Пристрій живлення паливом двигуна літального апарата

1. Пристрій живлення паливом двигуна літального апарата, що містить контур регулювання витрати палива, що містить пристрій вимірювання витрати палива, керований клапан із змінюваним отвором і систему керування, пов'язану з пристроєм вимірювання витрати палива і з клапаном для керування цим клапаном в функції заданої величини витрати палива, яке необхідно подавати в двигун, відцентровий насос, що приводиться в рух за допомогою механічного з'єднання з двигуном і має вхідну частину низького тиску, що приймає паливо з паливного контура літального апарата, і вихідну частину високого тиску, пов'язану з контуром регулювання витрати палива, допоміжну насосну установку забезпечення низьких режимів роботи, що містить насос, який приводиться в дію електричним двигуном, і містить вхід, пов'язаний з паливним контуром літального апарата, і вихід, пов'язаний з контуром регулювання витрати палива, при цьому допоміжна насосна установка керується таким чином, щоб подавати на вихід паливо при деякому мінімальному заздалегідь визначеному тиску, незалежно від режиму роботи двигуна літального апарата, причому тиск палива, що подається в контур регулювання, є найбільш високим з тисків, що забез 2 (19) 1 3 92350 4 лива являє собою масовий витратомір, при цьому система керування забезпечує керування клапаном в функції заданої величини масової витрати палива. 9. Пристрій за будь-яким з пп.1-8, який відрізняється тим, що керований клапан являє собою клапан з безпосереднім керуванням, керований електрично. 10. Пристрій за будь-яким з пп.1-9, який відрізняється тим, що система керування містить локальний контур зворотного зв'язку, безпосередньо пов'язаний з пристроєм вимірювання витрати і з керованим клапаном. 11. Пристрій за будь-яким з пп.1-7, який відрізняється тим, що пристрій вимірювання витрати являє собою об'ємний витратомір. 12. Пристрій за будь-яким з пп.1-7, який відрізняється тим, що пристрій вимірювання витрати являє собою пристрій, що дозволяє забезпечити вимірювання витрати на основі інформації про падіння тиску і про величину прохідного перерізу через цей пристрій. 13. Пристрій за будь-яким з пп.1-12, який відрізняється тим, що контур регулювання витрати палива містить другий керований клапан із змінюваним отвором, встановлений в каналі живлення паливом послідовно зі згаданим керованим клапаном із змінюваним отвором, засоби керування другим клапаном, що дозволяють подавати в двигун зменшену витрату палива, регульовану у відповідь на виявлення надмірної швидкості обертання або надмірної тяги двигуна. 14. Пристрій за п.13, який відрізняється тим, що згаданий керований клапан із змінюваним отвором і згаданий другий клапан із змінюваним отвором являють собою клапани з безпосереднім керуванням, керовані електрично. Даний винахід стосується пристрою живлення паливом двигуна літального апарату, зокрема, але не виключно, газотурбінного авіаційного двигуна. Відомий пристрій живлення звичайно містить об'ємний шестерний насос, що приводиться в рух двигуном за допомогою редуктора відбору потужності, призначеного для приведення в рух допоміжного обладнання і сполученого з валом двигуна. Об'ємний насос приймає паливо, що надходить з паливного контура літака за допомогою підкачуючого насоса. Клапан дозування з електрогідравлічним керуванням встановлюється в каналі живлення, зв'язуючому вихідну частину об'ємного насоса з камерою згоряння двигуна. Контур повернення палива з клапаном відведення, що забезпечує керовану і змінний ступінь відкриття, підключений між виходом і входом об'ємного насосу. Клапан відведення керується гідравлічно, щоб підтримувати втрату напору через клапан дозування на постійному або практично постійному рівні, що дозволяє забезпечити бажану витрату палива, відповідну положенню клапана дозування. Запобіжний клапан надмірного підвищення швидкості обертання (забросу оборотів) або надмірного підвищення тяги двигуна може бути встановлений в контурі паливного живлення послідовно або паралельно з клапаном дозування для того, щоб керувати зменшенням витрати палива у відповідь на виявлення надмірної швидкості обертання або тяги двигуна, що може привести до пошкодження клапана дозування або системи його керування. Клапан переривання звичайно встановлюється послідовно з клапаном дозування і запобіжним клапаном надмірного підвищення швидкості обертання, щоб зупинити двигун шляхом переривання його живлення паливом за допомогою безпосереднього управління з кабіни пілотів. Тут можна послатися, зокрема, на патентні документи ЕР 1 355 054 і US 2004/0117102. Було також запропоновано живити газотурбінний двигун паливом за допомогою відцентрового насосу, який дозволяє подавати паливо при заданому тиску, що визначається в функції швидкості обертання насосу. У патентному документі ЕР 1 344 917 розкрите використання відцентрового насоса, який приводиться в рух за допомогою електричного двигуна, керованого за допомогою електронного контура керування, що дозволяє регулювати швидкість обертання насоса і управляти, таким чином, тиском палива на його виході. У тому ж патентному документі продемонстрований також об'ємний шестерний електричний насос, який функціонує паралельно з відцентровим насосом для того, щоб забезпечити функцію запуску і постійно подавати деяку мінімальну витрату палива, причому відцентровий насос і об'ємний насос живляться за допомогою підкачуючого насоса низького тиску. У патенті US 3 946 551 розкритий пристрій живлення паливом з використанням крильчастого насоса з електричним керуванням, встановленого послідовно з відцентровим насосом, що приводиться в рух за допомогою двигуна. Крильчастий насос з електричним керуванням виконує функцію створення надмірного тиску палива на деяку необхідну величину в процесі запуску двигуна (сприяння запуску) і забезпечення дозування палива. Така конструкція має численні недоліки. Оскільки крильчастий насос з електричним керуванням функціонує постійно для дозування палива, він повинен мати досить великий робочий об'єм циліндра, щоб приймати максимальну витрату палива. Це означає, що його розмірні параметри повинні бути визначені відповідним чином. Крім того, при використанні насоса з досить великим робочим об'ємом циліндра точність дозування при невеликій швидкості обертання виявляється зниженою, тоді як точне регулювання витрати палива потрібно також і в фазі запуску двигуна. У той же час, у разі відмови крильчастого насоса перестає здійснюватися дозування палива. У документі "Patent Abstracts of Japan", тому 200, №02, від 29 лютого 2000 року (JP 11 303 652) розкритий контур живлення паливом газової турбіни з двома встановленими паралельно насосами, причому основний насос приводиться в рух за до 5 помогою цієї газової турбіни, а вторинний насос приводиться в рух за допомогою електричного двигуна. Вторинний насос використовується для холодного запуску турбіни, тоді як основний насос може бути використаний у випадку гарячого запуску. У згаданому вище документі немає ніяких вказівок відносно основного насоса і відносно можливого перемикання функціонування між цими насосами. Що стосується патентного документа ЕР 0 657 651, то в ньому розкрите з'єднання відцентрового насоса і насоса, сприяючого запуску двигуна, причому цей насос сприяння запуску двигуна приводиться в рух механічним чином на тому ж валу, що і відцентровий насос. Виведення з паливного контура насоса сприяння запуску двигуна вимагає його випорожнення, щоб не залишати палива, що нагрівається і застоюється в обладнанні, яке обертається з високою швидкістю. Механічне приведення в рух насоса сприяння запуску і необхідність його випорожнення ускладнює реалізацію насосної групи. Технічною задачею даного винаходу є створення пристрою живлення паливом двигуна літального апарату з найкращою оптимізацією з точки зору маси і споживання потужності в порівнянні з існуючим рівнем техніки в даній галузі. Ця технічна задача вирішується шляхом створення контура живлення паливом, що містить - контур регулювання витрати палива, що містить пристрій вимірювання витрати палива, керований клапан із змінним отвором і систему керування!, пов'язану з пристроєм вимірювання витрати палива і із згаданим клапаном, щоб забезпечити керування цим клапаном в функції заданої величини витрати палива, яке необхідно подавати в двигун, - відцентровий насос, що приводиться в дію за допомогою механічного з'єднання з двигуном і, що має вхідну частину низького тиску, яка приймає паливо з паливного контура літального апарату, і вихідну частину високого тиску, пов'язану з контуром регулювання витрати палива, - допоміжну насосну установку з електричним управлінням, вхідна частина якої пов'язана з паливним контуром літального апарату, а вихідна частина пов'язана з контуром регулювання витрати палива, щоб видавати на своєму виході паливо при деякому мінімальному заданому тиску; - причому тиск палива, що подається в контур регулювання, є найбільш високим з тисків, що забезпечуються паралельно відцентровим насосом і допоміжною насосною установкою. Використання відцентрового паливного насоса, що приводиться в рух за допомогою механічного з'єднання з двигуном, а не за допомогою електричного двигуна, дозволяє найкращим чином використовувати механічну потужність, що видається двигуном, виключаючи проміжне перетворення механічної енергії в електричну, що являє собою неминуче джерело втрат коефіцієнта корисної дії і збільшення маси. Допоміжна насосна установка дозволяє замінити відцентровий насос в тому випадку, коли його приведення в дію за допомогою двигуна відсутнє 92350 6 або є недостатнім, щоб забезпечувати мінімально необхідний тиск в контурі регулювання витрати палива. Відповідно до першого варіанту реалізації пропонованого пристрою живлення паливом допоміжна насосна установка містить об'ємний насос і клапан надмірного тиску, що має перший вхід, пов'язаний з виходом об'ємного насоса, другий вхід, пов'язаний з паливним контуром літального апарату, і вихід, пов'язаний з вхідною частиною об'ємного насоса, причому клапан надмірного тиску забезпечує сполучення його першого входу з його виходом в тому випадку, коли різниця тисків між його першим входом і його другим входом перевищує задане порогове значення. Переважно вхідна частина об'ємного насоса пов'язана з вихідною частиною високого тиску відцентрового насосу. Відповідно до другого варіанту реалізації пропонованого пристрою живлення паливом згадана допоміжна насосна установка містить другий відцентровий насос і контур електричного керування, призначений для приведення в дію другого відцентрового насосу з швидкістю, що дозволяє забезпечувати заданий мінімальний тиск. Відповідно до третього варіанту реалізації пропонованого пристрою живлення паливом допоміжна насосна установка містить регенеративний насос замість і на місці об'ємного насосу першого способу реалізації. Вибір типу допоміжного насоса пов'язаний з типом даного літального апарату. Таким чином, третій спосіб реалізації більш усього призначений для літальних апаратів, що мають газову турбіну, розташовану вище за місце розташування паливного бака (наприклад, вертольотів, гідролітаків і т.п.). Переважно передбачаються засоби зупинки допоміжної насосної установки в тому випадку, коли тиск палива, яке подається в контур регулювання витрати, перевищує деяке порогове значення, або в тому випадку, коли режим роботи двигуна перевищує деякий заздалегідь визначений режим. Також можуть бути передбачені засоби, які забезпечують повторний запуск допоміжної насосної установки в тому випадку, коли тиск палива, яке подається в контур регулювання витрати, стає менше деякого порогового значення тиску або в тому випадку, коли режим роботи двигуна стає нижче деякого заздалегідь визначеного режиму його роботи. Внаслідок того, що пристрій регулювання витрати палива містить пристрій вимірювання витрати палива і керований клапан із змінним отвором, а також систему керування, пов'язану з пристроєм вимірювання витрати і із згаданим клапаном для забезпечення управління цими елементами в функції заданої величини витрати палива, регулювання витрати палива не вимагає використання контура повернення палива з клапаном відведення, встановленим між виходом і входом головного живильного паливного насоса. Пристрій вимірювання витрати палива може являти собою масовий витратомір, об'ємний ви 7 тратомір або пристрій гібридного типу, який дозволяє забезпечити вимірювання витрати палива на основі інформації про падіння тиску і про величину прохідного перерізу через цей пристрій. Використання масового витратоміра може забезпечити більш точне регулювання витрати палива в порівнянні з використанням об'ємного витратоміра. Дійсно, потреба двигуна в паливі звичайно виражається в масі палива. Якщо вимірювання витрати є об'ємним, виявляється необхідним перетворення маси в об'єм, але при цьому знижується точність регулювання внаслідок неточності, що стосується об'ємної маси палива, причому об'ємна маса може змінюватися в функції зовнішніх умов і характеристик заправленого в літак палива. Відповідно до ще однієї особливості контура живлення паливом згаданий клапан являє собою клапан з безпосереднім електричним управлінням. Система управління може містити локальний контур зворотного зв'язку, пов'язаний з пристроєм вимірювання витрати і з клапаном. Під локальним контуром потрібно розуміти електронний контур зворотного зв'язку, зовнішній по відношенню до блока електричного модуля автоматичної системи регулювання двигуна з повною відповідальністю (FADEC) "Full Authority Digital Engine Control". Переважно пристрій регулювання витрати палива містить - пристрій вимірювання витрати палива в каналі живлення паливом, - перший керований клапан із змінним отвором, встановлений в каналі живлення паливом, - систему керування, пов'язану з пристроєм вимірювання витрати палива і з першим клапаном, призначену для керування цим клапаном, щоб подати в двигун необхідну витрату палива, - другий керований клапан із змінним отвором, встановлений в каналі живлення паливом послідовно з першим клапаном, - засоби керування другим клапаном, що дозволяють подавати в двигун зменшену витрату палива, яка піддається регулюванню у відповідь на виявлення надмірної швидкості обертання або надмірної тяги двигуна. Згадані перший і другий клапани можуть являти собою клапани з безпосереднім електричним керуванням. Винахід, що пропонується, буде краще зрозумілий з наведеного нижче опису необмежувальних прикладів його реалізації, з посиланнями на прикладені креслення, на яких: Фіг.1 являє собою схему пристрою живлення двигуна паливом, згідно з винаходом; Фіг.2 являє собою діаграму зміни у часі тиску, що забезпечується відцентровим насосом і допоміжною насосною установкою при запуску двигуна, згідно з винаходом; Фіг.3 - частина схеми варіанту реалізації допоміжної насосної установки пристрою живлення двигуна паливом, згідно з винаходом; Фіг.4 і 5 - частина схем, які ілюструють варіанти реалізації контура регулювання витрати палива пристрою живлення двигуна паливом, згідно з винаходом. 92350 8 Контур 10 живлення двигуна паливом (Фіг.1) приймає паливо, що надходить з паливного контура 11 літака, і забезпечує подачу деякої кількості палива в систему 12 впорскування палива в камеру згоряння газотурбінного двигуна 14, встановленого на літаку. Потрібно зазначити, що описаний пристрій живлення може бути використаний також і для двигунів літальних апаратів, відмінних від літакових газотурбінних двигунів, наприклад, для двигунів вертольотів. Контур 10 містить відцентровий паливний насос 100, що являє собою головний насос цього контура. Насос 100 має вхідну частину 100а, пов'язану з паливним контуром 11, і вихідну частину високого тиску 100b, що забезпечує подачу палива під тиском, який являє собою функцію швидкості обертання цього насоса. Приведення в рух відцентрового насоса здійснюється за допомогою механічного зв'язку з модулем 16 приведення в рух допоміжних агрегатів двигуна 14, сполученим з турбіною цього двигуна. Допоміжна насосна установка 110 містить об'ємний насос 112, що має вхідну частину 112а, пов'язану з вихідною частиною відцентрового насосу 100, електричний двигун 114 приведення в рух насосу 112, керований за допомогою електричного контура 115 керування, і клапан надмірного тиску 116. Насос 112 являє собою, наприклад, насос шестеренчатого типу. Фільтр 118 може бути встановлений між вихідною частиною 100b насосу 100 і вхідною частиною 112а насосу 112, щоб забезпечити захист насоса від проникнення твердих частинок, які можуть надходити разом з потоком палива, що подається з контура 11. При цьому нормальне функціонування відцентрового насоса 100 не порушується такими частинками. Електричний контур 115 керування пов'язаний з системою 15 автоматичного регулювання з повною відповідальністю двигуна 14 (FADEC) для керування функціонуванням насоса 112. Контур 115 керування також може бути інтегрований в систему 15 регулювання. Запобіжний клапан 116 має перший вхід 116а, пов'язаний з виходом 112b насосу 112, другий вхід 116b, пов'язаний з паливним контуром літака і, який подає еталонний тиск в клапан 116, і вихід 116с, пов'язаний з входом 112а насоса 112. Запобіжний клапан регулюється таким чином, щоб відкриватися і з'єднувати перший вхід 116а з виходом 116с в тому випадку, коли різниця тисків між входами 116а і 116b перевищує деяке задане порогове значення. Для того, щоб реалізувати цей клапан 116, можна використати золотник 117, що піддається, з одного боку, впливу тиску на виході з насоса 112 через приймач тиску 116d, аз іншого боку, впливу тиску на другому вході 116b, збільшеного зусиллям, що діє з боку пружини. Вихід 100b відцентрового насосу 100 пов'язаний через зворотний клапан 102 з входом контура 120 регулювання витрати палива, що подається в систему 12 впорскування палива, тоді як вихід 112b насоса 112 пов'язаний з входом контура 120 регулювання. Робота системи відбувається таким чином. 9 Запобіжний клапан 116 регулюється таким чином, щоб він відкривався під тиском, відповідним мінімальному заданому тиску Рm, який дозволяє покрити мінімальну потребу в паливі двигуна 14 в процесі його запуску. Об'ємний насос 112 запускається і приводиться в рух з швидкістю, що дозволяє подавати кількість палива, яка перевищує початкову потребу двигуна 14, зафіксовану системою регулювання 120, таким чином, щоб тиск на виході 112b насоса 112 практично вмить досягав мінімального тиску Рm (див. криву А на Фіг.2), що викликає відкриття запобіжного клапана 116. При цьому тиск на виході 100b відцентрового насосу починає зростати у міру запуску двигуна 14 (див. криву В на Фіг.2), але не покриває спочатку потребу в тиску палива. Тиск на виході 112b насоса 112 регулюється при цьому на величину тиску Ріп і паливо подається насосом 112, але не подається в систему 12 впорскування, рухаючись в замкненому контурі між виходом і входом насоса 112 через клапан 116. Зворотний клапан 102 перешкоджає поверненню палива, що подається насосом 112, у відцентровий насос 100. Таким чином, насосна установка 110 забезпечує функцію сприяння при запуску, причому клапан 116 дозволяє перетворити об'ємний насос 112 в насос, що подає тиск палива таким же чином, як і відцентровий насос. Однак, в протилежність тому, що може статися з відцентровим насосом, на функціонування об'ємного насоса 112 не надає впливу наявність повітря або пари в паливі, спочатку отриманому з паливного контура 11. Тиск на виході з насоса 100 зростає в тому випадку, коли режим роботи двигуна збільшується і коли цей тиск перевищує величину Рт, зворотний клапан 102 відкривається (точка переходу Т на Фіг.2). При цьому тиск, що видається в контур 120 регулювання витрати, являє собою тиск, який забезпечується відцентровим насосом 100. Як це можна бачити на Фіг.2, виділені жирними лініями частини кривих А і В представляють тиск палива, яке подається в контур 120 регулювання. Система, утворена насосом 100, насосною установкою 110 і клапаном 102, поводиться як насосна система, що дозволяє забезпечити перехід шляхом переважання величини тиску між насосами 112 і 100, причому тиск палива, що подається в контур регулювання, є найбільш високим з тисків, які паралельно видаються на виході з насосів 112 і 100. У тому випадку, коли насос 100 передає естафету насосу 112, його функціонування може бути зупинене. Ця зупинка може бути виконана у відповідь на перевищення деякого порогового значення тиску Р1 на виході з насоса 100 або у відповідь на перевищення деякого порогового значення режиму V1 роботи двигуна 14. Ця зупинка може керуватися за допомогою системи 15 автоматичного регулювання, що впливає на електричний контур 115 керування у відповідь на інформацію, що видається датчиком тиску палива або датчиком швидкості обертання турбіни двигуна 14. При цьому порогові значення Р1 і V1 можуть бути вибрані таким чином, щоб відповідати деякій величині, яка перевищує тиск Рm. 92350 10 Потрібно зазначити, що насосна установка 110 може бути використана не тільки при запуску двигуна, але також в процесі здійснення інших фаз функціонування двигуна на малому газу або на низькому режимі в тому випадку, коли відцентровий насос не може видавати паливо під мінімальним тиском Рm. При цьому досить запустити двигун 114 за допомогою контура 115 керування, якщо виявлене пониження тиску палива до рівня нижче деякого порогового значення тиску Р' 1 або якщо виявлене пониження режиму роботи двигуна до рівня нижче деякого порогового значення режиму роботи VI двигуна 14, причому згадані порогові значення Р'1 і V1 вибираються меншими, ніж значення Р1 і V1. Насосна установка 110 при цьому поводиться не тільки як насосна установка сприяння запуску двигуна, але також і як насосна установка забезпечення низьких режимів роботи двигуна для того, щоб при будь-яких обставинах забезпечити мінімально достатній тиск палива. У пристрої, схематично проілюстрованому на Фіг.1, насос 112 пов'язаний з паливним контуром 11 через відцентровий насос, який є "прозорим" для насоса 112 при запуску двигуна. Таке підключення дозволяє насосу 112 сприятливим чином використати підвищення тиску, що викликається насосом 100 після того, як він починає приводитися в рух. Зрозуміло, також можливо зв'язати вхід 112а насоса 112 з паливним контуром 11 літального апарату через фільтр, без проходження цього палива через відцентровий насос 100. Відповідно до іншого варіанту реалізації об'ємний насос 112 може бути замінений на регенеративний насос, зокрема, для літальних апаратів, що мають газову турбіну, розташовану вище паливного резервуара, таких як вертольоти, гідролітаки і т.п. Відповідно до іншого варіанту реалізації, схематично проілюстрованого на Фіг.3, допоміжна насосна установка 110 містить відцентровий насос 212, вхід якого пов'язаний з паливним контуром 11 літального апарату і який приводиться в рух за допомогою двигуна 214, керованого за допомогою електронного контура 215 керування, пов'язаного з системою 15 автоматичного регулювання двигуна 14. При цьому зворотний клапан 202 встановлюється на виході насосу 212. Цей відцентровий насос 212 приводиться в рух з швидкістю, що дозволяє забезпечувати мінімальний тиск Рm доти, поки цей тиск не може бути забезпечений відцентровим насосом 100. Функціонування відцентрового насоса 212 може бути перерване і знов відновлене відповідно до потреб, таким же чином, як і функціонування насоса 112, описане вище. Цей варіант реалізації відрізняється від приведеного вище варіанту реалізації спрощеною конструкцією допоміжної насосної установки 110, але може бути використаний тільки в тому випадку, якщо паливний контур 11 літального апарату виявляється спроможний постачати паливо без повітря або пари, включаючи процес запуску двигуна. Контур 120 регулювання витрати палива в каналі живлення містить масовий витратомір 122 і 11 паливний клапан 124 з безпосереднім керуванням, встановлений в каналі 126, зв'язуючому насос 100 і допоміжну насосну установку 110 з пристроєм 12 уприскування палива. Витратомір 122 переважним чином встановлений по потоку перед клапаном 124. Контур 128 теплообміну між маслом, призначеним для змащування елементів двигуна, і паливом, і фільтр для твердих частинок 130 можуть бути встановлені в каналі 110 по потоку перед витратоміром 120, причому такі контури теплообміну і такі фільтри самі по собі добре відомі. Клапан 124 являє собою, наприклад, клапан з електричним керуванням. Відкриття цього клапана регулюється за допомогою електромеханічного силового приводу 125, наприклад, підйомника або електричного двигуна. Цей силовий привід 125 отримує електричне живлення від електричного контура двигуна 14, наприклад, від системи живлення, інтегрованої в систему 15 автоматичного керування двигуном, або від шини електричного живлення двигуна 14. Як резервування можуть бути передбачені два ідентичних силових приводи 125, 125', що функціонують паралельно. Локальний контур 132 зворотного зв'язку, що живиться від електричного контура двигуна, приймає сигнал, який видається масовим витратоміром 122 і є репрезентативним для реальної масової витрати палива в каналі 126, і сигнал, який видається системою 15 автоматичного регулювання двигуна і є репрезентативним для заданої бажаної величини масової витрати палива, яке необхідне подати в двигун 14. Силовий привід 125 керується в функції розходження, виявленого між реальною і заданою масовою витратою палива, щоб відрегулювати цю витрату на задану величину. Зрозуміло, таке регулювання може бути забезпечене за допомогою електронного модуля, вбудованого в систему 15 автоматичного регулювання двигуна 14. Використання локального контура 132, зовнішнього по відношенню до блока електронного модуля, дозволяє усунути наявність зв'язку цього модуля з витратоміром 122. Клапан 134 захисту від надмірного підвищення частоти обертання або від надмірної тяги двигуна 14 встановлений в каналі 126 по потоку позаду клапана 124. Переважно тут можна використати клапан безпосереднього керування з електромеханічним силовим приводом 135, аналогічний клапану 124 і його силовому приводу 125. Силовий привід 135 керується за допомогою автоматичної системи керування 15 двигуна 14 за допомогою модуля, відмінного від модуля, що забезпечує регулювання за допомогою клапана 124, з міркувань безпеки. Як резервування може бути передбачене використання двох аналогічних силових приводів 135, 135', що функціонують паралельно. У нормальному режимі роботи двигуна відповідно до завдання клапан 134 знаходиться в положенні максимального відкриття і регулювання витрати забезпечується за допомогою клапана 124. Система автоматичного регулювання 15 приймає інформацію, що є репрезентативною для режиму роботи двигуна, наприклад, інформацію, що є репрезентативною для швидкості обертання 92350 12 турбіни високого тиску. У тому випадку, коли виявляється стан надмірного підвищення частоти обертання (або надмірної тяги) двигуна, тобто коли швидкість обертання двигуна перевищує задану швидкість обертання на деяку задану величину, і ця швидкість не може бути скоригована шляхом впливу на клапан 124, включається в дію клапан 134 для того, щоб зменшити витрату палива в каналі 126. Автоматична система 15 регулювання двигуна може бути запрограмована таким чином, щоб переводити клапан 134 в положення заздалегідь визначеного запобіжного часткового закриття, що дозволяє видавати зменшену витрату палива. При цьому використання як клапана 134 клапана з безпосереднім керуванням є переважним в тому значенні, що воно дозволяє зберегти керованість двигуна шляхом зміни витрати палива щонайменше в деякому зменшеному діапазоні. Ця зміна може бути здійснена за допомогою системи 15 автоматичного регулювання в функції бажаного режиму роботи двигуна. Таким чином, услід за виявленням надмірного перевищення швидкості обертання двигуна, клапан 134 замінює клапан 124, щоб продовжувати забезпечувати можливість зміни витрати палива, щонайменше у визначеному діапазоні. У порівнянні з системами, відомими з існуючого рівня техніки, в яких клапан надмірного перевищення швидкості обертання двигуна має два стани, а саме: (і) стан повного відкриття або (іі) стан повного закриття або заздалегідь визначеного зменшеного відкриття, можливість регулювання витрати палива після виявлення надмірного перевищення швидкості обертання або надмірного перевищення тяги двигуна дозволяє зберегти тягу двигуна і виключити ситуацію, в якій зменшена витрата палива, що задається, може в деяких умовах виявитися неприйнятною для двигуна. Клапан 136 перекриття, який працює за принципом "все або нічого", встановлюється в каналі 126, наприклад, по потоку позаду клапана 134. Клапан 136 може керуватися за допомогою електромеханічного силового приводу 137. Відомим чином цей клапан перекриття 136 може приводитися в дію за допомогою керуючої команди, що надходить з системи 15 автоматичного регулювання двигуна, або, пріоритетним чином, що надходить з кабіни екіпажу літака, для того, щоб зупинити двигун 14 шляхом припинення його живлення паливом. Також відомим чином підсумовуючий масовий витратомір 138 може бути встановлений в каналі 126 по потоку позаду клапана 136, щоб видавати інформацію відносно сумарного масового споживання палива двигуном. Потреба двигуна в паливі виражається в масі цього палива. Використання масового витратоміра 122 дозволяє, таким чином, забезпечити, в межах діапазону його погрішності, точне регулювання живлення паливом на основі заданої величини масової витрати палива. Однак є можливість, як показано на Фіг.4, замінити масовий витратомір на об'ємний витратомір 222. При цьому інформація про реальну об'єм 13 ну витрату палива, виміряну за допомогою витратоміра 222, передається в систему 15 автоматичного регулювання двигуна 14. Ця система 15 запрограмована таким чином, щоб перетворити потребу двигуна в паливі в задану об'ємну витрату на основі величини оціненої об'ємної маси палива. При цьому клапан 124 з безпосереднім керуванням керується за допомогою системи 15 таким чином, щоб погодити об'ємну витрату палива в каналі 126 з бажаною заданою величиною. Відповідно до ще одного можливого варіанту реалізації, схематично поданого на фіг. 5, можна використати пристрій 322, який дозволяє забезпечити вимірювання витрати на основі інформації про падіння тиску АР при переході через пристрій 322, про величину прохідного перерізу для палива, 92350 14 що рухається через пристрій 322, і про об'ємну масу палива. При цьому витрата палива визначається шляхом вимірювання за допомогою спеціального датчика (на Фіг.5 не показаний) положення клапана, в якому падіння натиску задається за допомогою пружини. Тут потрібно зазначити, що пристрій 322 відомий сам по собі (див., наприклад, ЕР 1 344 917). Цей пристрій 322 має конструкцію, аналогічну конструкції клапанів гідравлічного дозування, що використовуються у відомих системах живлення паливом авіаційних двигунів. У приведеному вище викладі розглядалося використання клапанів 124, 134, 136 з електричним керуванням. Однак, як варіант можна використати клапани з гідравлічним керуванням. 15 Комп’ютерна верстка Н. Лиcенко 92350 Підписне 16 Тираж 26 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