RU2641763C2 - Устройство зажигания для авиационного двигателя - Google Patents

Устройство зажигания для авиационного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2641763C2
RU2641763C2 RU2016107728A RU2016107728A RU2641763C2 RU 2641763 C2 RU2641763 C2 RU 2641763C2 RU 2016107728 A RU2016107728 A RU 2016107728A RU 2016107728 A RU2016107728 A RU 2016107728A RU 2641763 C2 RU2641763 C2 RU 2641763C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
circuit
channel
relay
candles
distribution means
Prior art date
Application number
RU2016107728A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016107728A (ru
Inventor
Николя БУРЖУА
Бенуа ГРЕНЬЕ
Николя ГИШЕМЕРР
Original Assignee
Турбомека
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2016107728A publication Critical patent/RU2016107728A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2641763C2 publication Critical patent/RU2641763C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02P—IGNITION, OTHER THAN COMPRESSION IGNITION, FOR INTERNAL-COMBUSTION ENGINES; TESTING OF IGNITION TIMING IN COMPRESSION-IGNITION ENGINES
    • F02P15/00—Electric spark ignition having characteristics not provided for in, or of interest apart from, groups F02P1/00 - F02P13/00 and combined with layout of ignition circuits
    • F02P15/001—Ignition installations adapted to specific engine types
    • F02P15/003—Layout of ignition circuits for gas turbine plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02P—IGNITION, OTHER THAN COMPRESSION IGNITION, FOR INTERNAL-COMBUSTION ENGINES; TESTING OF IGNITION TIMING IN COMPRESSION-IGNITION ENGINES
    • F02P15/00—Electric spark ignition having characteristics not provided for in, or of interest apart from, groups F02P1/00 - F02P13/00 and combined with layout of ignition circuits
    • F02P15/08—Electric spark ignition having characteristics not provided for in, or of interest apart from, groups F02P1/00 - F02P13/00 and combined with layout of ignition circuits having multiple-spark ignition, i.e. ignition occurring simultaneously at different places in one engine cylinder or in two or more separate engine cylinders
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/264—Ignition
    • F02C7/266—Electric
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02P—IGNITION, OTHER THAN COMPRESSION IGNITION, FOR INTERNAL-COMBUSTION ENGINES; TESTING OF IGNITION TIMING IN COMPRESSION-IGNITION ENGINES
    • F02P15/00—Electric spark ignition having characteristics not provided for in, or of interest apart from, groups F02P1/00 - F02P13/00 and combined with layout of ignition circuits
    • F02P15/02—Arrangements having two or more sparking plugs
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/40—Use of a multiplicity of similar components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/84—Redundancy

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
  • Spark Plugs (AREA)

Abstract

Изобретение относится к устройству зажигания двигателя. Устройство зажигания двигателя содержит по меньшей мере две свечи, источник питания, первый канал для питания первой свечи и второй канал для питания второй свечи, при этом упомянутые каналы соединены с источником питания через средства распределения питания, управляемые системой управления типа FADEC, при этом упомянутые средства распределения содержат первую цепь для поочередного питания упомянутого первого канала или упомянутого второго канала и вторую цепь для одновременного питания упомянутых первого и второго каналов, при этом устройство выполнено таким образом, чтобы использовать во время запуска либо первую цепь, либо вторую цепь. Изобретение позволяет повысить надежность запуска двигателя. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к устройству зажигания двигателя, в частности, предназначенному для питания свечей. В частности, устройство относится к высоковольтному генератору авиационной газовой турбины.
Во время запуска двигателей свечи получают питание электрическим током от источника электрической энергии для производства искры, воспламеняющей воздушно-топливную смесь в двигателе. Искру получают при помощи конденсатора, который производит высоковольтный электрический разряд между электродами. Как правило, все свечи получают питание от одного источника энергии, при этом источник энергии обеспечивает достаточно энергии для зажигания нескольких свечей одновременно. Для независимого питания каждой свечи их соединяют с источником энергии через канал питания, независимый от каналов питания других свечей.
Кроме того, устройство зажигания может управляться системой управления, которая направляет команды зажигания на одну или несколько свечей при помощи сигнала, проходящего через электрическую линию связи. В авиации высоковольтными генераторами управляют, например, электронные системы управления типа FADEC (от “Full Authority Digital Engine Control” на английском языке). Система FADEC представляет собой многоканальное вычислительное устройство, которое получает ограниченное количество информации от датчиков, контроллеров, устройств обеспечения полета и от пилота. Оно анализирует данные и направляет команды в устройства управления полетом в соответствии с процедурами, записанными в памяти системы FADEC.
С целью экономии и чтобы избегать износа свечей, предпочтительно при запуске используют только одну свечу, чередуя их использование при каждом запуске.
Например, в патенте US 7509812 описано устройство, содержащее генератор и систему управления, выполненную с возможностью управления зажиганием двух свечей одного двигателя. В частности, в патенте описан способ, позволяющий производить зажигание двигателя при помощи первой свечи, затем использовать вторую свечу для разгона двигателя до скорости вращения, достаточной, чтобы автономно поддерживать двигатель работающим. Частный случай способа, связанный с неисправностью, предусматривает использование второй свечи для зажигания двигателя, если первая свеча не работает.
Описанное в патенте US 6195247 изобретение относится к цепи зажигания с двумя свечами и с системой управления, имеющей два канала, соединенных с цепью зажигания через две дублированные линии связи. Таким образом, каждый канал может управлять зажиганием двух свеч для обеспечения запуска в случае выхода из строя другого канала.
Однако эти устройства используют систему управления, чтобы напрямую управлять чередованием питания свечей. В частности, они требуют использования одного канала системы управления для каждого из каналов питания свечей, что является дополнительной нагрузкой на систему управления, которая должна также управлять другими устройствами обеспечения полета.
Задачей изобретения является решение вышеуказанной проблемы известного уровня техники и разработка устройства зажигания, позволяющего использовать только один канал системы управления.
Для этого устройство зажигания авиационного двигателя, содержащего по меньшей мере две свечи, содержит источник питания, первый канал для питания первой свечи и второй канал для питания второй свечи, при этом упомянутые каналы соединены с источником питания через средства распределения питания.
Устройство отличается тем, что упомянутые средства распределения содержат первую цепь для поочередного питания упомянутого первого канала или упомянутого второго канала и вторую цепь для одновременного питания упомянутых первого и второго каналов, при этом устройство выполнено таким образом, чтобы использовать во время запуска либо первую цепь, либо вторую цепь.
Таким образом, устройство имеет собственные средства распределения, которые позволяют ему запустить двигатель только одной свечой при помощи первой цепи или одновременно двумя свечами при помощи второй цепи. Система управления не управляет напрямую каждым каналом зажигания свечей.
Согласно различным вариантам выполнения изобретения, которые можно комбинировать или рассматривать отдельно:
- средства распределения содержат первое моностабильное реле, выполненное с возможностью подключения либо первой цепи, либо второй цепи к источнику питания,
- первое моностабильное реле является замедленным реле,
- средства распределения содержат второе бистабильное реле с двумя катушками, выполненное с возможностью подключения первой цепи поочередно к первому каналу или к второму каналу,
- средства распределения содержат третье бистабильное реле, выполненное с возможностью подключения обеих катушек второго бистабильного реле к источнику питания,
- система управления выполнена с возможностью подачи команды на запуск двигателя через первую цепь при помощи единой электрической линии, соединенной с упомянутыми средствами распределения через вход LP,
- вход LP выполнен с возможностью приведения в действие первого моностабильного реле и третьего бистабильного реле одновременно,
- система управления является системой типа FADEC,
- система управления подает команду в виде сигнала низкого напряжения,
- свечи являются полупроводниковыми свечами,
- устройство зажигания является высоковольтным генератором,
- средства распределения и первые и вторые каналы объединены в высоковольтный блок.
Объектом изобретения является также летательный аппарат, содержащий такое устройство зажигания.
Выполнение изобретения будет более понятно из прилагаемых чертежей. На фигурах чертежей подобные элементы имеют одинаковые обозначения.
Фиг. 1 схематично иллюстрирует устройство зажигания согласно частному варианту выполнения изобретения.
Фиг. 2 представляет собой блок-схему способа согласно частному варианту выполнения изобретения.
Показанное на фиг. 1 устройство 1 зажигания является высоковольтным генератором авиационного двигателя. Генератор имеет источник питания (на фиг. 1 не показан), например батарею, которая выдает напряжение 28 В на фазе 2 источника питания, а также первый канал 3 для питания первой свечи и второй канал 4 для питания второй свечи (на фиг. 1 свечи не показаны). Свечи могут быть классическими свечами с воздушным зазором между электродами или полупроводниковыми свечами. Классические свечи требует разрядного напряжения порядка 20 кВ, тогда как для полупроводниковых свечей достаточно разрядного напряжения порядка 3 кВ.
Первый и второй каналы 3, 4 соединены с источником питания через средства 5 распределения питания, содержащие первую 6 и вторую 7 цепи. Средства 5 распределения, а также первые 3 и вторые 4 каналы предпочтительно объединены в высоковольтный блок высоковольтного генератора.
Чтобы использовать только одну свечу при запуске, первая цепь 6 выполнена с возможностью питания первого канала 3 или второго канала 4. Кроме того, упомянутые первый и второй каналы 3, 4 получают поочередно питание, чтобы обеспечивать одинаковое использование свечей в течение времени. С другой стороны, вторая цепь 7 выполнена с возможностью питания одновременно обеих свечей через первый и второй каналы 3, 4.
Устройство 1 выполнено с возможностью использования во время запуска либо первой цепи 6, либо второй цепи 7. Таким образом, во время нормального запуска первая цепь 6 получает питание, чтобы использовать только одну свечу. Существуют другие ситуации, например, при очень низких температурах, когда для обеспечения запуска двигателя необходимы обе свечи. В этом случае устройство 1 использует вторую цепь для питания обеих свечей одновременно, чтобы облегчить запуск двигателя.
Для этого средства 5 распределения содержат электрические реле 8, 9, 1, установленные на первой 6 и второй 7 цепях таким образом, чтобы направлять ток от источника питания в выбранную цепь. Электрические реле 8, 9, 10 являются компонентами, обеспечивающими переключение электрических линий связи. Существуют, например, электромеханические реле, содержащие катушку, которая при приведении в действие перемещает механический элемент, такой как контакт или выключатель, между двумя положениями.
Первое моностабильное реле 8 соединяет источник питания либо с первой цепью 6, либо со второй цепью 7. Моностабильное реле 8 перемещает контакт между первым положением, когда катушка не получает питания, и вторым положением в случае ее питания. Контакт во втором положении происходит, только если катушка получает питание. Как только она перестает получать питание, контакт возвращается в первое положение. Первое реле 8 расположено для своего приведения в действие в начале двух цепей 6, 7 питания.
Таким образом, при активации первого реле 8 питание свечей поступает только на одну свечу в поочередном режиме. Когда активация первого реле 8 прекращается, происходит одновременное питание обеих свечей.
Предпочтительно первое моностабильное реле 8 является замедленным реле, чтобы первая цепь 6 успела соединиться с каналом 3, 4 питания соответствующей свечи и чтобы избежать ошибочного питания другой свечи.
Средства 5 распределения содержат второе бистабильное реле 9 с двумя катушками, выполненное с возможностью поочередного соединения первой цепи 6 с первым каналом 3 или с вторым каналом 4. Бистабильное реле содержит такие же элементы, что и моностабильное реле, но оно сохраняет положение при прекращении питания катушки. В случае бистабильного реле с двумя катушками первая катушка переводит контакт в первое положение, когда она получает питание, и вторая катушка переводит контакт во второе положение, когда она получает питание. Для перемещения контакта в необходимое положение необходимо подать питание на соответствующую катушку.
Показанное на фиг. 1 второе бистабильное реле 9 с двумя катушками имеет три соединения 11, 12, 13, из которых первое соединение 11 подключено, с одной стороны, к фазе 2 источника питания и, с другой стороны, к двум катушкам. Два других соединения 12, 13 соединяют каждую из катушек с массой.
Средства распределения содержат третье бистабильное реле 10, чередующее соединение двух катушек второго бистабильного реле 9 с фазой 2 источника питания. Для этого третье бистабильное реле 10 имеет первое положение, в котором первая катушка второго бистабильного реле 9 соединяется с массой, и второе положение, в котором вторая катушка второго бистабильного реле 9 соединяется с массой. Для каждого из обоих положений питание получает только одна катушка, а другая катушка не соединена с фазой 2 источника питания. В случае питания только одной свечи третье бистабильное реле 10 служит для автоматического изменения контакта второго бистабильного реле 9 и, следовательно, действует на изменение получающего питание канала 3, 4.
Устройство 1 зажигания содержит также систему управления (на фиг. 1 не показана) типа FADEC, выполненную с возможностью управления запуском двигателя в чередующемся режиме через первую цепь 6. Система управления соединена с упомянутыми средствами 5 распределения при помощи единой электрической линии через вход 14 типа LP (от “Low Power” на английском языке), предназначенный для передачи сигнала низкого напряжения. Таким образом, для соединения системы управления с высоковольтным генератором используют только один канал системы управления.
Вход LP 14 позволяет приводить в действие первое моностабильное реле 8 и третье бистабильное реле 10 по существу одновременно. Когда на вход LP 14 поступает сигнал, приводятся в действие первое 8 и третье 10 реле. Первое моностабильное реле 8 соединяет первую цепь 6 с фазой 2 источника питания для запуска при помощи единственной свечи, а третье бистабильное реле 10 меняет катушку второго бистабильного реле 9, которая соединена с источником питания, через соединения 11, 12, 13. Таким образом, это изменение питания катушки приводит к изменению контакта второго бистабильного реле 9 и, следовательно, меняет канал 3, 4 питания свечей.
Как только на вход LP 14 поступает сигнал, происходит выбор первой цепи 6, и автоматически меняется свеча, которая служит для запуска. Если же на вход LP 14 не поступает никакого сигнала, происходит одновременное питание двух катушек через вторую цепь 7, которая служит для зажигания свечей.
Цепи 6, 7 дополнительно содержат диоды 15, 16, которые не позволяют току, циркулирующему в одной из цепей, проходить в другую цепь в обратном направлении. Первая и вторая цепи 6, 7 соединены на уровне двух каналов питания 3, 4 свечей.
Способ 19, представленный на фиг. 2 и связанный с использованием устройства 1 зажигания для двигателя, содержащего две свечи, включает в себя следующие этапы:
а) подают 20 команду на запуск двигателя,
b) проверяют 21, чтобы был задан поочередный режим управления,
c) если условие b) соблюдено, выбирают 22 первую свечу, то есть свечу, которая не была задействована во время предыдущего запуска,
d) переключают 23, 24 соединение питания на канал свечи, выбранной на этапе с),
e) если условие b) не соблюдено, соединение источника питания переключают 25 на каналы обеих свечей,
f) подают 26 питание на свечу или свечи, соединенные с источником питания.
Таким образом, этот способ 19 позволяет автоматически переходить от поочередного режима запуска свечей двигателя к одновременному режиму запуска свечей и наоборот. Кроме того, достаточно располагать только одной данной о команде на один из режимов, в данном случае на одновременный режим, чтобы определить режим запуска двигателя.

Claims (12)

1. Устройство зажигания авиационного двигателя, содержащее по меньшей мере две свечи, при этом устройство содержит источник питания, первый канал (3) для питания первой свечи и второй канал (4) для питания второй свечи, при этом упомянутые каналы (3, 4) соединены с источником питания через средства (5) распределения питания, отличающееся тем, что упомянутые средства (5) распределения содержат первую цепь (6) для поочередного питания упомянутого первого канала (3) или упомянутого второго канала (4) и вторую цепь (7) для одновременного питания упомянутых первого (3) и второго (4) каналов, при этом устройство выполнено таким образом, чтобы использовать во время запуска либо первую цепь (6), либо вторую цепь (7).
2. Устройство по п. 1, в котором средства (5) распределения содержит первое моностабильное реле (8), выполненное с возможностью подключения либо первой цепи (6), либо второй цепи (7) к источнику питания.
3. Устройство по п. 2, в котором первое моностабильное реле (8) является замедленным реле.
4. Устройство по п. 1, в котором средства (5) распределения содержат второе бистабильное реле (9) с двумя катушками, выполненное с возможностью подключения первой цепи (6) поочередно к первому каналу (3) или к второму каналу (4).
5. Устройство по п. 4, в котором средства (5) распределения содержат третье бистабильное реле (10), выполненное с возможностью подключения обеих катушек второго бистабильного реле (9) к источнику питания.
6. Устройство по п. 5, содержащее систему управления, выполненную с возможностью подачи команды на запуск двигателя через первую цепь (6) при помощи единой электрической линии, соединенной с упомянутыми средствами (5) распределения через вход (14), предназначенный для передачи сигнала низкого напряжения.
7. Устройство по п. 6, в котором вход (14) выполнен с возможностью приведения в действие первого моностабильного реле (8) и третьего бистабильного реле (10) одновременно.
8. Устройство по п. 7, в котором система управления является многоканальным вычислительным устройством.
9. Устройство по п. 1, в котором свечи являются полупроводниковыми свечами.
10. Устройство по п. 1, в котором устройство зажигания является высоковольтным генератором.
11. Устройство по п. 10, в котором средства (5) распределения и первые и вторые каналы (3, 4) объединены в высоковольтный блок.
12. Летательный аппарат, содержащий устройство (1) зажигания авиационного двигателя по любому из пп. 1-11.
RU2016107728A 2013-09-26 2014-09-16 Устройство зажигания для авиационного двигателя RU2641763C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1359261A FR3011037B1 (fr) 2013-09-26 2013-09-26 Generateur haute energie a double voie
FR1359261 2013-09-26
PCT/FR2014/052308 WO2015044557A1 (fr) 2013-09-26 2014-09-16 Dispositif d'allumage d'un moteur d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016107728A RU2016107728A (ru) 2017-10-31
RU2641763C2 true RU2641763C2 (ru) 2018-01-22

Family

ID=50231253

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016107728A RU2641763C2 (ru) 2013-09-26 2014-09-16 Устройство зажигания для авиационного двигателя

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10100743B2 (ru)
EP (1) EP3049659B1 (ru)
JP (1) JP6212647B2 (ru)
KR (1) KR101786405B1 (ru)
CN (1) CN105531466B (ru)
CA (1) CA2921242C (ru)
ES (1) ES2638644T3 (ru)
FR (1) FR3011037B1 (ru)
PL (1) PL3049659T3 (ru)
RU (1) RU2641763C2 (ru)
WO (1) WO2015044557A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU198029U1 (ru) * 2020-02-27 2020-06-15 ПАО "ОДК-Сатурн" Устройство для запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8912672B2 (en) 2009-05-20 2014-12-16 Cummins Power Generator IP, Inc. Control of an engine-driven generator to address transients of an electrical power grid connected thereto
CN105156250B (zh) * 2015-08-13 2017-11-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种航空发动机点火控制系统
US10086717B1 (en) * 2018-01-29 2018-10-02 Zippy Technology Corp. Electric power system for transportation
FR3092147B1 (fr) * 2019-01-25 2021-06-04 Safran Helicopter Engines Surveillance du système d’étincelage d’un moteur d’aéronef
KR102228050B1 (ko) * 2020-03-30 2021-03-12 정종석 엔진타입 선외기의 듀얼 점화플러그 시스템
CN112627987B (zh) * 2020-12-11 2023-09-29 陕西航空电气有限责任公司 带放电频率反馈的主、加力一体化点火装置电路

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2716720A (en) * 1951-05-22 1955-08-30 Gen Lab Associates Inc Engine ignition apparatus and procedure
EP0634572A1 (en) * 1993-07-15 1995-01-18 Simmonds Precision Engine Systems, Inc. Ignition system using multiple gated switches with variable discharge energy levels and rates
RU2338910C2 (ru) * 2006-11-13 2008-11-20 Евгений Викторович Распопов Запальное устройство для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей
US7509812B2 (en) * 2004-08-20 2009-03-31 Hamilton Sundstrand Corporation Dual ignition system for a gas turbine engine
FR2958683A1 (fr) * 2010-04-13 2011-10-14 Turbomeca Dispositif d'allumage par bougie a etincelles notamment pour turbomoteur
RU2460895C1 (ru) * 2011-02-04 2012-09-10 Открытое акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" Способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6195247B1 (en) * 1998-06-02 2001-02-27 Pratt & Whitney Canada Exciter controlled by FADEC system
CN102203397B (zh) * 2010-01-25 2013-10-23 丰田自动车株式会社 燃气轮机的控制装置及燃气轮机的起动方法
FR2958332B1 (fr) * 2010-04-06 2013-06-14 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de distribution electrique d'un systeme d'allumage de moteur d'aeronef

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2716720A (en) * 1951-05-22 1955-08-30 Gen Lab Associates Inc Engine ignition apparatus and procedure
EP0634572A1 (en) * 1993-07-15 1995-01-18 Simmonds Precision Engine Systems, Inc. Ignition system using multiple gated switches with variable discharge energy levels and rates
US7509812B2 (en) * 2004-08-20 2009-03-31 Hamilton Sundstrand Corporation Dual ignition system for a gas turbine engine
RU2338910C2 (ru) * 2006-11-13 2008-11-20 Евгений Викторович Распопов Запальное устройство для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей
FR2958683A1 (fr) * 2010-04-13 2011-10-14 Turbomeca Dispositif d'allumage par bougie a etincelles notamment pour turbomoteur
RU2460895C1 (ru) * 2011-02-04 2012-09-10 Открытое акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" Способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU198029U1 (ru) * 2020-02-27 2020-06-15 ПАО "ОДК-Сатурн" Устройство для запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
US10100743B2 (en) 2018-10-16
EP3049659B1 (fr) 2017-08-02
EP3049659A1 (fr) 2016-08-03
KR20160055797A (ko) 2016-05-18
FR3011037B1 (fr) 2015-10-02
WO2015044557A1 (fr) 2015-04-02
CA2921242C (fr) 2018-05-01
CA2921242A1 (fr) 2015-04-02
JP6212647B2 (ja) 2017-10-11
US20160222887A1 (en) 2016-08-04
CN105531466B (zh) 2017-12-08
ES2638644T3 (es) 2017-10-23
CN105531466A (zh) 2016-04-27
JP2016537561A (ja) 2016-12-01
PL3049659T3 (pl) 2017-11-30
KR101786405B1 (ko) 2017-10-17
RU2016107728A (ru) 2017-10-31
FR3011037A1 (fr) 2015-03-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2641763C2 (ru) Устройство зажигания для авиационного двигателя
RU2689223C2 (ru) Конструкция силовой установки вертолета, содержащей гибридный газотурбинный двигатель и систему повторного приведения в действие этого гибридного газотурбинного двигателя
RU2593317C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения
RU2692513C2 (ru) Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата
CA2332353C (en) Exciter controlled by full authority digital electronic control (fadec) system
CA2597941C (fr) Alimentation electrique d'equipements d'un moteur d'avion a turbine a gaz
RU2416871C2 (ru) Система питания и управления электрооборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащение
KR20160138086A (ko) 다발 엔진 헬리콥터 추진 시스템의 구성 및 대응하는 헬리콥터
CA2516884A1 (en) Engine power extraction control system
CN106536895A (zh) 用于包括至少两个自由涡轮机的飞行器的自由涡轮机的辅助装置
FR2883931A1 (fr) Dispositif de commande electronique pour moteur d'aviation
US20060037304A1 (en) High energy primary spark ignition system for a gas turbine engine
CN108708790A (zh) 涡扇发动机的起动程序控制装置及控制方法
RU2710121C2 (ru) Блок питания электроракетной двигательной установки спутника и система управления электроракетной двигательной установкой спутника
JP2017532491A (ja) ターボシャフトエンジンの燃焼室用の点火システム
CN103823459A (zh) 一种发动机控制盒试验器
US7595568B2 (en) Ignition system for a gas turbine engine
RU2233989C1 (ru) Способ и система для запуска газотурбинного двигателя
JP2015094269A (ja) 点火コイル用ｄｃ／ｄｃコンバータ，及び，車載用点火システム
RU2463522C1 (ru) Способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей
US20210087973A1 (en) System and method for starting a gas turbine engine
EP3576291A1 (en) Distribution device arranged to provide electrical power to a load
CN104863734B (zh) 不停机式发动机双燃料转换控制电路
JP6215657B2 (ja) 点火コイル用ｄｃ／ｄｃコンバータ，及び，車載用点火システム
CN109236475A (zh) 一种单发直升机涡轴发动机的电气控制系统

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner