Система зажигания должна быть приспособлена к каждой в отдельности и всей совокупности операций запуска ракетного двигателя. Она должна рассматриваться как часть двигатель­ной установки с учетом особенностей ее функционирования, а не просто как придаток к ней. (В большинстве случаев последо­вательность операций запуска более или менее определена назна-

Чением двигателя, его характеристиками или окружающими условиями; система зажигания должна быть приспособлена к суще­ствующей последовательности операций и характеристикам дви­гателя.) Вследствие этих ограничивающих условий в ряде случаев конструкция системы зажигания обладает очень малой проектной гибкостью. Во время работы системы зажигания расходы компо­нентов, давление, соотношение компонентов и, возможно, после­довательность подачи компонентов должны быть подобраны в пре­делах допусков для данного двигателя таким образом, чтобы дать проектировщику как можно больше свободы для организа­ции процесса на фале зажигания топлива. На этой фазе должно произойти быстрое, эффективное и надежное воспламенение топ — липа при использовании минимальной дополнительной системы трубопроводов. Обычно па этой фазе топливо подается как можно ближе к зажигательному устройству. Иногда зажигательное устройство размещается в форкамере, где и образуется запальный факел, который затем служит источником зажигания топлива в основной камере сгорания.

После воспламенения топлива фаза зажигания завершается и начинается следующая операция запуска двигателя. Заверше­ние фазы зажигания обычно обнаруживается по сигналам, кото­рые фиксируют требуемые характеристики процесса зажигания.

В установках меньшего размера с более простыми камерами сгорания, таких, как газогенераторы и небольшие двигатели, фаза зажигания обычно не выделяется. В некоторых камерах сгорания предусматривается уменьшение пускового расхода топлива и давления, благодаря чему зажигание осуществляется гораздо проще, чем при подаче расчетного расхода топлива при расчетном давлении. 13 других случаях запуск начинается сразу же при полном расходе компонентов.

Таблица 2.1

В табл. 2.1 представлены пусковые и полные расходы компо­нентов для газогенераторов и основных камер сгорания некото­рых типичных ракетных двигателей.

5-1088