Изобретением предложен способ управления бистабильным вентилем выключения для авиационного двигателя, соединенным с двумя каналами управления, при этом вентиль содержит пластину, подвижную между первым положением, в котором вентиль закрыт, и вторым положением, в котором вентиль открыт, причем способ содержит следующие этапы, на которых по одному из каналов управления передают сигнал закрывания, воздействующий на пластину в направлении первого положения; по другому каналу управления передают сигнал открывания, воздействующий на пластину в направлении второго положения; при этом, согласно изобретению, амплитуду сигнала закрывания устанавливают в рабочем значении, предназначенном для непрерывного воздействия на пластину в направлении первого положения в интервале времени заданной продолжительности; при этом, в этом же интервале времени амплитуду сигнала открывания устанавливают в значениях, колеблющихся между рабочим значением, предназначенным для воздействия на вентиль в направлении второго положения, и нерабочим значением, при котором подвижный элемент не подвергается воздействию, при этом рабочие значения обоих сигналов в совокупности регулируют так, чтобы прикладывать к пластине взаимно уничтожающиеся силы и поддерживать пластину неподвижной, когда оба сигнала, поступающие на вентиль, принимают одновременно указанные рабочие значения в заданном интервале времени.
Изобретение относится к способу испытания защиты от сверхноминальной скорости вращения одновальной газопаротурбинной установки, при этом во время испытательной эксплуатации сначала подключается электрическая нагрузка к генератору, в момент испытания производится сброс нагрузки и может достигаться предельное значение срабатывания, в результате чего срабатывает защита от сверхноминальной скорости вращения.