Zündeinrichtung an Verbrennungsmotor, insbesondere an Flugzeugmotor. Die Erfindung bezieht sich auf Zündein- richtungen an Verbrennungsmotoren mit je zwei nicht .demselben Kerzensatz angehören den Zündkerzen in jedem Zylinder, wobei jeder Kerzensatz von einem besonderen Zün der gespeist wird, insbesondere an Flugzeug motoren. Der Zweck der Erfindung ist, die Zündeinrichtung vereinfachen und ihr Ge wicht verringern zu können. Wenn während .des Betriebes des Motors von Leerlauf bis Vollast beide Zünder, z.
B. ein Magnet- und ein Batteriezünder, zur Zündung im Betrieb sind, muss man auch beide Zünder mit einer Zündzeitpunktverstelleinrichtung ausrüsten. Durch die Erfindung wird die Verstellein- richtung eines der beiden Zünder erspart, in dem bei Frühzündung beide Zünder im Be trieb sind, bei Spätzündung dagegen nur einer der Zünder.
In der Zeichnung ist ein Ausführungs beispiel des Erfindungsgegenstandes in sche matischer Form .dargestellt. Mit a ist der Zünderanker eines Magnet zünders und mit b eine Zündspule bezeichnet. Der Magnetzünder wird so angetrieben be ziehungsweise ist so eingestellt, dass er @dau- ernd Frühzündung gibt.
Die Zündspule ist an einen Doppelunterbrecher angeschlossen, bei dem ein Unterbrecher c, der dauernd auf Frühzündung eingestellt ist, mit der Primär wicklung der Spule ständig verbunden ist, während der andere Unterbrecher d, der dau ernd auf Spätzündung eingestellt ist, mittels eines Schalters e zu dem Frühzündungsunter- brecher parallel geschaltet werden kann. Dieser Schalter hat zwei Schaltarme f und g. Der Arm<I>f</I> schaltet den Unterbrecher<I>d</I> aus und ein, während der Arm g in der Masse verbindung des Unterbrechers h des Magnet zünders liegt.
Der Schalter ist so ausgebil det, dass er beim Einschalten des Unter brechers d die Masseverbindung des Magnet- zündunterbrechers unterbricht. Die Zünd- spule wird von einer Batterie<I>i</I> gespeist. 7c ist ein Schalter zum Aus- und Einschalten der Batteriezündung. Die Zylinder des Mo tors sind mit zwei Kerzensätzen<I>m</I> und n ausgerüstet. Der eine Kerzensatz wird von dem Magnetzünder und der andere Kerzen satz von der Zündspule über Verteiler o bezw. p gespeist.
Die Zündeinrichtung nach der Erfindung ist hauptsächlich bei Flugmotoren anwend bar, bei denen zwischen Leerlauf und Voll- last keine allmähliche Verstellung des Zünd zeitpunktes erforderlich ist, sondern im all gemeinen nur volle Früh- oder Spätzündung gegeben wird.
Bei dem in der Zeichnung veranschau lichten Ausführungsbeispiel liegen folgende Verhältnisse vor: Bei Leerlauf und beim Anlassen des Mo tors, das heisst bei geschlossener Drossel klappe ist der Unterbrecher d eingeschaltet und zugleich ,die Masseverbindungdes Unter brechers<I>lt.</I> unterbrochen. Dadurch ist der Magnetzünder wirkungslos und der Batterie zünder auf Spätzündung eingestellt. Da bei niederen Drehzahlen der Batteriezünder sehr kräftige, der Magnetzünder dagegen nur ver hältnismässig schwache Funken gibt, ist der Verzicht auf die Mithilfe des Magnetzünders bei niederen Drehzahlen belanglos.
Der Magnetzünder wird erst bei Vollast einge schaltet, wenn der Fahrer die Batteriezün- dungdurchAusschalten des Unterbrechers d vorverlegt. Bei Betrieb unter Last sind also dann beide Zünder wirksam.
Durch Wegfall des Antriebsverstellers des Magnetzünders wird eine beträchtliche Gewichtsersparnis und Vereinfachung der Zündanlage und dabei zugleich eine Er höhung äer Betriebssicherheit erreicht.
Bei Flugzeugmotoren kann man den Schal ter e mit dem Drosselklappengestänge r des Motors verbinden derart, dass beim Öffnen der Klappe der Magnetzünder eingeschaltet und der Batteriezünder auf Frühzündung eingestellt wird.
Ignition device on internal combustion engines, in particular on aircraft engines. The invention relates to ignition devices on internal combustion engines, each with two sets of spark plugs not belonging to the same set of spark plugs in each cylinder, each set of plugs being fed by a special igniter, particularly on aircraft engines. The purpose of the invention is to simplify the ignition device and to be able to reduce its weight. If during .des operation of the engine from idling to full load, both detonators, z.
B. a magnetic and a battery igniter are in operation for ignition, you must also equip both igniters with an ignition timing adjustment device. The invention saves the adjustment device for one of the two detonators, in which both detonators are in operation when ignition is advanced, whereas only one of the detonators is in operation when ignition is retarded.
In the drawing, an embodiment example of the subject matter of the invention is in schematic form .darstellung. With a the ignition armature of a magnetic igniter and with b denotes an ignition coil. The magneto is driven or set in such a way that it gives @ continuously advanced ignition.
The ignition coil is connected to a double breaker in which a breaker c, which is permanently set to advance ignition, is constantly connected to the primary winding of the coil, while the other breaker d, which is permanently set to retarded ignition, by means of a switch e can be connected in parallel to the pre-ignition interrupter. This switch has two switch arms f and g. The arm <I> f </I> switches the interrupter <I> d </I> off and on, while the arm g is in the ground connection of the interrupter h of the magneto.
The switch is designed in such a way that it interrupts the earth connection of the magnetic ignition interrupter when the interrupter d is switched on. The ignition coil is fed by a battery <I> i </I>. 7c is a switch for switching the battery ignition off and on. The engine cylinders are equipped with two sets of candles <I> m </I> and n. One set of candles is from the magneto and the other set of candles from the ignition coil via distributor o respectively. p fed.
The ignition device according to the invention is mainly applicable to aircraft engines in which no gradual adjustment of the ignition point is required between idling and full load, but rather only full advance or retarded ignition is generally given.
In the exemplary embodiment illustrated in the drawing, the following conditions exist: When the engine is idling and when the engine is started, i.e. when the throttle valve is closed, the interrupter d is switched on and, at the same time, the earth connection of the interrupter <I> lt. </I> is interrupted . This means that the magneto is ineffective and the battery igniter is set to retarded ignition. Since the battery igniter emits very powerful sparks at low speeds, whereas the magneto only gives relatively weak sparks, it is irrelevant to do without the help of the magneto at low speeds.
The magneto is only switched on at full load if the driver advances the battery ignition by switching off interrupter d. When operating under load, both detonators are then effective.
By eliminating the drive adjuster of the magneto, a considerable weight saving and simplification of the ignition system and at the same time an increase in operational reliability is achieved.
In aircraft engines, the switch e can be connected to the throttle valve linkage r of the engine in such a way that the magneto is switched on when the valve is opened and the battery igniter is set to pre-ignition.