【課題】 分散型の電子エンジン制御システムを提供する。
【解決手段】 分散型電子エンジン制御システムが、機体モジュールと、電子エンジン制御モジュールと、エンジン入出力モジュールと、を含む。これらのモジュールは互いに離間した位置に配置される。これらのモジュールの各々は、それぞれ配置される位置のドッキングステーションに脱着式に取り付けられる。シリアル・コミュニケーションバスが、これらのモジュールを互いに相互接続する。第１のエンジン制御装置が、エンジン入出力モジュールに接続されるとともに、エンジンコンポーネントと相互に作用して第１のデータを供給するように構成される。 （もっと読む）

本発明は、航空機の逆噴射装置を実行するための方法および装置に関する。本発明により、次の連続した段階、即ち、事前に作動するようにしてある航空機の逆噴射装置を展開すること（Ｅ３）、所定のエンジン速度を適用すること（Ｅ５）、エンジン速度を減速すること（Ｅ６）、航空機の逆噴射装置を再度折畳格納することは、自動的に実施される。 （もっと読む）

この発明は、ターボジェット逆スラスト装置の状態を検出するための複数のセンサー（３０）と、制御監視演算手段（２４）と、制御ユニットを介して複数のセンサーから演算手段へ供給された情報の関数として演算手段によって制御される逆スラスト装置のための制御ユニット（２６）と、制御ユニットを介して複数のセンサーから演算手段へ供給された情報の関数として演算手段によって制御されるターボジェット調節装置（２８）と、からなる制御監視システム（２２）に関する。また、この発明は、制御監視システムを用いるターボジェットの制御と監視を行う方法に関する。

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本発明は、エンジンを備える航空機の装置として、その航空機の中に位置する少なくとも１つのアビオニクス部品（３００）と、その航空機の中に位置する少なくとも１つのエンジン・インターフェイス（３１０）と、その航空機のエンジン（３２０）の中または近傍に位置する少なくとも１つのエンジン制御装置（３１５）とを備える装置に関する。本発明のこの装置では、少なくとも１つのエンジン・インターフェイス（３１０）は、少なくとも１つのアビオニクス部品（３００）と少なくとも１つのエンジン制御装置（３１５）の間でデータを交換することができる。少なくとも１つのエンジン・インターフェイス（３１０）には汎用性があって、この航空機に取り付けることのできる異なるタイプのエンジン制御装置（３１５）と通信することができる。少なくとも１つのエンジン制御装置は、１つのエンジンに専用である。
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【課題】複数の駆動源における一部の駆動源が故障した場合において、正常な駆動源が過負荷状態となることを防止することができるファン制御装置を提供する。
【解決手段】ＦＡＤＥＣ１０がエンジン＋コンプレッサー１１，１２のいずれかの異常を検知したときは、ＦＣＣ３は、異常検知前における推力をファン１が発生するために必要な流量の空気を正常なエンジン＋コンプレッサー１１，１２が供給可能な状態になるまで、ファン駆動用空気量を異常検知前に比べて低い量になるように制御する。そのため、正常なエンジン＋コンプレッサー１１，１２にサージ等が発生して過負荷状態になることを防止することができる。 （もっと読む）

【課題】抽気型エンジンにおいて最適な燃焼制御を行うことができるガスタービンエンジンの制御装置を提供することを課題とする。
【解決手段】圧縮機１０で圧縮した空気を燃焼器１１に流入させるとともにエネルギとして取り出し、燃焼器１１における燃焼ガスによってタービン１２を回転させるガスタービンエンジン３の制御装置２であって、タービン１２がチョークする領域でのタービン流量係数を利用してガスタービンエンジン３における空気に関係する物理量（燃焼器１１の流入空気流量Ｇａ、タービン１２の入口ガス温度Ｔ４、圧縮機１０からエネルギとして取り出される抽気流量Ｇａ＿ｅなど）を算出することを特徴とする。 （もっと読む）

【課題】圧力比一定制御によって制御されるガスタービンエンジンを複数搭載する飛翔機において、機体の要求する出力を各ガスタービンエンジンで均等に分担して出力することを可能にする技術を提供する。
【解決手段】パイロットからの機体制御用ＥＣＵ４１に入力される推力制御信号を各ガスタービンエンジン１０を制御するエンジン制御用ＥＣＵ４０Ａ／４０Ｂにも入力し、エンジン制御用ＥＣＵ４０が機体要求出力の情報を取得できるようにする。各エンジン制御用ＥＣＵ４０は機体要求出力の半分の出力を各ガスタービンエンジン１０から出力すべく、ガスタービンエンジン１０の回転数を制御する。 （もっと読む）

本発明は、航空機の各エンジンに対し、個別の最小可変温度を決定する手段(６Ａ、６Ｂ、６ｎ)と、この個別の最小可変温度に基づき包括的な最小可変温度を決定し、最大利用可能な推力を計算できる手段(８)とからなる装置(１)に関する。 （もっと読む）

本発明は、トリガー条件が満足されると、エンジン(Ｍ１からＭ４)が最大パワーを供給するようにこれらのエンジンを自動的に制御する保護作用を作動させる制御手段(３)と、航空機の共通の翼に配置されている全てのエンジンが同時に故障した場合のみ保護作用を阻止する阻止手段(８)とからなる装置(１)に関する。 （もっと読む）

航空機エンジンにおいて点火器とともに使用するための分割励振器システム。励振器は、互いに離れて位置し、低エネルギー同軸ケーブルによって接続される、低エネルギー充電回路および高エネルギー放電回路を有する。充電回路は航空機の胴体内に位置することができ、放電回路はエンジンに取付けられることができる。放電回路は特別な環境保護を必要としない受動構成要素を含み、離れて位置する充電回路は、落雷および他の損傷を与える可能性のある環境要因から保護するために既に胴体の中の所定の位置にある既存の電気回路保護手段を利用することができる。放電回路が点火器に直接取付けられることを可能にする、放電回路のためのハウジングの構成がさらに開示される。
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