Свечи зажигания: ..приспособления для рассеивания тепла – H01T 13/16

Запальное устройство розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей содержит свечу зажигания и кожух, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости. Кожух снабжен впускным и выпускными отверстиями. Впускное отверстие в корпусе кожуха, соединяющее внешнюю поверхность кожуха с охлаждающей полостью, образованной между корпусом свечи и внутренней поверхностью кожуха, находится при установке запального устройства на двигатель между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы со стороны компрессора двигателя. Торец кожуха соединен с рабочим торцом свечи зажигания. Выпускные отверстия выполнены на торце кожуха параллельно оси свечи и расположены только на противоположной стороне относительно впускного отверстия. Отношение шага выпускных отверстий к их диаметру составляет величину менее трех. Позволяет расширить пусковые характеристики малоэмиссионных камер сгорания, уменьшить массу и габариты агрегатов системы зажигания за счет уменьшения требуемой для розжига камер сгорания запасенной энергии. 3 ил.

Способ розжига камер сгорания авиационных двигателей заключается в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания. Из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в зазор, образованный между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы. Воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы параллельно оси свечи через рабочий торец специальной втулки. Создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи топливо, распыляемое форсункой. Воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы только с одной стороны рабочего торца специальной втулки, обращенной к турбине двигателя, перпендикулярно движению топливовоздушной смеси в зоне расположения свечи зажигания. Предлагаемый способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей позволяет расширить диапазон розжига камер сгорания и тем самым повысить надежность запуска авиационных газотурбинных двигателей, при этом уменьшается масса и габариты агрегатов систем зажигания. 6 ил.

Предлагаемый воспламенитель относится к энергетике и может быть использован в ракетных двигателях, в дожигательных устройствах и других энергоустановках, в которых необходимо осуществление многократного воспламенения (поджига) горючих компонентов. Воспламенитель содержит корпус и изолированный токопроводящий стержень. Корпус выполнен с уплотняющей крышкой и каналом подачи управляющего вещества. Внутри корпуса расположен подпружиненный подвижный поршень, жестко соединенный с контактным корпусом. Внутри контактного корпуса закреплен изолированный токопроводящий стержень. В нижней части контактного корпуса, перед стержнем, выполнена завесочная форсунка, соединенная с каналом подвода. Предпочтительно подвижный поршень полностью выполнен из токоизоляционного материала. Предпочтительно стержень выполнен из двух подпружиненных между собой частей. Достигается повышение надежности работы воспламеняющего устройства и снижение вероятности загрязнения и прогара электродов воспламенителя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.