JP2017526861A - 航空機エンジンの過回転保護装置 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機エンジンの過回転保護装置に関する。

Description

本発明は、航空機エンジンに電力供給を行うことに関し、より具体的には、それらの過回転保護に関する。

航空機エンジンにおいて、シャフトの過剰な回転速度は、深刻な結果をもたらす場合があり、具体的かつ明確には、シャフト上に取り付けられた回転盤の破壊を引き起こす。また、そのようなエンジンは、通常、エンジンシャフトの回転速度を表す情報を受信し、例えば、この回転速度が所定の閾値を超えた場合、または加速時にこの速度に関係する閾値を超えた場合に、エンジン燃料供給の中止、調整、または制限を制御する、過回転保護装置を装備している。

過回転安全機能は、サーボ弁、またはエンジンの燃料供給を中止／調整／制限するように、またはエンジンが過回転になるのを防止するように構成される任意の他の要素を制御する、電子過回転保護ユニットによって保障され得る。

この電子ユニットは、通常、エンジン制御ユニット（ＥＣＵ）から分離されており、航空機の機内（ｏｎｂｏａｒｄ）ネットワークによって供給される。

この種類のソリューションに関する問題は、過回転安全機能が、調整機能と同じ機内ネットワークによって供給されるため、ＥＣＵと共通のモードに関与するということであり、これは、一方の故障が他方の故障を引き起こし得ることを示唆している。

本発明の目的は、供給を複雑化することなく、過回転安全機能とエンジン制御ユニットとの間の独立性に関する優れた妥協案を提供するソリューションを提案することである。

この目的のために、第１の態様によれば、本発明は、前記回転機の燃料供給システムを備える航空機エンジンの過回転保護装置を提案し、保護装置は、
負または正の分極に従って電圧を送出するように構成される電圧源と、
電圧源に直列に接続された論理制御装置であって、送出される電圧の分極に応じて供給システムを開くまたは閉じるように構成される、前記論理制御装置と、
電圧源および論理制御装置に直列に接続された第１の電子ユニットであって、
エンジンの速度に応じて第１の離散電気制御信号を送出する第１の速度センサと、
前記第１の離散電気制御信号によって制御される通常閉型の第１のスイッチと、
を備える、第１の電子ユニットと、
電圧源および論理制御装置に直列に接続された第２の電子ユニットであって、
エンジンの速度に応じて第２の離散電気制御信号を送出する第２の速度センサと、
前記第２の離散電気制御信号によって制御される通常閉型の第２のスイッチと、
を備える、第２の電子ユニットと、を備え、
通常閉型の第１のスイッチおよび通常閉型の第２のスイッチは、電流を通過させる「閉」状態と、電流を通過させない「開」状態と、を有し、
論理制御装置は、第１の電子ユニットおよび第２の電子ユニットの両方の間に配置され、
通常閉型の第１および第２のスイッチは、電圧が所定の分極を有する場合のみ、それぞれ第１および第２の離散電気制御信号を感知し、この所定の分極に対し、第１および第２のスイッチは、第１および第２の電子ユニットを、前記離散電気制御信号に応じて電圧源の論理制御装置から絶縁するかまたは接続する。

本発明は、有利には、単独で、またはそれらの技術的に可能な組み合わせの任意の関連性において考慮される、以下の任意選択的な特性によって完成する：

・第１および第２の速度センサは、エンジンの速度を測定し、かつ、Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１≦Ｖｅｎｇｉｎｅ＜Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２であるようなエンジンの速度Ｖｅｎｇｉｎｅに対するハイ状態であって、Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１は、航空機エンジンの過回転の第１の閾値特性であり、Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２は、第２の閾値特性である、ハイ状態と、０≦Ｖｅｎｇｉｎｅ＜Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１等およびＶｅｎｇｉｎｅ≧Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２であるようなエンジンの速度に対する、またはエンジンが故障した場合のロー状態と、を有する離散電気制御信号を送出するように構成される。

・第１および第２の電子ユニットは、論理制御装置が開いている間に、第１および第２のスイッチが「開」状態から「閉」状態に移行するとすぐに論理制御装置を電圧源から絶縁し、前記第１および第２のスイッチの状態の変化は、サーボ弁を閉じさせる。

・第１および第２の速度センサは、前記保護装置に自己供給するためにエンジンの回転から電気エネルギーを提供するように構成される。

・第１および第２の速度センサは、例えば、フォニックホイールを有する誘導型、オルタネータ巻線型、または速度を測定するための能動型電気センサである。

・電圧源と平行に取り付けられた分極装置を備え、前記分極装置は、電圧源からの電圧を分極化するように構成される。

・第１および第２のスイッチは、好ましくはダーリントン型またはバイポーラ型のトランジスタによって構成される。

本発明には多くの利点が存在する。

・２つの独立した筐体にわたって２つの独立した機能において共有される単純なアーキテクチャ。

・過回転安全機能とエンジン制御ユニットとの間に完全な分離が存在する。

・航空機から、または過回転安全機能とエンジン制御ユニットとの間の制御システムからの異なる供給源が使用され得る。

・供給の自立性により、制御部品の供給機能に対する耐火性要件が排除される。

・装置の稼働能力はセンサの適切な機能と連結しているため、故障検出が改善される。

・装置のアーキテクチャは、過回転の発生を防止して操作安全要件を保証するように単純なアクチュエータを維持し、装置を作動させる能力は各始動の前に検査され、故障があった場合は始動させない結果となる。

本発明はまた、第１の態様による過回転保護装置を備える航空機エンジンの燃料供給システムにも関する。

本発明はさらに、第１の態様による供給装置を備える航空機エンジンに関する。

本発明の他の特徴、目的、および利点は、純粋に例示であって非限定的ではなく、添付の図面に関連して考慮されなければならない以下の説明から明らかになるであろう。

本発明による保護装置を示す略図である。 本発明による保護装置のスイッチの実施形態を示す図である。 本発明による保護装置の動作を示す図である。 本発明による保護装置の動作を示す図である。 本発明による保護装置の動作を示す図である。

全ての図において、類似の要素は同一の参照番号を有する。

図１は、本発明の実施形態による航空機エンジンの過回転保護装置を示す。

航空機のエンジン（図示せず）は、例えば、保護装置によって閉じられ得るか、または制限され得る、燃料供給ライン１０を備える。当然のことながら、保護装置は、燃料供給装置を備えるあらゆる回転機に適用される。

当然のことながら、この実施形態に関連して記載される本発明は、エンジンの過回転の開始を防止する（停止する、減速する等）ためのあらゆる手段に適用され得る。

保護装置は、負または正の分極に従って電圧Ｖを送出するように構成される電圧源Ｓを備える。したがって、電圧源Ｓは、負または正の分極に従って絶対値｜Ｖ｜を有する振幅電圧を送出するように構成される。したがって、電圧源は、印加された分極に応じて±Ｖに等しい供給電圧を送出する。

保護装置は、分極のトグリング（本明細書には詳述されない）を確実にする特定のアルゴリズムに基づいて、航空機によって送信された指示に由来する制御信号ＣＭＤ＃Ｐによって、または制御コンピュータ（図示せず）から送信された指示によって制御される分極装置Ｐを備える。

燃料供給ライン１０が開かれまたは閉じられ得るように、非限定的な例として、保護装置は、電圧源Ｓに直列に接続されたサーボ弁ＥＣＡ等の論理制御装置を備える。サーボ弁ＥＣＡは、電圧源Ｓによって送出される電圧の分極に応じて制御される。

当然知られているように、このサーボ弁ＥＣＡは双安定であり、したがって２つの安定状態を含む。実際に、サーボ弁は、正電流または負電流に従って、電圧の分極がサーボ弁ＥＣＡに供給するように変化するとすぐに「開」状態（供給ライン１０が開かれる）から「閉」状態（供給ライン１０が閉じられる）に移行すると考えられる。

保護装置は、電圧源Ｓおよびサーボ弁ＥＣＡに直列に接続された第１の電子ユニットＥＣＵ＃１を備え、図中、第１の電子ユニットＥＣＵ＃１は、サーボ弁の下流にある。

第１の電子ユニットＥＣＵ＃１は、エンジンの速度に応じて第１の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１を送出する第１の速度センサＣ１と、第１の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１によって制御される通常閉型の第１のスイッチＩ１とを備える。

速度センサという用語は、物理的情報／電気信号の変換段階によって、速度等の物理的情報から制御信号を決定するためのアセンブリを意味するということがここにおいて特定される。

また、保護装置は、電圧源Ｓおよびサーボ弁ＥＣＡに直列に接続された第２の電子ユニットＥＣＵ＃２を備え、図中、第２の電子ユニットＥＣＵ＃２は、サーボ弁ＥＣＡの上流にある。

明らかであるように、サーボ弁ＥＣＡは、第１の電子ユニットＥＣＵ＃１と第２の電子ユニットＥＣＵ＃２の両方の部品の間に配置される。

第２の電子ユニットＥＣＵ＃２は、エンジンの速度に応じて第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃２を送出する第２の速度センサＣ２と、第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃２によって制御される通常閉型の第２のスイッチＩ２とを備える。

通常閉型のスイッチは、電流を通過させる「閉」状態と、電流を通過させない「開」状態とを有すると考えられる。

第１の速度センサＣ１および第２の速度センサＣ２は、エンジンの速度を測定し、かつ、
Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１≦Ｖｅｎｇｉｎｅ＜Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２であるようなエンジンの速度Ｖｅｎｇｉｎｅに対するハイ状態（「１」）であって、Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１は、過回転の第１の閾値特性であり、Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２は、過回転の第２の閾値特性である、ハイ状態（「１」）と、
０≦Ｖｅｎｇｉｎｅ＜Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１等およびＶｅｎｇｉｎｅ≧Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２であるようなエンジンの速度に対する、またはエンジンが故障した場合のロー状態（「０」）と、
を表す離散電気制御信号を送出するように構成される。

第２の閾値は、当然のことながら第１の閾値よりも高い。

そのため、第１の閾値（Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１）よりも高い速度に達したエンジンの場合、ハイ状態「１」は、故障のないことまたは過回転のないことに対応し、ロー状態「０」は、過回転または故障に対応する。典型的な第１の閾値Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１は、例えば、航空機エンジンに好ましい巡航速度の３０％に等しい航空機エンジンの速度である。

しかしながら、速度が、典型的には、航空機エンジンの巡航速度の１１０％と１３０％の間、典型的には１２０％からなる第２の閾値（Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２）以上になるとすぐに、エンジンは過回転であると見なされる。

また、測定値に独立性を持たせ、かつエンジンの回転以外に共通モードがないようにするために、第１の速度センサＣ１および第２の速度センサＣ２は、異なる位置で速度を測定する。

これにより、十分な耐火性を保証し、共通モードの影響を回避すると同時に、測定のためのトポロジ的分離を確実にするようにルーティングの予防措置が行われる。

これらの第１の速度センサＣ１および第２の速度センサＣ２は、保護装置に自己供給するための電気エネルギーをエンジンの回転から提供するように構成される。

第１のおよび第２のセンサは、誘導型であるか、またはより一般的には、速度および出力の指標を提供することが可能な種類である。このセンサは、電力源として、また測定源として使用される。センサの種類は、例えば、フォニックホイールもしくはオルタネータ巻線型、または角度位置の能動型電気センサ（「回転式可変差動変圧器」、（ＲＶＤＴ））である。

保護装置において、サーボ弁ＥＣＡは、特定の条件下でサーボ弁ＥＣＡを電圧源Ｓから絶縁する第１の電子ユニットＥＣＵ＃１および第２の電子ユニットＥＣＵ＃２のそれぞれによって囲まれている。

実際に、第１の電子ユニットＥＣＵ＃１および第２の電子ユニットＥＣＵ＃２の各々の第１のスイッチＩ１および第２のスイッチＩ２は、電圧の一つの分極に対し、第１の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１および第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃２を感知する。

電圧の分極を変更するために、保護装置は、航空機エンジンの状態である「始動」、「減速」（すなわち、始動済み）に関係する制御信号ＣＭＤ＃Ｐによって制御される分極装置Ｐを備える。

第１のスイッチＩ１および第２のスイッチＩ２は、電圧源Ｓが正の分極の（すなわち、＋Ｖに等しい）電圧を送出する場合に、第１の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１および第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃２を感知すると考えられる。

また、分極が正である場合、以下のことが考えられる：

−第１のスイッチＩ１は、第１の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１＝「０」（ロー状態）の場合に閉じる。

−第１のスイッチＩ１は、第１の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１＝「１」（ハイ状態）の場合に開く。

−第２のスイッチＩ２は、第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃２＝「０」（ロー状態）の場合に閉じる。

−第２のスイッチＩ２は、第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃２＝「１」（ハイ状態）の場合に開く。

この正の分極の場合、第１の電子ユニットＥＣＵ＃１および第２の電子ユニットＥＣＵ＃２は、サーボ弁ＥＣＡが開いていて、第１のスイッチＩ１および第２のスイッチＩ２が「開」状態（ＣＭＤ＃１＝「０」、ＣＭＤ＃２＝「０」）から「閉」状態（ＣＭＤ＃１＝「１」、ＣＭＤ＃２＝「１」）に移行するとすぐに電圧源Ｓのサーボ弁ＥＣＡを閉じ、第１のスイッチＩ１および第２のスイッチＩ２の状態の変化が、ひいてはサーボ弁（ＥＣＡ）を閉じさせる。

このように、燃料ライン１０を閉じるために２つの電気制御信号が両方ともハイ状態であることを確実にし、時を誤って閉じることを回避する。実際に、第１または第２のスイッチのどちらか一方が「開」であり、他方が「閉」であるとき、サーボ弁ＥＣＡは、電圧源Ｓによる供給を受けることができない。第１のセンサＣ１および第２のセンサＣ２は、航空機エンジンの速度を独立して測定するので、第１の電子ユニットＥＣＵ＃１および第２の電子ユニットＥＣＵ＃２が独立するため、このことは一層有利である。

図２は、前述の保護装置の電子ユニット（第１の電子ユニットＥＣＵ＃１または第２の電子ユニットＥＣＵ＃２）の可能な電子回路を示す。

通常閉型のスイッチ（第１のスイッチＩ１または第２のスイッチＩ２）は、離散電気制御信号ＣＭＤ＃Ｎ（Ｎ＝１または２）によって制御される第１のトランジスタＴ１ ＮＰＮと第２のトランジスタＴ２ ＮＰＮとを備え、第１のトランジスタＴ１のコレクタは、第２のトランジスタＴ２のベースに接続される。

回路はまた、サーボ弁ＥＣＡと電圧源１１との間に接続されたダイオードＤを備え、ダイオードＤは、トランジスタＴ２とは反対に取り付けられる。

また、回路は、第１のトランジスタＴ１のベースに接続された第１の抵抗Ｒ１を備え、第１の抵抗Ｒ１は、第１のトランジスタＴ１のベースに電気制御信号ＣＭＤ＃Ｎを印可する。

また、第２の抵抗Ｒ２は、第２のトランジスタＴ２のベースと第２のトランジスタＴ２のコレクタとの間に接続される。

利点として、第２のトランジスタＴ２は、ダーリントン型であり、非常に弱い電流を用いてトランジスタＴ２を分極化し、トランジスタＴ２が開いているときにリーク電流を実質的に制限するという利点を有する。

前述の保護装置の好ましい動作について以下に説明する。

図３に関して、航空機エンジンの状態は「始動」である。分極装置Ｐは、−Ｖに等しい負の分極を有する電圧を送出するように電圧源を制御する命令ＣＭＤ＃Ｐを受信する。明らかであるように、したがって、エンジンは燃料を供給されなければならず、通常閉型のスイッチＩ１、Ｉ２は、この場合は開かれているエンジンの燃料供給ライン１０が時を誤って閉じるのを防止するために、電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２を感知しない。始動中、第１および第２のセンサＣ１、Ｃ２は、それぞれ、ロー状態（ＣＭＤ＃１＝「０」、ＣＭＤ＃２＝「０」）の第１および第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２を送出する。エンジンは始動可能である。「始動モード」では、制御デバイスが電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２を感知しないように、ダイオードの状態のみが重要であることに留意されたい。

次いで、航空機エンジンが「始動済み」状態に移行する。「始動」状態に関して、第１のセンサＣ１および第２のセンサＣ２は、今度はハイ状態（ＣＭＤ＃１＝「１」、ＣＭＤ＃２＝「１」）の第１および第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２を送出し、エンジンの速度は、その巡航速度の３０％である。当然のことながら、サーボ弁ＥＣＡは、エンジンへの燃料供給を可能にするために燃料ライン１０を依然として開き続けている。過回転保護がアクティブでなくてはならないのは、この状態からである。

図４に関して、航空機エンジンの状態は「減速」であり、すなわち始動することができたということである。この場合、過回転保護がアクティブでなければならない。第１および第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２は、ハイ状態（ＣＭＤ＃１＝「１」、ＣＭＤ＃２＝「１」）であり、分極装置Ｐは、＋Ｖに等しい正の分極を有する電圧を送出するように電圧源Ｓを制御する命令ＣＭＤ＃Ｐを受信する。この場合、第１および第２のスイッチＩ１、Ｉ２は、それぞれ、電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２を感知し、「閉」状態から「開」に移行する。このように、電圧源Ｓによって送出される電圧の分極における変化が影響を及ぼさないように、サーボ弁にはもはや電力供給されない。したがって、航空機エンジンには依然として燃料が供給されているが、今はサーボ弁ＥＣＡが開いている。また、第１のセンサＣ１および第２のセンサＣ２は、ハイ状態（ＣＭＤ＃１＝「１」、ＣＭＤ＃２＝「１」）の第１および第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２を依然として送出しており、エンジンの速度は、依然としてエンジンの巡航速度の３０％よりも高い。

図５に関して、航空機エンジンの状態は「不良」である。不良は、例えば、第１および／もしくは第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２の損失、またはエンジンの過回転の検出である。損失は、エンジンの故障、または第１および／もしくは第２の速度センサ（複数可）Ｃ１、Ｃ２の故障に起因し得る。保護機能がアクティブであるため（電圧源Ｓが正の分極を有し、＋Ｖに等しい電圧を送出している）、第１および第２のスイッチＩ１、Ｉ２は、それぞれ、第１および第２の離散電気制御信号ＣＭＤ＃１、ＣＭＤ＃２を感知する。しかしながら、第１の電子ユニットＥＣＵ＃１および第２の電子ユニットＥＣＵ＃２がサーボ弁ＥＣＡの両側にあることを考慮すると、電圧源Ｓに接続されるためには、２つのスイッチＩ１、Ｉ２が閉状態でなければならない。このように、分極が変更されるため、状態を変更することができる（以前は開かれていた）。このように、２つの電気制御信号がロー状態（ＣＭＤ＃１＝「０」、ＣＭＤ＃２＝「０」）である場合のみ、燃料ライン１０が閉じられる。以前に説明したように、電気制御信号の状態は独立しているため、燃料ライン１０を閉じるのは時を誤ってはいない。

本発明は、前述の保護装置に限定されるものではなく、前述の過回転保護装置を備える航空機エンジンの燃料供給システム、およびそのような供給装置を備える航空機エンジンにも関する。

Claims (9)

1. 回転機の燃料供給システム（１０）を備える前記航空機エンジンの過回転保護装置であって、保護装置は、
   負または正の分極に従って電圧を送出するように構成される電圧源（Ｓ）と、
   電圧源（Ｓ）に直列に接続された論理制御装置（ＥＣＡ）であって、送出される電圧の分極に応じて供給システム（１０）を開くまたは閉じるように構成される、前記論理制御装置（ＥＣＡ）と、
   電圧源および論理制御装置（ＥＣＡ）に直列に接続された第１の電子ユニット（ＥＣＵ＃１）であって、
   エンジンの速度に応じて第１の離散電気制御信号（ＣＭＤ＃１）を送出する第１の速度センサ（Ｃ１）と、
   前記第１の離散電気制御信号によって制御される通常閉型の第１のスイッチ（Ｉ１）と、
   を備える、第１の電子ユニット（ＥＣＵ＃１）と、
   電圧源および論理制御装置（ＥＣＡ）に直列に接続された第２の電子ユニット（ＥＣＵ＃２）であって、
   エンジンの速度に応じて第２の離散電気制御信号（ＣＭＤ＃２）を送出する第２の速度センサ（Ｃ２）と、
   前記第２の離散電気制御信号（ＣＭＤ＃２）によって制御される通常閉型の第２のスイッチ（Ｉ２）と、
   を備える、第２の電子ユニット（ＥＣＵ＃２）と、を備え、
   通常閉型の第１のスイッチ（Ｉ１）および通常閉型の第２のスイッチ（Ｉ２）は、電流を通過させる「閉」状態と、電流を通過させない「開」状態と、を有し、
   論理制御装置（ＥＣＡ）は、第１の電子ユニット（ＥＣＵ＃１）および第２の電子ユニット（ＥＣＵ＃２）の両方の間に配置され、
   通常閉型の第１（Ｉ１）および第２（Ｉ２）のスイッチは、電圧が所定の分極を有する場合のみ、それぞれ第１および第２の離散電気制御信号を感知し、この所定の分極に対し、第１（Ｉ１）および第２（Ｉ２）のスイッチは、第１（ＥＣＵ＃１）および第２（ＥＣＵ＃２）の電子ユニットを、前記離散電気制御信号に応じて電圧源（Ｓ）の論理制御装置（ＥＣＡ）から絶縁するかまたは接続する、過回転保護装置。
2. 第１および第２の速度センサは、エンジンの速度を測定し、かつ、
   Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１≦Ｖｅｎｇｉｎｅ＜Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２であるようなエンジンの速度Ｖｅｎｇｉｎｅに対するハイ状態（「１」）であって、Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１は、過回転の第１の閾値特性であり、Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２は、過回転の第２の閾値特性である、ハイ状態（「１」）と、
   ０≦Ｖｅｎｇｉｎｅ＜Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ１等およびＶｅｎｇｉｎｅ≧Ｖｔｈｒｅｓｈｏｌｄ２であるようなエンジンの速度に対する、またはエンジンが故障した場合のロー状態（「０」）と、
   を有する離散電気制御信号を送出するように構成される、請求項１に記載の保護装置。
3. 第１（ＥＣＵ＃１）および第２（ＥＣＵ＃２）の電子ユニットは、論理制御装置（ＥＣＡ）が開いている間に、第１（Ｉ１）および第２（Ｉ２）のスイッチが「開」状態から「閉」状態に移行するとすぐに論理制御装置（ＥＣＡ）を電圧源（Ｓ）から絶縁し、前記第１（Ｉ１）および第２（Ｉ２）のスイッチの状態の変化は、サーボ弁（ＥＣＡ）を閉じさせる、請求項１または２に記載の保護装置。
4. 第１および第２の速度センサは、前記保護装置に自己供給するためにエンジンの回転から電気エネルギーを提供するように構成される、請求項１から３のいずれか一項に記載の保護装置。
5. 第１および第２の速度センサは、例えば、フォニックホイールを有する誘導型、オルタネータ巻線型、または速度を測定するための能動型電気センサである、請求項４に記載の保護装置。
6. 電圧源（Ｓ）と平行に取り付けられた分極装置（Ｐ）を備え、前記分極装置は、電圧源（Ｓ）からの電圧を分極化するように構成される、請求項１から５のいずれか一項に記載の保護装置。
7. 第１（Ｉ１）および第２（Ｉ２）のスイッチは、好ましくはダーリントン型またはバイポーラ型のトランジスタによって構成される、請求項１から６のいずれか一項に記載の保護装置。
8. 請求項１から７のいずれか一項に記載の過回転保護装置を備える、航空機エンジンの燃料供給システム。
9. 請求項１から８のいずれか一項に記載の供給装置を備える、航空機エンジン。

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