FR2754310A1 - Groupe motopropulseur pour avion et son procede de commande - Google Patents
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Abstract
Groupe motopropulseur pour avion comportant un moteur (1) à combustion interne multicylindre dont le vilebrequin entraîne une hélice à pas variable (5), des moyens de régulation du régime moteur et un levier de puissance commun (4) pilotant le fonctionnement du moteur et des moyens de régulation, caractérisé en ce que ledit moteur est un moteur à allumage par compression (1) coopérant avec un système électronique de contrôle (3) commandant le dosage du carburant injecté.
Description
GROUPE MOTOPROPULSEUR POUR AVION ET SON
PROCEDE DE COMMANDE
La présente invention concerne un groupe motopropulseur pour avion. La présente invention concerne plus particulièrement un groupe motopropulseur comprenant un moteur à combustion interne multicylindre à allumage par compression dont le vilebrequin entrai ne directement ou par l'intermédiaire de moyens de transmission, une hélice à pas variable. Le présente invention englobe également un procédé de commande du groupe motopropulseur ainsi défini.
PROCEDE DE COMMANDE
La présente invention concerne un groupe motopropulseur pour avion. La présente invention concerne plus particulièrement un groupe motopropulseur comprenant un moteur à combustion interne multicylindre à allumage par compression dont le vilebrequin entrai ne directement ou par l'intermédiaire de moyens de transmission, une hélice à pas variable. Le présente invention englobe également un procédé de commande du groupe motopropulseur ainsi défini.
Classiquement les groupes motopropulseurs d'avions et plus particulièrement d'avions de tourisme comportent un moteur à combustion interne multicylindre à injection à allumage commandé présentant un volet de réglage disposé dans la tubulure d'aspiration qui est actionné par l'intermédiaire d'un levier de puissance. Un autre levier permet de régler la quantité de carburant injectée et donc la richesse du mélange carburé alimentant les chambres de combustion, de façon à tenir compte des variations de concentration en oxygène de l'air avec l'altitude.
Tout aussi classiquement, les groupes motopropulseurs d'avions et plus particulièrement d'avions de tourisme comportent une hélice à pas variable entraînée par le vilebrequin du moteur, cette hélice étant équipée d'un régulateur centrifuge qui règle l'angle de calage des pales de l'hélice et par conséquent la charge du moteur de telle sorte que l'on peut maintenir la vitesse de rotation de ce dernier constante. Ce régulateur est commandé par un levier spécifique qui permet de modifier la consigne de vitesse de rotation du moteur.
Cette architecture classique des groupes motopropulseurs d'avions, requérant trois leviers de réglage pour commander le moteur à combustion interne et l'hélice à pas variable, présente de nombreux inconvénients. Sa mise en oeuvre industrielle est complexe et chère à réaliser. Son pilotage est délicat notamment pour les pilotes peu expérimentés et il n'est pas facile d'optimiser le rendement du moteur c'est-à-dire de produire la poussée nécessaire avec une consommation de carburant aussi réduite que possible.
Pour remédier à ces inconvénients, il a été développé un groupe motopropulseur d'un type nouveau décrit dans le document nO EP-A-322.343 qui comprend un seul levier de réglage disposé dans la console de pilotage et qui commande à la fois le moteur et le régulateur de pas d'hélice. La position du levier est transformée en un signal électrique par l'intermédiaire d'un potentiomètre de recopie et transmis à deux boîtiers électroniques distincts, un boîtier électronique de contrôle du moteur (EEC ou "electronic engine control") et un boîtier électronique de contrôle du régime (SPC ou "speed and phase control") pilotant le régulateur de pas d'hélice (PCU ou "pitch control unit").
Cette nouvelle architecture simplifie le pilotage de l'avion et améliore sensiblement le rendement global du groupe motopropulseur gracie à l'emploi de calculateurs électroniques mais elle demeure encore relativement complexe et chère à fabriquer.
L'objet de la présente invention consiste donc à développer un groupe motopropulseur qui soit tout à la fois facile à piloter, de rendement performant et de réalisation simple et économique.
Le groupe motopropulseur pour avion selon l'invention est du type comportant un moteur à combustion interne multicylindre dont le vilebrequin entraîne une hélice à pas variable, des moyens de régulation du régime moteur et un levier de puissance commun pilotant le fonctionnement du moteur et des moyens de régulation.
Selon l'invention, le groupe motopropulseur est caractérisé en ce que le moteur est un moteur à allumage par compression coopérant avec un système électronique de contrôle commandant le dosage du carburant injecté.
Selon une autre caractéristique du groupe motopropulseur objet de l'invention, les moyens de régulation du régime moteur intègrent le système électronique de contrôle qui est adapté pour réguler le régime de rotation du moteur en commandant en conséquence le dosage du carburant injecté.
Selon une autre caractéristique du groupe motopropulseur objet de l'invention, le moteur à allumage par compression étant muni d'une pompe d'injection en ligne, le système électronique de contrôle commande la position de la tige de réglage de la pompe et par l'intermédiaire d'un premier circuit de régulation du régime de rotation du moteur, le fonctionnement d'un actionneur agissant sur la tige de réglage de la pompe servant à ajuster le débit de carburant refoulé.
Selon une autre caractéristique du groupe motopropulseur objet de l'invention, les moyens de régulation du régime moteur comprennent des moyens de réglage du pas d'hélice.
Selon une autre caractéristique du groupe motopropulseur objet de l'invention, l'hélice à pas variable étant à commande hydraulique, les moyens de réglage du pas d'hélice comportent une électrovanne pilotée permettant d'ajuster la quantité d'huile au moyeu de l'hélice, cette électrovanne étant pilotée par le système électronique de contrôle par l'intermédiaire d'un second circuit de régulation du régime de rotation du moteur.
Selon une autre caractéristique du groupe motopropulseur objet de l'invention, pour réguler le régime de rotation du moteur le système électronique de contrôle agit sélectivement sur le dosage du carburant injecté ou sur le pas de l'hélice par l'intermédiaire respectivement des premier et second circuits de régulation du régime de rotation du moteur, à partir des informations fournies par un premier capteur de position du levier de puissance, un deuxième capteur de position de la tige de réglage de la pompe d'injection et un troisième capteur de position angulaire permettant de déterminer le régime moteur.
Selon une autre caractéristique du groupe motopropulseur objet de l'invention, la position de la tige de réglage de la pompe à injection est commandée par le système électronique de contrôle en fonction de la position du levier de puissance et des conditions de vol de l'avion fournies notamment par des capteurs de mesure de la pression et de la température de l'air extérieur.
L'invention concerne également un procédé de commande d'un tel groupe motopropulseur. Ce procédé de commande est caractérisé en ce que le système électronique de contrôle opère la régulation du régime moteur en agissant sélectivement, selon les conditions de fonctionnement du moteur et de l'avion, sur le dosage du carburant injecté ou sur le pas de l'hélice.
Selon une autre caractéristique du procédé de commande du groupe motopropulseur objet de l'invention, le système de contrôle opère la régulation du régime de rotation moteur en agissant sur le dosage du carburant injecté du moteur en phase de fonctionnement ralenti ou lorsque la vitesse maximale du moteur est atteinte et en ce que dans tous les autres cas, le système de contrôle opère la régulation du régime de rotation du moteur en agissant sur le pas de l'hélice.
On comprendra mieux les buts, aspects et avantages de la présente invention, d'après la description donnée ci-après d'un mode de réalisation de l'invention, ce mode de réalisation étant donné à titre d'exemple non limitatif, en se référant notamment aux dessins annexés, dans lesquels
la figure 1 est une vue schématique du groupe motopropulseur objet de la présente invention
la figure 2 est un organigramme précisant un procédé de commande du groupe motopropulseur décrit à la figure 1.
la figure 1 est une vue schématique du groupe motopropulseur objet de la présente invention
la figure 2 est un organigramme précisant un procédé de commande du groupe motopropulseur décrit à la figure 1.
En se reportant sur la figure 1, on voit, présentée de façon simplifiée, la configuration d'un groupe motopropulseur d'avion et de son dispositif électronique de commande. Seules les parties constitutives nécessaires à la compréhension de l'invention ont été montrées.
Le groupe motopropulseur qui est représenté est destiné à entraîner un avion et plus notamment un avion de tourisme. Ce groupe motopropulseur comprend un moteur à combustion interne, repéré 1, qui entraîne une hélice 5 à pas variable directement ou par l'intermédiaire de moyens de transmission.
La modification du pas de l'hélice 5 est commandée de façon hydraulique. Un circuit d'alimentation 8 amène de l'huile sous pression, refoulée par la pompe à huile 7 du moteur, au moyeu de l'hélice 5. Une électrovanne 6 pilotée par le système électronique de contrôle 3 du groupe motopropulseur est disposée sur ce circuit 8, elle permet, en contrôlant la quantité d'huile envoyée au moyeu, de régler en conséquence le pas de l'hélice 5.
Le moteur multicylindre 1 est selon l'invention du type à allumage par compression. Ce moteur l est équipé d'un système classique d'injection de carburant, à savoir une pompe d'injection en ligne 2 équipée d'un dispositif de régulation électronique qui ajuste le débit d'injection selon une stratégie mini-maxi exposée ci-après.
Le régulateur électronique de la pompe d'injection est intégré au système électronique de contrôle 3 du groupe motopropulseur. Celui-ci commande donc avec asservissement de la position, un actionneur électromagnétique non figuré qui peut déplacer la tige de réglage de la pompe d'injection 2, laquelle tige de réglage détermine la quantité de carburant injectée en modifiant la course utile des pistons.
Ce système électronique de contrôle 3 comprend de façon connue en soi un microprocesseur (CPU), des mémoires vives (RAM), des mémoires mortes (ROM), ainsi que des convertisseurs analogiques-numériques (A/D), et différentes interfaces d'entrées et de sorties.
Le microprocesseur comporte des circuits électroniques et des logiciels appropriés pour traiter les signaux en provenance de capteurs adaptés non figurés fournissant des données sur les conditions de fonctionnement du moteur telles que le régime et la position de la tige de réglage, ainsi que sur les conditions de vol telles que la vitesse de l'avion, la pression de l'air extérieur et sa température, s'il est en phase de décollage, d'atterrissage, etc.
Le microprocesseur reçoit également l'indication sous forme de signal électrique de la position d'un levier de puissance 4 disposé dans l'habitacle de l'avion et servant à la commande du groupe motopropulseur, information qui est fournie par un potentiomètre de recopie non figuré solidaire du levier de puissance 4.
A partir de ces différentes informations, le microprocesseur du système électronique de contrôle met en oeuvre des opérations prédéfinies afin de générer des signaux de commande à destination notamment de l'actionneur électromagnétique déplaçant la tige de réglage de la pompe d'injection 2 et de l'électrovanne 6 commandant la quantité d'huile envoyée au moyeu de l'hélice 5.
En se reportant à la figure 2, on a détaillé un organigramme présentant un procédé de commande du groupe motopropulseur présenté cidessus et plus particulièrement la stratégie mise en oeuvre pour réguler le régime de rotation du moteur.
La régulation du régime de rotation du moteur opérée par le système électronique de contrôle 3, est effectuée par action soit sur le dosage du carburant injecté soit sur le pas de l'hélice.
Les critères de mise en oeuvre de l'une ou l'autre de ces régulations sont essentiellement la position du levier de puissance 4, PL, la position de la tige de réglage de la pompe d'injection, PP, et le régime de rotation du moteur, N.
Des tables prédéfinies stockées dans les mémoires du système électronique de contrôle 3, définissent en fonction des valeurs de ces trois critères, trois plages de régulations distinctes.
La première plage de régulation est la phase de fonctionnement du moteur au ralenti. La régulation du régime de rotation du moteur s'effectue alors uniquement par action sur la tige de réglage de la pompe d'injection 2, il n'y a donc aucune action sur le pas de l'hélice 5.
La régulation s'opère alors grâce à un premier circuit de régulation approprié, par exemple de type PI (proportionnelle-intégrale) ou
PID (proportionnelle-intégrale-dérivée). La position de la tige de réglage est comparée à la valeur de consigne déterminée en exploitant les cartographies mémorisées. La différence entre les deux valeurs ainsi que la différence entre le régime instantané et le régime de consigne constituent les signaux d'entrée du circuit de régulation qui détermine alors le courant d'excitation de l'aimant de positionnement de l'actionneur électromagnétique.
PID (proportionnelle-intégrale-dérivée). La position de la tige de réglage est comparée à la valeur de consigne déterminée en exploitant les cartographies mémorisées. La différence entre les deux valeurs ainsi que la différence entre le régime instantané et le régime de consigne constituent les signaux d'entrée du circuit de régulation qui détermine alors le courant d'excitation de l'aimant de positionnement de l'actionneur électromagnétique.
La reconnaissance de la phase de fonctionnement ralenti est définie par deux tests la position du levier de puissance 4 qui doit être au minimum (PL=0) et le régime de rotation moteur N qui doit être inférieur à un régime de consigne Nr prédéfini. Si la position du levier de puissance 4, est au minimum (PL=0) et que le régime de rotation moteur N est supérieur à la valeur de seuil Nr, le système électronique de contrôle 3 se limite à commander la position PP de la tige de réglage de la pompe d'injection 2 à sa valeur minimale.
Dès que le pilote actionne le levier de puissance 4, on quitte la phase de fonctionnemeet ralenti. Grâce à une cartographie préalablement stockée dans ses mémoires, le système électronique de contrôle 3 détermine à partir de la position PL du levier de puissance 4, la valeur de consigne du régime de rotation du moteur Nc et la position PP de la tige de réglage.
La position PP de la tige de réglage de la pompe d'injection est corrigée en permanence par le système électronique de contrôle 3 en utilisant les conditions de vol de l'avion et notamment les informations pression et température de l'air extérieur que lui adressent des capteurs appropriés.
Dans cette deuxième plage de fonctionnement, le régime de rotation du moteur est régulé directement par action sur le pas de l'hélice. Si le régime instantané N devient supérieur à Nc, on commande une augmentation appropriée du pas de l'hélice en agissant de façon correspondante sur l'électrovanne et si le régime instantané N devient inférieur à Nc, on commande une diminution appropriée du pas de l'hélice en agissant de façon correspondante sur l'électrovanne.
Le microprocesseur du système électronique de contrôle 3 présente donc un second circuit de régulation, par exemple de type PI (proportionnelle-intégrale)ou PID (proportionnelleintégrale-dérivée). La différence entre la valeur du régime instantanée N et le régime de consigne Nc constitue le signal d'entrée de ce second circuit de régulation qui détermine alors le courant d'excitation de l'électrovanne 6.
Il est à noter qu'en cas de déplacement du levier de puissance 4 d'un état "l" à un état "2", on opère alors le passage entre le couple de paramètres de commande PPl et Ncl au couple PP2,
Nc2, de la façon suivante
- passage de la tige de réglage de la pompe d'injection 2 de Ppl à PP2
- le régime évolue de la valeur Ncl à une valeur intermédiaire N
- le système électronique de contrôle 3 commande alors l'électrovanne 6 pour amener le régime de la valeur N à la valeur Nc2, uniquement par ajustement du pas de l'hélice.
Nc2, de la façon suivante
- passage de la tige de réglage de la pompe d'injection 2 de Ppl à PP2
- le régime évolue de la valeur Ncl à une valeur intermédiaire N
- le système électronique de contrôle 3 commande alors l'électrovanne 6 pour amener le régime de la valeur N à la valeur Nc2, uniquement par ajustement du pas de l'hélice.
La troisième plage de régulation est définie par un éventuel dépassement du régime maximum Nmax de rotation autorisé pour le moteur considéré. Dans ce cas, on opère la régulation du régime à la valeur Nmax uniquement par action sur la position PP de la tige de réglage de la pompe d'injection 2 en utilisant le premier circuit de régulation, et il n'y a alors aucune action sur le pas d'hélice.
Ainsi, conformément au mode de réalisation décrit, la régulation de régime de rotation du moteur est partagée entre la commande du dosage du carburant injecté et celle du pas de l'hélice tout en n'utilisant qu'un seul système électronique de contrôle 3. Celui-ci intègre donc deux circuits de régulation distincts qui sont sélectivement activés suivant les conditions de fonctionnement du moteur et dé l'avion.
Le premier circuit de régulation commande la pompe d'injection, il ' est dans l'exemple illustré du type mini-maxi puisqu'il n'intervient qu'au ralenti et lorsque la vitesse maximale du moteur est atteinte, un tel régulateur présente l'avantage d'être extrêmement simple et robuste.
Le second circuit de régulation commande le pas de l'hélice. Cette régulation est uniquement réalisée par pilotage de l'électrovanne 6 disposée sur le circuit 8 d'alimentation en huile sous pression du moyeu de d'hélice. Une telle disposition supprime les régulateurs centrifuges connus qui sont des pièces lourdes et coûteuses. De plus, le système de contrôle 3 opérant la régulation du pas d'hélice directement à partir de la valeur du régime de rotation du moteur, il n'est donc pas nécessaire d'avoir un système de recopie du pas d'hélice.
Le regroupement des deux circuits de régulation dans le même système électronique de contrôle 3 permet une diminution substantielle du coût de fabrication en simplifiant la réalisation de l'étage de commande du groupe motopropulseur par la réduction du nombre de composants électroniques, de capteurs et de connexions.
La combinaison des deux circuits de régulation dans le système électronique de contrôle 3 permet aussi d'améliorer le rendement du moteur.
La Demanderesse a en effet montré que, suivant les conditions de fonctionnement du moteur et de l'avion, les meilleurs réglages possibles, tels du moins qu'ils ont pu être déterminés par des mesures appropriées aux bancs d'essai et ensuite cartographiés dans les mémoires du système électronique de contrôle 3, impliquent la régulation du régime de rotation du moteur à travers la commande tantôt du pas de l'hélice et tantôt du dosage du carburant injecté.
Le recours à un moteur à allumage par compression ou diesel permet indépendamment des performances propres d'un tel moteur, notamment en terme de consommation de carburant, de réaliser très simplement cette synergie entre la régulation du régime de rotation obtenue par la commande du pas de l'hélice et celle obtenue par la commande du dosage du carburant injecté et ce, grâce notamment à la très grande simplicité des dispositifs électroniques de régulation du dosage en carburant équipant actuellement les pompes d'injection.
Bien entendu, l'invention n'est nullement limitée au mode de réalisation décrit et illustré qui n'a été donné qu'à titre d'exemple.
Au contraire, l'invention comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci sont effectuées suivant son esprit.
Ainsi, il est possible d'utiliser un moteur à allumage par compression du type "common rail" par lequel de façon similaire aux moteurs à allumage commandé, la quantité de carburant injecté est déterminée directement par le temps d'ouverture d'un électro-injecteur, temps d'injection commandé par un calculateur d'injection. Ce calculateur d'injection serait alors totalement intégré au système électronique de contrôle 3.
Ainsi, il est possible d'utiliser une stratégie de régulation du régime de rotation du moteur à travers le seul dosage du carburant injecté qui soit sensiblement plus complexe que la régulation mini-maxi décrite et donc d'introduire de nouvelles plages dans lesquelles la régulation du régime de rotation du moteur soit opérée par la seule commande du dosage du carburant injecté.
Claims (9)
- [1] Groupe motopropulseur pour avion comportant un moteur (1) à combustion interne multicylindre dont le vilebrequin entraîne une hélice à pas variable (5), des moyens de régulation du régime moteur et un levier de puissance commun (4) pilotant le fonctionnement du moteur et des moyens de régulation, caractérisé en ce que ledit moteur est un moteur à allumage par compression (1) coopérant avec un système électronique de contrôle (3) commandant le dosage du carburant injecté.
- [2] Groupe motopropulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de régulation du régime moteur intègrent ledit système électronique de contrôle (3) qui est adapté pour réguler le régime de rotation du moteur en commandant en conséquence le dosage du carburant injecté.
- [3) Groupe motopropulseur selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit moteur à allumage par compression (1) est muni d'une pompe d'injection en ligne (2) et en ce que ledit système électronique de contrôle (3) commande la position de la tige de réglage de la pompe d'injection (2) servant à ajuster le débit de carburant refoulé et, par l'intermédiaire d'un premier circuit de régulation du régime de rotation du moteur, le fonctionnement d'un actionneur agissant sur ladite tige de réglage de la pompe d'injection (2).
- [4] Groupe motopropulseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de régulation du régime moteur comprennent des moyens de réglage du pas de l'hélice (5).
- [5) Groupe motopropulseur selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite hélice à pas variable (5) est à commande hydraulique et en ce que lesdits moyens de réglage du pas d'hélice comportent une électrovanne (6) pilotée permettant d'ajuster la quantité d'huile au moyeu de l'hélice, ladite électrovanne (6) étant pilotée par ledit système électronique de contrôle (3) par l'intermédiaire d'un second circuit de régulation du régime de rotation du moteur.
- [6] Groupe motopropulseur selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit système électronique de contrôle (3) coopère avec un premier capteur de position du levier de puissance (4), un deuxième capteur de position de la tige de réglage de la pompe d'injection (2) et un troisième capteur du régime moteur et en ce qu'à partir des informations fournies par ces trois capteurs ledit système électronique de contrôle (3) agit sélectivement sur le dosage du carburant injecté ou sur le pas de l'hélice (5) par l'intermédiaire respectivement des premier et second circuits de régulation du régime de rotation du moteur.
- [7] Groupe motopropulseur selon la revendication 6, caractérisé en ce que la position de la tige de réglage de la pompe à injection (2) est commandée par le système électronique de contrôle (3) en fonction de la position du levier de puissance (4) et des conditions de vol de l'avion fournies notamment par des capteurs de mesure de la pression et de la température de l'air extérieur.
- [8] Procédé de commande d'un groupe motopropulseur selon l'une quelconque des revendications 4 à 7, caractérisé en ce que ledit système électronique de contrôle (3) opère la régulation du régime moteur en agissant sélectivement, selon les conditions de fonctionnement du moteur (1) et de l'avion, sur le dosage du carburant injecté ou sur le pas de l'hélice (5).
- [9] Procédé de commande d'un groupe motopropulseur selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit système de contrôle (3) opère la régulation du régime de rotation moteur en agissant sur le dosage du carburant injecté du moteur en phase de fonctionnement ralenti ou lorsque la vitesse maximale du moteur est atteinte et en ce que le système de contrôle opère la régulation du régime de rotation dans tous les autres cas, en agissant sur le pas de l'hélice (5).
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Publications (2)
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2010043431A1 (fr) * | 2008-10-16 | 2010-04-22 | Thielert Aircraft Engines Gmbh Vertr. D. D. Insolvenzverwalter Dr. Bruno M. Kübler | Procédé pour faire fonctionner un moteur d'avion à auto-compression |
| CN113217207A (zh) * | 2021-06-02 | 2021-08-06 | 哈尔滨工程大学 | 一种调距桨柴油主机断缸控制方法 |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7011498B2 (en) | 1998-04-03 | 2006-03-14 | Athena Technologies, Inc. | Optimization method for power generation systems |
| US9506405B2 (en) | 1998-04-03 | 2016-11-29 | Rockwell Collins Control Technologies, Inc. | Apparatus and method for controlling power generation system |
| US6171055B1 (en) * | 1998-04-03 | 2001-01-09 | Aurora Flight Sciences Corporation | Single lever power controller for manned and unmanned aircraft |
| US6748744B2 (en) * | 2001-11-21 | 2004-06-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and apparatus for the engine control of output shaft speed |
| FR2916421B1 (fr) * | 2007-05-22 | 2010-04-23 | Eurocopter France | Systeme de commande d'un giravion. |
| DE102008054589B3 (de) * | 2008-12-12 | 2010-08-19 | Thielert Aircraft Engines Gmbh | Motorsteuerungssystem für einen Flugdieselmotor |
| US9821901B2 (en) * | 2013-11-21 | 2017-11-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for electronic propeller blade angle position feedback |
| US9457891B2 (en) | 2014-11-24 | 2016-10-04 | Harlow Aerostructures Llc | Single lever power control |
| US10486827B2 (en) | 2016-08-17 | 2019-11-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus and methods for aircraft propeller control |
| US10435140B2 (en) | 2016-08-17 | 2019-10-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for electronic propeller blade angle position feedback with angled pairs of teeth |
| US10059432B1 (en) | 2017-02-22 | 2018-08-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Single lever control in twin turbopropeller aircraft |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB482596A (en) * | 1936-10-05 | 1938-04-01 | Aero Engines Ltd | Improvements in or relating to control systems for supercharged aero and like engines |
| US2901885A (en) * | 1941-12-15 | 1959-09-01 | Reggio Ferdinando Carlo | Power plant speed and temperature control |
| US4449370A (en) * | 1980-06-06 | 1984-05-22 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Diesel engine catalytic combustor system |
| FR2541723A1 (fr) * | 1983-02-25 | 1984-08-31 | Porsche Ag | Groupe motopropulseur pour un avion |
| FR2576975A1 (fr) * | 1985-02-06 | 1986-08-08 | Porsche Ag | Dispositif de reglage pour groupe moto-propulseur d'avion |
| EP0322343A2 (fr) * | 1987-12-22 | 1989-06-28 | United Technologies Corporation | Dispositif pour le contrôle de la phase des hélices |
| US5083544A (en) * | 1989-09-07 | 1992-01-28 | Mario Brighigna | compression-ignition engine, in particular for light aircraft |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4958289A (en) * | 1988-12-14 | 1990-09-18 | General Electric Company | Aircraft propeller speed control |
| DE69025738T2 (de) * | 1989-12-30 | 1996-11-14 | Toyota Motor Co Ltd | Blattverstellsteuerung für Propeller mit veränderbarer Steigung |
| US5315819A (en) * | 1991-09-17 | 1994-05-31 | Allied-Signal Inc. | Power management system for turbine engines |
| JPH0610686A (ja) * | 1992-06-24 | 1994-01-18 | Toyota Motor Corp | 内燃機関の出力制御装置 |
| JP3211624B2 (ja) * | 1995-05-30 | 2001-09-25 | トヨタ自動車株式会社 | 航空機用推進機関の制御装置 |
-
1996
- 1996-10-04 FR FR9612110A patent/FR2754310B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-10-03 US US08/943,521 patent/US6004098A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB482596A (en) * | 1936-10-05 | 1938-04-01 | Aero Engines Ltd | Improvements in or relating to control systems for supercharged aero and like engines |
| US2901885A (en) * | 1941-12-15 | 1959-09-01 | Reggio Ferdinando Carlo | Power plant speed and temperature control |
| US4449370A (en) * | 1980-06-06 | 1984-05-22 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Diesel engine catalytic combustor system |
| FR2541723A1 (fr) * | 1983-02-25 | 1984-08-31 | Porsche Ag | Groupe motopropulseur pour un avion |
| FR2576975A1 (fr) * | 1985-02-06 | 1986-08-08 | Porsche Ag | Dispositif de reglage pour groupe moto-propulseur d'avion |
| EP0322343A2 (fr) * | 1987-12-22 | 1989-06-28 | United Technologies Corporation | Dispositif pour le contrôle de la phase des hélices |
| US5083544A (en) * | 1989-09-07 | 1992-01-28 | Mario Brighigna | compression-ignition engine, in particular for light aircraft |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| H. DORSCH ET AL.: "Der Porsche-Flugmotor PFM 3200", M.T.Z. MOTORTECHNISCHE ZEITSCHRIFT, vol. 46, no. 7/8, July 1985 (1985-07-01) - August 1985 (1985-08-01), STUTGART, DEUTSCHLAND, pages 275 - 281, XP002033215 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2010043431A1 (fr) * | 2008-10-16 | 2010-04-22 | Thielert Aircraft Engines Gmbh Vertr. D. D. Insolvenzverwalter Dr. Bruno M. Kübler | Procédé pour faire fonctionner un moteur d'avion à auto-compression |
| CN113217207A (zh) * | 2021-06-02 | 2021-08-06 | 哈尔滨工程大学 | 一种调距桨柴油主机断缸控制方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6004098A (en) | 1999-12-21 |
| FR2754310B1 (fr) | 1998-11-13 |
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