2339840C2 RU2006145281/06A RU2006145281A RU2339840C2 RU 2339840 C2 RU2339840 C2 RU 2339840C2 RU 2006145281/06 A RU2006145281/06 A RU 2006145281/06A RU 2006145281 A RU2006145281 A RU 2006145281A RU 2339840 C2 RU2339840 C2 RU 2339840C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- chamber
- spark
- combustion chamber
- fuel mixture
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 102
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 40
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 239000000203 mixture Substances 0.000 title claims description 65
- 230000000694 effects Effects 0.000 title abstract 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims abstract description 31
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 24
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 12
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 6
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 claims 1
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 3
- 239000013307 optical fiber Substances 0.000 abstract description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 20
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 10
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 9
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 9
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 9
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 8
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 8
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 6
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 5
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 238000010892 electric spark Methods 0.000 description 4
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052769 Ytterbium Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 2
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 2
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 2
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 2
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 2
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- NAWDYIZEMPQZHO-UHFFFAOYSA-N ytterbium Chemical compound [Yb] NAWDYIZEMPQZHO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 description 1
- 238000009833 condensation Methods 0.000 description 1
- 230000005494 condensation Effects 0.000 description 1
- 230000001186 cumulative effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 1
- 238000004146 energy storage Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000012212 insulator Substances 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 239000005365 phosphate glass Substances 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для многократного запуска жидкостных и газовых ракетных двигателей (ЖРД и ГРД) в условиях их эксплуатации на космических аппаратах (КА) и орбитальных пилотируемых космических станциях (ОПС) и при отработке двигателей в стендовых условиях. Изобретение может быть использовано также в системах зажигания топливной смеси в двигателях внутреннего сгорания (ДВС) наземного транспорта и в газотурбинных установках (ГТУ) в авиации.The invention relates to rocket and space technology and can be used for multiple launch of liquid and gas rocket engines (LRE and GRD) under conditions of their operation on spacecraft (SC) and orbital manned space stations (OPS) and when developing engines in bench conditions. The invention can also be used in ignition systems of a fuel mixture in internal combustion engines (ICE) of land vehicles and in gas turbine units (GTU) in aviation.
В настоящее время в развитых странах мира ведутся интенсивные работы по снижению стоимости выведения полезных нагрузок в космос, многоразовости использования носителей, увеличению перемещений полезных нагрузок в космосе за счет многоразовости включения ракетных двигателей. Одним из главных направлений при создании таких двигателей является разработка надежной многоразовой системы воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива. Поиск новых принципов воспламенения топлива в ЖРД является весьма актуальным. Поэтому создание надежной системы лазерного поджига компонентов топлива в камерах сгорания космического двигателя позволит обеспечить прорыв в этом направлении. Такие системы могут быть созданы на базе существенной переработки известных систем поджига в авиационных ГТУ и в ДВС наземного транспорта.Currently, intensive work is underway in the developed countries of the world to reduce the cost of putting payloads into space, reusable the use of carriers, and increasing the movement of payloads in space due to the reusability of rocket engines. One of the main directions in the creation of such engines is the development of a reliable reusable ignition system for non-combustible fuel components. The search for new principles of fuel ignition in a liquid propellant rocket engine is very relevant. Therefore, the creation of a reliable system of laser ignition of fuel components in the combustion chambers of a space engine will provide a breakthrough in this direction. Such systems can be created on the basis of significant processing of the well-known ignition systems in aircraft gas turbine engines and in internal combustion engines of ground vehicles.
В настоящее время в ДВС и ГТУ получили распространение низковольтные полупроводниковые системы зажигания (см., например, [1]), которые можно рассматривать как аналоги заявляемых технических решений.Currently, low-voltage semiconductor ignition systems (see, for example, [1]), which can be regarded as analogues of the claimed technical solutions, have become widespread in ICE and gas turbine engines.
Однако полезная для авиации и наземного транспорта низковольтность в рассматриваемом случае космических двигателей оказывается неэффективной для зажигания ракетных топлив.However, the low voltage useful for aviation and ground transportation in the case of space engines under consideration is ineffective for ignition of rocket fuels.
Наиболее близким по технической сути аналогом является "Способ зажигания топливной смеси" по А.с. СССР №1778842, Н01T 13/00 (опубликован 30.11.1992 г. в Бюллетене изобретений №44 [2]), который может быть выбран в качестве прототипа.The closest in technical essence analogue is the "Method of ignition of the fuel mixture" according to A.S. USSR No. 1778842, H01T 13/00 (published on November 30, 1992 in the Bulletin of inventions No. 44 [2]), which can be selected as a prototype.
Сущность изобретения по А.с. СССР №1778842 состоит в том, что камеру свечи зажигания топливной смеси в ДВС, работающем на легком топливе, заполняют зарядом топливной смеси, создают на электродах свечи искровой разряд в две стадии. На первой стадии подают высоковольтный короткий импульс и обеспечивают пробой межэлектродного промежутка, на второй стадии подают низковольтный сильноточный импульс и обеспечивают воспламенение топливной смеси в камере свечи. В результате топливная смесь в камере сгорания двигателя будет воспламеняться от потока горячих газов, совокупно образованного от энергии сгорания топливной смеси в камере свечи и энергии сильноточного разряда между электродами свечи зажигания.The inventive A.S. USSR No. 1778842 consists in the fact that the chamber of the spark plug of the fuel mixture in the ICE running on light fuel is filled with the charge of the fuel mixture, a spark discharge is created on the electrode electrodes in two stages. At the first stage, a high-voltage short pulse is supplied and a breakdown of the interelectrode gap is provided; at the second stage, a low-voltage high-current pulse is supplied and the fuel mixture is ignited in the candle chamber. As a result, the fuel mixture in the combustion chamber of the engine will ignite from the flow of hot gases, collectively generated from the energy of combustion of the fuel mixture in the spark chamber and the energy of the high-current discharge between the electrodes of the spark plug.
Недостатком способа-прототипа является то, что он не может обеспечить надежного воспламенения ракетных топливных смесей из-за низковольтности сформированного электрического разряда и малого объема сжигаемой в камере свечи топливной смеси.The disadvantage of the prototype method is that it cannot provide reliable ignition of rocket fuel mixtures due to the low voltage of the generated electric discharge and the small volume of the fuel mixture burned in the chamber of the candle.
Задачей изобретения является обеспечение надежного воспламенения ракетных топливных смесей в натурных условиях их эксплуатации в космосе в вакууме и при низких температурах.The objective of the invention is to provide reliable ignition of rocket fuel mixtures in natural conditions for their operation in space in vacuum and at low temperatures.
Для решения поставленной задачи в способе зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя, основанном на заполнении камеры свечи топливом в составе горючего и окислителя и его зажигании с помощью вспомогательного источника энергии, горючее и окислитель подают в камеру свечи раздельно. В качестве вспомогательного источника энергии используют импульсный лазер, энергию которого направляют с фокусировкой на топливную смесь в объеме камеры свечи, где в реакционной зоне создают объемный электрический разряд и поджигают топливную смесь, из которой формируют в процессе горения плазменный факел из камеры свечи в камеру сгорания двигателя и поджигают им топливную смесь в камере сгорания двигателя.To solve the problem in the method of ignition of the fuel mixture in the combustion chamber of the engine, based on filling the spark chamber with fuel in the fuel and oxidizer and igniting it using an auxiliary energy source, the fuel and oxidizer are fed to the spark chamber separately. A pulsed laser is used as an auxiliary energy source, the energy of which is focused on the fuel mixture in the volume of the candle chamber, where a volume electric discharge is created in the reaction zone and the fuel mixture is ignited, from which a plasma torch is formed from the candle chamber into the engine combustion chamber during combustion and set fire to the fuel mixture in the engine combustion chamber.
В качестве прототипа предлагаемого устройства для осуществления способа зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя выбрано устройство для осуществления способа по А.с. СССР №1778842 (прототип заявляемого способа), где используют низковольтную свечу зажигания, которая состоит из металлического корпуса, размещенного в нем изолятора, центрального электрода и массового электрода. Внутри корпуса размещена камера свечи, состоящая из буферной и разрядной полостей. Разрядная полость имеет полупроводниковую вставку, облегчающую искровой пробой между электродами. Кроме того, на свече зажигания размещена катушка зажигания, обмотки которой электрически связаны с электродами свечи и двумя конденсаторными накопителями энергии.As a prototype of the proposed device for implementing the method of ignition of the fuel mixture in the combustion chamber of the engine, a device for implementing the method according to A.S. USSR No. 1778842 (prototype of the proposed method), where a low-voltage spark plug is used, which consists of a metal casing, an insulator placed in it, a central electrode and a mass electrode. Inside the housing there is a candle chamber consisting of a buffer and discharge cavities. The discharge cavity has a semiconductor insert that facilitates spark breakdown between the electrodes. In addition, an ignition coil is placed on the spark plug, the windings of which are electrically connected to the spark plug electrodes and two capacitor energy storage devices.
Разряд накопительного конденсатора в первичной цепи через тиристор и первичную обмотку катушки зажигания обеспечивает ионизацию и пробой межэлектродного промежутка свечи, а также зажигание топливной смеси в камере свечи. В результате снижения электрического сопротивления после пробоя обеспечивается подключение дополнительного источника энергии, накопленной во втором конденсаторе, сильноточный разряд которого дополнительно разогревает топливную смесь в камере свечи и обеспечивает выбрасывание потока горячих газов из камеры свечи в камеру сгорания двигателя, обеспечивая зажигание топливной смеси в камере сгорания двигателя.The discharge of the storage capacitor in the primary circuit through the thyristor and the primary winding of the ignition coil provides ionization and breakdown of the interelectrode gap of the spark plug, as well as ignition of the fuel mixture in the spark plug chamber. As a result of the decrease in electrical resistance after breakdown, an additional source of energy accumulated in the second capacitor is connected, a high-current discharge of which additionally heats the fuel mixture in the spark chamber and provides a hot gas stream ejected from the spark chamber into the engine combustion chamber, providing ignition of the fuel mixture in the engine combustion chamber .
Таким образом, топливная смесь в камере сгорания двигателя будет воспламеняться потоком горячих газов, формируемым в камере свечи в процессе совокупного выделения энергии при разряде накопительных конденсаторов при условии, что они обеспечили зажигание топливной смеси в камере свечи.Thus, the fuel mixture in the combustion chamber of the engine will be ignited by the flow of hot gases generated in the candle chamber during the cumulative energy release during the discharge of the storage capacitors, provided that they provided ignition of the fuel mixture in the candle chamber.
Однако из приведенных выше разъяснений следует, что при низких напряжениях конденсатор не может накопить, а потом выделить эффективно при искровом электрическом разряде энергию в топливную смесь в камере свечи для надежного зажигания топлива в ракетных двигателях при их длительном функционировании в натурных условиях эксплуатации.However, from the above explanations it follows that at low voltages, the capacitor cannot accumulate, and then efficiently allocate energy to the fuel mixture in the spark chamber during a spark electric discharge to reliably ignite the fuel in rocket engines during their long-term operation under natural conditions of use.
Задачей при создании устройства осуществления вышеизложенного заявляемого способа зажигания топливной смеси является обеспечение надежного воспламенения топливной смеси в ракетных двигателях в натурных условиях их эксплуатации.The task when creating a device for implementing the above claimed method of ignition of the fuel mixture is to ensure reliable ignition of the fuel mixture in rocket engines in natural conditions for their operation.
Для решения поставленной задачи в устройстве для осуществления способа зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя, содержащем камеру свечи с выходом в камеру сгорания двигателя с трубопроводами для подачи в нее горючего и окислителя, а также вспомогательный источник энергии, этот вспомогательный источник энергии выполнен на основе импульсного лазера, оптический выход которого соединен со входом камеры свечи по световоду, по которому лазерный луч через установленную в камере свечи фокусирующую линзу направлен в реакционную зону вблизи фокуса линзы. Камера свечи снабжена расположенными вблизи реакционной зоны автономными вводами для горючего и окислителя, которые связаны с соответствующими трубопроводами для подачи горючего и окислителя в камеру сгорания двигателя.To solve the problem in the device for implementing the method of ignition of the fuel mixture in the combustion chamber of the engine, comprising a spark chamber with access to the combustion chamber of the engine with pipelines for supplying fuel and an oxidizing agent, as well as an auxiliary energy source, this auxiliary energy source is based on a pulse laser, the optical output of which is connected to the input of the candle chamber through the fiber, through which the laser beam through the focusing lens installed in the candle chamber is directed into the reaction the area near the focus of the lens. The candle chamber is equipped with autonomous inputs for fuel and oxidizer located near the reaction zone, which are connected to the corresponding pipelines for supplying fuel and oxidizer to the combustion chamber of the engine.
Таким образом, комплексное решение технической задачи сформулировано в способе зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и в устройстве его осуществления.Thus, a comprehensive solution to the technical problem is formulated in the method of ignition of the fuel mixture in the combustion chamber of the engine and in the device for its implementation.
Предлагаемые способ зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и устройство для его осуществления иллюстрируют следующие графические материалы:The proposed method of ignition of the fuel mixture in the combustion chamber of the engine and a device for its implementation are illustrated by the following graphic materials:
- на фиг.1 представлена функциональная схема ЖРД с системой подачи двухкомпонентного топлива;- figure 1 presents the functional diagram of the rocket engine with a system for supplying two-component fuel;
- на фиг.2 представлена конструктивная схема оптического устройства;- figure 2 presents a structural diagram of an optical device;
- на фиг.3 представлена конструктивная схема запальника.- figure 3 presents a structural diagram of the pilot.
В ЖРД входят головка 1 с форсунками для подачи окислителя и горючего, камера сгорания 2 и сопло 3, для охлаждения которых горючее поступает в форсунку через рубашку охлаждения 4. К головке 1 подсоединено лазерное устройство зажигания топливной смеси, состоящее из поджигающего устройства 5 и подключенного через световод 6 импульсного лазера 7.The LRE includes a head 1 with nozzles for supplying oxidizer and fuel, a combustion chamber 2 and a nozzle 3, for cooling of which fuel enters the nozzle through a cooling jacket 4. A laser device for igniting the fuel mixture, consisting of an ignition device 5 and connected through optical fiber 6 of a pulsed laser 7.
Топливо в камеру сгорания ЖРД подается из бака хранения горючего 8 и из бака хранения окислителя 9 при срабатывании органов автоматики 10 по трубопроводам 11 (окислитель) и 12 (горючее), от которых есть отводы 13 (окислитель) и 14 (горючее) к поджигающему устройству 5.Fuel is supplied to the combustion chamber of the rocket engine from the fuel storage tank 8 and from the oxidizer storage tank 9 when the automation organs 10 are activated via pipelines 11 (oxidizer) and 12 (fuel), from which there are taps 13 (oxidizer) and 14 (fuel) to the ignition device 5.
В ЖРД применена вытеснительная система подачи газа из аккумулятора давления 15 через пусковой клапан 16 и редуктора давления 17. Поджигающее устройство 5 включает в себя оптическое устройство 18, установленное в запальник 19. Для этого корпус 20 оптического устройства конструктивно выполняется идентично корпусу электрической свечи зажигания. В корпусе 20 размещены сменная внутренняя проставка 21 и сменная (вворачиваемая) крышка 22. На входе корпуса 20 установлена краткофокусная линза 23, а на выходе - камера свечи 24.The liquid propellant rocket engine uses a displacement system for supplying gas from the pressure accumulator 15 through the start valve 16 and the pressure reducer 17. The ignition device 5 includes an
В запальнике 19 показан торец оптического устройства 18, направленный в реакционную зону камеры свечи 24, вблизи которой размещен ввод 25 окислителя (кислорода), подаваемого по отводу 13 от трубопровода 11. Ниже по потоку окислителя размещена форсунка подачи горючего (керосина) со штуцером 26 форсунки 27, связанным с отводом 14 от трубопровода 13.In the
Описание работы устройства на фиг.1, 2 и 3 раскрывает сущность заявленного способа зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и устройства для его осуществления.The description of the operation of the device in figures 1, 2 and 3 reveals the essence of the claimed method of ignition of the fuel mixture in the combustion chamber of the engine and device for its implementation.
Рассматривая в качестве примера функционирование ЖРД на фиг.1, отмечаем, что после поступления команды на включение ЖРД по цепям автоматики 10 из аккумулятора давления 15 через пусковой клапан 16 и редуктор давления 17 начинает поступать газ (гелий) для вытеснения из баков хранения 8 (горючее) и 9 (окислитель) компонентов топлива и подачи их при срабатывании клапанов 10 через форсунки головки 1 в камеру сгорания 2 двигателя. При этом горючее по трубопроводу 12 подается к форсунке через рубашку охлаждения 4 сопла 3 и камеры сгорания 2. А через отвод 14 горючее подается в камеру свечи 24. Окислитель подается через трубопровод 11 в камеру сгорания 2 двигателя, а в камеру свечи 24 окислитель подается через отвод 13.Considering, as an example, the operation of the liquid propellant rocket engine in Fig. 1, we note that after the command to turn the liquid propellant rocket engine through the automation circuits 10 comes out of pressure accumulator 15 through start valve 16 and pressure reducer 17, gas (helium) begins to flow out of storage tanks 8 (fuel ) and 9 (oxidizing agent) of the fuel components and their supply when the valves 10 are activated through the nozzles of the head 1 into the combustion chamber 2 of the engine. In this case, the fuel through the pipe 12 is supplied to the nozzle through the cooling jacket 4 of the nozzle 3 and the combustion chamber 2. And through the outlet 14, the fuel is fed into the
Одновременно при включении автоматики 10 осуществляется включение лазера 7, лазерный луч которого по световоду 6 и оптическому устройству 18 поступает в реакционную зону камеры свечи 24 запальника 19 поджигающего устройства 5.At the same time, when the automation 10 is turned on, the laser 7 is turned on, the laser beam of which passes through the optical fiber 6 and the
В камере сгорания 2 двигателя на фиг.1 для воспламенения топливной смеси необходимо каким-либо образом ускорить химическую реакцию в некотором, относительно небольшом, объеме данной смеси. Это может быть сделано введением в смесь катализатора, источника активных центров и источника тепла. В качестве источника тепла могут использоваться: раскаленная проволочка, дежурное пламя, горячий газ, ударная волна, электрическая искра и т.п.In the combustion chamber 2 of the engine of FIG. 1, in order to ignite the fuel mixture, it is necessary in some way to accelerate the chemical reaction in a certain, relatively small, volume of this mixture. This can be done by introducing into the mixture a catalyst, a source of active sites and a heat source. As a heat source can be used: hot wire, standby flame, hot gas, shock wave, electric spark, etc.
Для зажигания топливной смеси лазерной искрой (оптический пробой) требуется лазер, параметры которого определяются порогами пробоя лазерной смеси. Пороги пробоя зависят от различных параметров:To ignite the fuel mixture with a laser spark (optical breakdown), a laser is required, the parameters of which are determined by the breakdown thresholds of the laser mixture. Breakdown thresholds depend on various parameters:
- состава смеси,- the composition of the mixture,
- давления,- pressure
- частоты света и т.п.- light frequencies, etc.
За исходный параметр был взят порог пробоя воздуха при атмосферном давлении ~1011 Вт/см2 для длины волны ~1 мкм.For the initial parameter, the air breakdown threshold at atmospheric pressure of ~ 10 11 W / cm 2 for a wavelength of ~ 1 μm was taken.
Результаты теоретических и расчетных оценок энергетических и временных параметров лазерного излучения, необходимых для поджига рабочей смеси компонентов, показали, что для организации оптического пробоя в топливной смеси пороговое значение напряженности электрического поля находится на уровне Е≈2·105 В/см. Этому соответствует значение плотности мощности излучения J≈1,4·109 Вт/см2. Принимая для оценки характерное значение площади фокального пятна F=10-4 см2 (реально достижимая величина при короткофокусных линзах), имеем для поглощенной средой величины энергии лазерного импульса Qпогл≈1,4 мДж.The results of theoretical and calculated estimates of the energy and time parameters of laser radiation necessary for igniting the working mixture of components showed that for the organization of optical breakdown in the fuel mixture, the threshold value of the electric field strength is at the level of E≈2 · 10 5 V / cm. This corresponds to the value of the radiation power density J≈1.4 · 10 9 W / cm 2 . Taking for evaluation the characteristic value of the focal spot area F = 10 -4 cm 2 (a realistic value for short-focus lenses), we have for the absorbed medium the values of the laser pulse energy Q sweep ≈1.4 mJ.
Исследования зажигания кислородно-керосинового и кислородно-водородного топлив лазерным лучом в кислородно-керосиновом экспериментальном запальнике на фиг.3 и в кислородно-водородном экспериментальном запальнике на фиг.2 показали, что эти запальники могут работать (т.е. зажигать топливо) как от электрической свечи, так и от лазерного луча.Studies of the ignition of oxygen-kerosene and oxygen-hydrogen fuels with a laser beam in the oxygen-kerosene experimental igniter in Fig. 3 and in the oxygen-hydrogen experimental ignitor in Fig. 2 showed that these igniters can work (i.e., ignite the fuel) as an electric candle, and from a laser beam.
Все запальники имеют похожую конфигурацию, а именно представляют собой трубку, в которую вворачивается электрическая свеча (если используется традиционный способ зажигания) или оптическое устройство 18 для ввода лазерного луча в запальник 19. В этих запальниках один из компонентов топлива подается существенно выше по потоку относительно второго компонента топлива и обтекает электрическую свечу или оптическое устройство по кольцевому зазору, имеющему одни и те же размеры независимо от того, используется ли электрическая свеча или лазерное зажигание. Это обеспечивает одинаковую картину течения данного компонента независимо от того, используется ли электрическая свеча или лазерное зажигание. Второй компонент топлива подается в запальники на некотором расстоянии ниже по потоку от электрической свечи или от оптического устройства, так что наиболее благоприятная для зажигания топливная смесь формируется около поверхности электрической свечи или оптического устройства 18.All igniters have a similar configuration, namely, they are a tube into which an electric candle is screwed (if the traditional ignition method is used) or an
Поскольку условия течения, смешения и зажигания существенно разные для топлив с керосином и с газообразным водородом (газообразный кислород используется в обоих топливах), в кислородно-керосиновых запальниках кислород обтекает электрическую свечу или оптическое устройство, а керосин впрыскивается в трубку запальника (через центробежную форсунку) ниже по потоку, тогда как в кислородно-водородных запальниках водород обтекает электрическую свечу или оптическое устройство, а кислород подается в трубу запальника ниже по потоку.Since the flow, mixing, and ignition conditions are substantially different for fuels with kerosene and gaseous hydrogen (gaseous oxygen is used in both fuels), oxygen flows around an electric candle or optical device in oxygen-kerosene igniters, and kerosene is injected into the ignition tube (through a centrifugal nozzle) downstream, while in oxygen-hydrogen igniters hydrogen flows around an electric candle or optical device, and oxygen is supplied into the igniter pipe downstream.
В кислородно-керосиновых запальниках расстояние от керосиновой форсунки до обращенного к ней торца электрической свечи полностью определяется углом распыла керосиновой форсунки, который равен 110° у центробежной форсунки, установленной в настоящей работе на кислородно-керосиновом запальнике штатного типа. Наиболее благоприятным для зажигания будет такое расстояние, при котором граница факела распыла керосина на торце электрической свечи или оптического устройства зажигания будет располагаться на расстоянии примерно 0,2...0,3 радиуса выходной трубки от оси свечи.In oxygen-kerosene igniters, the distance from the kerosene nozzle to the end of the electric candle facing it is completely determined by the spray angle of the kerosene nozzle, which is 110 ° for the centrifugal nozzle installed in this work on a standard-type oxygen-kerosene igniter. The most favorable for ignition will be such a distance at which the boundary of the kerosene spray torch at the end of the electric candle or optical ignition device will be located at a distance of about 0.2 ... 0.3 of the radius of the outlet tube from the axis of the candle.
Поскольку газообразный компонент топлива обтекает электрическую свечу или оптическое устройство перед встречей с другим компонентом топлива, зазор между торцом свечи или оптического устройства и корпусом запальника в месте его внезапного сужения определяет скорость данного компонента топлива на выходе из этого кольцевого зазора, где формируется и зажигается топливная смесь, и, следовательно, определяет оба эти процесса (т.е. формирование смеси и зажигание). Для создания наилучших условий для зажигания этот зазор регулируется изменением толщины прокладки 21, уплотняющей свечу или оптическое устройство 18 в корпусе запальника 19.Since the gaseous component of the fuel flows around the electric candle or optical device before meeting with another component of the fuel, the gap between the end of the candle or optical device and the igniter body in the place of its sudden constriction determines the speed of this component of fuel at the exit of this annular gap, where the fuel mixture is formed and ignites , and therefore determines both of these processes (i.e. mixture formation and ignition). To create the best conditions for ignition, this gap is controlled by changing the thickness of the
Естественно, в отличие от кислородно-водородных запальников, в которых топливная смесь может быть зажжена лучом лазера в любом месте, где имеется топливная смесь, в кислородно-керосиновых запальниках луч лазера рассеивается на каплях керосина, поэтому в использованных в настоящей работе запальниках кислородно-керосиновая смесь может быть зажжена лазерным лучом только около торца оптического устройства 18, где эта смесь формируется.Naturally, in contrast to oxygen-hydrogen igniters, in which the fuel mixture can be ignited by a laser beam in any place where the fuel mixture is present, in the oxygen-kerosene igniters, the laser beam is scattered by droplets of kerosene, therefore, oxygen-kerosene ignitors used in this work the mixture can be ignited by a laser beam only near the end of the
Таким образом, при выборе места зажигания смеси необходимо учитывать картины течения кислорода и керосина около этой торцевой поверхности. Раздельная подача компонентов топлива в реакционную зону камеры свечи 24 способствует эффективному формированию топливной смеси в зоне максимального энерговыделения.Thus, when choosing the place of ignition of the mixture, it is necessary to take into account the patterns of the flow of oxygen and kerosene near this end surface. Separate supply of fuel components to the reaction zone of the chamber of the
После того как топливная смесь зажжена, возникает задача стабилизации пламени в запальнике. Если пламя зажженной смеси нельзя стабилизировать в запальнике, то необходимо зажигать смесь все время, пока работает запальник, т.е. до момента зажигания топливной смеси в камере сгорания. В циклограммах работы вышеупомянутых запальников штатного типа в штатных условиях, т.е. при зажигании топливной смеси в камере сгорания ЖРД от электрической свечи, электрическая свеча работает непрерывно все время работы запальника (т.е. около 3...5 с), так что нет необходимости стабилизации пламени в этих условиях. Для проведения экспериментов по лазерному зажиганию предварительно были подобраны (с зажиганием от электрической свечи) такие условия работы этих запальников (т.е. расход и массовое соотношение компонентов топлива), при которых пламя в этих запальниках стабилизируется, так что нет необходимости в непрерывном зажигании.After the fuel mixture is ignited, the task of stabilizing the flame in the igniter arises. If the flame of the ignited mixture cannot be stabilized in the igniter, it is necessary to ignite the mixture all the time while the ignitor is working, i.e. until the ignition of the fuel mixture in the combustion chamber. In the cyclograms of the work of the aforementioned standard-type igniters under standard conditions, i.e. when a fuel mixture is ignited in an LRE combustion chamber from an electric spark plug, the electric spark plug operates continuously all the time the igniter is operating (i.e., about 3 ... 5 s), so there is no need to stabilize the flame under these conditions. For laser ignition experiments, the operating conditions of these igniters (i.e., the flow rate and the mass ratio of the fuel components) were preliminarily selected (with ignition from an electric candle) under which the flame in these igniters is stabilized, so there is no need for continuous ignition.
При проверке реализуемости заявленных технических решений ставилась цель зажечь кислородно-керосиновое и кислородно-водородное топлива в экспериментальных запальниках с помощью лазерного луча, генерируемого компактным импульсным иттербиевым волоконным лазером YLP-1/100/20.When verifying the feasibility of the claimed technical solutions, the goal was to ignite oxygen-kerosene and oxygen-hydrogen fuels in experimental igniters using a laser beam generated by a compact pulsed ytterbium fiber laser YLP-1/100/20.
Импульсный иттербиевый волоконный лазер YLP-1/100/20, изготовленный компанией ИРЕ-Полюс во Фрязино, Россия, непрерывно выпускает лазерное излучение на длине волны 1,06 мкм со средней мощностью 18...20 Вт на номинальном режиме (эта мощность может быть уменьшена) с любой частотой, заданной в диапазоне 20...80 кГц (с пиковой мощностью в импульсах до 20 кВт).A YLP-1/100/20 pulsed ytterbium fiber laser manufactured by IRE-Polyus in Fryazino, Russia, continuously emits laser radiation at a wavelength of 1.06 μm with an average power of 18 ... 20 W in nominal mode (this power can be reduced) at any frequency specified in the range of 20 ... 80 kHz (with peak power in pulses up to 20 kW).
Этот лазер, имеющий полную массу 8 кг, размещен в корпусе размером 215×95×286 мм и имеет световод длиной 3 м с коллиматором на конце для вывода лазерного луча. Этот лазер работает от источника питания постоянного тока с напряжением 26 В и силой тока 7...8 А и потребляет 165...200 Вт мощности. Он может работать в атмосфере при температуре 0...42°С (имеет 3 охлаждающих вентилятора) и влажности 10...95%. Он может работать постоянно, время работы неограниченно (естественно, в пределах 30000-часового ресурса). Вместе с лазером поставляется источник питания, обеспечивающий работу лазера от сети переменного тока с напряжением 220 В.This laser, with a total weight of 8 kg, is housed in a 215 × 95 × 286 mm case and has a 3 m long fiber with a collimator at the end to output the laser beam. This laser operates from a DC power source with a voltage of 26 V and a current of 7 ... 8 A and consumes 165 ... 200 W of power. It can operate in the atmosphere at a temperature of 0 ... 42 ° C (it has 3 cooling fans) and a humidity of 10 ... 95%. It can work continuously, the operating time is unlimited (of course, within a 30,000-hour resource). A power supply is supplied with the laser, which ensures the operation of the laser from an alternating current network with a voltage of 220 V.
Чтобы найти места в кислородно-керосиновых запальниках, где топливная смесь зажигается минимальной энергией лазера, предварительно был использован более мощный твердотельный лазер, работающий на фосфатном стекле. Луч от этого лазера пропускался через различные фильтры, дающие известное ослабление лазерного луча (до 10 раз), в результате были найдены места в кислородно-керосиновых запальниках, где топливная смесь поджигается минимальной энергией лазера. Поскольку время пребывания топливной смеси в пределах пятна лазерного луча (т.е. в пристеночном объеме, где лазерным лучом инициируется оптический разряд) в использованных запальниках существенно меньше 0,6 мс, интервал 0,6 мс вполне достаточен для зажигания топливной смеси.To find places in oxygen-kerosene igniters where the fuel mixture is ignited with minimal laser energy, a more powerful solid-state phosphate-glass laser was previously used. The beam from this laser was passed through various filters, giving a known attenuation of the laser beam (up to 10 times), as a result, places were found in oxygen-kerosene igniters, where the fuel mixture is ignited by the minimum laser energy. Since the residence time of the fuel mixture within the spot of the laser beam (i.e., in the wall volume where the optical discharge is initiated by the laser beam) in the used igniters is significantly less than 0.6 ms, the interval of 0.6 ms is quite sufficient to ignite the fuel mixture.
Для введения лазерного луча в запальник 19 оптическое устройство 18 на фиг.3 имеет такую же внешнюю форму как и электрическая свеча, так что оно устанавливается (вворачивается) в запальники вместо электрической свечи для введения лазерного луча в запальники. В показанном на фиг.2 варианте оптического устройства лазерный луч вводится в запальник без использования световода. Для этого оптическое устройство имеет либо стеклянное окно, либо вместо него короткофокусную линзу для фокусирования лазерного луча внутрь запальника (для этого в оптическом устройстве используются также внутренние проставки 21). Для защиты этого окна (или линзы) от забрызгивания каплями керосина или от конденсации продуктов сгорания на нем (а также от повреждения его продуктами сгорания) в корпусе оптического устройства имеются два отверстия диаметром 2 мм каждое - через них газообразный компонент топлива поступает внутрь оптического устройства с выходом из него через отверстие или отверстия, сделанные в крышке оптического устройства.For introducing a laser beam into the
Поскольку лучи вышеупомянутых лазеров, даже будучи сфокусированными, не могут вызвать оптический разряд в газообразной среде вдали от стенки, а только в области, прилегающей к стенке, на которую они для этого должны быть сфокусированы, в исследованных запальниках лазерный луч фокусировался либо на внутреннюю поверхность запальника, либо на поверхность специальной крышки 22 оптического устройства (фиг.2).Since the rays of the aforementioned lasers, even when focused, cannot cause an optical discharge in a gaseous medium far from the wall, but only in the region adjacent to the wall on which they should be focused for this, in the studied igniters the laser beam was focused either on the inner surface of the igniter , or on the surface of a
Таким образом, изготовлено, смонтировано и опробовано на стендах КВУ и СДС устройство для штатной системы поджига компонентов топлив ракетного двигателя.Thus, a device for a standard system of ignition of propellant components of a rocket engine was manufactured, mounted, and tested at KVU and SDS stands.
Основными элементами устройства являются:The main elements of the device are:
- твердотельный малогабаритный лазер YLP-1/100/20 мощностью 20 Вт производства "ИРЭ-Полюс",- solid-state small-sized laser YLP-1/100/20 with a power of 20 W produced by "IRE-Polyus",
- малогабаритное запальное устройство с различными конструкциями ввода компонентов топлива водород-кислород и керосин-кислород,- a small-sized ignition device with various designs for introducing hydrogen-oxygen and kerosene-oxygen fuel components,
- система подвода лазерной энергии через световод в запальное устройство.- a system for supplying laser energy through a fiber to the ignition device.
Разработанное устройство испытывалось на компонентах кислород-керосин (стенд СДС) и кислород-водород (стенд КВУ).The developed device was tested on the components of oxygen-kerosene (stand SDS) and oxygen-hydrogen (stand KVU).
Как для смеси водород-кислород, так и для смеси керосин-кислород было осуществлено воспламенение смеси в запальных устройствах лазерным источником излучения.Both for the hydrogen-oxygen mixture and for the kerosene-oxygen mixture, the mixture was ignited in the ignition devices by a laser radiation source.
Результаты испытаний показали, что устройство может быть использовано при конструктуировании штатной системы поджига компонентов в натурных космических ракетных двигателях.The test results showed that the device can be used in the design of a standard system of ignition of components in full-scale space rocket engines.
Источники информацииInformation sources
1. Козлов А.А., Новиков В.Н., Соловьев Е.В. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988.1. Kozlov A.A., Novikov V.N., Soloviev E.V. Power and control systems for liquid rocket propulsion systems. M .: Engineering, 1988.
2. Скобликов А.С. Способ зажигания топливной смеси. А.с. СССР №1778848 от 30.11.92. Бюл. №44 по заявке №4841090/06 от 07.05.1990.2. Skoblikov A.S. The method of ignition of the fuel mixture. A.S. USSR No. 1778848 dated 11/30/92. Bull. No. 44 by application No. 4841090/06 of 05/07/1990.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006145281/06A RU2339840C2 (en) | 2006-12-20 | 2006-12-20 | Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006145281/06A RU2339840C2 (en) | 2006-12-20 | 2006-12-20 | Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006145281A RU2006145281A (en) | 2008-06-27 |
| RU2339840C2 true RU2339840C2 (en) | 2008-11-27 |
Family
ID=39679612
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006145281/06A RU2339840C2 (en) | 2006-12-20 | 2006-12-20 | Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2339840C2 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2406863C1 (en) * | 2009-04-03 | 2010-12-20 | Общество С Ограниченной Ответственностью "Новые Энергетические Технологии" | Method of multiple laser ignition of rocket fuel mixtures and device for its implementation |
| RU2580241C1 (en) * | 2014-12-30 | 2016-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский государственный энергетический университет" (ФГБОУ ВПО "КГЭУ") | Method for ignition of boiler furnace |
| RU2626465C2 (en) * | 2015-10-29 | 2017-07-28 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Ignition method of fuel mixture in internal combustion engine with laser optic discharge and aviation laser spark plug |
| RU2667838C1 (en) * | 2017-07-25 | 2018-09-24 | Александр Абрамович Часовской | Aircraft |
| RU2674090C1 (en) * | 2018-01-09 | 2018-12-04 | Николай Борисович Болотин | Combustion chamber of gas turbine engine, ignition system of chamber for combustion of gas turbine engine and method for igniting combustion chamber of gas turbine engine |
| RU2701079C1 (en) * | 2018-09-03 | 2019-09-24 | Александр Абрамович Часовской | Aircraft |
| RU2778416C2 (en) * | 2020-03-17 | 2022-08-18 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Ignition device for low-thrust rocket engines on non-self-igniting gaseous (liquid) fuel and gaseous oxidizer |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2115816C1 (en) * | 1995-08-08 | 1998-07-20 | Евгений Александрович Горбачев | Built-up turbojet engine |
| RU2212559C1 (en) * | 2002-07-10 | 2003-09-20 | Московский государственный технический университет "МАМИ" | Method of and device for laser-spark ignition of working mixture in internal combustion engine |
| EP1519038B1 (en) * | 2003-09-23 | 2006-08-23 | AVL List GmbH | Laser ignition device for combustion engine |
| JP2006329186A (en) * | 2005-04-28 | 2006-12-07 | Denso Corp | Laser ignition device |
| RU2309288C1 (en) * | 2006-06-28 | 2007-10-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский государственный технический университет "МАМИ" | Method of laser ignition of combustion mixture for internal combustion engines and system for realization of this method |
-
2006
- 2006-12-20 RU RU2006145281/06A patent/RU2339840C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2115816C1 (en) * | 1995-08-08 | 1998-07-20 | Евгений Александрович Горбачев | Built-up turbojet engine |
| RU2212559C1 (en) * | 2002-07-10 | 2003-09-20 | Московский государственный технический университет "МАМИ" | Method of and device for laser-spark ignition of working mixture in internal combustion engine |
| EP1519038B1 (en) * | 2003-09-23 | 2006-08-23 | AVL List GmbH | Laser ignition device for combustion engine |
| JP2006329186A (en) * | 2005-04-28 | 2006-12-07 | Denso Corp | Laser ignition device |
| RU2309288C1 (en) * | 2006-06-28 | 2007-10-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский государственный технический университет "МАМИ" | Method of laser ignition of combustion mixture for internal combustion engines and system for realization of this method |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2406863C1 (en) * | 2009-04-03 | 2010-12-20 | Общество С Ограниченной Ответственностью "Новые Энергетические Технологии" | Method of multiple laser ignition of rocket fuel mixtures and device for its implementation |
| RU2580241C1 (en) * | 2014-12-30 | 2016-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский государственный энергетический университет" (ФГБОУ ВПО "КГЭУ") | Method for ignition of boiler furnace |
| RU2626465C2 (en) * | 2015-10-29 | 2017-07-28 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Ignition method of fuel mixture in internal combustion engine with laser optic discharge and aviation laser spark plug |
| RU2667838C1 (en) * | 2017-07-25 | 2018-09-24 | Александр Абрамович Часовской | Aircraft |
| RU2674090C1 (en) * | 2018-01-09 | 2018-12-04 | Николай Борисович Болотин | Combustion chamber of gas turbine engine, ignition system of chamber for combustion of gas turbine engine and method for igniting combustion chamber of gas turbine engine |
| RU2701079C1 (en) * | 2018-09-03 | 2019-09-24 | Александр Абрамович Часовской | Aircraft |
| RU2778416C2 (en) * | 2020-03-17 | 2022-08-18 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Ignition device for low-thrust rocket engines on non-self-igniting gaseous (liquid) fuel and gaseous oxidizer |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006145281A (en) | 2008-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2326263C1 (en) | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) | |
| EP2480771B1 (en) | A system and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma | |
| RU2339840C2 (en) | Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect | |
| RU2527500C1 (en) | Device for laser ignition of fuel in gas generator of liquid propellant rocket engine | |
| JP4908628B2 (en) | Electrolytic igniters for rocket engines using liquid propellants. | |
| CN102052197B (en) | Head injector of low-thrust engine for electric discharge and ignition by utilizing nozzle clearance | |
| RU2468240C1 (en) | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method | |
| RU2738136C1 (en) | Ionic rocket engine and method of operation thereof | |
| EP0816674A1 (en) | Ignition methods and apparatus using broadband laser energy | |
| CN113309635B (en) | Multi-start igniter and method for solid-liquid hybrid engine | |
| Pletnev et al. | Development and testing of the laser system of ignition of rocket engines | |
| RU2451818C1 (en) | Laser device of fuel components ignition (versions) | |
| WO2020196579A1 (en) | Laser ignition device, space engine, and aircraft engine | |
| RU2675732C2 (en) | Hydrocarbon fuel combustion method and device for its implementation | |
| RU2406863C1 (en) | Method of multiple laser ignition of rocket fuel mixtures and device for its implementation | |
| RU85620U1 (en) | DEVICE OF MULTIPLE LASER IGNITION OF ROCKET FUEL FUEL MIXTURES | |
| RU2533262C1 (en) | Device for fuel laser ignition in liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| RU2672986C2 (en) | Two-zone gas generator with the fuel components laser ignition | |
| Osborne et al. | Evaluation and characterization study of dual pulse laser-induced spark (DPLIS) for rocket engine ignition system application | |
| CN103982303A (en) | Method and device for realizing combustible gas multi-point laser plasma ignition based on microlens array | |
| Dyrda et al. | Diode Laser Ignition Testing for PMMA/GOX Hybrid Motors | |
| RU2555021C1 (en) | Chamber of liquid-propellant engine or gas generator | |
| RU2679949C1 (en) | Method for launching the camera of a liquid rocket engine or a gas generator with laser igniting fuel and device for its implementation | |
| RU2747067C1 (en) | Ion propulsion engine, method for operation thereof and corona forming electrode | |
| RU2745180C1 (en) | Combined ion rocket engine and coroning electrode |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151221 |