УБИРАЮЩАЯСЯ СИСТЕМА ЗАЖИГАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

1. Система (10, 110, 210) зажигания ракетного двигателя, отличающаяся тем, что содержит подвижную свечу (12, 112, 212), выполненную с возможностью перемещения между убранным положением и выдвинутым положением, и камеру (14, 114, 214) компенсации давления, имеющую первую внутреннюю полость (14А, 114А, 214А) и вторую внутреннюю полость (14В, 114В, 214В), отличную от первой полости, при этом первая полость и вторая полость разделены по меньшей мере одним подвижным основанием (16, 116, 216), при этом свеча неподвижно соединена с подвижным основанием, при этом первая полость сообщается с первым вентиляционным каналом (22, 122, 222), тогда как вторая полость сообщается со вторым вентиляционным каналом (24, 124, 224), отличным от первого вентиляционного канала.
2. Система (10, 110, 210) зажигания ракетного двигателя по п. 1, содержащая сильфон (18, 118, 218), расположенный между подвижным основанием (16, 116, 216) и по меньшей мере одной стенкой камеры (14, 114, 214) компенсации давления, при этом сильфон и подвижное основание разделяют внутри камеры компенсации давления первую полость (14А, 114А, 214А) и вторую полость (14В, 114В, 214В).
3. Система (10, 110, 210) зажигания ракетного двигателя по п. 1 или 2, содержащая возвратную пружину (20, 120, 220), стремящуюся переместить свечу (12, 112, 212) в выдвинутое положение.
4. Система (10, 110, 210) зажигания ракетного двигателя по любому из пп. 1-3, в которой камера (14, 114, 214) компенсации давления имеет по меньшей мере один упор для ограничения перемещения основания (16, 116, 216).
5. Система (10, 110, 210) зажигания ракетного двигателя по любому из пп. 1-4, в которой камера компенсации давления расположена в осевом направлении Х, при этом свеча (12, 112, 212) и основание (16, 116, 216) являются подвижными в осевом направлении Х.
6. Система (10, 110, 210) зажигания ракетного двигателя по п. 5, содержащая трубчатую направляющую (30, 130, 230), выполненную с возможностью направления поступательного движения свечи (12, 112, 212) между убранным положением и выдвинутым положением, при этом первый вентиляционный канал (22, 122, 222) сообщается с направляющей (30, 130, 230).
7. Система (10, 110, 210) зажигания ракетного двигателя по любому из пп. 1-6, содержащая третий вентиляционный канал (232), соединяющий первую полость (214А) и вторую полость (214В), при этом третий вентиляционный канал (232) выполнен с возможностью ограничивать расход проходящей через него текучей среды заранее определенным значением.
8. Камера (5) сгорания ракетного двигателя, содержащая систему (10, 110, 210) зажигания ракетного двигателя по любому из пп. 1-6 и пространство (50) горения, при этом в выдвинутом положении подвижная свеча (12, 112, 212) по меньшей мере частично расположена внутри пространства (50) горения, тогда как в убранном положении подвижная свеча (12, 112, 212) расположена снаружи пространства (50) горения.
9. Камера сгорания (5) ракетного двигателя по п. 8, содержащая холодную часть (54), смежную с пространством (50) горения, при этом в убранном положении подвижная свеча (12, 112, 212) расположена внутри холодной части (54).
10. Ракетный двигатель (1), содержащий камеру (5) сгорания по п. 8 или 9.