AIRCRAFT GAS TURBINE COMBUSTION CHAMBER IGNITER

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: proposed igniter comprises ignition plug and its case to make cooling chamber. Said case comprises inlet and outlet openings. Said inlet opening communicating case outer surface with aforesaid cooling chamber is located between combustion chamber outer casing and fire tube case on engine compressor side. Case end face is jointed with ignition plug work end. Said outlet openings are made on case end parallel with plug axis opposite inlet opening. Relation of outlet opening spacing to its diameter makes, at least, three. ^ EFFECT: better starting, decreased weight and dimensions. ^ 3 dwg 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.