КОНТУР ПОДАЧИ ТОПЛИВА ДЛЯ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

1. Контур (10) подачи топлива для авиационного двигателя, содержащий насосную систему (12) низкого давления, соединенную с насосной системой (18) высокого давления посредством линии (20) подачи низкого давления, причем насосная система высокого давления содержит первый и второй насосы (18а, 18b) прямого вытеснения, одновременно приводимые в действие двигателем для подачи топлива под высоким давлением к форсункам (24) камеры сгорания и на приводы (28) для приведения в действие элементов двигателя с изменяемой геометрией,
при этом контур подачи топлива отличается тем, что дополнительно содержит:
гидравлический привод (200), содержащий впускное отверстие (ОА), соединенное с выходным отверстием (40а) первого насоса (18а), выпускное отверстие (U1) высокого давления, соединенное с выходным отверстием (40b) второго насоса (18b), и выпускное отверстие (U2) низкого давления, соединенное с линией подачи низкого давления посредством трубопровода (42) возврата топлива, при этом впускное отверстие выполнено с возможностью соединения с выпускным отверстием высокого давления или с выпускным отверстием низкого давления в зависимости от положения плунжера (202) привода; и
блок (100) дозирования топлива, содержащий плунжер (102), выполненный с возможностью скольжения в цилиндре и перемещения трех несущих поверхностей (104, 106, 108), разделяющих внутренний объем цилиндра на две камеры (110, 112) управления, расположенные на концах цилиндра и соединенные с сервоклапаном (34), и две сквозных секции (114, 116), расположенные между несущими поверхностями, причем одна из сквозных секций (114) соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к форсункам камеры сгорания, при этом другая сквозная секция (116) соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к пусковой камере (Р1) высокого давления гидравлического привода, при этом привод также содержит пусковую камеру (Р2) низкого давления, соединенную с трубопроводом возврата топлива, при этом давления, приложенные в пусковых камерах гидравлического привода, противоположны друг другу для управления перемещением плунжера привода.
2. Контур по п.1, отличающийся тем, что пусковая камера (Р1) высокого давления гидравлического привода (200) сообщается с промежуточной пусковой камерой (Р3), соединенной с контуром подачи топлива выше по потоку относительно насосной системы низкого давления, и содержит расположенную в ней пружину (206).
3. Контур по п.1, отличающийся тем, что он дополнительно включает в себя линию (30) возврата топлива, соединяющую выходное отверстие насосной системы высокого давления с линией (20) подачи низкого давления, и регулирующий клапан (32), размещенный на линии возврата топлива.
4. Контур по п.1, отличающийся тем, что запорный клапан (50) расположен между выпускным отверстием (U1) высокого давления гидравлического привода (200) и выходным отверстием (40b) второго насоса (18b).
5. Контур по п.1, отличающийся тем, что первый насос (18a) имеет пропускную способность, большую, чем второй насос (18b).
6. Авиационный двигатель, содержащий контур (10) подачи топлива по п.1.