электрическое питание оборудования газотурбинного двигателя летательного аппарата

Формула изобретения

1. Устройство для подачи электрического питания и приведения в действие оборудования газотурбинного двигателя самолета, содержащее: контур электрического питания, принадлежащий двигателю и отличный от бортовой электрической сети самолета, и контуры возбуждения, управления или сервоуправления элементов электрического оборудования двигателя, при этом контур электрического питания двигателя содержит: первую шину распределения постоянного или переменного напряжения для контуров возбуждения, управления или сервоуправления первых элементов электрического оборудования двигателя, вторую шину распределения постоянного или переменного напряжения для контуров возбуждения, управления или сервоуправления других элементов электрического оборудования двигателя, требующих более высокой электрической мощности по сравнению с мощностью первых элементов оборудования; и третью шину, имеющую связь для приема энергии от источника электрической энергии и связанную с первой шиной и со второй шиной для их питания электрической энергией.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что третья шина предназначена для приема электрической энергии из бортовой электрической распределительной сети на борту самолета.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что третья шина предназначена для приема электрической энергии от электрического генератора, предназначенного для контура электрического питания двигателя и приводимого в движение этим двигателем.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первая шина связана с третьей шиной посредством по меньшей мере одного преобразователя напряжения или трансформатора.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что вторая шина связана с третьей шиной посредством по меньшей мере одного преобразователя напряжения или трансформатора.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что указанные первые элементы электрического оборудования двигателя представляют собой оборудование, требующее для своего функционирования электрическую мощность менее 100 Вт.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первые элементы электрического оборудования двигателя содержат по меньшей мере один элемент, выбранный из группы, состоящей из электронного модуля регулирования двигателя, клапанов регулирования общего расхода топлива, подаваемого в двигатель, системы управления работоспособностью и использованием органов двигателя, клапанов временной разгрузки компрессора, клапанов регулирования расхода топлива, подаваемого в форсунки камеры сгорания двигателя, клапанов регулирования расхода воздуха для корректировки зазора на вершинах лопаток турбины и устройства воспламенения топлива.

8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что другие элементы электрического оборудования двигателя содержат по меньшей мере один элемент, выбранный из группы, состоящей из устройств управления углом установки лопаток с изменяемым углом установки, клапанов регулируемой разгрузки компрессора и насоса контура питания двигателя топливом.

9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере часть контуров возбуждения, управления или сервоуправления локально размещена на уровне соответствующих элементов электрического оборудования.

10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что по меньшей мере часть контуров возбуждения, управления или сервоуправления интегрирована в соответствующие элементы оборудования.

11. Устройство по п.1, отличающееся тем, что системы регулирования зазора на вершинах лопаток турбины содержат электрические нагревательные устройства, питаемые непосредственно от третьей шины.

Описание изобретения к патенту

Область техники

Предлагаемое изобретение относится к электрическому питанию оборудования авиационных газотурбинных двигателей.

Предшествующий уровень техники

Традиционная схема производства электрической энергии на основе авиационного газотурбинного двигателя показана на фиг.1.

Электрический генератор, такой как генератор с интегрированным приводом (IDG), приводимый в движение двигателем, выдает электрическую энергию на шину переменного тока (шина АС), представляющую собой часть контура распределения электрической энергии самолета. Этот контур обычно дополнительно содержит шину постоянного тока (шина DС), питаемую от шины переменного тока АС через трансформатор-выпрямитель ТRU. Системы производства и распределения электрической энергии для электрических сетей самолета описаны, в частности, в патентных документах US 5 764 502, US 5 233 286, US 2004/119454 и ЕРО 838 396.

В том случае, когда достигается определенный режим работы двигателя, модуль электронного регулирования (ECU), связанный с двигателем, запитывается при помощи генератора, например от генератора переменного тока с постоянными магнитами (РМА), который установлен на редукторе отбора мощности для приведения в движение вспомогательного оборудования, механически соединенном с валом турбины двигателя. Модуль ECU также связан с шиной постоянного тока DС, как это проиллюстрировано на упомянутом чертеже, или, в качестве варианта реализации, связан с шиной переменного тока АС электрического контура самолета, чтобы получать электрическое питание, пока достаточный режим работы двигателя еще не достигнут, чтобы обеспечить выдачу требуемой электрической энергии генератором РМА или в случае отказа этого генератора.

Схема, аналогичная той, которая показана на фиг.1, существует для каждого двигателя самолета, позволяя иметь в распоряжении несколько источников электрической энергии.

Модуль ЕСU использует получаемую электрическую энергию для того, чтобы обеспечить возможность функционирования его компонентов и побуждать к действию различные органы двигателя, например зонды и датчики, электрокраны или сервоклапаны, требующие ограниченной электрической мощности. Модуль ЕСU содержит обычно две идентичные резервированные части или два канала (1/2 ЕСU).

Краткое изложение существа изобретения

Предлагаемое изобретение относится, говоря более конкретно, к электрическим контурам газотурбинных двигателей, но не к электрическим контурам самолетов.

Технической задачей настоящего изобретения является создание новой структуры распределения электрической энергии в авиационном газотурбинном двигателе, когда желательно, чтобы возрастающее количество оборудования двигателя использовало для своего функционирования электрическую энергию вместо гидравлической энергии.

Эта техническая задача решается при помощи устройства электрического питания и приведения в действие оборудования газотурбинного двигателя самолета, содержащего контур электрического питания, принадлежащий двигателю и отличный от бортовой электрической сети самолета, и контура возбуждения, управления или обратной связи электрического оборудования двигателя, причем контур электрического питания двигателя имеет в своем составе первую шину распределения постоянного или переменного электрического напряжения для контуров возбуждения, управления или обратной связи первой группы электрического оборудования двигателя, вторую шину распределения постоянного или переменного электрического напряжения для контуров возбуждения, управления или обратной связи другой группы электрического оборудования двигателя, требующей электрической мощности, более высокой, чем электрическая мощность оборудования первой группы, и третью шину, имеющую связь для приема электрической энергии от некоторого источника и связанную с упомянутой первой шиной и с упомянутой второй шиной для их питания.

Требуемая электрическая мощность может быть отобрана из бортовой сети электрического распределения самолета. Наличия специального генератора, предназначенного для питания агрегатов двигателя, при этом не требуется. Поскольку потребление самолетами электрической энергии возрастает, все более значительная электрическая мощность должна подаваться в электрическую сеть самолета. При этом, поскольку электрическая мощность, требуемая для питания двигателя, оказывается относительно небольшой по сравнению с электрической мощностью бортовых сетей самолета, она может быть отобрана из этой бортовой сети без существенных нежелательных последствий.

Однако остается возможным использовать специфический источник электрической энергии, такой как генератор, специально предназначенный для оборудования двигателя и приводимый в движение этим двигателем, чтобы выдавать требуемую электрическую мощность при полной автономности двигателя.

В том случае когда источник электрической энергии представляет собой источник переменного электрического напряжения, например напряжения из бортовой электрической сети самолета (например, напряжения 115 В или 230 В переменного тока с частотой 400 Гц или с изменяемой частотой), или генератор, предназначенный для оборудования двигателя, могут быть рассмотрены различные варианты реализации устройства электрического питания двигателя, а именно:

первый вариант реализации, в соответствии с которым первая шина представляет собой шину распределения переменного электрического напряжения, связанную с третьей шиной при помощи трансформатора и, предпочтительно, автоматического выключателя, тогда как вторая шина представляет собой шину распределения переменного электрического напряжения, которая может быть связана с третьей шиной просто при помощи автоматического выключателя, причем напряжение на второй шине является таким же, как напряжение на третьей шине,

второй вариант реализации, в соответствии с которым первая шина представляет собой шину распределения постоянного электрического напряжения, связанную с третьей шиной при помощи преобразователя напряжения или трансформатора-выпрямителя и, предпочтительно, автоматического выключателя, тогда как вторая шина представляет собой шину распределения переменного электрического напряжения, которая может быть связана с третьей шиной просто при помощи автоматического выключателя, как и в первом способе реализации,

третий вариант реализации, в соответствии с которым первая шина представляет собой шину распределения постоянного электрического напряжения, как во втором способе реализации, тогда как вторая шина представляет собой шину распределения постоянного электрического напряжения, связанную с третьей шиной при помощи преобразователя напряжения или трансформатора-выпрямителя и, предпочтительно автоматического выключателя,

четвертый вариант реализации, в соответствии с которым первая шина представляет собой шину распределения переменного электрического напряжения, как в первом способе реализации, и вторая шина представляет собой шину распределения постоянного электрического напряжения, как в третьем способе реализации.

Следует отметить, что в первом и втором вариантах реализации вторая шина может быть связана с третьей шиной при помощи трансформатора в том случае, когда напряжение переменного тока, которое желательно иметь на второй шине, отличается от напряжения, имеющегося на третьей шине.

В том случае когда источник электрической энергии представляет собой источник постоянного напряжения, например, если таким источником является бортовая электрическая сеть самолета (например, напряжением 270 В постоянного тока), может быть рассмотрен пятый вариант реализации устройства электрического питания двигателя, в соответствии с которым первая шина представляет собой шину распределения постоянного электрического напряжения, связанную с третьей шиной при помощи преобразователя напряжения и предпочтительно автоматического выключателя, тогда как вторая шина распределения электрической энергии может быть связана с третьей шиной просто при помощи автоматического выключателя, причем электрическое напряжение на второй шине является таким же, как и напряжение на третьей шине. Однако здесь может быть предусмотрен преобразователь напряжения, установленный между второй шиной и третьей шиной в том случае, когда желаемое электрическое напряжение на второй шине отличается от электрического напряжения на третьей шине.

Первая шина электрического питания предпочтительно используется для питания электрического оборудования, отнесенного к первой группе и требующего для своей работы электрическую мощность на уровне, например, менее 100 Вт. Это электрическое оборудование первой группы может содержать один или несколько типов оборудования, выбранного среди модуля электронного регулирования двигателя, клапанов регулирования общего расхода топлива, подаваемого в двигатель, системы управления работоспособностью и использованием органов двигателя, клапанов временной разгрузки компрессора, клапанов регулирования расхода топлива, подаваемого в форсунки камеры сгорания двигателя, клапанов регулирования расхода воздуха для корректировки зазора на вершинах лопаток турбины и устройства воспламенения топлива.

Другое электрическое оборудование может содержать один или несколько типов оборудования, выбранного среди устройств управления углом установки для лопаток с изменяемым углом установки, клапанов регулируемой разгрузки компрессора и насоса контура питания двигателя топливом.

В соответствии с одной из характеристик устройства электрического питания в соответствии с предлагаемым изобретением электрическое оборудование двигателя связано с электронными контурами возбуждения, управления или обратной связи и по меньшей мере некоторая часть этих электронных контуров локально размещены на уровне соответствующего оборудования или встроены в это оборудование и запитываются при помощи шин электрического питания.

Согласно варианту реализации устройства электрического питания в соответствии с предлагаемым изобретением системы регулирования зазора на вершинах лопаток турбины содержат электрические нагревательные устройства, питаемые непосредственно от третьей шины.

Краткое описание чертежей

Предлагаемое изобретение будет лучше понято из приведенного ниже описания иллюстративных и не являющихся ограничительными примеров его реализации со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает известную схему генерирования и распределения электрической энергии для электрической сети самолета и электрического контура питания двигателя самолета;

Фиг.2-6 - различные варианты реализации контура электрического питания двигателя самолета согласно изобретению;

Фиг.7 - часть контура электрического питания, представленного на фиг. 2-6, согласно изобретению;

Фиг.8-9 - два варианта реализации контура электрического питания, представленного на фиг.2, согласно изобретению.

Подробное описание предпочтительного варианта

реализации изобретения

На фиг.2-6 поз. 10 и 20 обозначают соответствующие периметры самолета и газотурбинного двигателя, установленного на этом самолете.

Один или (как показано на чертежах), два электрических генератора 21 приводятся в движение при помощи двигателя 20, чтобы вырабатывать электрическую энергию, необходимую для сети электрического распределения самолета. Предпочтительно здесь используют электрические машины, имеющие возможность функционировать в качестве электрического стартера, а затем в качестве электрического генератора, приводимого в движение при помощи турбины двигателя, то есть машины, обычно обозначаемые аббревиатурой S/G (Starter/Generator). В качестве резервирования один или два подобных генератора, приводимых в движение другим двигателем самолета, также подают электрическую мощность в электрическую распределительную сеть самолета параллельно с генераторами 21, чтобы иметь резервные источники электрического питания для самолета. Электрическая энергия преобразуется в распределительной электрической сети самолета в переменное электрическое напряжение, обычно составляющее 115 В или 230 В переменного тока с частотой 400 Гц или с изменяемой частотой, или в постоянное электрическое напряжение, обычно составляющее 270 В постоянного тока.

Электрическая энергия, необходимая для функционирования электрического оборудования двигателя, отбирается из электрической распределительной сети самолета через линии 12, 12 питания.

В способе реализации, представленном на фиг.2, через эти линии 12, 12 питания обеспечивается подача переменного электрического напряжения.

Линия 12 электрического питания непосредственно связана с шиной 22 контура электрического питания самолета. Первая шина 24АС распределения переменного электрического напряжения связана с шиной 22 посредством автоматического выключателя 26 и трансформатора 27. Трансформатор 27 преобразует переменное электрическое напряжение, подаваемое из электрической распределительной сети самолета через шину 22, в переменное электрическое напряжение, имеющее несколько меньшую амплитуду, например, в напряжение, составляющее около 115 В переменного тока. Вторая шина 30АС распределения переменного электрического напряжения связана с шиной 22 посредством автоматического выключателя 32.

Шина 24АС переменного тока используется для подачи электрической энергии, необходимой для функционирования или для приведения в действие электрического оборудования двигателя, требующего относительно небольшой мощности, обычно менее 100 Вт. Это оборудование может содержать один или несколько следующих типов оборудования:

резервированный модуль электронного регулирования двигателя, или ЕСU, схематически представленный на приведенных в приложении чертежах двумя идентичными контурами (один из которых является резервным), обозначенными как "1/2 ЕСU";

клапан контроля расхода топлива (FFСV, Fuel Flow Control Valve) контура регулирования общего расхода топлива, подаваемого в двигатель, такой, например, как клапан с непосредственным управлением, управляемый электрическим образом;

предохранительный клапан чрезмерного превышения скорости вращения (OSV, Over Speed Valve) контура регулирования общего расхода топлива, подаваемого в двигатель, например клапан с непосредственным управлением, управляемый электрическим образом;

система управления работоспособностью и использованием органов двигателя (HUMS, Health and Usage Management System), выдающая полезную информацию для диагностики неисправностей и технического обслуживания органов двигателя;

клапан системы регулирования расхода топлива, подаваемого в форсунки камеры сгорания двигателя, например система типа (TAPS Twin-Annular Pre-Swirl Combustor);

клапан временной разгрузки компрессора (TBV Transient Bleed Vanes), то есть клапан, приводимый в действие в процессе осуществления некоторых специфических фаз полета, например на взлете;

клапан регулирования расхода воздуха для систем регулирования зазора на вершинах лопаток ротора для турбины низкого давления и турбины высокого давления (LPTACC, Low Pressure Turbine Active Clearance Control и HPTACC High Pressure Turbine Active Clearance Control);

устройство "IGNITION" зажигания для свечей двигателя.

Шина 30АС переменного тока используется для подачи электрической энергии, необходимой для приведения в действие оборудования двигателя, требующего относительно высокой электрической мощности. Это оборудование может содержать один или несколько из следующих типов оборудования:

устройство управления углом установки лопаток статора с изменяемым углом установки типа (VSV, Variable Stator Vanes), а именно лопаток ступеней спрямляющего аппарата компрессора;

клапан регулируемой разгрузки компрессора (VBV, Variable Bleed Vanes), то есть клапан, который может приводиться в действие на протяжении всего полета;

электрический насос контура общего питания двигателя топливом, в частности объемный шестеренчатый насос (GP, Gear Pump).

В качестве резервирования, линия питания 12 непосредственно связана с шиной 22 , которая обеспечивает распределение, симметричным образом по отношению к шине 22, переменного электрического напряжения на шину 24 АС переменного тока посредством автоматического выключателя 26 и трансформатора 27 и которая обеспечивает распределение переменного электрического напряжения на шину 30 АС переменного тока посредством автоматического выключателя 32 . Оборудование, запитываемое через шины 24 АС и 30 АС, представляет собой то же самое оборудование, которое запитывается через шины 24АС и 30АС.

Разумеется, приведенные выше перечни оборудования не являются исчерпывающими.

На фиг.3 представлен второй вариант реализации контура электрического питания двигателя, который отличается от варианта реализации, представленного на фиг.2, тем, что первая шина представляет собой шину 24DС распределения постоянного электрического напряжения, связанную с шиной 22 посредством автоматического выключателя 26 и контура преобразователя напряжения 28. Преобразователь напряжения 28 трансформирует переменное электрическое напряжение, подаваемое через шину 22, в постоянное электрическое напряжение несколько меньшей амплитуды, например, в напряжение, составляющее около 28 В постоянного тока. Здесь предпочтительно используют защищенный преобразователь 28, обеспечивающий защиту от кратковременных перерывов питания для поддержания питания шины 24DС в случае кратковременных перерывов в подаче переменного электрического напряжения. Аналогичным образом, шина 22 связана с шиной 24 DС постоянного напряжения посредством автоматического выключателя 26 и преобразователя напряжения 28 , причем эта шина 24 DС питает то же самое оборудование, что и шина 24DС.

На фиг.4 показан третий вариант реализации контура электрического питания двигателя, который отличается от способа реализации, представленного на фиг.3, тем, что вторая шина представляет собой шину 30DС распределения постоянного электрического напряжения, связанную с шиной 22 посредством автоматического выключателя 32 и трансформатора-выпрямителя или преобразователя напряжения 33, предпочтительным образом защищенного от кратковременных перерывов питания. Трансформатор-выпрямитель или преобразователь 33 трансформирует переменное электрическое напряжение, подаваемой через шину 22, в постоянное электрическое напряжение (например, в напряжение 270 В постоянного тока в том случае, когда шина 22 обеспечивает распределение напряжения 115В переменного тока). Аналогичным образом, шина 22 связана с шиной 30 DС постоянного напряжения посредством автоматического выключателя 32 и трансформатора-выпрямителя или преобразователя 33 напряжения, причем эта шина 30 DС питает то же самое оборудование, что и шина 30DС.

На фиг.5 показан третий вариант реализации контура электрического питания двигателя, который отличается от варианта реализации, представленного на фиг.2, тем, что вторая шина представляет собой шину 30DС распределения постоянного электрического напряжения, такую же, как и шина на фиг.4, запитываемую от шины 22 через автоматический выключатель 32 и трансформатор-выпрямитель или преобразователь 33 напряжения, предпочтительным образом защищенный от кратковременных перерывов питания. Аналогичным образом шина 30 DС питается от шины 22 через автоматический выключатель 32 и трансформатор-выпрямитель или преобразователь 33 напряжения.

Следует отметить, что в способах реализации, представленных на фиг. 2 и 3, шины 30АС и 30 АС могут быть связаны с шинами 22 и 22 посредством трансформаторов, если желаемое напряжение на этих шинах 30АС и 30 АС отличается от напряжения, имеющегося на шинах 22 и 22 .

В способе реализации на фиг.6 линии 12, 12 питания подают напряжение постоянного тока непосредственно на шины 22, 22 питания постоянным током от контура электрического питания самолета. При этом первая шина 24DС распределения постоянного электрического напряжения связана с шиной 22 посредством автоматического выключателя 26 и преобразователя 29 напряжения, трансформирующего постоянное электрическое напряжение с шины 22 (например, напряжение 270 В постоянного тока из бортовой сети распределения постоянного тока самолета) в пониженное постоянное электрическое напряжение (например, в напряжение 28 В постоянного тока). Вторая шина 30DС распределения постоянного электрического напряжения связана с шиной 22 посредством автоматического выключателя 32. Аналогичным образом, шина 24 DС распределения постоянного электрического напряжения связана с шиной 22 посредством автоматического выключателя 26 и преобразователя 29 напряжения, тогда как шина 30 DС распределения постоянного электрического напряжения связана с шиной 22 посредством автоматического выключателя 32 . Оборудование, питаемое от шин 24 DС и 30 DС, является тем же самым, что и оборудование, питаемое от шин 24DС и 30DС.

Следует отметить, что в способе реализации, представленном на фиг.6, шины 30DС и 30 DС могут быть связаны с шинами 22 и 22 посредством преобразователей напряжения, если желаемое напряжение на этих шинах 30DС и 30 DС отличается от напряжения, имеющегося на шинах 22 и 22 .

Выбор конкретного варианта реализации из тех, которые были описаны в предшествующем изложении, осуществляется в функции электрического напряжения в бортовой электрической сети самолета и желаемых характеристик электрического питания, необходимых для управления работой электрического оборудования двигателя.

Функционирование некоторых типов оборудования требует просто наличия электрического питания. Это относится, в частности, к оборудованию, обозначенному как 1/2 ЕСU и HUMS, питаемому параллельно от шин 24АС, 24DС или 24 АС, 24 DС.

Функционирование одного или нескольких других типов оборудования требует просто наличия электрического питания контура возбуждения. В примере реализации на фиг.7, к такому оборудованию можно отнести свечу воспламенения из контура "IGNITION", которая связана с электронным контуром возбуждения ТС, запитываемым параллельно при помощи шин 24, 24 (то есть при помощи шин 24АС переменного тока или 24DС постоянного тока и шин 24 АС переменного тока или 24 DС постоянного тока). Контур ТС в случае необходимости может быть дублирован для обеспечения резервирования.

Функционирование электрического насоса GР требует использования электрического двигателя ЕМ и контура СС электронного управления этим двигателем ЕМ (фиг.7). Электрический двигатель ЕМ, запитываемый параллельно от шин 30 и 30 (то есть от шин 30АС переменного тока или 30DС постоянного тока и шин 30 АС переменного тока или 30 DС постоянного тока). Обмотки электрического двигателя ЕМ сами по себе в случае необходимости могут быть дублированы для обеспечения резервирования, так же, как связанный с этим двигателем контур СС электронного управления.

Функционирование одного или нескольких остальных типов оборудования управляется при помощи электромеханического привода, содержащего средства приведения в движение, таких как подъемники, двигатели или электрические катушки. К оборудованию этого типа может быть отнесено, в частности, оборудование, обозначенное позициями FFCV, OSV, TAPS, TBV, HPTACC, LPTACC, VSV и VBV. В том случае, когда требуется повышенная безопасность функционирования, электромеханический привод дублируется по соображениям резервирования. Это относится, в частности, к случаю использования оборудования типа FFCV, OSV, TBV, VSV и VBV (фиг.7) с его резервированными электромеханическими приводами АЕМ и АЕМ . Каждый электромеханический привод запитывается параллельно от шин 24, 24 или от шин 30, 30 . В других случаях может быть предусмотрен только один электромеханический привод АЕМ, например, для оборудования типа НРТАСС и LРТАСС, причем этот привод в рассматриваемом здесь случае запитывается от шин 24, 24 .

Кроме того, оборудование с регулируемым положением может быть связано с контурами обратной связи, позволяющими поддерживать их реальное положение, детектируемое датчиком, в соответствии с заданным положением. Это может относиться, например, к оборудованию типа FFCV, VSV, VBV, HPTACC, LPTACC, в котором электромеханические приводы АЕМ управляются при помощи соответствующих электронных контуров SС и SС обратной связи. Такая же ситуация характерна и для оборудования типа ОSV, как в проиллюстрированном здесь примере реализации, если возможность регулирования расхода топлива в уменьшенном диапазоне предусматривается после выявления чрезмерного превышения скорости вращения или чрезмерной тяги.

В описываемом примере реализации электронные контуры ТС, СС, SС и SС локально размещаются в непосредственной близости от связанного с ними оборудования или интегрируются в это оборудование. Эти контуры ТС, СС, SС и SС запитываются параллельно от шин 24, 24 или от шин 30, 30 и связаны с оборудованием 1/2 ЕСU при помощи специальных связей (не показаны) для приема управляющей информации или информации о заданных значениях, выдаваемой тем из двух каналов этого оборудования 1/2 ЕСU, который в данном случае является активным. Следует отметить, что электронный контур оборудования, получающего силовое электрическое питание от шины переменного тока, может принимать электрическое питание от шины постоянного тока. Размещение электронных контуров управления на уровне управляемого оборудования позволяет облегчить каналы 1/2 ЕСU.

Однако в качестве варианта реализации функции одного или нескольких электронных контуров ТС, СС, SС и SС могут быть встроены в оборудование 1/2 ЕСU, формируя соответствующие связи между этими контурами и соответствующим оборудованием, двигателями или приводами.

На фиг.2-6 также следует отметить линию 18, непосредственно связывающую электрическую распределительную сеть самолета с клапаном прерывания подачи топлива (SOV, Shut Off Vаlve), и позволяющую управлять остановкой двигателя непосредственно из кабины экипажа самолета или от системы автоматического регулирования двигателя.

В предшествующем изложении указано, что функции LPTACC или HPTACC обеспечиваются путем управления расходом воздуха, ударяющегося в секторы колец турбины, чтобы управлять размерными изменениями путем воздействия на температуру секторов кольца. В качестве варианта реализации, те же самые функции могут быть обеспечены известным образом при помощи электрического нагревания выступов опорного кожуха кольца. Как показано на фиг.8, системы LPTACC и HPTACC могут быть запитаны параллельно непосредственно от шин 22, 22 с введением промежуточных автоматических выключателей 23, 23 и 25, 25 . Контуры прерывателей (не показаны) связаны с системами LPTACC и HPTACC и управляются при помощи систем 1/2 ЕСU, чтобы обеспечить управление питанием от шин 22, 22 или прерыванием этого питания.

Хотя на фиг.8 показан вариант способа реализации контура электрического питания, представленного на фиг.2, этот же самый вариант реализации может быть применен к способам реализации, представленным на фиг. 3-6.

По сравнению с предшествующим уровнем техники в данной области преимущество предлагаемого изобретения состоит в обеспечении возможности общего электрического питания для различного электрического оборудования двигателя.

Другое специфическое преимущество проиллюстрированного здесь контура электрического питания состоит в том, что электрическая энергия, необходимая для функционирования электрического оборудования двигателя, отбирается из электрической распределительной сети самолета. Это не представляет существенного недостатка в том случае, когда располагаемая мощность в электрической распределительной сети самолета является значительной для того, чтобы соответствовать возрастающим потребностям в электрической энергии, необходимой для функционирования оборудования самолета, поскольку электрическая мощность, необходимая для функционирования электрического оборудования двигателя, представляет лишь незначительную часть этой располагаемой мощности.

В качестве варианта реализации, как показано на фиг.9, имеется, однако, возможность запитывать непосредственно шину 22 (и шину 22 соответственно) от по меньшей мере одного резервированного генератора 34, принадлежащего двигателю и приводимого в движение этим двигателем, причем автоматические выключатели 35, 35 вставлены на линиях, связывающих этот генератор 34 с шинами 22 и 22 , причем здесь линии 12 и 12 не используются.

Поскольку генератор 34 выдает, в случае необходимости, переменное или постоянное электрическое напряжение, его использование может быть рассмотрено не только в способе реализации, представленном на фиг.2 (фиг.9), но также и в способах реализации, представленных на фиг. 3-6.