УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ ОТ ЗАБРОСА ОБОРОТОВ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

1. Устройство защиты от заброса оборотов авиационного двигателя с системой (10) питания топливом указанного авиационного двигателя, содержащее:
источник (S) напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности;
логическое устройство (ECA) управления, последовательно соединенное с источником (S) напряжения, при этом указанное логическое устройство (ECA) управления выполнено с возможностью открывания или перекрывания системы (10) питания в зависимости от полярности выдаваемого напряжения;
первый электронный блок (ECU#1), последовательно соединенный с источником (S) напряжения и с логическим устройством (ECA) управления и содержащий:
первый датчик (C1) скорости, выдающий первый дискретный электрический сигнал управления (CMD#1), зависящий от скорости двигателя;
первый нормально замкнутый выключатель (I1), управляемый указанным первым дискретным электрическим сигналом управления;
второй электронный блок (ECU#2), последовательно соединенный с источником напряжения и с логическим устройством (ЕСА) управления и содержащий:
второй датчик (С2) скорости, выдающий второй дискретный электрический сигнал управления (CMD#2), зависящий от скорости двигателя;
второй нормально замкнутый выключатель (I2), управляемый указанным вторым дискретным электрическим сигналом управления (CMD#2);
при этом нормально замкнутый первый выключатель (I1) и нормально замкнутый второй выключатель (I2) имеют «замкнутое» состояние, пропускающее ток, и «разомкнутое» состояние, не пропускающее тока;
при этом логическое устройство (ЕСА) управления расположено между первым электронным блоком (ECU#1) и вторым электронным блоком (ECU#2);
причем нормально замкнутые первый (I1) и второй (I2) выключатели реагируют соответственно на первый и второй дискретные электрические сигналы управления, только если напряжение имеет одну и ту же заданную полярность, при этом первый (I1) и второй (I2) выключатели позволяют при указанной одной и той же заданной полярности первому (ECU#1) и второму (ECU#2) электронным блокам изолировать или соединять логическое устройство (ЕСА) управления с источником (S) напряжения в зависимости от указанных дискретных электрических сигналов управления.
2. Устройство защиты по п. 1, в котором первый и второй датчики скорости выполнены с возможностью измерять скорость двигателя и выдавать дискретные электрические сигналы управления, имеющие
- верхнее состояние (‘1’) при скорости двигателя Vmoteur, такой, что Vseuil1 ≤ Vmoteur < Vseuil2, где Vseuil1 является первым порогом и Vseuil2 является вторым характеристическим порогом заброса оборотов двигателя летательного аппарата;
- нижнее состояние (‘0’) при скорости двигателя, такой, что 0 ≤ Vmoteur < Vseuil1, и такой, что Vmoteur > Vseuil2, или когда двигатель имеет неисправность.
3. Устройство защиты по п. 1 или 2, в котором первый (ECU#1) и второй (ECU#2) электронные блоки изолируют логическое устройство (ЕСА) управления от источника (S) напряжения, как только первый (I1) и второй (I2) выключатели переходят из «разомкнутого» состояния в «замкнутое» состояние, тогда как логическое устройство (ЕСА) управления открыто, при этом изменение состояния указанных первого (I1) и второго (I2) выключателей приводит к закрыванию сервоклапана (ЕСА).
4. Устройство защиты по одному из пп. 1-3, в котором первый и второй датчики скорости выполнены с возможностью выдавать за счет вращения двигателя электрическую энергию для автоматического питания указанного устройства защиты.
5. Устройство защиты по п. 4, в котором первый и второй датчики скорости являются индуктивными датчиками, например, с акустическом колесом, датчиками типа обмотки генератора переменного тока или активным электрическим датчиком измерения скорости.
6. Устройство защиты по одному из пп. 1-5, которое содержит поляризатор (Р), установленный параллельно с источником (S) напряжения, при этом указанный поляризатор выполнен с возможностью поляризации напряжения, выдаваемого источником (S) напряжения.
7. Устройство защиты по одному из пп. 1-6, в котором первый (I1) и второй (I2) выключатели содержат транзистор, предпочтительно типа Дарлингтона, или биполярный транзистор.
8. Система питания топливом двигателя летательного аппарата, содержащая устройство защиты от заброса оборотов по любому из пп. 1-7.
9. Авиационный двигатель, содержащий систему питания топливом по п. 8.