JP4531754B2

JP4531754B2 - 分割励振器システム

Info

Publication number: JP4531754B2
Application number: JP2006518769A
Authority: JP
Inventors: ケンピンスキ，スティーブ・ジョン
Original assignee: Champion Aerospace LLC
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Priority date: 2003-07-09
Filing date: 2004-07-01
Publication date: 2010-08-25
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Description

技術分野
この発明は一般に、スパーク点火回路に関し、より特定的には、ジェット機のエンジンのために使用される励振器回路に関する。

発明の背景
励振器回路はジェット機および他の用途において使用されて、エンジン内の燃焼を開始および／または維持するためにジェットエンジンの燃焼室においてスパークを作り出す点火器に高電圧のスパークエネルギーを供給する。従来のジェット機の励振器回路は当該技術分野において周知であり、スパークを作り出すのに必要な高電圧出力を発生させるために低電圧の電源を利用するように典型的には設計される。多くの直接的なフライバック、容量性放電、および混成点火回路が長年にわたって提案されてきた。これらのシステムは典型的に、スパークを生成するのに必要な高電圧および高電流を伝えることができる高エネルギーケーブルまたは点火線を介して点火器に接続される励振器回路を含む。励振器回路は、これらの高エネルギーケーブルを長距離にわたり配線する必要性を回避するために、点火器の近くに位置することが多い。

励振器回路自体は、上述のように、さまざまな回路設計を使用して実現され得る。たとえば、励振器は、充電回路、およびスパークを作り出す際に使用するための、充電回路からのエネルギーを貯蔵する出力放電回路を含んでもよい。充電回路は通常、放電回路に位置する、たとえばキャパシタなどのエネルギー貯蔵装置に高電圧パルスを与えるための、たとえばフライバック変圧器などの誘導装置を含む。放電回路は、さらに、エネルギー貯蔵装置と点火器プラグとの間に直列に位置する、たとえばスパークギャップまたはＳＣＲなどのスイッチング装置を含むことができ、その結果、エネルギー貯蔵装置および点火器プラグはスイッチング装置によって互いから隔離される。スイッチング装置が閉じられるとき、スイッチング装置はショートとして機能し、貯蔵されたエネルギーは点火器プラグで放電され、その結果スパークを作り出す。

励振器回路は、航空機の適用例において使用されるとき、電磁干渉（ＥＭＩ）および避雷に関してある一定の性能要件を満たさなければならない。これらの要件を満たすために、励振器回路は典型的に、避雷およびＥＭＩからの隔離をもたらす保護筐体内に収納される。励振器回路が通常は、たとえば航空機の主翼の外側など、航空機エンジンに位置するので、これらの保護装置または特徴は、航空機内の他の場所に位置する他の電気回路を遮蔽および保護するために既に使用されている同様の装置とは別個のものであり、同様の装置から独立している。さらに、対象の高エネルギーケーブルが６００アンプから２０００アンプの電流を伝え得るので、ケーブルからのＥＭＩ放射に対処する遮蔽要件はかなり広範囲なものになる可能性があり、その結果システムのコストを増大させる。

発明の概要
この発明に従って、低エネルギー電気ケーブルを介して互いに接続される、低エネルギー充電回路と高エネルギー放電回路とに分割される励振器システムが提供される。充電回路はその入力で受取られる動作電力を利用して、その出力から高電圧低電流充電信号を供給する。高エネルギー放電回路は概してエネルギー貯蔵装置を利用して、充電信号から受
取られるエネルギーを貯蔵し、スイッチング装置を利用して、貯蔵されたエネルギーを点火器に供給する。この態様で励振器を分割することによって、放電回路は点火器の近くに位置することができ、充電回路は離れてより保護された環境に位置することができる。さらに、ケーブルを介して低電流充電を使用することによって、たとえば比較的低コストの同軸ケーブルを含むいくつかの異なるタイプの遮蔽ケーブルまたは非遮蔽ケーブルをいずれも使用することが可能になり、所望であれば、充電および放電回路が遠く離れて位置することが可能になる。これにより、たとえば充電回路が航空機の胴体に位置し、航空機エンジンが航空機の主翼に取付けられるか、尾翼に取付けられるか、または他の場所に取付けられるかにかかわらず、放電回路が航空機エンジンに位置するなどの、さまざまな異なる物理的な設計の構成を使用することが可能になる。

この発明の別の局面に従って、充電回路、放電回路、この２つの回路を相互接続するケーブル、および少なくとも放電回路の一部のためのハウジングを有する励振器システムが提供される。ハウジングは第１および第２の開口を有し、ケーブルは第１の開口を介して放電回路に充電信号を与え、コネクタは第２の開口に配置される。点火器はコネクタに直接装着される。これは、点火器に位置する放電回路と、離れて位置する充電回路とに励振器回路が分割されることを可能にする。

この発明の別の局面に従って、上記に要約された分割励振器システムの一部として使用され得る放電回路装置が提供される。放電回路装置は、底壁、底壁と一体になった少なくとも１つの側壁、および開口端を有する金属缶からなるハウジングを含む。ハウジングは、さらに、缶の開口端を覆う蓋を含む。放電回路はハウジング内に位置し、ハウジングにおける第１の開口を介して動作電力を受取るための入力、およびハウジングにおける第２の開口を介して点火パルスを与えるための出力を含む。コネクタは第２の開口に配置され、放電回路の出力に接続される。

この発明のさらに別の局面に従って、収納される放電回路を組立てる方法が提供される。この方法は、底壁、底壁と一体になった少なくとも１つの側壁、および開口端を含む、上述の金属缶などの金属缶を設けるステップと、開口端上にはまる蓋を設けるステップと、コネクタを蓋にある開口の中に装着するステップと、放電回路を蓋の内側表面上に取付けるステップと、放電回路をコネクタに電気的に接続するステップと、放電回路が底壁と蓋との間で缶に封入されて、蓋を缶の開口端上に取付けるステップとを含む。このように、放電回路は最初に蓋に組立てられ、次いで、蓋が缶の開口端上に装着されると、缶の中に配置されることができる。好ましくは、放電回路は次いで缶内でポッティングされる。

この発明の好ましい例示的な実施例は添付の図面に関連して以下に記載され、そこでは同様の符号が同様の要素を表す。

好ましい実施例の詳細な説明
図１および図２を参照して、この発明に従って、航空機エンジン２２のうちの１つの内部で燃焼を開始および維持するためにジェット機２０で利用され得るように構築される分割励振器システム１０が示される。励振器１０は、高エネルギー放電回路１４に接続され、高エネルギー放電回路１４から離れて位置する低エネルギー充電回路１２を含む。概して、充電回路１２は、航空機電源バスまたは他の好適な電源からの動作電力を使用して、低電流電気ケーブル１６を介して放電回路１４に与えられる高電圧低電流充電信号を作り出す。放電回路はこの信号を受取り、たとえばキャパシタなどのエネルギー貯蔵装置を使用して、その関連するエネルギーを貯蔵する。スイッチング装置がエネルギー貯蔵装置を点火器に接続するまでエネルギーは蓄積し、スイッチング装置がエネルギー貯蔵装置を点火器に接続した時点で、貯蔵されたエネルギーは点火器を通って流れ、その結果スパーク
を作り出す。

励振器１０を低エネルギー充電回路１２と高エネルギー放電回路１４とに分割し、その２つの回路を低電流ケーブル１６を介して接続することによって、２つの回路を相互接続する高価な高電流容量性ケーブル配線を使用することなく、２つの回路は航空機２０上で比較的長い距離にわたって離れて間隔を置かれることができる。図２に示されるように、これにより放電回路がエンジン２２に位置することが可能になり、能動構成要素を有する充電回路は、動作に衝撃を与え得るであろう落雷および他の外部条件から保護される、遮蔽ハウジング１８の中の他の回路とともに、胴体２４の中に位置することが可能である。充電回路のより影響を受けやすい構成要素が、他の電子機器４０および４２のために既に航空機上に設けられている既存の保護筐体１８の中に位置し得るので、この回路トポロジーは、エンジン２２において励振器を別々に遮蔽する必要性を無くすことによって、さらに、航空機の主翼２６の外側に位置する点火回路電子機器の量およびしたがって重量を低減することによって、点火励振器システムの総コストを減少させることができる。示されるように、所望であれば、充電回路１２は、ケーブル１６’を介して接続される別の放電回路１４’と関連して使用される１つ以上の他の充電回路１２’とともに収納されることができる。この第２の励振器は、同一のエンジンまたは、示されるように、航空機上の別のエンジンとともに使用され得る。さらに、他の電子機器４０、４２のうちのいくつかまたはすべては、エンジン制御全体の一部であり得る。たとえば、ＥＣＵ４０はＦＡＤＥＣシステムの一部であり得る。

低エネルギー充電回路１２は放電回路に高電圧低電流ＤＣ信号を与え、入力３０、チャージポンプ３２、および整流出力３４を概して含む。入力は、たとえば標準的な航空機電源バス３６などの電源に結合される。従来型のフライバック変圧器または他の好適な高電圧低電流電源を含んでもよいチャージポンプは、入力３０において動作電力を受取る。チャージポンプ１２はその動作電力を利用して、２０００−３０００Ｖの範囲の電圧および１アンプに満たないアンペア数、より好ましくは、１００ｍＡに満たないアンペア数を典型的に有する、高電圧低電流ＤＣ電気信号を発生させる。これらの電気的特性を有する出力を与えるさまざまな回路の設計は、当業者に公知である。たとえば、周知であるように、フライバック変圧器回路は変圧器の一次巻線を介する電流の流れを使用して動作して、磁場が急速に崩壊するように周期的に突然停止される磁場を作り出し、その結果、変圧器の二次巻線において高電圧パルスを誘導する。この二次出力は、１つ以上の整流ダイオード（図示せず）を介して出力３４に接続され得る。当業者に認識されるように、低エネルギー充電回路１２は、たとえばフィルタ、電流制限装置、および電圧制限装置などの任意の数の追加の電気的構成要素を含んでもよく、多くの特定の回路設計のうちの１つを想定し得る。

低電流電気ケーブル１６は、好ましくは、上記の電圧および電流負荷を伝えることができる同軸ケーブルである。しかしながら、ケーブル１６は代替的には、チャージポンプ３２によって供給される高電圧充電電流を送るのに好適な、任意のタイプの導電体からなるものであり得るだろう。航空機２０の特定の構成、特にエンジン２２の位置に応じて、電気ケーブル１６は任意の数の航空機部分および組立品を通って延びることが可能であろう。たとえば、充電回路１２が胴体内に位置し、エンジンが主翼に接して取付けられる場合、図２に示されるように、ケーブル１６は胴体から遠隔のエンジンの位置まで主翼の内部通路内に延びることが可能であろう。この点で、充電および放電回路に関して本明細書に使用されるように、「離れた」および「離れて」という用語は、いずれの必要な最小距離を指すものでもなく、２つの回路が航空機の異なる部分に位置しなければならないというものでもない。それらの用語はむしろ、充電回路が放電回路から十分に遠く離れて位置し、充電回路が放電回路と同様の温度条件、電磁条件、および／または他の環境条件のすべての影響を受けないことを意味する。したがって、充電回路は放電回路と異なる航空機の
部分に位置する必要がなく、たとえ充電回路が放電回路のほんの数フィート以内のところにあるとしても、放電回路から離れて位置しているように考えられることができる。

ケーブル１６は好ましくは、ＥＭＩの影響に対抗するために、いくつかの電磁遮蔽特徴を含む。同軸ケーブルの場合、ケーブル１６は中央導体、および図１に示されるように、所望の遮蔽をもたらすように両端において接地される編組外部導体を含む。しかしながら、ケーブル１６に必要な遮蔽の度合は、多くの従来型の励振器の高電圧ケーブルに必要な遮蔽の度合から減少される。なぜなら、ケーブル１６は低電流信号を送るのみであるからである。上述のように、放電パルスを点火器に伝えるためにケーブルを利用する従来型のシステムは６００−２０００アンプの範囲の電流を取扱う必要があり得るが、ケーブル１６はこの電流より３桁から４桁小さい電流を伝える。

高エネルギー放電回路１４はケーブル１６を介して充電信号を受取り、エネルギーを貯蔵して、その結果、貯蔵されたエネルギーがある一定の閾値を超えると、そのエネルギーは燃焼プロセスを開始させる点火器で放電される。図１に見られる高エネルギー放電回路は、入力５０、点火器５２、および充電回路１２において利用され得るいくつかの能動構成要素よりも、幅広く変化する環境条件に典型的には強いいくつかの受動電気的構成要素を概して含む。「受動」構成要素は、抵抗器、キャパシタ、インダクタ、フェライト、ダイオード、変圧器、およびコネクタなどのものを含む。それに対して、「能動」構成要素は、たとえばトランジスタおよびマルチトランジスタ回路などの、信号を増幅または切換えることのできる装置（集積回路、演算増幅器など）であり、専用の電源接続および接地接続を有する任意の他の装置を含む。

放電回路１４において利用される受動装置は、主に、エネルギー貯蔵装置５４、スイッチング装置５６、パルス伸張インダクタ５８、および抵抗器６０を含む。入力５０は電気ケーブル１６の端部およびエネルギー貯蔵装置の端子の両方に接続される。好ましい実施例では、エネルギー貯蔵装置は入力５０と接地との間に接続される０．２７μＦタンクキャパシタであるが、他のキャパシタおよび他のエネルギー貯蔵装置が使用され得るであろう。たとえばキャパシタンス、インダクタンスなどの、エネルギー貯蔵装置の個々の特性は、必要なまたは所望のスパークレートおよび他の性能要件に応じて変化し得る。スイッチング装置５６は、たとえば、示されるように、貯蔵キャパシタ５４と接地との間に、点火器５２と直列に接続されるスパークギャップであり得る。ふたたび、たとえばギャップをアーク放電するのに必要な電圧などの、スイッチング装置の個々の特性は、任意の特定の用途に必要であるように、または望ましいものであるように選択され得る。インダクタ５８は、スパークギャップ５６と点火器５２との間に直列に接続される。インダクタ５８は、点火器に与えられる点火パルスを伸張し、平滑化するパルス伸張インダクタである。最後に、抵抗器６０は、その他の態様では完全に接地から絶縁されるであろう、スパークギャップ５６の出力端部に接地基準を与える高付加価値抵抗器である。当業者に認識されるように、高エネルギー放電回路１４は単に例示的な実施例であり、たとえばフィルタ、電流制限装置、および電圧制限装置などの任意の数の追加の電気的構成要素を含んでもよく、いくつかの異なる回路設計のいずれかを想定することができる。

動作時において、低エネルギー充電回路１２は、電気ケーブル１６を介して低速の充電高電圧低電流ＤＣ充電信号を高エネルギー放電回路１４に与える。充電電流は、励振器回路が特定の用途に必要なスパークレートの要件を満たすように、キャパシタ５４が十分な速さで完全に充電できるだけの高さであればよい。充電回路は動作電力を受取り、低エネルギー電気ケーブルを介して放電回路の入力に送られる充電信号を作り出すためのチャージポンプなどを利用する。充電信号は低速の容量性充電を与え、対象のアンプ数が低いために、エネルギー損失およびＥＭＩを最小にする。充電信号から受取られるエネルギーは、そのエネルギーがスパークギャップ５６によって放電されるまで、ゆっくりとキャパシ
タで蓄積する。図１に見られ、上述された実施例では、この放電は、キャパシタに貯蔵されたエネルギーが典型的には３０００ｖの範囲のスパークギャップの閾値を超えるときに発生する。放電されたエネルギーは、高エネルギー点火パルスの形で、直列に接続されるインダクタ５８を通り抜け、その結果、インダクタは燃焼性能をより向上させるためにパルスを引伸ばし、平滑化する。引伸ばされた点火パルスは、次いで、スパークギャップ５６の電圧閾値よりも低いスパークギャップの電圧閾値を有する点火器５２で放電され、その結果、点火器の電極でスパークを作り出す。

図３−図４をここで参照して、概して円筒形のハウジング７０を利用する、高エネルギー放電回路１４のためのハウジングの構成が示される。図３は、完全に組立てられる前のハウジングを示し、その結果、放電回路の構成要素が目に見える。それに対して、図４は航空機エンジンにおいて点火器に接続する準備が整っている、組立てられたハウジングを示す。点火器５２以外の放電回路１４のすべての構成要素はハウジング７０内に収容されるが、点火器は放電回路が作用する負荷と考えられることができ、放電回路の一部であるように考えられる必要はないということが注目される。示されるように、ハウジング７０は、底壁、外周側壁、および放電回路１４の構成要素７４がそこを通って挿入される開口端を有する金属缶７８を含む。ハウジング７０は、さらに、金属缶７８の開口端上にはまって、その結果、底壁と蓋７６との間の缶の中に構成要素７４を封入する金属の蓋７６を含む。

電気ケーブル１６は、ハウジング７０の外周面にある開口７２を通ってハウジング７０に入る。以前に記載されたように、ケーブル１６は、ケーブルが放電回路１４の入力に高電圧低電流充電信号を与えるように、放電回路１４の入力に接続される。ケーブルは開口７２を通ってハウジング７０の中に通されることができ、開口において応力緩和を与えられることができる。代替的には、ケーブルの端部は、開口７２に配置される相補なコネクタと結合するコネクタ（両方図示せず）を与えられ得る。放電回路１４の出力は、金属の蓋７６にある開口８２に配置されるソケット８０を介して、点火器に点火パルスを与える。ソケット８０は、既にエンジン上に設置されているはずの点火器５２の端子端部上にハウジング７０が直接装着され得るように配置される。好適なソケットの構成は当業者に公知である。

遮蔽をもたらすために、ハウジング７０（金属缶および蓋の両方を含む）は、ケーブル１６および点火器５２によって使用される共通の接地に電気的に接続される。ハウジング７０および受動電気的構成要素７４の特定の構成は、図面に特に示されるものとは異なってもよい。たとえば、ハウジングは、外周面にある開口７２を通してケーブルを受取るのではなく、蓋７６または金属缶７８の底壁のどちらかにある開口を通して電気ケーブル１６を受取るように設計され得るであろう。さらに、ハウジング７０は、その全体の形状が立方体、円錐形、または任意の他の好適な形状であるように設計され得るであろう。さらに、点火器ソケット８０は金属缶７８の外周面または底壁のいずれかから突き出ることができる。しかしながら、ここで記載されるように、ソケット８０は、蓋の上に放電回路を組立て、その後に金属缶の中に設置することを可能にするように蓋７６に装着されることが有利である。

特に、収納される放電回路の組立は以下のとおりである。最初に、金属缶および蓋がそのそれぞれの開口７２および８２とともに製造される。次いで、ソケット８０が開口８２に装着される。放電回路が、次いで、蓋の内側表面上に取付けられ、ソケットに接続される。これは、１つ以上の導電体を介してコネクタへの好適な回路接続を単に作り、その接続に依存して構成要素を所定の位置に保持することを含む場合もあれば、回路接続から独立して蓋に構成要素７４を物理的に固定することを含む場合もある。次いで、同軸ケーブル１６が開口７２を通され、その開口において応力緩和をもたせて、ケーブルの中央導体
が入力５０に接続され、かつ外側導体が接地に接続される状態で放電回路に接続される。すべての回路が接続されると、構成要素を取囲み、保護し、絶縁する誘電ポッティング材料を使用して、構成要素は所定の位置に入れられる。蓋およびその構成要素は、次いで、構成要素が蓋と缶の底壁との間のハウジング内に位置するように、金属缶の開口端上に装着される。この装着は、溶接密閉が作られるように、蓋と缶をともに磁気的に溶接することによって達成されることができる。もちろん、当業者に公知の多くの他の装着技術も使用され得るであろう。ポッティング材料は、絶縁保護コーティング、または金属缶の内部空間の一部または全部を充填する、硬質の、硬化可能なポッティング材料であり得る。この点で、ポッティング（または少なくともポッティングの硬化）は、蓋が缶の上に最終的に取付けられる前または後で行われ得る。いずれかのアプローチで、ポッティングは構成要素をハウジング内に環境的に密閉するように働く。

代替的には、収納される放電回路は、上記に説明されたように、回路構成要素が最初に挿入され、缶内に電気的に接続され、その後に誘電ポッティング材料および蓋がそれぞれに加えられ、装着されるように、組立てられ得るであろう。いくつかの例では、蓋を完全に省略できることがわかった。この方法に従う組立は、以前に記載されたように、回路構成要素を缶内に挿入し、電気的に接続し、それに続いて、ポッティング材料を缶の開口端の上部まで加えることを含む。ポッティング材料の上部表面は、一旦硬化されると、一種の蓋の役割を果たすが、上部表面は缶の開口と同一平面上にあってもなくてもよい。もちろん、他の組立ステップが追加または省略されることが可能であるが、その場合にはそのような変更は当業者に明らかであろう。

認識されるように、分割された低エネルギー充電回路および高エネルギー放電回路を提供することによって、励振器回路は、放電回路が航空機の主翼の外側で航空機エンジンに位置することができ、充電回路がたとえ胴体の中であっても離れて位置することができて、雷およびＥＭＩを遮蔽する既存の特徴を利用し得る航空機の適用例において使用されることができる。さらに、分割放電回路は好ましくは、受動的な性質のみを有する電気的構成要素を含み、したがって、避雷および他の遮蔽特徴の必要性が低くなる。なぜなら、受動構成要素は能動構成要素よりも影響を受けにくいからである。さらに、低エネルギーＤＣ充電信号を充電回路から放電回路へ送ることによって、励振器システムは、その他の態様では高エネルギー電気信号の伝送に伴うであろうエネルギー損失およびＥＭＩを低減する。さらに、概して円筒形であるハウジングの構成が単純で、コンパクトで、耐久性があることにより、放電回路の構成要素は容易に保護され、航空機エンジンの近くに取付けられることができ、点火器ソケットは、放電回路および点火器を相互接続する高エネルギー点火ケーブルをいずれも必要とすることなく、放電回路が点火器に直接装着されることを可能にする。上述の特徴および利点は示される分割励振器システムの特質のいくつかに過ぎず、開示される励振器システムは比較的単純な構成を有し、経済的な製品および組立品であり、使用可能な寿命が長く、有用なものとなり得る。

したがって、この発明に従って、本明細書に記載される目的および利点を達成する分割励振器システムが提供されてきた。前述の記載はこの発明の好ましい例示的な実施例であり、この発明は示される特定の実施例に限定されないことがもちろん理解される。さまざまな変更および修正が当業者に明らかとなり、すべてのこのような変形および修正は特許請求の範囲内であるように意図される。

この発明の分割励振器システムの実施例の一般的な回路図である。図１の励振器システムを組入れるジェット機の概略図である。図１に示される収納される放電回路を部分的に組立てた図である。図３の完成した放電回路およびハウジングの斜視図である。

Claims

航空機エンジンとともに使用するための分割励振器システムであって、
入力および出力を有する低エネルギー充電回路を含み、前記充電回路は前記入力で受取られる動作電力を利用して、前記出力から高電圧低電流充電信号を供給するように動作可能であって、前記分割励振器システムは、さらに、
入力、点火器、および１以上の電気部品を含む高エネルギー放電回路を含み、前記放電回路の入力は前記充電信号を受取るように前記充電回路の出力に接続され、前記電気部品は前記充電信号から受取られる電気エネルギーを貯蔵するためのエネルギー貯蔵装置、および前記貯蔵されたエネルギーを前記点火器に供給するためのスイッチング装置を含み、前記分割励振器システムは、さらに、
前記充電回路の出力を前記放電回路の入力と接続する低エネルギー電気ケーブルを含む、分割励振器システム。
前記充電回路および放電回路は、胴体、主翼、および少なくとも１つのエンジンを有する航空機上で互いに離れて位置し、前記放電回路はエンジンに位置する、請求項１に記載の励振器システム。
前記低エネルギー充電回路は航空機の胴体内に位置し、前記低エネルギーケーブルは航空機の胴体から航空機の主翼のうちの１つに延びる、請求項２に記載の励振器システム。
他の電気回路とともに前記低エネルギー充電回路を遮蔽する１つ以上の保護装置をさらに含む、請求項１に記載の励振器システム。
前記低エネルギー充電回路はフライバック変圧器を含む、請求項１に記載の励振器システム。
前記充電回路は１アンプ以下の電流で前記ケーブルを介してＤＣ電圧を前記放電回路に供給する、請求項１に記載の励振器システム。
前記電流は１００ミリアンプ以下である、請求項６に記載の点火励振器システム。
前記エネルギー貯蔵装置はキャパシタである、請求項１に記載の励振器システム。
前記スイッチング装置はスパークギャップである、請求項１に記載の励振器システム。
前記高エネルギー放電回路は、さらに、パルス伸張インダクタを含む、請求項１に記載の励振器システム。
前記高エネルギー放電回路は、さらに、前記放電回路の少なくとも一部分に、接地基準を与える抵抗器を含む、請求項１に記載の励振器システム。
前記低エネルギー電気ケーブルは同軸ケーブルである、請求項１に記載の励振器システム。
前記放電回路内の前記電気部品のすべては受動素子である、請求項１に記載の励振器システム。
前記低エネルギー電気ケーブルに接続され、前記点火器に接続される出力コネクタを有するハウジングをさらに含み、前記放電回路の前記電気部品は前記ハウジング内に位置する、請求項１に記載の励振器システム。
前記電気部品は前記ハウジング内に密閉される、請求項１４に記載の励振器システム。
前記電気部品は前記ハウジング内でポッティングされる、請求項１５に記載の励振器システム。
前記出力コネクタは前記点火器に直接取付けられる、請求項１４に記載の励振器システム。
航空機エンジンとともに使用するための励振器システムであって、
出力を有し、前記出力で充電信号を供給するように動作可能な充電回路と、
第１および第２の開口を有し、コネクタが前記第２の開口に配置されるハウジングと、
放電回路とを含み、前記放電回路の少なくとも一部は、前記ハウジング内に収容され、前記放電回路は、
前記充電信号を受取るための入力と、
前記充電信号から受取られる電気エネルギーを貯蔵するための、前記ハウジング内に収容されるエネルギー貯蔵装置と、
前記コネクタに接続されるスイッチング装置と、
点火器とを含み、
前記エネルギー貯蔵装置および前記スイッチング装置は前記ハウジング内に密閉され、前記点火器は前記スイッチング装置に電気的に接続され、前記励振器システムは、さらに、
前記充電回路の出力、および前記ハウジングの前記第１の開口を介して前記放電回路の入力に接続される電気ケーブルを含み、前記充電回路および放電回路は互いに離れて位置する、励振器システム。
前記充電回路は高電圧低電流充電信号として前記充電信号を与えるように動作可能であって、前記電気ケーブルは高電圧低エネルギーケーブルである、請求項１８に記載の励振器システム。
前記充電回路は１００ミリアンプ以下の電流で前記ケーブルを介してＤＣ電圧を前記放電回路に供給する、請求項１９に記載の励振器システム。
前記充電および放電回路は、胴体、主翼、および少なくとも１つのエンジンを有する航空機上で互いに離れて位置し、前記充電回路は航空機の胴体内に位置し、前記放電回路はエンジンに位置し、前記ケーブルは航空機の胴体から航空機の主翼のうちの１つに延びる、請求項１８に記載の励振器システム。
他の電気回路とともに前記充電回路を遮蔽する１つ以上の保護装置をさらに含む、請求項１８に記載の励振器システム。
前記コネクタは前記点火器の端子端部上に接続されるソケットを含む、請求項１８に記載の励振器システム。
前記ハウジングは円筒形である、請求項１８に記載の励振器システム。
前記第１の開口は前記円筒形のハウジングの外周面上に位置し、前記第２の開口は前記ハウジングの端部表面上に位置する、請求項２４に記載の励振器システム。
前記ハウジングは前記放電回路の一部である１以上の電気部品を含み、前記電気部品のすべては受動素子である、請求項１８に記載の励振器システム。
航空機エンジンとともに使用するための励振器システムであって、
第１のハウジングと、
前記第１のハウジング内に位置し、１つ以上の能動素子、および前記ハウジングから充電信号を供給するための出力を有する充電回路と、
第２のハウジングと、
放電回路とを含み、前記放電回路の少なくとも一部は、前記第２のハウジング内に収容され、前記放電回路は、
前記充電信号を受取るための入力と、
前記充電信号から受取られる電気エネルギーを貯蔵するための、前記第２のハウジング内に収容されるエネルギー貯蔵装置と、
前記貯蔵されたエネルギーを供給するためのスイッチング装置と、
点火器とを含み、前記システムは、さらに、
前記充電信号を前記充電回路から前記放電回路へ伝えるように、前記第１および第２のハウジングの間に接続される電気ケーブルを含み、
前記第１のハウジングは前記１つ以上の能動素子の遮蔽をもたらし、前記第２のハウジングは、前記第１のハウジングから前記点火器までよりも前記点火器の近くに位置し、それによって、前記励振器システムは前記第１および第２のハウジングの間で分割される、励振器システム。
前記充電回路は高電圧低電流充電信号として前記充電信号を与えるように動作可能であって、前記電気ケーブルは高電圧低エネルギーケーブルである、請求項２７に記載の励振器システム。
前記充電回路は１００ミリアンプ以下の電流で前記ケーブルを介してＤＣ電圧を前記放電回路に供給する、請求項２８に記載の励振器システム。
前記充電および放電回路は、胴体、主翼、および少なくとも１つのエンジンを有する航空機上で互いに離れて位置し、前記充電回路は航空機の胴体内に位置し、前記放電回路はエンジンに位置し、前記ケーブルは航空機の胴体から航空機の主翼のうちの１つに延びる、請求項２７に記載の励振器システム。
他の電気回路とともに前記充電回路を遮蔽する１つ以上の保護装置をさらに含む、請求項２７に記載の励振器システム。
前記ハウジングにおける開口に配置されるコネクタをさらに含み、前記コネクタは前記点火器に直接取付けられる、請求項２７に記載の励振器システム。
前記エネルギー貯蔵装置および前記スイッチング装置は前記第２のハウジング内に密閉される、請求項２７に記載の励振器システム。
前記第２のハウジングは開口端を覆う金属の蓋を有する金属缶を含む、請求項３３に記載の励振器システム。
前記エネルギー貯蔵装置および前記スイッチング装置は前記缶内でポッティングされる、請求項３４に記載の励振器システム。
前記ハウジングは前記放電回路の一部である１以上の電気部品を含み、前記電気部品のすべては受動素子である、請求項２７に記載の励振器システム。