[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

CA2656435C - Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible - Google Patents

Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible Download PDF

Info

Publication number
CA2656435C
CA2656435C CA2656435A CA2656435A CA2656435C CA 2656435 C CA2656435 C CA 2656435C CA 2656435 A CA2656435 A CA 2656435A CA 2656435 A CA2656435 A CA 2656435A CA 2656435 C CA2656435 C CA 2656435C
Authority
CA
Canada
Prior art keywords
turbine
compressor
shaft
fuel cell
electric machine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CA2656435A
Other languages
English (en)
Other versions
CA2656435A1 (fr
Inventor
Patrick Marconi
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Turbomeca SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Turbomeca SA filed Critical Turbomeca SA
Publication of CA2656435A1 publication Critical patent/CA2656435A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of CA2656435C publication Critical patent/CA2656435C/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
    • B64D2013/0603—Environmental Control Systems
    • B64D2013/0611—Environmental Control Systems combined with auxiliary power units (APU's)
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
    • B64D2013/0603—Environmental Control Systems
    • B64D2013/0644—Environmental Control Systems including electric motors or generators
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D2041/002—Mounting arrangements for auxiliary power units (APU's)
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D2041/005—Fuel cells
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02T90/40—Application of hydrogen technology to transportation, e.g. using fuel cells

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Fuel Cell (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

Une pile à combustible (10) a une entrée d'air comprimé fourni par un compresseur (20) et une entrée de combustible, et produit une énergie électrique continue. Une turbine (30) reçoit un flux gazeux sous pression issu de la pile à combustible et est couplée mécaniquement au premier compresseur pour entraîner celui-ci. Un deuxième compresseur (46) d'un circuit d'alimentation de cabine (40) de l'aéronef en air pressurisé, en régime de vol est couplé mécaniquement à un arbre de la turbine. Une machine électrique (50) peut être couplée sur le même arbre que celui entraînant le compresseur (46), la machine électrique pouvant fonctionner en génératrice ou en moteur électrique.

Description

Titre de l'invention Système de génération de puissance pour aéronef utilisant une pile à combustible.

Arrière-plan de l'invention L'invention concerne un système de génération de puissance pour aéronef, plus particulièrement pour avion, utilisant une pile à
combustible.
Dans un avion, l'énergie électrique nécessaire pour le fonctionnement en vol de différents équipements électriques est couramment fournie par une ou plusieurs génératrices associées à des moteurs de l'avion. Dans le cas de moteurs à turbine à gaz, il est connu d'utiliser des démarreurs/générateurs, ou S/G (pour "Starter/Generator").
Ceux-ci sont couplés mécaniquement à un arbre de la turbine par f'intermédiaire d'une boîte de transmission et fonctionnent soit en générateur électrique, en régime de vol, soit en moteur électrique, au démarrage. Un générateur de puissance auxiliaire, ou APU (pour "Auxiliary Power Unit") fournit de l'énergie électrique notamment au sol, lorsque les moteurs de l'avion sont à l'arrêt. Un APU comporte couramment une turbine à gaz entraînant un générateur.
L'énergie électrique étant de plus en plus préférée à l'énergie hydraulique pour l'actionnement d'équipements des avions et de leurs moteurs, il existe un besoin croissant de production d'énergie électrique à
bord des avions.
Pour faire face à ce besoin croissant sans augmenter le nombre ou la puissance de générateurs tels que des S/G, l'utilisation d'une pile à
combustible dans un APU a été envisagée. On pourra se référer au document CA 2 427 448 qui décrit un système de production d'énergie électrique comprenant une pile à combustible à oxyde solide, ou SOFC
(pour "Solid Oxide Fuel Cell'). La pile reçoit un combustible hydrocarbure et de l'air comprimé provenant d'un compresseur et produit un courant électrique continu ainsi qu'un flux gazeux chaud sous pression. Une turbine est alimentée par ce flux gazeux et entraîne le compresseur.
L'ensemble SOFC, turbine et compresseur fonctionne de façon similaire à une turbine à gaz à combustion classique, la SOFC se
2 substituant à la chambre de combustion tout en produisant une énergie électrique et sans émission polluante d'oxydes d'azote (NOx).

Objet et résumé de l'invention L'invention propose un système de génération de puissance pour un aéronef permettant d'exploiter les ressources d'une pile à
combustible au-delà de la simple production d'énergie directement par celle-ci, un tel système comprenant :
- un premier compresseur, - une pile à combustible ayant une entrée d'air comprimé reliée au compresseur et une entrée de combustible, et produisant une énergie électrique continue, - une turbine recevant un flux gazeux sous pression issu de la pile à combustible et couplée mécaniquement au premier compresseur pour entraîner celui-ci, et - un deuxième compresseur d'un circuit d'alimentation de cabine de l'aéronef en air pressurisé, en régime de vol, le compresseur d'alimentation cabine étant couplé mécaniquement à un arbre de la turbine.
L'utilisation d'un APU à turbine à gaz classique pour entraîner un compresseur assurant une circulation d'air dans une cabine d'aéronef est connue, mais lorsque l'aéronef est au soi, l'APU étant insuffisant pour assurer la pressurisation de la cabine à l'altitude de vol de croisière. On pourrait certes envisager de dimensionner un APU classique à cet effet, mais cela conduirait à un bilan globalement désavantageux, de sorte que l'entraînement d'un compresseur de circuit d'alimentation de cabine en air pressuré en régime de vol est habituellement réalisé par un moteur électrique alimenté par le réseau électrique de l'avion.
L'utilisation d'une pile à combustible apporte une augmentation du rendement énergétique et permet, en régime de vol, un entraînement du compresseur du circuit d'alimentation de la cabine en air, par couplage mécanique avec un arbre de la turbine du système de génération de puissance, sans pénalisation par rapport à l'utilisation d'un moteur électrique alimenté par le réseau électrique de l'avion. On peut donc se passer, pour ce compresseur, d'un moteur électrique dédié et de l'alimentation de celui ci.
3 Selon un mode de réalisation, le premier compresseur et le deuxième compresseur sont entraînés par un même arbre de turbine.
Selon un autre mode de réalisation, la turbine comprend un premier étage de turbine recevant le flux gazeux sous pression issu de la pile à combustible et entraînant un premier arbre de turbine, et un deuxième étage de turbine recevant un flux gazeux issu du premier étage de turbine et entraînant un deuxième arbre de turbine, et le premier compresseur est entraîné par le premier arbre de turbine tandis que le deuxième compresseur est entraîné par le deuxième arbre de turbine. On retrouve une configuration similaire à celle d'une turbine à gaz à
combustion classique avec un arbre de turbine haute pression et un arbre de turbine basse pression.
On peut en outre prévoir une machine électrique montée en commun avec le deuxième compresseur sur le même arbre de turbine.
La machine électrique peut avoir un premier mode de fonctionnement de génératrice électrique et un deuxième mode de fonctionnement de moteur électrique, et un circuit de régulation peut être prévu pour commuter le fonctionnement de la machine électrique entre le premier mode et le deuxième mode afin de maintenir le couple mécanique disponible sur l'arbre de turbine sur lequel la machine électrique est montée, au moins égal à une valeur minimale déterminée, ou afin d'asservir la vitesse de rotation de la machine électrique à une valeur de consigne prédéterminée.

Brève description des dessins L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description faite ci-après en référence au dessin annexé qui montre :
- figure 1, une vue très schématique d'un mode de réalisation d'un système de génération de puissance conforme à l'invention ; et - figure 2, une vue très schématique d'une variante de réalisation du système de génération de puissance de la figure 1.
Description détaillée de modes de réalisation Le système de génération de puissance dans un avion tel que montré sur la figure 1 comprend une pile à combustible 10, telle qu'une pile à combustible à oxyde solide SOFC formée d'une pluralité d'éléments
4 de pile disposés côte à côte, en série. La pile 10 est alimentée en combustible hydrocarbure et en air comprimé, l'oxygène de l'air comprimé
permettant, avec l'hydrogène du combustible, la production d'énergie électrique. La réalisation et le fonctionnement d'une telle pile SOFC sont bien connus et ne sont pas décrits en détail.
Le combustible amené depuis un réservoir (non représenté) par une conduite 12 peut être du méthane (CH4). On notera que l'utilisation d'autres hydrocarbures comme combustible de pile SOFC est connue, y compris l'utilisation de kérosène, de sorte que la pile 10 pourrait être alimentée à partir d'un réservoir de carburant pour les moteurs de l'avion.
L'air comprimé est amené par une conduite 14 à partir d'un compresseur 20. L'air alimentant le compresseur 20 peut être celui ayant circulé dans la cabine 40 de l'avion et amené au compresseur par une conduite 42.
La pile SOFC 10 produit une énergie électrique sous forme d'un courant continu disponible sur une ligne 16. La ligne 16 est reliée à un réseau électrique 44 de l'avion. Une batterie 18 est également reliée à la ligne 16 pour stocker une éventuelle énergie électrique non utilisée et pour amortir des variations transitoires électriques qui peuvent être de forte amplitude, par exemple dues à des disjonctions, connexions, arrêts ou démarrage brutaux d'équipements électriques. Le réseau électrique 44 de l'avion est en outre alimenté de façon classique par des générateurs tels que des S/G entraînés par les moteurs de l'avion.
Les gaz chauds comprimés issus de la pile SOFC 10 et contenant essentiellement du dioxyde de carbone CO2 et de la vapeur d'eau H2O sont amenés à une turbine 30 par une conduite 32. La turbine est entraînée en rotation par les gaz chauds comprimés et est couplée mécaniquement au compresseur 20, les rotors de la turbine 30 et du compresseur 20 étant montés sur un même arbre 34 de la turbine.
30 Les gaz issus de la turbine 30 sont évacués par une conduite 36. Un échangeur de chaleur 38 a deux circuits de gaz séparés connectés en série avec les canalisations 14 et 36, respectivement. L'échangeur 38 utilise l'énergie calorifique résiduelle des gaz issus de la turbine pour réchauffer l'air comprimé amené à la pile SOFC 10.
La turbine 30 entraîne en outre un deuxième compresseur 46 faisant partie d'un circuit d'alimentation de la cabine 40 en air. Le compresseur 46 est alimenté par de l'air extérieur et comprime celui-ci pour l'amener à la cabine 40 par une conduite 48 à travers un système 49 qui permet d'ajuster la température et la pression de l'air, ou système ECS
(pour "Environemental Controi System") bien connu en soi.
5 Dans le mode de réalisation de la figure 1, le compresseur 46 est monté sur l'arbre 34 de la turbine 30.
La turbine 30 est en outre couplée rnécaniquement à une machine électrique 50 ayant un rotor monté sur l'arbre 34. D'autres charges mécaniques pourront éventuellement être couplées à la turbine 30.
La machine électrique 50 peut avoir un mode de fonctionnement en génératrice électrique ou un mode de fonctionnement en moteur électrique. La machine 50 peut être réalisée comme une machine S/G comprenant une génératrice synchrone 50a ayant un rotor principal avec un inducteur et un stator principal avec un induit, et une excitatrice 50b ayant un stator avec un inducteur et un rotor avec un induit, l'induit de l'excitatrice étant relié à l'inducteur de la génératrice synchrone par un redresseur formé par un pont de diodes tournant.
Le mode de fonctionnement de la machine électrique 50 est piloté par un circuit de régulation 52, la machine électrique fonctionnant en génératrice électrique lorsque le couple ou la puissance mécanique fournis par la turbine excèdent les besoins des compresseurs 20 et 46 et d'autres charges éventuellement présentes, et la machine électrique 50 fonctionnant en moteur électrique pour assister la turbine afin de fournir le couple ou la puissance mécanique minima nécessaires pour les besoins des compresseurs 20 et 46 et d'autres charges éventuellement présentes.
En mode de fonctionnement en génératrice, le circuit 52 alimente l'inducteur de l'excitatrice 50b en courant alternatif fournie par le réseau électrique 44, et la tension alternative fournie par la génératrice synchrone 50a est injectée dans le réseau électrique 44 de l'avion par une ligne 53.
En mode de fonctionnement en moteur, le circuit 52 alimente l'inducteur de l'excitatrice 50b en courant continu tandis que l'induit de la génératrice 50a est alimenté en courant alternatif par la ligne 53 à partir du réseau. Le courant continu nécessaire à l'alimentation de l'inducteur de
6 PCT/FR2007/051528 l'excitatrice peut être prélevé sur le réseau 44, après redressement éventuel, ou être prélevé en sortie de la pile SOFC 10 ou de la batterie 18.
Le circuit de régulation 52 commande le mode de fonctionnement de la machine 50 de manière à maintenir le couple disponible en sortie de turbine au moins égal à une valeur minimale déterminée. A cet effet, le circuit de régulation 52 reçoit un signal fourni par un capteur 54 et représentatif du couple en sortie de turbine, par exemple un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'arbre 34. Le pilotage de la puissance de la machine électrique peut se faire en asservissant la valeur de sa vitesse de rotation et donc celle du compresseur de pressurisation 46, à une valeur de consigne prédéterminée.
La figure 2 illustre une variante de réalisation qui se distingue du mode de réalisation de la figure 1 en ce que la turbine 30 comprend un premier étage de turbine 30a entraînant l'arbre 34 et un deuxième étage de turbine 30b alimenté par le flux gazeux issu du premier étage 30a et entraînant un arbre 35, le deuxième compresseur 46 et la machine électrique étant montés sur l'arbre 35. L'échangeur de chaleur 38 reçoit le flux gazeux issu du second étage (30b) de turbine, avant évacuation de celui-ci. Les arbres 34 et 35 sont coaxiaux, l'arbre 35 étant entraîné avec une vitesse de rotation plus faible que celle de l'arbre 34. On retrouve une configuration analogue à celle des arbres haute pression et basse pression d'une turbine à gaz à combustion classique.
La machine 50 étant montée sur le même arbre 35 que le compresseur 46, elle permet de suppléer le cas échéant un déficit de puissance d'entraînement par l'étage de turbine 30b. Le capteur de vitesse 54 est associé à l'arbre 35. Comme précédemment, le pilotage de puissance de la machine électrique par le circuit de régulation 52 peut se faire en asservissant la valeur de sa vitesse de rotation et donc celle du compresseur de pressurisation 46, à une valeur de consigne prédéterminée.

Claims (8)

REVENDICATIONS
1. Système de génération de puissance pour un aéronef, comprenant :
- un premier compresseur (20), - une pile à combustible (10) ayant une entrée d'air comprimé
reliée au compresseur et une entrée de combustible, et produisant une énergie électrique continue, - une turbine (30) recevant un flux gazeux sous pression issu de la pile à combustible et couplée mécaniquement au premier compresseur pour entraîner celui-ci, et - un deuxième compresseur (46) d'un circuit d'alimentation de cabine de l'aéronef en air pressurisé, en régime de vol, système caractérisé en ce que le deuxième compresseur (46) d'alimentation cabine est couplé mécaniquement à un arbre de la turbine (30).
2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que le premier compresseur (20) et le deuxième compresseur (46) sont montés sur un même arbre (34) de turbine.
3. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que la turbine (30) comprend un premier étage de turbine recevant le flux gazeux sous pression issu de la pile à combustible (10) et entraînant un premier arbre (34) de turbine, et un deuxième étage de turbine recevant un flux gazeux issu du premier étage de turbine et entraînant un deuxième arbre (35) de turbine, et le premier compresseur (20) est entraîné par le premier arbre (34) de turbine tandis que le deuxième compresseur (46) est entraîné par le deuxième arbre (35).
4. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une machine électrique (50) couplée mécaniquement à un arbre de la turbine (30).
5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que la machine électrique (50) et le deuxième compresseur (46) sont montés en commun sur le même arbre de turbine.
6. Système selon l'une quelconque des revendications 4 et 5, caractérisé en ce que la machine électrique (50) a un premier mode de fonctionnement de génératrice électrique et un deuxième mode de fonctionnement de moteur électrique, et un circuit de régulation (52) est prévu pour commuter le fonctionnement de la machine électrique entre le premier mode et le deuxième mode afin de maintenir le couple mécanique disponible sur l'arbre de turbine sur lequel la machine électrique est montée au moins égal à une valeur minimale déterminée.
7. Système selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce qu'un système de régulation est prévu pour asservir la vitesse de rotation de la machine électrique à une valeur de consigne prédéterminée.
8. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comprend un échangeur de chaleur (38) parcouru séparément par l'air comprimé alimentant la pile à combustible (10), et par un flux gazeux sortant de la turbine (30) afin de réchauffer l'air comprimé produit par le compresseur (20) avant son admission dans la pile à combustible.
CA2656435A 2006-06-27 2007-06-26 Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible Active CA2656435C (fr)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0652660A FR2902759B1 (fr) 2006-06-27 2006-06-27 Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible
FR0652660 2006-06-27
PCT/FR2007/051528 WO2008001006A1 (fr) 2006-06-27 2007-06-26 Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CA2656435A1 CA2656435A1 (fr) 2008-01-03
CA2656435C true CA2656435C (fr) 2013-12-17

Family

ID=37775529

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CA2656435A Active CA2656435C (fr) 2006-06-27 2007-06-26 Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7986052B2 (fr)
JP (1) JP5269780B2 (fr)
CN (1) CN101479153B (fr)
CA (1) CA2656435C (fr)
DE (1) DE112007001611B4 (fr)
FR (1) FR2902759B1 (fr)
GB (1) GB2452217B (fr)
RU (1) RU2431585C2 (fr)
WO (1) WO2008001006A1 (fr)

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2902759B1 (fr) * 2006-06-27 2008-10-24 Turbomeca Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible
DE102007001912A1 (de) * 2007-01-12 2008-07-17 Airbus Deutschland Gmbh Brennstoffversorgungsanlage für ein Brennstoffzellensystem
US8097968B2 (en) * 2007-12-21 2012-01-17 Honeywell International, Inc. Position-controlled start from the AC line using a synchronous machine
DE102008006742A1 (de) 2008-01-30 2009-08-06 Airbus Deutschland Gmbh Luftfahrzeug-Brennstoffzellensystem
JP5442206B2 (ja) * 2008-02-05 2014-03-12 新明和工業株式会社 電力システム
US8727270B2 (en) * 2010-11-16 2014-05-20 Rolls-Royce Corporation Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft
FR2968716B1 (fr) * 2010-12-13 2012-12-28 Turbomeca Procede de controle de la generation electrique appliquee a une turbine a gaz d'aeronef et turbomoteur mettant en oeuvre un tel procede
CN102201586B (zh) * 2011-04-22 2013-12-25 爱科腾博（大连）科技有限公司 燃料电池系统
FR2975375B1 (fr) * 2011-05-18 2014-01-10 Dassault Aviat Systeme autonome de generation de puissance electrique et de conditionnement pour un aeronef, aeronef et procede associes
FR2978123B1 (fr) * 2011-07-18 2013-08-23 Snecma Systeme de controle et de surveillance d'un aeronef
GB2494667A (en) * 2011-09-15 2013-03-20 Rolls Royce Fuel Cell Systems Ltd A solid oxide fuel cell system
GB2494666B (en) 2011-09-15 2014-11-05 Rolls Royce Fuel Cell Systems Ltd A solid oxide fuel cell system
US20130087632A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Patrick Germain Gas turbine engine exhaust ejector nozzle with de-swirl cascade
FR2983248B1 (fr) * 2011-11-29 2015-04-03 Turbomeca Turbomachine comportant une pompe d'alimentation en carburant a activation electrique et procede d'alimentation en carburant d'une turbomachine
DE102013204200A1 (de) * 2013-03-12 2014-09-18 Robert Bosch Gmbh Elektrische Maschine in einem Kraftfahrzeug mit Drehzahlsignaleingang
FR3013683B1 (fr) * 2013-11-27 2017-07-07 Microturbo Procede et systeme pour la production optimisee d'energie non propulsive
US9871260B2 (en) * 2014-05-28 2018-01-16 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid emergency power unit system
CN106575780B (zh) * 2014-07-24 2019-12-03 日产自动车株式会社 燃料电池系统
FR3041607B1 (fr) * 2015-09-24 2018-08-17 Microturbo Unite d'alimentation en air sous pression pour aeronef
US10774741B2 (en) * 2016-01-26 2020-09-15 General Electric Company Hybrid propulsion system for a gas turbine engine including a fuel cell
US10214417B2 (en) 2016-02-25 2019-02-26 Ge Aviation Systems Llc Solid hydrogen reaction system and method of liberation of hydrogen gas
US10919638B2 (en) 2016-05-31 2021-02-16 The Boeing Company Aircraft cabin pressurization energy harvesting
GB2556063B (en) * 2016-11-16 2019-07-24 Ge Aviat Systems Ltd Auxiliary power unit with solid oxide fuel cell for an aircraft
GB2556061B (en) 2016-11-16 2019-07-24 Ge Aviat Systems Ltd Power source for an aircraft
US10762726B2 (en) 2017-06-13 2020-09-01 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
FR3068009B1 (fr) * 2017-06-23 2023-09-15 Zodiac Aerotechnics Systeme d'inertage d'au moins un volume dans un aeronef via au moins une pile a combustible
CN108448133A (zh) * 2018-04-28 2018-08-24 南京晓庄学院 一种固体氧化物燃料电池堆的燃料供给装置
JP6947313B2 (ja) * 2018-11-06 2021-10-13 株式会社Ihi 航空機用空調装置
DE102018222890A1 (de) * 2018-12-21 2020-06-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksbaugruppe und Betriebsverfahren
US11724815B2 (en) * 2021-01-15 2023-08-15 The Boeing Company Hybrid electric hydrogen fuel cell engine
US20240166356A1 (en) * 2022-11-22 2024-05-23 Embraer S.A. Multifunctional air system for fuel cell powered aircraft

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4150684A (en) * 1977-01-25 1979-04-24 Kervin Willis D Mixing valve and control system therefor
US4490622A (en) * 1979-05-11 1984-12-25 Osborn Norbert L Turbocharger and adaptations thereof
US6735953B1 (en) * 1997-12-22 2004-05-18 Allied Signal Inc. Turbomachine-driven environmental control system
DE19821952C2 (de) * 1998-05-15 2000-07-27 Dbb Fuel Cell Engines Gmbh Energieversorgungseinheit an Bord eines Luftfahrzeugs
JPH11345623A (ja) * 1998-06-01 1999-12-14 Aisin Seiki Co Ltd 燃料電池装置
DE10101914A1 (de) * 2001-01-16 2002-07-25 Bosch Gmbh Robert Luftkompressionsanlage für Brennstoffzellenanlage und Kaltluftprozess-Klimaanlage oder -Wärmepumpe
GB0118292D0 (en) * 2001-07-27 2001-09-19 Honeywell Normalair Garrett Air cycle cooling system
US7208239B2 (en) * 2001-10-11 2007-04-24 Airbus Deutschland Gmbh Fuel cell system and method with increased efficiency and reduced exhaust emissions
JP2003123778A (ja) * 2001-10-12 2003-04-25 Nkk Corp 電源システム及びその運転方法
US6641084B1 (en) * 2002-06-21 2003-11-04 The Boeing Company Solid oxide fuel cell as auxiliary power source installation in transport aircraft
US6834831B2 (en) * 2002-12-31 2004-12-28 The Boeing Company Hybrid solid oxide fuel cell aircraft auxiliary power unit
US7306871B2 (en) * 2004-03-04 2007-12-11 Delphi Technologies, Inc. Hybrid power generating system combining a fuel cell and a gas turbine
US7380749B2 (en) * 2005-04-21 2008-06-03 The Boeing Company Combined fuel cell aircraft auxiliary power unit and environmental control system
FR2902759B1 (fr) * 2006-06-27 2008-10-24 Turbomeca Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible

Also Published As

Publication number Publication date
GB0823393D0 (en) 2009-01-28
CN101479153A (zh) 2009-07-08
DE112007001611B4 (de) 2020-02-27
US7986052B2 (en) 2011-07-26
JP5269780B2 (ja) 2013-08-21
FR2902759B1 (fr) 2008-10-24
CA2656435A1 (fr) 2008-01-03
FR2902759A1 (fr) 2007-12-28
US20090309364A1 (en) 2009-12-17
RU2431585C2 (ru) 2011-10-20
WO2008001006A1 (fr) 2008-01-03
DE112007001611T5 (de) 2009-04-30
RU2009102513A (ru) 2010-08-10
GB2452217B (en) 2010-12-22
GB2452217A (en) 2009-02-25
JP2009541141A (ja) 2009-11-26
CN101479153B (zh) 2012-07-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2656435C (fr) Systeme de generation de puissance pour aeronef utilisant une pile a combustible
EP2004485B1 (fr) Dispositif et procede de generation electrique de secours à bord d'un aeronef
CA2874962C (fr) Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere
CA2779155C (fr) Demarreur-generateur de turbomachine et procede pour sa commande
FR2978728A1 (fr) Architecture de propulsion d'aeronef integrant un systeme de recuperation d'energie
CA2725769A1 (fr) Aeronef a alimentation en energie hybride
FR2979498A1 (fr) Architecture de generation d'energie a mode mixte
CA2876952A1 (fr) Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance
EP3793903B1 (fr) Architecture de puissance d'un aeronef
US20240092491A1 (en) Aircraft power plant
FR3073569A1 (fr) Turbopropulseur comportant un mecanisme de reduction integrant un dispositif de generation de courant
EP3225536A1 (fr) Système de distribution d'énergie électrique, procédé d'alimentation d'une charge correspondant, système et procédé de propulsion pour navire
FR2995635A1 (fr) Dispositif et procede de fourniture de puissance non propulsive pour un aeronef
US20190112971A1 (en) Hybrid turbocharger system and method
FR3110896A1 (fr) Architecture électrique d’un aéronef
FR3102804A1 (fr) Groupe motopropulseur pour avions et procédé de fonctionnement
FR2902760A1 (fr) Systeme de production d'energie electrique pour aeronef utilisant une pile a combustible
FR3086923A1 (fr) Architecture electrique pour propulsion hybride
FR2986566A1 (fr) Groupe moteur combine
US11879385B2 (en) Engine system with fuel-drive thermal support
US20240051671A1 (en) Integral Propulsion and Auxiliary Power Generation System for Rocket Engine Powered Aircraft
GB2612973A (en) Aircraft fuel cell propulsion unit with hybrid jet boost
FR3131573A1 (fr) Système propulsif hybride pour aéronef
WO2023175278A1 (fr) Système électrique pour un aéronef équipé d'un moteur
FR3033830B1 (fr) Groupe de puissance pour aeronefs

Legal Events

Date Code Title Description
EEER Examination request