Пристрій електричного живлення і приведення в дію обладнання газотурбінного двигуна літака

1. Пристрій електричного живлення і приведення в дію обладнання газотурбінного двигуна літака, що містить контур електричного живлення, який належить двигуну і відмінний від бортової електричної мережі літака, і контур збудження, керування або зворотного зв'язку електричного обладнання двигуна, який відрізняється тим, що контур електричного живлення двигуна містить першу шину розподілу постійної або змінної електричної напруги для контурів збудження, керуван 2 (19) 1 3 89082 4 8. Пристрій за будь-яким з пп. 1-7, який відрізнязворотного зв'язку, щонайменше частково, локається тим, що згадане інше електричне обладльно розміщені на рівні відповідного обладнання. нання двигуна містить щонайменше один тип об10. Пристрій за п. 9, який відрізняється тим, що ладнання, вибраний з групи, що складається з контури збудження, керування або зворотного пристроїв керування кутом установки для лопаток зв'язку, щонайменше частково, вбудовані у відпоіз змінюваним кутом установки, клапанів регульовідне обладнання. ваного розвантаження компресора і насоса конту11. Пристрій за будь-яким з пп. 1-5, який відрізняру живлення двигуна паливом. ється тим, що системи регулювання зазору на 9. Пристрій за будь-яким з пп. 1-8, який відрізнявершинах лопаток турбіни містять електричні нається тим, що контури збудження, керування або грівальні пристрої, що живляться безпосередньо від третьої шини. Галузь техніки Винахід, що пропонується, стосується електричного живлення обладнання авіаційних газотурбінних двигунів. Попередній рівень техніки Традиційна схема виробництва електричної енергії на основі авіаційного газотурбінного двигуна відома (показана на Фіг.1). Електричний генератор, такий, як генератор з інтегрованим приводом (IDG), що приводиться в рух двигуном, видає електричну енергію на шину змінного струму (шина АС), що являє собою частину контуру розподілу електричної енергії літака. Цей контур звичайно додатково містить шину постійного струму (шина DC), що живиться від шини змінного струму АС через трансформаторвипрямляч TRU. Системи виробництва і розподіл електричної енергії для електричних мереж літака описані, зокрема, в патентних документах US 5 764 502, US 5 233 286, US 2004/119454 і ЕРО 838 396. У тому випадку, коли досягається визначений режим роботи двигуна, модуль електронного регулювання (ECU), пов'язаний з двигуном, живиться за допомогою генератора, наприклад, від генератора змінного струму з постійними магнітами (РМА), який встановлений на редукторі відбору потужності для приведення в рух допоміжного обладнання, механічно з'єднаному з валом турбіни двигуна. Модуль ECU також пов'язаний з шиною постійного струму DC, як це проілюстроване на згаданому кресленні, або, як варіант реалізації, пов'язаний з шиною змінного струму АС електричного контуру літака, щоб отримувати електричне живлення, поки достатній режим роботи двигуна ще не досягнутий, щоб забезпечити видачу необхідної електричної енергії генератором РМА або у випадку відмови цього генератора. Схема, аналогічна тій, яка показана на Фіг.1, існує для кожного двигуна літака, дозволяючи мати в розпорядженні декілька джерел електричної енергії. Модуль ECU використовує електричну енергію, що отримується для того, щоб забезпечити можливість функціонування його компонентів і спонукати до дії різні органи двигуна, наприклад, зонди і датчики, електрокрани або сервоклапани, що вимагають обмеженої електричної потужності. Модуль ECU містить звичайно дві ідентичні резервовані частини або два канали (1/2 ECU). Як найближче технічного рішення можна вказати патент US 5 764 502, у якому розкрита систе ма для генерування електричної енергії, яка має два основні джерела змінної енергії і яка містить перший і другий блоки перетворення і розподілу енергії (БП1 і БП2), кожний з яких електрично зв'язаний з одним із джерел змінної енергії. Вказані блоки БП1 і БП2 здійснюють регульовану подачу електричної енергії на зв'язану з ними основну шину розподілу енергії і додатково перетворюють енергію в другий тип енергії. Другий тип енергії подається у вторинну зв'язану з першою шину розподілу енергії і на вихід перетвореної енергії. Система містить також допоміжне джерело змінної енергії і допоміжний блок перетворення і розподілу енергії (ВБП), який електрично зв'язаний з допоміжним джерелом. ВБП здійснює регульовану подачу змінної енергії на основну шину розподілу. Крім того, блоки БП і ВБП кожний здійснює регульовану подачу змінної електричної енергії до і необхідної енергії від сполучної шини АС. Система додатково містить центральний блок перетворення і розподілу енергії (ЦБП), який електрично зв'язаний з виходом перетвореної напруги кожного блоку БП і з виходом перетвореної напруги ВБП. ЦБП селективно перетворить другий тип енергії від кожного блоку БП і ВБП у резервний тип енергії. Ця резервна енергія під керуванням подається на аварійну шину розподілу. Короткий виклад суті винаходу Винахід, що пропонується, стосується, кажучи більш конкретно, електричних контурів газотурбінних двигунів, але не електричних контурів літаків. Технічною задачею даного винаходу є створення нової структури розподілу електричної енергії в авіаційному газотурбінному двигуні, коли бажано, щоб зростаюча кількість обладнання двигуна використовувала для свого функціонування електричну енергію замість гідравлічної енергії. Ця технічна задача вирішується за допомогою пристрою електричного живлення і приведення в дію обладнання газотурбінного двигуна літака, що містить контур електричного живлення, який належить двигуну і відмінний від бортової електричної мережі літака, і контуру збудження, керування або зворотного зв'язку електричного обладнання двигуна, причому контур електричного живлення двигуна має в своєму складі першу шину розподілу постійної або змінної електричної напруги для контурів збудження, керування або зворотного зв'язку першої групи електричного обладнання двигуна, другу шину розподілу постійної або змінної електричної напруги для контурів збудження, керування або зворотного зв'язку іншої групи елек 5 89082 6 тричного обладнання двигуна, вимагаючої електреалізації, і друга шина являє собою шину розпоричної потужності, більш високої, ніж електрична ділу постійної електричної напруги, як в третьому потужність обладнання першої групи, і третю шиспособі реалізації. ну, що має зв'язок для прийому електричної енерПотрібно зазначити, що в першому і другому гії від деякого джерела і пов'язану із згаданою варіантах реалізації друга шина може бути пов'япершою шиною і із згаданою другою шиною для їх зана з третьою шиною за допомогою трансформаживлення. тора в тому випадку, коли напруга змінного струНеобхідна електрична потужність може бути му, яку бажано мати на другій шині, відрізняється відібрана з бортової мережі електричного розподівід напруги, що є на третій шині. лу літака. Наявності спеціального генератора, У тому випадку, коли джерело електричної призначеного для живлення агрегатів двигуна, при енергії являє собою джерело постійної напруги, цьому не потрібно. Оскільки споживання літаками наприклад, якщо таким джерелом є бортова елекелектричної енергії зростає, все більш значна елетрична мережа літака (наприклад, напругою 270В ктрична потужність повинна подаватися в електпостійного струму), може бути розглянутий п'ятий ричну мережу літака. При цьому, оскільки електваріант реалізації пристрою електричного живленрична потужність, необхідна для живлення ня двигуна, відповідно до якого перша шина являє двигуна, виявляється відносно невеликою в порівсобою шину розподілу постійної електричної нанянні з електричною потужністю бортових мереж пруги, пов'язану з третьою шиною за допомогою літака, вона може бути відібрана з цієї бортової перетворювача напруги і, переважно автоматичномережі без істотних небажаних наслідків. го вимикача, тоді як друга шина розподілу електОднак, залишається можливим використати ричної енергії може бути пов'язана з третьою шиспецифічне джерело електричної енергії, таке, як ною просто за допомогою автоматичного генератор, спеціально призначений для обладвимикача, причому електрична напруга на другій нання двигуна і що приводиться в рух цим двигушині є такою ж, як і напруга на третій шині. Однак, ном, щоб видавати необхідну електричну потужтут може бути передбачений перетворювач напруність при повній автономності двигуна. ги, встановлений між другою шиною і третьою шиУ тому випадку, коли джерело електричної ною в тому випадку, коли бажана електрична наенергії являє собою джерело змінної електричної пруга на другій шині відрізняється від електричної напруги, наприклад, напруги з бортової електричнапруги на третій шині. ної мережі літака (наприклад, напруги 115В або Перша шина електричного живлення перева230В змінного струму з частотою 400 Гц або із жно використовується для живлення електричного змінною частотою), або генератор, призначений обладнання, віднесеного до першої групи і, що для обладнання двигуна, можуть бути розглянуті вимагає для своєї роботи електричну потужність різні варіанти реалізації пристрою електричного на рівні, наприклад, менше за 100 Вт. Це електриживлення двигуна, а саме: чне обладнання першої групи може містити один перший варіант реалізації, відповідно до якого або декілька типів обладнання, вибраного серед перша шина являє собою шину розподілу змінної модуля електронного регулювання двигуна, клаелектричної напруги, пов'язану з третьою шиною панів регулювання загальної витрати палива, що за допомогою трансформатора і, переважно, авподається в двигун, системи керування працездатоматичного вимикача, тоді як друга шина являє тністю і використанням органів двигуна, клапанів собою шину розподілу змінної електричної напрутимчасового розвантаження компресора, клапанів ги, яка може бути пов'язана з третьою шиною прорегулювання витрати палива, що подається в фосто за допомогою автоматичного вимикача, прирсунки камери згоряння двигуна, клапанів регулючому напруга на другій шині є такою ж, як напруга вання витрати повітря для коректування зазора на на третій шині, вершинах лопаток турбіни і пристрою запалення другий варіант реалізації, відповідно до якого палива. перша шина являє собою шину розподілу постійІнше електричне обладнання може містити ної електричної напруги, пов'язану з третьою шиодин або декілька типів обладнання, вибраного ною за допомогою перетворювача напруги або серед пристроїв керування кутом установки для трансформатора-випрямляча і, переважно, автолопаток із змінним кутом установки, клапанів регуматичного вимикача, тоді як друга шина являє льованого розвантаження компресора і насоса собою шину розподілу змінної електричної напруконтуру живлення двигуна паливом. ги, яка може бути пов'язана з третьою шиною проВідповідно до однієї з характеристик пристрою сто за допомогою автоматичного вимикача, як і в електричного живлення відповідно до винаходу, першому способі реалізації, що пропонується, електричне обладнання двигуна третій варіант реалізації, відповідно до якого пов'язане з електронними контурами збудження, перша шина являє собою шину розподілу постійкерування або зворотного зв'язку і щонайменше ної електричної напруги, як у другому способі реадеяка частина цих електронних контурів локально лізації, тоді як друга шина являє собою шину розрозміщені на рівні відповідного обладнання або поділу постійної електричної напруги, пов'язану з вбудовані в це обладнання і живляться за допомотретьою шиною за допомогою перетворювача нагою шин електричного живлення. пруги або трансформатора-випрямляча і, переваЗгідно з варіантом реалізації пристрою електжно автоматичного вимикача, ричного живлення відповідно до винаходу, що четвертий варіант реалізації, відповідно до пропонується, системи регулювання зазора на якого перша шина являє собою шину розподілу вершинах лопаток турбіни містять електричні назмінної електричної напруги, як в першому способі 7 89082 8 грівальні пристрої, що живляться безпосередньо шиною 22 за допомогою автоматичного вимикача від третьої шини. 32. Короткий опис креслень Шина 24АС змінного струму використовується Винахід, що пропонується, буде краще зрозудля подачі електричної енергії, необхідної для мілий з наведеного нижче опису ілюстративних і функціонування або для приведення в дію електнеобмежувальних прикладів його реалізації з поричного обладнання двигуна, що вимагає відносно силаннями на прикладені креслення, на яких: невеликої потужності, що звичайно має величину Фіг.1 зображає відому схему генерування і роменше 100 Вт. Це обладнання може містити один зподілу електричної енергії для електричної мереабо декілька наступних типів обладнання: жі літака і електричного контуру живлення двигуна резервований модуль електронного регулюлітака; вання двигуна, або ECU, схематично представлеФіг.2-6 - різні варіанти реалізації контуру елекний на наведених в додатку кресленнях двома тричного живлення двигуна літака, згідно з винаідентичними контурами (один з яких є резервним), ходом; позначеними як "1/2 ECU"; Фіг.7 - частина контуру електричного живленклапан контролю витрати палива (FFCV, Fuel ня, представленого на Фіг.2-6, згідно з винаходом; Flow Control Valve) контуру регулювання загальної Фіг.8-9 - два варіанти реалізації контуру електвитрати палива, що подається в двигун, такий, ричного живлення, поданих на Фіг.2, згідно з винанаприклад, як клапан з безпосереднім керуванням, ходом. керований електричним чином; Докладний опис переважного варіанту реалізапобіжний клапан надмірного перевищення зації винаходу швидкості обертання (OSV, Over Speed Valve) конНа Фіг.2-6 поз. 10 і 20 означають відповідні петуру регулювання загальної витрати палива, що риметри літака і газотурбінного двигуна, встановподається в двигун, наприклад, клапан з безпоселеного на цьому літаку. реднім керуванням, керований електричним чиОдин або (як показано на кресленнях), два ном; електричних генератори 21 приводяться в рух за система керування працездатністю і викорисдопомогою двигуна 20, щоб виробляти електричну танням органів двигуна (HUMS, Health and Usage енергію, необхідну для мережі електричного розManagement System), що видає корисну інформаподілу літака. Переважно тут використовують елецію для діагностики несправностей і технічного ктричні машини, що мають можливість функціонуобслуговування органів двигуна; вати як електричний стартер, а потім як клапан системи регулювання витрати палива, електричний генератор, що приводиться в рух за що подається в форсунки камери згоряння двигудопомогою турбіни двигуна, тобто машини, що на, наприклад, система типу (TAPS Twin-Annular звичайно позначаються абревіатурою S/G Pre-Swirl Combustor); (Starter/Generator). Як резервування один або два клапан тимчасового розвантаження компресоподібних генератори, що приводяться в рух іншим ра (TBV Transient Bleed Vanes), тобто клапан, що двигуном літака, також подають електричну потуприводиться в дію в процесі здійснення деяких жність в електричну розподільну мережу літака специфічних фаз польоту, наприклад, на зльоті; паралельно з генераторами 21, щоб мати резервні клапан регулювання витрати повітря для сисджерела електричного живлення для літака. Електем регулювання зазора на вершинах лопаток трична енергія перетворюється в розподільній ротора для турбіни низького тиску і турбіни високоелектричній мережі літака в змінну електричну го тиску (LPTACC, Low Pressure Turbine Active напругу, що звичайно становить 115В або 230В Clearance Control і НРТАСС High Pressure Turbine змінного струму з частотою 400 Гц або із змінною Active Clearance Control); частотою, або в постійну електричну напругу, що пристрій "IGNITION" запалювання для свічок звичайно становить 270В постійного струму. двигуна. Електрична енергія, необхідна для функціонуШина 30АС змінного струму використовується вання електричного обладнання двигуна, відбирадля подачі електричної енергії, необхідної для ється з електричної розподільної мережі літака приведення в дію обладнання двигуна, що вимачерез лінії 12, 12' живлення. гає відносно високої електричної потужності. Це У способі реалізації, поданому на Фіг.2, через обладнання може містити один або декілька з наці лінії 12, 12' живлення забезпечується подача ступних типів обладнання: змінної електричної напруги. пристрій управління кутом установки лопаток Лінія 12 електричного живлення безпосередстатора із змінним кутом установки типу (VSV, ньо пов'язана з шиною 22 контуру електричного Variable Stator Vanes), а саме, лопаток рівнів виживлення літака. Перша шина 24АС розподілу прямляючого апарату компресора; змінної електричної напруги пов'язана з шиною 22 клапан регульованого розвантаження компреза допомогою автоматичного вимикача 26 і транссора (VBV, Variable Bleed Vanes), тобто клапан, форматора 27. Трансформатор 27 перетворює який може приводитися в дію протягом всього змінну електричну напругу, що подається з електпольоту; ричної розподільної мережі літака через шину 22, електричний насос контуру загального живв змінну електричну напругу, що має дещо меншу лення двигуна паливом, зокрема, об'ємний шестеамплітуду, наприклад, в напругу, що складає блирний насос (GP, Gear Pump). зько 115В змінного струму. Друга шина 30АС розЯк резервування, лінія живлення 12' безпосеподілу змінної електричної напруги пов'язана з редньо пов'язана з шиною 22', яка забезпечує розподіл, симетричним чином по відношенню до шини 9 89082 10 22, змінної електричної напруги на шину 24'АС жуть бути пов'язані з шинами 22 і 22' за допомогою змінного струму за допомогою автоматичного витрансформаторів, якщо бажана напруга на цих микача 26' і трансформатора 27' і яка забезпечує шинах 30АС і 30'АС відрізняється від напруги, що розподіл змінної електричної напруги на шину є на шинах 22 і 22'. 30'АС змінного струму за допомогою автоматичноУ способі реалізації на Фіг.6 лінії 12, 12' живго вимикача 32'. Обладнання, що живиться через лення подають напругу постійного струму безпошини 24'АС і 30'АС, являє собою те ж саме обладсередньо на шини 22, 22' живлення постійним нання, яке живиться через шини 24АС і 30АС. струмом від контуру електричного живлення літаЗрозуміло, приведені вище переліки обладка. При цьому перша шина 24DC розподілу постійнання не є вичерпними. ної електричної напруги пов'язана з шиною 22 за На Фіг.3 представлений другий варіант реалідопомогою автоматичного вимикача 26 і перетвозації контуру електричного живлення двигуна, який рювача 29 напруги, що трансформує постійну елевідрізняється від варіанту реалізації, поданого на ктричну напругу з шини 22 (наприклад, напругу Фіг.2, тим, що перша шина являє собою шину 270В постійного струму з бортової мережі розподі24DC розподілу постійної електричної напруги, лу постійного струму літака) в знижену постійну пов'язану з шиною 22 за допомогою автоматичноелектричну напругу (наприклад, в напругу 28В го вимикача 26 і контуру перетворювача напруги постійного струму). Друга шина 30DC розподілу 28. Перетворювач напруги 28 трансформує змінну постійної електричної напруги пов'язана з шиною електричну напругу, що подається через шину 22, 22 за допомогою автоматичного вимикача 32. в постійну електричну напругу трохи меншої ампАналогічним чином, шина 24DC розподілу постійлітуди, наприклад, в напругу, що складає близько ної електричної напруги пов'язана з шиною 22' за 28В постійного струму. Тут переважно використодопомогою автоматичного вимикача 26' і перетвовують захищений перетворювач 28, що забезперювача 29' напруги, тоді як шина 30'DC розподілу чує захист від короткочасних перерв живлення для постійної електричної напруги пов'язана з шиною підтримки живлення шини 24DC у разі короткочас22' за допомогою автоматичного вимикача 32'. них перерв в подачі змінної електричної напруги. Обладнання, що живиться від шин 24'DC і 30'DC, є Аналогічним чином, шина 22' пов'язана з шиною тим же самим, що і обладнання, що живиться від 24'DC постійної напруги за допомогою автоматичшин 24DC і 30DC. ного вимикача 26' і перетворювача напруги 28', Потрібно зазначити, що в способі реалізації, причому ця шина 24'DC живить те ж саме обладподаному на Фіг.6, шини 30DC і 30'DC можуть бути нання, що і шина 24DC. пов'язані з шинами 22 і 22' за допомогою перетвоНа Фіг.4 показаний третій варіант реалізації рювачів напруги, якщо бажана напруга на цих шиконтуру електричного живлення двигуна, який віднах 30DC і 30'DC відрізняється від напруги, що є різняється від способу реалізації, поданого на на шинах 22 і 22'. Фіг.3, тим, що друга шина являє собою шину 30DC Вибір конкретного варіанту реалізації з тих, які розподілу постійної електричної напруги, пов'язану були описані в попередньому викладі, здійснюєтьз шиною 22 за допомогою автоматичного вимикася в функції електричної напруги в бортовій електча 32 і трансформатора-випрямляча або перетворичній мережі літака і бажаних характеристик елерювача напруги 33, переважним чином захищеноктричного живлення, необхідного для керування го від короткочасних перерв живлення. роботою електричного обладнання двигуна. Трансформатор-випрямляч або перетворювач 33 Функціонування деяких типів обладнання витрансформує змінну електричну напругу, що подамагає просто наявності електричного живлення. ється через шину 22, в постійну електричну напруЦе стосується, зокрема, обладнання, позначеного гу (наприклад, в напругу 270В постійного струму в як 1/2 ECU і HUMS, що живиться паралельно від тому випадку, коли шина 22 забезпечує розподіл шин 24АС, 24DC або 24'АС, 24'DC. напруги 115В змінного струму). Аналогічним чиФункціонування одного або декількох інших ном, шина 22' пов'язана з шиною 30'DC постійної типів обладнання вимагає просто наявності електнапруги за допомогою автоматичного вимикача 32' ричного живлення контуру збудження. У прикладі і трансформатора-випрямляча або перетворювача реалізації на Фіг.7, до такого обладнання можна 33' напруги, причому ця шина 30'DC живить те ж віднести свічку запалення з контуру "IGNITION", саме обладнання, що і шина 30DC. яка пов'язана з електронним контуром збудження На Фіг.5 показаний третій варіант реалізації ТС, що живиться паралельно за допомогою шин контуру електричного живлення двигуна, який від24, 24' (тобто за допомогою шин 24АС змінного різняється від варіанту реалізації, поданого на струму або 24DC постійного струму і шин 24'АС Фіг.2, тим, що друга шина являє собою шину 30DC змінного струму або 24'DC постійного струму). Корозподілу постійної електричної напруги, таку ж, як нтур ТС у разі необхідності може бути дубльоваі шина на Фіг.4, що живиться від шини 22 через ний для забезпечення резервування. автоматичний вимикач 32 і трансформаторФункціонування електричного насоса GP вивипрямляч або перетворювач 33 напруги, перевамагає використання електричного двигуна ЕМ і жним чином захищений від короткочасних перерв контуру СС електронного керування цим двигуном живлення. Аналогічним чином шина 30'DC живитьЕМ (Фіг.7). Електричний двигун ЕМ, що живиться ся від шини 22' через автоматичний вимикач 32' і паралельно від шин 30 і 30' (тобто від шин 30АС трансформатор-випрямляч або перетворювач 33' змінного струму або 30DC постійного струму і шин напруги. 30'АС змінного струму або 30'DC постійного струПотрібно зазначити, що в способах реалізації, му). Обмотки електричного двигуна ЕМ самі по представлених на Фіг.2 і 3, шини 30АС і 30'АС мособі у випадку необхідності можуть бути дубльо 11 89082 12 вані для забезпечення резервування, так само, як На Фіг.2-6 також потрібно відмітити лінію 18, пов'язаний з цим двигуном контур СС електроннобезпосередньо зв'язуючу електричну розподільну го керування. мережу літака з клапаном переривання подачі Функціонування одного або декількох інших палива (SOV, Shut Off Valve), і що дозволяє керутипів обладнання керується за допомогою електвати зупинкою двигуна безпосередньо з кабіни ромеханічного приводу, що містить засоби привеекіпажу літака або від системи автоматичного редення в рух, такі як підйомники, двигуни або елекгулювання двигуна. тричні котушки. До обладнання цього типу може У попередньому викладі указано, що функції бути віднесено, зокрема, обладнання, позначене LPTACC або НРТАСС забезпечуються шляхом позиціями FFCV, OSV, TAPS, TBV, НРТАСС, керування витратою повітря, що ударяється в секLPTACC, VSV і VBV. У тому випадку, коли потрібна тори кілець турбіни, щоб керувати розмірними зміпідвищена безпека функціонування, електромеханами шляхом впливу на температуру секторів кінічний привід дублюється з міркувань резервуванльця. Як варіант реалізації, ті ж самі функції ня. Це стосується, зокрема, випадку використання можуть бути забезпечені відомим чином за допообладнання типу FFCV, OSV, TBV, VSV і VBV могою електричного нагрівання виступів опорного (Фіг.7) з його резервованими електромеханічними кожуха кільця. Як показано на Фіг.8, системи приводами АЕМ і АЕМ'. Кожний електромеханічLPTACC і НРТАСС можуть живитися паралельно ний привід живиться паралельно від шин 24, 24' безпосередньо від шин 22, 22' з введенням проміабо від шин 30, 30'. В інших випадках може бути жних автоматичних вимикачів 23, 23' і 25, 25'. Конпередбачений тільки один електромеханічний тури переривників (не показані) пов'язані з систепривід АЕМ, наприклад, для обладнання типу мами LPTACC і НРТАСС і керуються за допомогою НРТАСС і LPTACC, причому цей привід у випадку, систем 1/2 ECU, щоб забезпечити управління живщо розглядається тут, живиться від шин 24, 24'. ленням від шин 22, 22' або перериванням цього Крім того, обладнання з регульованим положивлення. женням може бути пов'язане з контурами зворотХоча на Фіг.8 показаний варіант способу реаного зв'язку, що дозволяють підтримувати їх реалізації контуру електричного живлення, поданого льне положення, детектоване датчиком, на Фіг.2, цей же самий варіант реалізації може відповідно до заданого положення. Це може стобути застосований до способів реалізації, предсуватися, наприклад, обладнання типу FFCV, VSV, ставлених на Фіг.3-6. VBV, НРТАСС, LPTACC, в якому електромеханічні У порівнянні з попереднім рівнем техніки в даприводи АЕМ' керуються за допомогою відповідній галузі перевага винаходу, що пропонується, них електронних контурів SC і SC' зворотного зв'яполягає в забезпеченні можливості загального зку. Така ж ситуація характерна і для обладнання електричного живлення для різного електричного типу OSV, як в проілюстрованому тут прикладі обладнання двигуна. реалізації, якщо можливість регулювання витрати Інша специфічна перевага проілюстрованого палива в зменшеному діапазоні передбачається тут контуру електричного живлення полягає в топісля виявлення надмірного перевищення швидкому, що електрична енергія, необхідна для функцісті обертання або надмірної тяги. онування електричного обладнання двигуна, відУ прикладі реалізації, що описується, електбирається з електричної розподільної мережі ронні контури ТС, СС, SC і SC' локально розміщулітака. Це не представляє істотного недоліку в ються в безпосередній близькості від пов'язаного з тому випадку, коли потужність, що розташовується ними обладнання або інтегруються в це обладв електричній розподільній мережі літака, є значнання. Ці контури ТС, СС, SC і SC' живляться паною для того, щоб відповідати зростаючим потрералельно від шин 24, 24' або від шин 30, 30' і побам в електричній енергії, необхідній для функціов'язані з обладнанням 1/2 ECU за допомогою нування обладнання літака, оскільки електрична спеціальних зв'язків (не показані) для прийому потужність, необхідна для функціонування електкеруючої інформації або інформації про задані ричного обладнання двигуна, представляє лише значення, що видається тим з двох каналів цього незначну частину цієї наявної потужності. обладнання 1/2 ECU, який в цьому випадку є актиЯк варіант реалізації, як показано на Фіг.9, є, вним. Потрібно зазначити, що електронний контур однак, можливість живити безпосередньо шину 22 обладнання, одержуючого силове електричне жи(і шину 22' відповідно) від щонайменше одного влення від шини змінного струму, може приймати резервованого генератора 34, що належить двигуелектричне живлення від шини постійного струму. ну, і що приводиться в рух цим двигуном, причому Розміщення електронних контурів керування на автоматичні вимикачі 35, 35' вставлені на лініях, рівні керованого обладнання дозволяє полегшити зв'язуючих цей генератор 34 з шинами 22 і 22', канали 1/2 ECU. причому тут лінії 12 і 12' не використовуються. Однак як варіант реалізації функції одного або Оскільки генератор 34 видає, у разі необхіднодекількох електронних контурів ТС, СС, SC і SC' сті, змінну або постійну електричну напругу, його можуть бути вбудовані в обладнання 1/2 ECU, використання може бути розглянуте не тільки в формуючи відповідні зв'язки між цими контурами і способі реалізації, поданому на Фіг.2 (Фіг.9), але відповідним обладнанням, двигунами або привотакож і в способах реалізації, представлених на дами. Фіг.3-6. 13 89082 14 15 89082 16 17 89082 18 19 89082 20 21 89082 22 23 89082 24 25 89082 26 27 89082 28 29 Комп’ютерна верстка Л. Литвиненко 89082 Підписне 30 Тираж 28 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601