[实用新型]飞机发动机点火系统无效
| 申请号： | 201020296011.6 | 申请日： | 2010-08-18 |
| 公开（公告）号： | CN201666187U | 公开（公告）日： | 2010-12-08 |
| 发明（设计）人： | 蒋晓阳 | 申请（专利权）人： | 成都富凯飞机工程服务有限公司 |
| 主分类号： | F02C7/266 | 分类号： | F02C7/266 |
| 代理公司： | 成都虹桥专利事务所 51124 | 代理人： | 李顺德 |
| 地址： | 610041 四川*** | 国省代码： | 四川;51 |
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| 摘要： | 本实用新型涉及发动机点火技术。本实用新型公开了一种飞机发动机点火系统，在发动机右点火系统失效的情况下，快速满足飞机放行要求。其技术方案的要点是：飞机发动机点火系统，包括左点火系统、右点火系统、转换汇流条及备用汇流条；还包括切换开关模块；所述左点火系统、右点火系统通过切换开关模块分别连接转换汇流条及备用汇流条；所述切换开关模块在第一状态下，左点火系统与转换汇流条连通，右点火系统与备用汇流条连通；所述切换开关模块在第二状态下，左点火系统与转换汇流条断开、并与备用汇流条连通，右点火系统与备用汇流条断开。本实用新型尤其适用于波音飞机点火。 | ||
| 搜索关键词： | 飞机 发动机 点火 系统 | ||
【主权项】：
飞机发动机点火系统，包括左点火系统、右点火系统、转换汇流条及备用汇流条，其特征在于：还包括切换开关模块；所述左点火系统、右点火系统通过切换开关模块分别连接转换汇流条及备用汇流条；所述切换开关模块在第一状态下，左点火系统与转换汇流条连通，右点火系统与备用汇流条连通；所述切换开关模块在第二状态下，左点火系统与转换汇流条断开、并与备用汇流条连通，右点火系统与备用汇流条断开。
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- 巩二磊;杨雨;高浩卜;陈曦;侯硕 - 中国航空发动机研究院
- 2017-12-19 - 2018-07-10 - F02C7/266
- 本申请涉及内燃波转子低温等离子点火系统，包括内燃波转子、等离子室和高压电源，内燃波转子包括进口密封盘、波转子通道、出口密封盘和转轴，波转子通道由转轴驱动旋转，出口密封盘上设有等离子室安装孔，用于固定安装所述等离子室；等离子室包括负极套筒、正极套筒和外环陶瓷，正极套筒和负极套筒分别通过导线与高压电源的正、负极连接，外环陶瓷设置在负极套筒与正极套筒之间，用以实现负极套筒与正极套筒之间的绝缘和固定，在正极套筒的靠近内燃波转子的一端附近径向向外设置有放电尖端，放电尖端与负极套筒的内壁之间具有间隙δ。
- 一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法-201711336817.6
- 尚明智;陈立;王鹏;陈成;韩超;陈荔 - 天津成立航空技术有限公司
- 2017-12-14 - 2018-06-05 - F02C7/266
- 本发明提供了一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法包括以下步骤：(1)确定燃烧室稳定工作所需要的火焰筒最小容积比；(2)确定火焰筒主燃区的容积；(3)控制火焰筒头部流速；(4)控制喷嘴特性；(5)确定点火电嘴/传焰管的位置；(6)控制电点火系统的参数。本发明所述的一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法，通过对多个设计变量进行合理以及全面定量的控制，保证燃烧室有满意的高空点火性能，缩短燃烧室的研发周期，减少研发成本。
- 一种高空点火起动的弹用发动机-201610607726.0
- 王春利;卢杰;赵胜海;任志文;万志明;万俊丹;戴佳;赵政衡;陈尊敬;肖毅;周俊伟;杨佳壁;王天绥 - 江西洪都航空工业集团有限责任公司
- 2016-07-29 - 2018-05-04 - F02C7/266
- 本发明涉及一种高空点火起动的弹用发动机，解决当前配装埋入式进气道的弹用航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高空点火起动难的问题，所述的高空点火起动的弹用发动机安装于飞行器(1)内部，包括发动机(6)和埋入式进气道(3)，所述发动机(6)与所述埋入式进气道(3)通过法兰盘(4)连接，所述的法兰盘(4)凹槽内的橡胶密封圈(5)，所述埋入式进气道(3)进口处设有前堵盖(2)，发动机(6)喷口处设有后堵盖(8)；所述的发动机(6)内部装有起动电机(7)，飞行器(1)总装完成以后，对发动机(6)和埋入式进气道(3)内部抽真空。
- 一种使用航空煤油的航空发动机点火装置及点火方法-201710156592.X
- 闫朝;朱益民;张滨生 - 北京驰宇空天技术发展有限公司
- 2017-03-16 - 2018-04-17 - F02C7/266
- 本发明提供了一种使用航空煤油的航空发动机点火装置及点火方法，包括设置在燃烧室上燃料输送本体及与燃料输送本体配合点火的火花塞，燃料输送本体包括加热棒和套管，加热棒的一端端部连接导线，套管套在加热棒外侧，套管与加热棒之间形成环形通道，套管一端与加热棒密封连接，套管另一端与加热棒之间形成喷气口；套管上远离喷气口的一端侧壁上设有与环形通道连通的进油孔。本发明提供的装置结构简单，可在不增加成本、降低可靠性的基础上通过航空煤油进行点火，无需额外使用启动燃料进行点火操作，节省了经济成本，降低发动机总体方案的复杂性，此外，本发明提供的点火方法，使发动机具有可靠、快速的点火能力，有利于航空发动机的维护和使用。
- 用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置-201610730752.2
- 袁一超;封锋;邓寒玉;陈斌彬;孔上峰 - 南京理工大学
- 2016-08-26 - 2018-04-03 - F02C7/266
- 本发明公开了一种可用于液体冲压发动机带主燃烧室火焰稳定功能的点火装置，前壳体和中壳体固连，中壳体和后壳体通过连接环固连，点火器设置在中壳体和后壳体的连接处，壳体的分段设计便于点火器的安装，紧固塞一端卡在连接环和中壳体之间，另一端卡在点火器上，对点火器起到固定作用，供油通道过中壳体外壁，伸入壳体内，与点火器固连，供气通道过中壳体外壁，伸入壳体内，与点火器固连，扩张管与点火器固连，火焰稳定器与后壳体固连，主燃烧室火焰稳定器和火焰稳定器固连。本发明能够保证高速气流条件下冲压发动机点火器末端形成不易熄灭的先锋火炬，此火炬用以引燃主燃烧室中的油气混合物，同时保证主燃烧时内的火焰稳定传播不易熄灭，使发动机正常工作。
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