JP5020100B2

JP5020100B2 - 航空機ガスタービンエンジン機器用の電気供給装置

Info

Publication number: JP5020100B2
Application number: JP2007555627A
Authority: JP
Inventors: デユボワ，ジル; ミユレ，レジ; ベルノシユ，モーリス
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2005-02-17
Filing date: 2006-02-17
Publication date: 2012-09-05
Anticipated expiration: 2026-02-17
Also published as: RU2007146446A; IL185233A0; CN101128967B; IL185233A; RU2400900C2; CA2597941C; BRPI0608875A2; US7663264B2; UA89082C2; JP2008529893A; CA2597941A1; WO2006087379A1; FR2882200B1; US20080258560A1; EP1849225B1; CN101128967A; EP1849225A1; BRPI0608875B1; ZA200706878B; FR2882200A1

Description

本発明は、ガスタービンの航空機エンジン機器に電気的に電力供給することに関する。

ガスタービンの航空機エンジンから電気を作り出す従来式回路を図１に示す。

一体型駆電力発生器（ＩＤＧ）などの発生器は、エンジンによって駆動され、航空機の電気分配回路の一部を形成する交流バス（ＡＣバス）に電気を配送する。この回路は通常、変成整流ユニット（ＴＲＵ）を介してＡＣバスから電力供給される直流バス（ＤＣバス）も含む。電気を作り出し、航空機の電気ネットワークに分配する特定のシステムが特に以下の文献、即ち米国特許第５７６４５０２号明細書、米国特許第５２３３２８６号明細書、米国特許出願公開第２００４／１１９４５４号明細書、および欧州特許第０８３８３９６号明細書で述べられている。

エンジンが特定の速度に達すると、エンジンに関連付けられた全自動電子制御ユニット（ＥＣＵ）モジュールに、エンジンのタービンシャフトに機械的に結合された機器ボックスに搭載された永久磁石同期発電機（ＰＭＡ）などの発生器によって電力供給される。ＥＣＵは、ＰＭＡが必要な電気を配送するのを可能にするのに充分なエンジン速度が達成されるまで電力供給されるように、またはＰＭＡが故障したときのために、示されているように航空機電気回路のＤＣバスにも、またはある変形例ではＡＣバスにも連結される。

図１に示しているものと類似の回路は、航空機の各エンジンと関連付けられて、そのようにして複数の電源を利用可能にしていることが分かる。

ＥＣＵはそれが受け取った電気を使用して、その構成要素が動作するのを可能にし、プローブまたは感知器、電気制御弁、限られた量の電力しか必要ないサーボ弁などのエンジンの様々な部材を励起する。一般的に、ＥＣＵは重複した２つの同一部分（１／２ＥＣＵ）またはチャネルを備える。

本発明はより正確には、航空機電気回路全般ではなく、ガスタービンエンジンの電気回路に関し、その目的は、ガスタービンの航空機エンジンに電気を分配する新規のアーキテクチャであって、エンジン機器の益々多くの部分が、油圧電力を使用するのではなく電気を使用してそれらを動作させることが望まれる際に特に適したアーキテクチャを提供することである。

この目的は、ガスタービンの航空機エンジンの機器に電力を供給し、それを作動させる装置であって、エンジン専用であり、航空機搭載の電気ネットワークとは異なる電力供給回路と、エンジンの電気機器の部分を励起、制御またはサーボ制御する回路とを含み、エンジンの電力供給回路は、ＤＣまたはＡＣ電圧を、エンジンの電気機器の第１部分を励起、制御またはサーボ制御する回路に分配する第１バスと、ＤＣまたはＡＣ電圧を、電気機器の第１部分と比較してより大きな電力を必要とするエンジンの電気機器の他の部分を励起、制御またはサーボ制御する回路に分配する第２バスと、電源から電力を受け取る連結部を有し、第１および第２バスに連結されてそれらに電力を供給する第３バスとを備える装置によって達成される。

必要とされる電力は、航空機搭載の電気分配ネットワークから得ることができる。電気をエンジンに送る特定の発生器の存在はもはや必要ではない。航空機の電気消費量が増大していることから、益々大量の電力が航空機電気ネットワークに配送される必要がある。エンジンによって必要とされる電力はしたがって、航空機内のネットワークによって必要とされる電力と比較して小さいので、大きな欠点を伴わずにネットワークからそれを得ることができる。

それにも関わらず、エンジン専用の発生器であって、エンジンによって駆動されてエンジンを完全に単独で稼動させるのに必要な電力を配送するための発生器などの特別の電力源を使用する可能性が残る。

電源が、航空機内の電気ネットワーク（４００ヘルツ（Ｈｚ）または可変周波数で１１５ボルト（Ｖ）ＡＣまたは２３０Ｖａｃなど）、あるいはエンジン専用の発生器などのＡＣ電源であるとき、エンジンに対する様々な実施形態の電力供給装置を想定することができる。

第１バスは、変圧器と有利には回路遮断器とによって第３バスに連結されるＡＣ分配バスであり、第２バスは、単に回路遮断器を介して第３バスに連結することができるＡＣ分配バスであり、第２バスの電圧は第３バスで利用可能な電圧と同じである第１実施形態、
第１バスは、電圧変換器または変成整流器と、有利には回路遮断器とを介して第１バスに連結されるＤＣ分配バスであり、第２バスは、第１実施形態のように単に回路遮断器を介して第３バスに連結することができるＡＣ分配バスである第２実施形態、
第１バスは第２実施形態のようにＤＣ分配バスであり、第２バスは電圧変換器または変成整流器と有利には回路遮断器とを介して第３バスに連結されるＤＣ分配バスである第３実施形態、
第１バスは第１実施形態のようにＡＣ分配バスであり、第２バスは第３実施形態のようにＤＣ分配バスである第４実施形態。

第１および第２実施形態では、第２バスに求められる電圧が第３バスで利用可能な電圧と異なるとき、第２バスを、変成器を介して第３バスに連結できることが分かる。

電源が、航空機内の電気ネットワーク（例えば２７０Ｖｄｃ）などのＤＣ電源であるとき、第１バスは電圧変換器を介して有利には回路遮断器によって第３バスに連結されるＤＣ分配バスであり、第２電気分配バスは単に回路遮断器を介して第３バスに連結することができ、第２バスの電圧は第３バスで利用可能な電圧と同じである第５実施形態のエンジンおよび電力供給装置を想定することができる。それにも関わらず、第２バスに求められる電圧が第３バスで利用可能な電圧と異なるとき、第２バスと第３バスとの間に電圧変換器を設けることもできる。

第１電力供給バスは、例えば１００ワット（Ｗ）未満の電力を必要とする電気機器の第１部分に電力供給するのに使用されるのが好ましい。電気機器の第１部分は、エンジン用の電子調整モジュールと、エンジンに配送される燃料の流量全体を制御する弁と、エンジン部材の調子および使用を管理するシステムと、圧縮機の過渡ブリード弁と、エンジンの燃焼室噴射器に配送される燃料の流量を制御する弁と、タービンブレードの先端の隙間を調整するように空気流量を制御する弁と、燃焼点火装置とから選択される１つまたは複数のアイテムを備えることができる。

電気機器の他の部分は、ピッチ可変翼のピッチ角度を制御する装置と、圧縮機用の調節可能なブリード弁と、燃料をエンジンに供給する回路のポンプとから選択される１つまたは複数のアイテムを備えることができる。

本発明の電力供給装置の特徴によると、エンジンの電気機器は、励起、制御、またはサーボ制御をする電子回路に関連付けられ、これらの電子回路の少なくとも一部は、機器の対応する部分に局部的に埋め込まれ、そこに一体化され、電力供給バスによって電力供給される。

本発明による電力供給装置の一変形例では、タービンブレードの先端の隙間を調整するシステムは、第３バスによって直接的に電力供給される電気加熱装置を含む。

非制限の表示によってここに掲げる以下の記述を、添付図面を参照して読めば、本発明をよりよく理解することができる。

図２から図６で、参照符号１０および２０はそれぞれ、航空機の周界と航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの周界とを示す。

ここに示すとおり、１つまたは２つの電気発生器２１はエンジン２０によって駆動されて、航空機の電気分配ネットワークに必要な電気を提供する。有利に、電気始動器として、次いでエンジンのタービンによって駆動されるとき発生器として働くことが可能な電気機械が使用されるが、このような機械は一般に始動器／発生器（Ｓ／Ｇ）と呼ばれる。冗長分を設けるために、発生器２１と並列して、航空機の別のエンジンによって駆動される１つまたは２つの類似の発生器が、航空機の電気分配ネットワークに電気を同様に配送することによって、航空機内の冗長分電源を有することができるようになる。配送された電気は航空機の電気分配ネットワークで、一般的に４００Ｈｚまたは変動周波数で１１５Ｖａｃまたは２３０Ｖａｃの交流に、あるいは一般的に２７０Ｖａｃの直流として変換される。

エンジンの電気機器を作動させるのに必要な電気は、電力供給線１２、１２’によって航空機の電気分配ネットワークから得られる。

図２の実施形態で、電力供給線１２、１２’はＡＣを配送する。

電力供給線１２は航空機の電力供給回路のバス２２に直接連結される。ＡＣを分配する第１バス２４ＡＣは、回路遮断器２６および変成器２７を介してバス２２に連結される。変成器２７は、航空機電気分配ネットワークによって配送されたＡＣを、バス２２を介して、約１１５Ｖａｃの電圧などの低振幅のＡＣに変成する。ＡＣを分配する第２バス３０ＡＣは、回路遮断器３２を介してバス２２に連結される。

バス２４ＡＣを使用して、一般的に１００ワット（Ｗ）未満の比較的小さな電力しか必要としないエンジン機器を動作させ、または作動させるのに必要な電気を配送する。このような機器は以下のアイテムのうち１つまたは複数を備えることができる。

「１／２ＥＣＵ」と表示した同一の２つの回路（その一方は冗長分である）によって図面に表す、エンジンの冗長分の全自動電子制御ユニット（ＥＣＵ）、
例えば電気制御された直接制御弁などの、エンジンに配送される燃料の流量全体を調整するための回路の燃料流量制御弁（ＦＦＣＶ）、
例えば電気制御された直接制御弁などの、過剰速度から回路を保護するように、エンジンに配送された燃料の流量全体を調整する、回路のオーバー速度弁（ＯＳＶ）、
故障の診断とエンジン部材の維持管理とに有用な情報を配送する、エンジンの部材のための調子と使用を管理するシステム（ＨＵＭＳ）、
双子の環状プリスワール（ＴＡＰＳ）燃焼器などの、エンジンの燃料室噴射器に配送される燃料の流量を制御するシステムの弁、
過渡応答ブリード弁（ＴＢＶ）、即ち飛行の特定局面中、特に離陸中に作動される弁、
高圧タービンと低圧タービンのロータブレードの先端の隙間を制御するシステム用空気流量制御弁であって、それぞれ低圧タービンアクティブ隙間制御（ＬＰＴＡＣＣ）と高圧タービンアクティブ隙間制御（ＨＰＴＡＣＣ）として知られている空気流量制御弁、
点火栓によってエンジンの点火を制御する点火装置。

バス３０ＡＣを使用して、比較的大きな電力を必要とするエンジン機器を作動させるのに必要な電気を配送する。このような機器は以下のアイテムのうち１つまたは複数を備えることができる。

可変ステータ翼（ＶＳＶ）を有するステータの翼、即ちノズルと圧縮機段の翼とのピッチ角度を制御する装置、
圧縮機のブリード排出を調整する可変ブリード弁（ＶＢＶ）、即ち飛行継続時間の全てにわたって制御されるのに適した弁、
エンジンの燃料供給回路全体の電気ポンプ、特に容積型ギアポンプ（ＧＰ）。

冗長分を設けるために、電力供給線１２’は、ＡＣをバス２２に対称的に分配するバス２２’に直接連結されるが、バス２４’ＡＣでは、回路遮断器２６’と、回路遮断器３２’を介してバス３０’ＡＣでＡＣを配送する変成器２７’とを介して連結される。バス２４’ＡＣおよび３０’ＡＣによって電力供給される機器は、バス２４ＡＣおよび３０ＡＣによって電力供給さる機器と同じである。

当然ながら、以上に掲げた機器の一覧は全てを網羅しているわけではない。

図３は、エンジン電力供給回路の第２実施形態を示すが、これは、第１バスが、回路遮断器２６および電圧変換器回路２８を介してバス２２に連結されるＤＣを分配するバス２４ＤＣであるという点で、図２の実施形態とは異なる。変換器２８は、バス２２によって配送されたＤＣを、約２８Ｖｄｃの電圧などの低振幅のＡＣに変成する。保障変換器２８が有利に使用されるが、これは、受け取られたＡＣに過渡的な妨害が発生した場合にもバス２４ＤＣの電力供給を維持できるように、過渡的な電力線の妨害に対する保護をもたらす。同様に、バス２２’が、回路遮断器２６’および電圧変換器２８’を介してＤＣバス２４’ＤＣに連結され、バス２４’ＤＣはバス２４ＤＣと同じ機器に電力供給をする。

図４は、エンジン電力供給回路の第３実施形態を示すが、これは、第２バスが、回路遮断器３２と、過渡的な妨害に対して安全に作られていることが好ましい変成整流器または変換器３３とを介してバス２２に連結されるＤＣ分配バス３０ＤＣであるという点で、図３の実施形態とは異なる。変成整流器または変換器３３はバス２２のＡＣをＤＣに変成する（例えばバス２２が１１５Ｖａｃを分配するとき２７０Ｖｄｃの電圧で）。同様にバス２２’は回路遮断器３２’と変成整流器または変換器３３’とを介してＤＣバス３０’ＤＣに連結され、バス３０’ＤＣはバス３０ＤＣと同じ機器に給電する。

図５は、エンジン電力供給回路の第３実施形態を示すが、これは、第２バスが、回路遮断器３２と過渡的な妨害に対して安全に作られることが好ましい変成整流器または変換器３３とを介してバス２２から電力供給される、図４に示すＤＣ分配バス３０ＤＣであるという点で、図２の実施形態とは異なる。同様にバス３０’ＤＣは、回路遮断器３２’と変成整流器または変換器３３’とを介してバス２２’から電力供給される。

図２および図３の実施形態では、バス３０ＡＣおよび３０’ＡＣに求められる電圧が、バス２２および２２’で利用できる電圧とは異なる場合には、バス３０ＡＣおよび３０’ＡＣを、変成器を介してバス２２、２２’に連結できることを認識されたい。

図６の実施形態では、電力供給線１２、１２’は、航空機電力供給回路のＤＣバス２２、２２’にＤＣを直接配送する。第１ＤＣ分配バス２４ＤＣは、回路遮断器２６と、バス２２のＤＣを低ＤＣ電圧（２８Ｖｄｃなど）に変成する電圧変換器２９（航空機搭載のネットワークの２７０Ｖｄｃなど）とを介してバス２２に連結される。第２ＤＣ分配バス３０ＤＣは、回路遮断器３２を介してバス２２に連結される。同様に、ＤＣ分配バス２４’ＤＣは、回路遮断器２６’と電圧変換器２９’を介してバス２２’に連結され、ＤＣ分配バス３０’ＤＣは回路遮断器３２’を介してバス２２’に連結される。バス２４’ＤＣおよび３０’ＤＣによって電力供給される機器は、バス２４ＤＣおよび３０ＤＣによって電力供給される機器と同じである。

図６の実施形態では、バス３０ＤＣおよび３０’ＤＣに求められる電圧が、バス２２および２２’で利用できる電圧とは異なる場合には、バス３０ＤＣおよび３０’ＤＣを、変換器を介してバス２２、２２’に連結できることを認識されたい。

上述の実施形態から選択された特定の実施形態は、航空機搭載のネットワークから利用できる電圧と、エンジン機器の動作を制御するのに求められる電力供給とに応じたものである。

機器のある部分の動作は、電力供給装置しか必要としない。これは、ここに示す例ではバス２４ＡＣ、２４ＤＣまたは２４’ＡＣ、２４’ＤＣによって並列式に電力供給される１／２ＥＣＵおよびＨＵＭＳに当てはまる。

機器の１つまたは複数の他の部分は、励起回路に供給される電気しか必要とせずに動作する。これは、図７に示す例では点火回路の点火栓に当てはまり、この点火栓は、バス２４、２４’（即ち２４ＡＣまたは２４ＤＣと２４’ＡＣまたは２４’ＤＣと）によって並列式に電力供給される電子励起回路ＴＣに連結される。この回路ＴＣは任意選択で、冗長分を設けるために重複させてもよい。

電気ポンプＧＰの動作は、電気モータＥＭとモータＥＭを制御する電子制御回路ＣＣとを必要とする（図７）。電気モータＥＭは、バス３０および３０’（即ち３０ＡＣまたは３０ＤＣと３０’ＡＣまたは３０’ＤＣと）によって並列式に電力供給される。モータＥＭの巻線は、関連する電子制御回路ＣＣと同様に、任意選択で冗長分として重複させてもよい。

機器の１つまたは複数の残りの部分の動作は、電気アクチュエータ、モータ、またはコイルなどの駆動手段を備える電子機械式アクチュエータによって制御される。これは特に、以下のアイテム、ＦＦＣＶ、ＯＳＶ、ＴＡＰＳ、ＴＢＶ、ＨＰＴＡＣＣ、ＬＰＴＡＣＣ、ＶＳＶ、およびＶＢＶに当てはまる。動作中の安全のために必要なときは、冗長分を設けるために電子機械式アクチュエータが重複される。これは特に、図７で冗長分の電子機械式アクチュエータＡＥＭおよびＡＥＭ’を有するように示している以下のアイテム、ＦＦＣＶ、ＯＳＶ、ＴＢＶ、ＶＳＶ、およびＶＢＶに当てはまる場合がある。各アクチュエータは、バス２４、２４’によってまたはバス３０、３０’によって並列式に電力供給される。他の場合では、アイテムＨＰＴＡＣＣおよびＬＰＴＡＣＣなどのために、単一の電子機械式アクチュエータＡＥＭを設けることができ、アクチュエータはバス２４、２４’によって並列式に電力供給される。

位置決めが調節可能であることを呈する機器の部分を、感知器によって検出されるそれらの実際の位置を対応する設定点位置と一致するよう維持する働きをするサーボ制御回路に関連付けることもできる。これは例えば以下のアイテム、ＦＦＣＶ、ＶＳＶ、ＶＢＶ、ＨＰＴＡＣＣ、およびＬＰＴＡＣＣに当てはまり、これらは電子サーボ制御回路ＳＣおよびＳＣ’によってそれぞれ制御される電子機械式アクチュエータＡＥＭおよびおそらくはＡＥＭ’を有する。これは、速度超過または推力超過が検出された後に、限られた範囲で燃料の流量を調整するように用意がなされる場合に、ここに示す例のようにアイテムＯＳＶにも当てはまることがある。

ここに示す例では、電子回路ＴＣ、ＣＣ、ＳＣ、およびＳＣ’は、機器の関連する部分の近傍で局部的に埋め込まれ、または機器と一体化される。回路ＴＣ、ＣＣ、ＳＣ、およびＳＣ’は、バス２４、２４’または３０、３０’によって並列式に電力供給され、それらはアイテム１／２ＥＣＵに、２つのアイテム１／２ＥＣＵのうち活動している一方によって配送される制御情報または設定点情報を受け取る連結部（図示せず）を介して連結される。ＡＣバスによって電力供給される機器の１部分の電子回路それ自体に、ＤＣバスによって電力供給できることも認識されたい。機器の様々な部分内に電子回路を埋め込むことは、アイテム１／２ＥＣＵを軽量化するのに役立ち得る。

それにも関わらず、一変形例として、１つまたは複数の電子回路ＴＣ、ＣＣ、ＳＣ、およびＳＣ’の機能を、これらのアイテムと、関係しているモータまたはアクチュエータとの間に適切な連結部を設けることによって、１／２ＥＣＵに埋め込むこともできる。

図２から図６で、線１８が、航空機の電気分配ネットワークを燃料締切弁（ＳＯＶ）に直接連結して、エンジンが、航空機のコックピットから直接的に、またはエンジンの自動制御システムからオフにされるのを可能にする働きをすることを認識されたい。

上記では、ＬＰＴＡＣＣおよびＨＰＴＡＣＣの機能は、タービンリングセクタに対して衝撃を与える空気の流量を制御して、リングセクタの温度に作用することによって寸法変化を制御することによって実行されると想定される。一変形例では、同じ機能を、知られているやり方で、リング支持ケーシングからの突起物に作用する抵抗加熱器システムによってもたらすことができる。図８に示すように、ＬＰＴＡＣＣおよびＨＰＴＡＣＣシステムに、回路遮断器２３、２３’および２５、２５’を挿置してバス２２、２２’によって並列式に直接電力供給することができる。スイッチ回路（図示せず）がＬＰＴＡＣＣおよびＨＰＴＡＣＣシステムに関連付けられ、１／２ＥＣＵによって制御されて、バス２２、２２’による電力の供給を、または上記電力供給の中断を制御する。

図８は、図２の電力供給回路の一変形例を示すが、この同じ変形例を図３から図６の実施形態に同じ形で適用することもできる。

通常の従来技術と比較すると、本発明の利点は、エンジンの電気機器の異なる部分に共通の電力供給装置を提供することにある。

ここに示す電力供給回路の他の特別の利点は、エンジン電気機器によって必要とされる電気が航空機の電気分配ネットワークから得られることである。このことは、航空機の電気分配ネットワークで利用できる電力が大きく、航空機機器の益々増大する電気の必要量に対処することが可能であれば、何ら特段の不利益をもたらすことはなく、それは、エンジンの電力必要量はその電力のほんの僅かな部分でしかないことを意味する。

それにも関わらず、図９に示す一変形例では、バス２２（およびバス２２’）に、エンジン専用でありエンジンによって駆動される少なくとも１つの冗長分の発生器３４から直接電力供給することが可能であり、発生器３４をバス２２および２２’に連結させる線に回路遮断器３５、３５’が挿入され、線１２および１２’は省かれる。

状況に応じてＡＣまたはＤＣを配送する発生器３４は、図２の実施形態だけでなく（図９に示すように）、図３から図６の実施形態でも使用することができる。

航空機の電気回路と航空機エンジンの電気回路とに対して電気を生成し分配するための１つの知られているやり方の極めて概略的な図である。本発明による航空機エンジン電力供給回路の実施形態を示す極めて概略的な図である。本発明による航空機エンジン電力供給回路の実施形態を示す極めて概略的な図である。本発明による航空機エンジン電力供給回路の実施形態を示す極めて概略的な図である。本発明による航空機エンジン電力供給回路の実施形態を示す極めて概略的な図である。本発明による航空機エンジン電力供給回路の実施形態を示す極めて概略的な図である。図２から図６の電力供給回路の一部分をより詳しく示す。図２の電力供給回路の変形例を示す極めて概略的な図である。図２の電力供給回路の変形例を示す極めて概略的な図である。

Claims

ガスタービンの航空機エンジンの機器に電力を供給し、それを作動させる装置であって、エンジン専用であり、航空機搭載の電気分配ネットワークとは異なる電力供給回路と、エンジンの電気機器の部分を励起、制御またはサーボ制御する回路とを含み、エンジンの電力供給回路が、ＤＣまたはＡＣ電圧を、エンジンの電気機器の第１部分を励起、制御またはサーボ制御する回路に分配する第１バスと、ＤＣまたはＡＣ電圧を、電気機器の第１部分と比較してより大きな電力を必要とするエンジンの電気機器の他の部分を励起、制御またはサーボ制御する回路に分配する第２バスと、電源から電力を受け取る連結部を有し、第１および第２バスに連結されてそれらに電力を供給する第３バスとを備える、装置。
第３バスが、航空機搭載の電気分配ネットワークから電力を受け取るように連結される、請求項１に記載の装置。
第３バスが、エンジンの電力供給回路専用である、エンジンによって駆動される電気発生器から電力を受け取るように連結される、請求項１に記載の装置。
第１バスが、少なくとも１つの電圧変換器または変成器を介して第３バスに連結される、請求項１から３のいずれか一項に記載の装置。
第２バスが、少なくとも１つの電圧変換器または変成器を介して第３バスに連結される、請求項１から４のいずれか一項に記載の装置。
エンジンの電気機器の第１部分が、１００Ｗ未満の電力の電気を必要とするアイテムである、請求項１から５のいずれか一項に記載の装置。
エンジンの電気機器の第１部分が、エンジン用の電子調整モジュールと、エンジンに配送される燃料の流量全体を制御する弁と、エンジンの部材の調子および使用を管理するシステムと、圧縮機の過渡応答ブリード弁と、エンジンの燃焼室噴射器に配送される燃料の流量を制御する弁と、空気流量を制御してタービンブレードの先端の間隔を調整する弁と、燃焼を点火する装置とから選択された少なくとも１つのアイテムを備える、請求項１から６のいずれか一項に記載の装置。
エンジンの電気機器の他の部分が、ピッチ可変翼のピッチ角度を制御する装置と、圧縮機用の調節可能なブリード弁と、エンジンに燃料を供給する回路のポンプとから選択された少なくとも１つのアイテムを備える、請求項１から７のいずれか一項に記載の装置。
励起、制御、またはサーボ制御する回路のうちの少なくとも幾つかが、電気機器の対応する部分と局部的に埋め込まれる、請求項１から８のいずれか一項に記載の装置。
前記励起、制御、またはサーボ制御する回路のうちの少なくとも幾つかが、機器の対応する部分と一体化される、請求項９に記載の装置。
タービンブレードの先端の隙間を調整するシステムが、第３バスから直接に電力供給される電気加熱装置を備える、請求項１から５のいずれか一項に記載の装置。