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FR2944260A1 - Electric power generating device for aircraft, has conversion units including hydraulic motors, gear boxes and constant speed electric generators for converting hydraulic power into mechanical energy and into electric power - Google Patents

Electric power generating device for aircraft, has conversion units including hydraulic motors, gear boxes and constant speed electric generators for converting hydraulic power into mechanical energy and into electric power Download PDF

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FR2944260A1
FR2944260A1 FR0952438A FR0952438A FR2944260A1 FR 2944260 A1 FR2944260 A1 FR 2944260A1 FR 0952438 A FR0952438 A FR 0952438A FR 0952438 A FR0952438 A FR 0952438A FR 2944260 A1 FR2944260 A1 FR 2944260A1
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FR
France
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air
hydraulic
electric
aircraft
generators
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FR0952438A
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Guillaume Bulin
Philippe Abrial
Eric Delmas
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Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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Publication date
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Abstract

The device has transformation units including hydraulic pumps (37d, 37g) for transforming mechanical energy of turbojet engines (4d, 4g) into hydraulic power. Transfer units include hydraulic lines (38d, 38g), return lines (40d, 40g), hydraulic fluid tanks (41d, 41g) and main return lines (42d, 42g) for transferring the hydraulic power away from a propulsive unit. Conversion units include hydraulic motors (39d, 39g), gear boxes (44d, 44g) and constant speed electric generators (23d, 23g) for converting the hydraulic power into the mechanical energy and into electric power.

Description

1 Système de génération de puissance électrique pour aéronef à propulsion arrière 1 Electric power generation system for rear-wheel-drive aircraft

La présente invention relève du domaine de la génération de puissance électrique à bord des aéronefs. De façon classique, les avions commerciaux, par exemple à moteurs de type turboréacteurs, utilisent pour la production d'électricité des générateurs électriques entraînés par les turbines des réacteurs. Ces générateurs sont de type à fréquence variable (VFG). Un générateur auxiliaire de puissance (APU), qui est en fait un réacteur de plus petite taille que les réacteurs principaux de l'appareil, monté en général dans le cône arrière de l'appareil, fournit une source complémentaire de courant pour les cas où l'avion est au sol moteur à l'arrêt et pour couvrir certains cas de panne en vol des systèmes de puissance avion. C'est particulièrement le cas des vols dit ETOPS (vol long courrier au-dessus de zones inhabitées et à grande distance de vol d'un aéroport) où l'APU peut constituer une source d'énergie embarquée indépendante des moteurs. Le générateur monté sur l'APU est également de type à fréquence variable. Pour des raisons de redondance, notamment sur les appareils bimoteurs contrôlés par des commandes de vols électriques, chaque moteur entraîne éventuellement deux générateurs. Grâce à cette configuration, il est possible de traiter la plupart des cas dimensionnants pour la sécurité de l'aéronef, et par exemple le cas d'une panne moteur conjuguée à une panne d'un générateur sur le moteur encore en marche. Le second générateur sur ce moteur permet encore de piloter l'appareil, même si la puissance disponible est alors réduite. Dans une telle configuration, l'appareil comporte cinq générateurs électriques, correspondant à une puissance installée nettement supérieure à la puissance requise par le vol (dans la pratique, une puissance triple de la puissance nécessaire se trouve finalement disponible à bord dans cette configuration). Il est évident que cette redondance pose des problèmes de complexité du système, de masse d'équipements à embarquer dans l'appareil, alors que la The present invention relates to the field of electric power generation on board aircraft. Conventionally, commercial aircraft, for example engine type turbojet engines, use for the production of electricity generators driven by the turbines of the reactors. These generators are of variable frequency type (VFG). An auxiliary power generator (APU), which is in fact a smaller reactor than the main reactors of the apparatus, generally mounted in the rear cone of the apparatus, provides a complementary source of power for those cases where the aircraft is grounded engine off and to cover some cases of aircraft flight systems failure. This is especially the case for so-called ETOPS flights (long-haul flight over uninhabited areas and long-distance flight from an airport) where the APU can constitute an on-board source of energy independent of the engines. The generator mounted on the APU is also of the variable frequency type. For reasons of redundancy, particularly on twin-engine aircraft controlled by electric flight controls, each engine possibly drives two generators. Thanks to this configuration, it is possible to deal with most of the dimensioning cases for the safety of the aircraft, for example the case of an engine failure combined with a failure of a generator on the engine still running. The second generator on this engine still allows to control the device, even if the available power is reduced. In such a configuration, the apparatus comprises five electric generators, corresponding to an installed power significantly greater than the power required by the flight (in practice, a triple power of the necessary power is finally available on board in this configuration). It is obvious that this redundancy poses problems of complexity of the system, of the mass of equipment to be loaded into the apparatus, while the

2 tendance est en permanence à un allègement des appareils, et en coût de ces équipements, dont la plupart ne sont appelés à fonctionner que dans de rares cas de pannes de systèmes. L'objectif de la présente invention est alors de proposer un nouveau système de génération de puissance électrique pour aéronefs, qui soit moins lourd et moins cher à fabriquer, à niveau de puissance et de sécurité globalement identique à des systèmes existants. A cet effet, l'invention vise un dispositif de génération de puissance électrique pour aéronef comportant : des moyens de transformer une partie de l'énergie mécanique du propulseur sous la forme d'énergie hydraulique, sur au moins un propulseur, des moyens de transférer cette énergie hydraulique à distance du propulseur, et des moyens de convertir l'énergie hydraulique en énergie mécanique puis en énergie électrique. On comprend que cette disposition permet de déporter les moyens de génération d'électricité à distance des moteurs, et donc de les mutualiser en prévoyant des alimentations hydrauliques de chacun de ces moyens par n'importe quel moteur. There is a continuing trend towards lighter devices and the cost of these devices, most of which are required to operate only in rare cases of system failures. The objective of the present invention is then to propose a new system for generating electric power for aircraft, which is less heavy and less expensive to manufacture, power level and safety globally identical to existing systems. For this purpose, the invention provides an aircraft electrical power generation device comprising: means for converting a part of the mechanical energy of the thruster in the form of hydraulic energy, on at least one thruster, means for transferring this hydraulic energy remote propeller, and means to convert the hydraulic energy into mechanical energy and electrical energy. It will be understood that this arrangement makes it possible to deport the means for generating electricity away from the motors, and therefore to pool them by providing hydraulic power supplies for each of these means by any motor.

Dans le cas où l'aéronef est du type comportant deux propulseurs en position arrière du fuselage, les moyens de convertir l'énergie hydraulique en énergie mécanique puis en énergie électrique sont constitués par au moins un moteur hydraulique entraînant un générateur électrique, et ces moyens sont disposés sensiblement au milieu du fuselage. In the case where the aircraft is of the type comprising two thrusters in the rear position of the fuselage, the means for converting the hydraulic energy into mechanical energy and then into electrical energy consist of at least one hydraulic motor driving an electric generator, and these means are arranged substantially in the middle of the fuselage.

On comprend que le transfert d'énergie sous forme hydraulique est rendue avantageuse par la faible distance existant entre les propulseurs arrières et le fuselage, ce qui limite les pertes de charge. La disposition des générateurs électriques à distance des moteurs constitue un des avantages significatifs du dispositif selon l'invention, en ce qu'elle réduit les contraintes vibratoires, thermiques et volumiques existants dans l'art antérieur sur les générateurs électriques disposés au voisinage immédiat des moteurs de l'avion. It is understood that the transfer of energy in hydraulic form is made advantageous by the short distance between the rear thrusters and the fuselage, which limits the pressure losses. The arrangement of the remote electric generators of the motors is one of the significant advantages of the device according to the invention, in that it reduces the vibratory, thermal and volumic stresses existing in the prior art on the electric generators disposed in the immediate vicinity of the motors. from the plane.

3 Préférentiellement, l'entraînement du générateur électrique par le moteur hydraulique se fait au travers d'une boîte de vitesse. Celle-ci est favorablement une connexion mécanique avec un rapport de réduction de vitesse. Preferably, the drive of the electric generator by the hydraulic motor is through a gearbox. This is favorably a mechanical connection with a speed reduction ratio.

Selon une mise en oeuvre préférée, le dispositif comporte des moyens de mutualisation d'au moins deux générateurs électriques, rendant ainsi chacun de ces générateurs mutualisés d'électricité susceptibles d'être alimentés en énergie par l'un ou l'autre d'au moins deux des moteurs. Selon une mise en oeuvre avantageuse, au moins deux générateurs sont reliés par un embrayage mécanique. Cette disposition permet également de faire tourner les deux générateurs avec une seule ligne hydraulique opérationnelle, et donc de maintenir une alimentation électrique d'un niveau de puissance suffisant, même dans un cas de panne moteur. According to a preferred embodiment, the device comprises means for pooling at least two electric generators, thus making each of these shared generators of electricity capable of being supplied with energy by one or the other of minus two of the engines. According to one advantageous embodiment, at least two generators are connected by a mechanical clutch. This arrangement also makes it possible to turn the two generators with a single operational hydraulic line, and thus to maintain a power supply of a sufficient power level, even in a case of engine failure.

Dans le cas où l'aéronef est du type comportant sur chaque propulseur arrière : - au moins une prise d'air pressurisé, - cette prise étant reliée à une ligne principale d'air pressurisé, - un refroidisseur de l'air issu de ces prises d'air - une valve, reliant ces deux lignes principales d'air pressurisé, et comportant également une ligne d'air APU alimentant un groupe auxiliaire de puissance électrique comportant un générateur électrique, le système comprend en outre une turbine à air arrière alimentée par une dérivation de la ligne d'air APU et entraînant ledit générateur électrique. In the case where the aircraft is of the type comprising on each rear thruster: - at least one pressurized air intake, - this plug being connected to a main line of pressurized air, - an air cooler from these air intakes - a valve, connecting these two main lines of pressurized air, and also comprising an APU air line supplying an auxiliary power unit comprising an electric generator, the system further comprises a rear air turbine powered by a derivation of the APU air line and driving said electric generator.

Par ce moyen, le générateur électrique de l'APU peut être utilisé en vol de façon normale, en cas par exemple de panne d'un des deux générateurs électriques principaux, sans mise en marche de l'APU elle-même. Alternativement, l'aéronef étant du type comportant un groupe auxiliaire de puissance électrique comportant un générateur électrique arrière, le dispositif comprend un moteur hydraulique alimenté par une dérivation d'une ligne hydraulique et entraînant ledit générateur électrique. Préférentiellement, la turbine à air est de type à stator à calage variable. By this means, the electric generator of the APU can be used in flight in a normal way, in case for example of failure of one of the two main electric generators, without starting the APU itself. Alternatively, the aircraft being of the type comprising an auxiliary power unit having a rear electric generator, the device comprises a hydraulic motor powered by a branch of a hydraulic line and driving said electric generator. Preferably, the air turbine is of variable-pitch stator type.

4 Cette disposition, rendue possible par le choix de l'utilisation de l'énergie hydraulique ou pneumatique prélevée sur le moteur, au lieu de l'énergie mécanique prélevée en direct sur l'arbre dudit moteur, entraîne une amélioration substantielle du bilan de masse du système de génération électrique dans son ensemble. L'invention vise également un aéronef comportant un dispositif tel qu'exposé. La description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple d'un mode de réalisation de l'invention, est faite en se référant aux figures annexées dans lesquelles : la figure 1 illustre de façon schématique un système de génération de puissance électrique selon l'art antérieur, la figure 2 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une première version, la figure 3 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une seconde version comprenant une seconde ligne d'air pour chaque propulseur, la figure 4 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une troisième version, comprenant une turbine à air et un générateur sur l'APU, la figure 5 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une version comportant deux turbines à air pour chaque générateur, la figure 6 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une version de conversion de puissance hydraulique en puissance électrique. La présente invention est ici décrite dans le cas d'installation sur un aéronef de type à propulsion par deux turbopropulseurs "propfan", disposés en position arrière du fuselage, en arrière des ailes et de la zone de cabine pressurisée. La figure 1 illustre d'abord la disposition des générateurs électriques, telle que connue dans l'art antérieur. On reconnaît sur cette figure la partie arrière d'un avion 1, de forme principalement conique. La cabine pressurisée 2 est fermée par une paroi arrière 3. Les deux propulseurs 4g, 4d, ici de type à deux hélices contrarotatives Hg, Hd, sont attachés à des mats 5g, 5d disposés en arrière de cette paroi arrière 3 de la cabine pour des raisons de sécurité. Chacun des moteurs 4g, 4d entraîne deux générateurs électriques 5 principaux 6g, 6d, 7g, 7d, par exemple de type à fréquence variable (dit VFG de l'anglais Variable Frequency Generator) dans le présent exemple nullement limitatif. Dans cette configuration de générateurs VFG, ceux-ci, (couplés mécaniquement aux étages haute pression des propulseurs), ont une vitesse de rotation directement proportionnelle à celle des propulseurs, et fournissent donc une fréquence variable en sortie (de l'ordre de 400 à 800 Hz), nécessitant en sortie une électronique de régulation de fréquence. Des générateurs de type IDG (Integrated Drive Generator) sont fréquemment utilisés au lieu de générateurs VFG. Ils comportent alors un régulateur mécanique de vitesse sur leur mécanisme d'entraînement, et fournissent un courant alternatif à 400 Hz. Dans le présent exemple, correspondant à un appareil moyen courrier de 150 places environ, les générateurs électriques principaux 6g, 6d, 7g, 7d ont une puissance d'environ 80 kVA chacun. This arrangement, made possible by the choice of the use of the hydraulic or pneumatic energy taken from the engine, instead of the mechanical energy taken directly from the shaft of the engine, leads to a substantial improvement in the mass balance. of the electrical generation system as a whole. The invention also relates to an aircraft comprising a device as described. The description which follows, given solely by way of example of an embodiment of the invention, is made with reference to the appended figures in which: FIG. 1 schematically illustrates an electric power generation system according to the prior art, FIG. 2 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a first version, FIG. 3 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a second version comprising a second air line for each thruster, FIG. 4 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a third version, comprising an air turbine and a generator on the FIG. 5 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a version comprising two air turbines for each generator, Figure 6 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a version of hydraulic power conversion to electrical power. The present invention is here described in the case of installation on a propulsion-type aircraft by two "propfan" turboprop engines, arranged in the rear position of the fuselage, behind the wings and the pressurized cabin area. Figure 1 illustrates first the arrangement of the electric generators, as known in the prior art. It is recognized in this figure the rear part of an aircraft 1, mainly conical shape. The pressurized cabin 2 is closed by a rear wall 3. The two thrusters 4g, 4d, here of two counter-rotating propellers type Hg, Hd, are attached to mats 5g, 5d disposed behind this rear wall 3 of the cabin for security reasons. Each of the motors 4g, 4d drives two main electric generators 6g, 6d, 7g, 7d, for example variable frequency type (VFG English variable frequency generator) in the present example in no way limiting. In this configuration of VFG generators, these, (mechanically coupled to the high pressure stages of the thrusters), have a rotational speed directly proportional to that of the thrusters, and thus provide a variable frequency output (of the order of 400 to 800 Hz), requiring output frequency control electronics. IDG generators (Integrated Drive Generator) are frequently used instead of VFG generators. They then comprise a mechanical speed regulator on their drive mechanism, and provide an alternating current at 400 Hz. In the present example, corresponding to a medium-haul device of about 150 seats, the main electric generators 6g, 6d, 7g, 7d have a power of about 80 kVA each.

On reconnaît également sur la figure 1 un groupe auxiliaire de puissance 9 (APU de l'anglais Auxiliary Power Unit) dont l'échappement 10 est situé en extrémité du cône arrière. Ce groupe auxiliaire 9 est un réacteur entraînant un générateur électrique 11, également de type VFG, et ici d'une puissance d'environ 160 kVA. Also shown in Figure 1 an auxiliary power unit 9 (APU English Auxiliary Power Unit) whose exhaust 10 is located at the end of the rear cone. This auxiliary group 9 is a reactor driving an electric generator 11, also of VFG type, and here of a power of about 160 kVA.

Le groupe auxiliaire 9, utilisé essentiellement au sol, génère par ailleurs de l'air pressurisé nécessaire au démarrage des moteurs principaux 4g, 4d de l'avion et à la climatisation de la cabine tant que l'avion est au sol. Chacun de ces générateurs électriques principaux 6g, 7g, 6d, 7d, et auxiliaire 11 est relié aux équipements cabine et cockpit par des câbles (figurés ici par des lignes) 12g, 12d. La puissance électrique totale installée est ici de 480 kVA pour les générateurs à fréquence variable. En vol normal, l'appareil a besoin de 160 The auxiliary group 9, used mainly on the ground, also generates the pressurized air necessary for starting the main engines 4g, 4d of the aircraft and air conditioning of the cabin while the aircraft is on the ground. Each of these main electric generators 6g, 7g, 6d, 7d, and auxiliary 11 is connected to the cabin and cockpit equipment by cables (here represented by lines) 12g, 12d. The total electrical power installed here is 480 kVA for variable frequency generators. In normal flight, the aircraft needs 160

6 kVA pour les systèmes de pilotage, le confort et le divertissement des passagers en cabine. Cette configuration, très sûre en termes de fonctionnement en cas de pannes, ne comporte aucune mutualisation des générateurs. Par exemple, dans le cas d'une panne d'un moteur combinée à une panne d'un générateur disposé sur le moteur opposé et d'un groupe auxiliaire APU non opérationnel en vol, l'avion comporte encore quatre générateurs électriques fonctionnels, mais un seul peut être effectivement utilisé dans cette configuration, et la puissance disponible pour le pilotage et les passagers est, de ce fait, nettement réduite. Cette configuration est également coûteuse au niveau des équipements associés (une électronique de puissance par générateur installé). Elle est également exigeante en volume pour installer les générateurs à proximité immédiate des moteurs, alors que les nacelles moteurs sont, de façon connue, aussi petites que possible pour réduire leur traînée. L'installation de ces générateurs entraîne par ailleurs l'installation d'entraînements mécaniques qui augmentent encore la complexité des nacelles moteurs. On peut encore signaler le niveau de vibration élevé des moteurs, qui contraint à utiliser des générateurs électriques robustes. 6 kVA for control systems, passenger comfort and entertainment in the cabin. This configuration, very safe in terms of operation in case of failures, does not include any pooling generators. For example, in the case of a failure of an engine combined with a failure of a generator disposed on the opposite engine and a non-operational auxiliary unit APU in flight, the aircraft still has four functional electric generators, but only one can be effectively used in this configuration, and the power available for steering and passengers is, therefore, significantly reduced. This configuration is also expensive at the associated equipment (a power electronics generator installed). It is also demanding in volume to install the generators in close proximity to the engines, while the engine nacelles are, in known manner, as small as possible to reduce their drag. The installation of these generators also leads to the installation of mechanical drives that further increase the complexity of the engine nacelles. One can still report the high level of vibration of the motors, which forces to use robust electric generators.

En dehors de ces systèmes électriques, les moteurs 4g, 4d fournissent également de l'air pressurisé, prélevé au niveau de deux prises d'air 13g, 13d, 14g, 14d sur chaque moteur, au niveau des étages haute pression (HP) et pression intermédiaire (IP) respectivement. Pour chaque moteur, les deux prises d'air 13, 14 sont reliées par une valve 15 à une ligne d'air 16 qui traverse un refroidisseur 17 à pression constante, rendu nécessaire par la température élevée de l'air prélevé sur les moteurs. Ces deux lignes d'air 16g, 16d traversent les mats 5g, 5d et se rejoignent dans le fuselage au niveau d'une valve dite Crossbleed 18, normalement maintenue fermée sauf en cas de panne d'un des deux moteurs. Apart from these electrical systems, the 4g, 4d engines also supply pressurized air, taken from two air intakes 13g, 13d, 14g, 14d on each engine, at the high pressure stages (HP) and intermediate pressure (IP) respectively. For each motor, the two air intakes 13, 14 are connected by a valve 15 to an air line 16 which passes through a chiller 17 at constant pressure, made necessary by the high temperature of the air taken from the engines. These two air lines 16g, 16d traverse the mats 5g, 5d and meet in the fuselage at a so-called Crossbleed valve 18, normally kept closed except in case of failure of one of the two engines.

Chacune des lignes d'air alimente par une dérivation un équipement de climatisation (ECS Pack) 19g, 19d, également redondants. Une autre dérivation alimente un dispositif de dégivrage (WIPS) 20 des ailes. Each of the air lines feeds by a bypass air conditioning equipment (ECS Pack) 19g, 19d, also redundant. Another branch feeds a wing de-icing device (WIPS).

7 Enfin, une ligne d'air APU 21, située dans le fuselage, relie le groupe auxiliaire 9, à travers une valve anti-retour 22, à la ligne d'air principale 16g, 16d pour alimenter les moteurs lors de leur démarrage. Ces divers dispositifs sont de type connu de l'homme de l'art et ne sont donc pas détaillés plus avant ici. La figure 2 illustre alors une première configuration du système de génération électrique selon l'invention. Le principe est d'exploiter le réseau pneumatique existant (prise d'air, lignes d'air) pour entraîner des turbines à air, qui présentent un rendement correct (de l'ordre de 80-85%), et par ces turbines à air des générateurs électriques. Comme on le voit sur cette figure par comparaison avec la figure 1, l'architecture générale du système pneumatique est en effet conservée (prises d'air HP, IP, valves, refroidisseurs, Crossbleed, seconde ligne d'air etc.). Finally, an APU air line 21, located in the fuselage, connects the auxiliary unit 9, through a non-return valve 22, to the main air line 16g, 16d to supply the engines when they start. These various devices are of a type known to those skilled in the art and are therefore not detailed further here. FIG. 2 then illustrates a first configuration of the electrical generation system according to the invention. The principle is to exploit the existing pneumatic network (intake of air, air lines) to drive air turbines, which have a correct efficiency (of the order of 80-85%), and by these turbines to air electric generators. As seen in this figure by comparison with Figure 1, the general architecture of the pneumatic system is indeed preserved (HP air intakes, IP, valves, coolers, Crossbleed, second air line, etc.).

Par contre, on constate l'absence des quatre générateurs électriques principaux 6g, 7g, 6d, 7d de 80 kVA chacun de la configuration de l'art antérieur. Ceux-ci sont en effet fonctionnellement remplacés par deux générateurs électriques 23g, 23d, de 120 kVA chacun, entraînés par des turbines à air 24g, 24d, alimentées par des dérivations 43g, 43d sur les lignes d'air 16g, 16d correspondantes, chacune de ces dérivations 43g, 43d comportant une vanne 25g, 25d disposée en amont de la turbine. Les turbines à air 24g, 24d sont de type à stator à calage variable, ce qui permet de réguler le flux d'air entrant dans la turbine et donc le point de fonctionnement (vitesse) de la turbine. Ce type de turbine à air est connu en soi, par exemple pour les moteurs de camions turbocompressés. Les générateurs électriques 23g, 23d sont alors de type à vitesse constante (CSG de l'anglais Constant Speed Generator). En effet, le choix de turbines à air 24g, 24d à stator à calage variable permet d'utiliser des générateurs à vitesse constante, qui offrent pour avantage significatif une plus grande simplicité de l'électronique en aval, donc moins coûteuse, nécessitant moins de volume, et moins sujette à pannes. On obtient grâce aux générateurs CSG une fréquence électrique de sortie constante, au lieu de la fréquence 8 variable obtenue précédemment avec les générateurs VFG, qui nécessitaient entre autres en aval un régulateur électronique de fréquence. De tels générateurs CSG sont également connus en soi, et leur technologie n'est donc pas détaillée plus avant dans la présente description. Il 5 en va de même de l'électronique de contrôle de ces générateurs. Dans une variante de réalisation, un embrayage mécanique 33, débrayable, est intégré entre les deux générateurs électriques 23g, 23d, pour permettre l'entraînement des deux générateurs par une seule turbine à air si nécessaire. L'existence de cet embrayage mécanique implique de placer une 10 roue libre entre la turbine à air et le générateur électrique Les générateurs électriques fournissent en sortie un courant électrique utilisable sans adaptation particulière des systèmes avion, par rapport aux générateurs de l'art antérieur. Les turbines à air 24g, 24d et les générateurs électriques 23g, 23d 15 sont disposés sensiblement dans le fuselage au milieu du cône arrière de l'aéronef 1 (donc à une distance de quelques mètres des moteurs). De cette manière, ils peuvent utiliser un volume supérieur pour leur installation, et sont nettement plus accessibles en cas de maintenance que les générateurs de l'art antérieur, disposés dans les nacelles moteurs. Ils se trouvent par ailleurs moins 20 soumis aux niveaux de vibrations élevés créés par les moteurs. Préférentiellement de manière à améliorer la sécurité de fonctionnement du système de génération électrique, et tel qu'illustré figure 3, une seconde ligne d'air 26g, 26d est installée à partir de chaque moteur 4g, 4d pour alimenter chaque turbine à air 24g, 24d. 25 Ces secondes lignes d'air 26g, 26d sont reliées à des prises d'air pressurisé 34g, 34d au niveau du moteur (par exemple une autre prise d'air sur l'étage haute pression du moteur). A leur autre extrémité, elles sont reliées à la vanne 25g, 25d en amont de la turbine à air 24g, 24d, cette vanne étant ici de type vanne à trois voies et servant de vanne tout ou rien. 30 De manière à éviter d'avoir trois prises de prélèvement d'air au niveau de chaque moteur, ce qui est pénalisant en termes de performances moteurs, de complexité mécanique et de sécurité, la prise d'air de la seconde ligne d'air est avantageusement commune avec la prise d'air haute pression 13g, 13d On the other hand, the absence of the four main electrical generators 6g, 7g, 6d, 7d of 80 kVA each of the configuration of the prior art is noted. These are indeed functionally replaced by two electric generators 23g, 23d, of 120 kVA each, driven by air turbines 24g, 24d, supplied by branches 43g, 43d on the corresponding air lines 16g, 16d, each of these branches 43g, 43d having a valve 25g, 25d disposed upstream of the turbine. The air turbines 24g, 24d are variable-stator type stator, which regulates the flow of air entering the turbine and therefore the operating point (speed) of the turbine. This type of air turbine is known per se, for example for turbocharged truck engines. The electric generators 23g, 23d are then of constant velocity type (CSG of the English Constant Speed Generator). Indeed, the choice of air turbines 24g, 24d with variable valve stator allows the use of constant speed generators, which offer the significant advantage of greater simplicity of the electronics downstream, so less expensive, requiring less volume, and less prone to breakdowns. Thanks to the CSG generators, a constant output electric frequency is obtained, instead of the variable frequency 8 previously obtained with the VFG generators, which required, inter alia, downstream an electronic frequency regulator. Such CSG generators are also known per se, and their technology is therefore not detailed further in the present description. The same goes for the control electronics of these generators. In an alternative embodiment, a mechanical clutch 33, disengageable, is integrated between the two electric generators 23g, 23d, to allow the drive of the two generators by a single air turbine if necessary. The existence of this mechanical clutch involves placing a freewheel between the air turbine and the electric generator. The electric generators output a usable electric current without particular adaptation of the aircraft systems, compared to the generators of the prior art. The air turbines 24g, 24d and the electric generators 23g, 23d are arranged substantially in the fuselage in the middle of the rear cone of the aircraft 1 (thus at a distance of a few meters from the engines). In this way, they can use a higher volume for their installation, and are much more accessible in the event of maintenance than the generators of the prior art, arranged in the engine nacelles. They are also less subject to the high vibration levels created by the motors. Preferably so as to improve the operating safety of the electrical generation system, and as illustrated in FIG. 3, a second air line 26g, 26d is installed from each motor 4g, 4d to supply each air turbine 24g, 24d. These second air lines 26g, 26d are connected to pressurized air intakes 34g, 34d at the engine (for example another air intake on the high pressure stage of the engine). At their other end, they are connected to the valve 25g, 25d upstream of the air turbine 24g, 24d, this valve here being of the three-way valve type and serving as an on-off valve. In order to avoid having three air sampling intakes at each engine, which is a disadvantage in terms of engine performance, mechanical complexity and safety, the air intake of the second line of air is advantageously common with the high-pressure air intake 13g, 13d

9 déjà installée, et une vanne trois voies, de type connu, permet ensuite de dispatcher l'air vers la première 16g, 16d ou la seconde 26g, 26d ligne d'air pressurisé (cette disposition n'est pas illustrée figure 3). Il est à noter que cette seconde ligne d'air 26g, 26d n'est utilisée qu'en cas de panne sur la ligne d'air principale 16g, 16d. En effet, elle ne comporte pas de refroidisseur, au contraire de la ligne d'air principale 26g, 16d, et envoie donc de l'air très chaud aux turbines à air, ce qui n'est pas leur mode normal de fonctionnement. La seconde ligne d'air 26g, 26d ne comporte par ailleurs pas de valve anti-retour et la régulation de pression doit être faite directement au niveau des stators à calage variable des turbines à air. Pour augmenter la sécurité, cette seconde ligne d'air n'est pas placée, au sein des mats 5g, 5d portant les moteurs, à proximité immédiate de la première ligne d'air. La seconde ligne d'air est de type sensiblement similaire à la ligne d'air principale, et ses détails de réalisation sortent du cadre de la présente invention. Toujours dans le but d'augmenter la disponibilité du système de génération électrique de l'aéronef, le système selon l'invention comporte, au niveau du groupe auxiliaire de puissance 9, un générateur électrique arrière 27 entraîné par une turbine à air arrière 28 de type à stator à calage variable ici encore, selon un principe analogue à ce qui a été décrit plus haut pour les générateurs électriques 23g, 23d (voir figure 4). Ce générateur électrique arrière 27, de type à vitesse constante (CSG) vient remplacer le générateur électrique 11 de type fréquence variable (VFG) de la configuration de base (figure 1). Sa puissance reste de 160 kVA. La turbine à air arrière 28 est alimentée par une ligne d'air arrière 29, via une valve 30, cette ligne d'air arrière 29 venant se greffer en dérivation sur la ligne d'air APU 21 pré-existante. De manière à rendre ce générateur électrique arrière 27, normalement entraîné par le groupe auxiliaire de puissance 9, indépendant du fonctionnement de celui-ci, une roue libre 31, de type connu en soi, est montée entre eux. 9 already installed, and a three-way valve of known type, then dispatcher air to the first 16g, 16d or the second 26g, 26d pressurized air line (this arrangement is not illustrated in Figure 3). It should be noted that this second air line 26g, 26d is used only in case of failure on the main air line 16g, 16d. Indeed, it has no cooler, unlike the main air line 26g, 16d, and therefore sends very hot air to the air turbines, which is not their normal mode of operation. The second air line 26g, 26d does not have a non-return valve and the pressure regulation must be done directly at the variable-pitch stators of the air turbines. To increase safety, this second air line is not placed in the mats 5g, 5d carrying the motors, in the immediate vicinity of the first air line. The second air line is of substantially similar type to the main air line, and its details of realization are beyond the scope of the present invention. Still with the aim of increasing the availability of the electrical generating system of the aircraft, the system according to the invention comprises, at the level of the auxiliary power unit 9, a rear electric generator 27 driven by a rear air turbine 28 of variable-variable stator type again here, according to a principle similar to that described above for the electric generators 23g, 23d (see Figure 4). This rear-end electric generator 27, of the constant speed type (CSG), replaces the variable frequency type electric generator 11 (VFG) of the basic configuration (FIG. 1). Its power remains 160 kVA. The rear air turbine 28 is supplied by a rear air line 29, via a valve 30, this rear air line 29 grafted bypass on the APU air line 21 pre-existing. In order to make this rear electric generator 27, normally driven by the auxiliary power unit 9, independent of the operation thereof, a free wheel 31, of a type known per se, is mounted between them.

10 De la même manière, une autre roue libre 32 est montée entre la turbine à air arrière 28 et la générateur électrique arrière 27, pour tenir compte des cas de fonctionnement du groupe auxiliaire de puissance 9, entraînant le générateur électrique arrière 27 indépendamment de la turbine à air 28 En fonctionnement, en conditions nominales (hors pannes), les deux générateurs électriques 23g, 23d fournissent 240 kVA à l'aéronef, ce qui couvre les besoins d'utilisation normale. Différents cas de pannes peuvent alors être envisagés pour justifier la configuration du dispositif selon l'invention. In the same way, another free wheel 32 is mounted between the rear air turbine 28 and the rear electric generator 27, to take into account the cases of operation of the auxiliary power unit 9, driving the rear electric generator 27 independently of the In operation, under nominal conditions (outages), the two electric generators 23g, 23d provide 240 kVA to the aircraft, which covers the needs of normal use. Different cases of faults can then be envisaged to justify the configuration of the device according to the invention.

Le premier cas envisagé est celui d'une panne d'un moteur, par exemple le moteur droit 4d. Dans l'art antérieur (configuration dite "de base"), les deux générateurs situés sur le moteur du côté opposé suffisaient à fournir la puissance nécessaire à un mode de fonctionnement normal. The first case envisaged is that of a failure of an engine, for example the right engine 4d. In the prior art (so-called "basic" configuration), the two generators located on the motor on the opposite side were sufficient to provide the power necessary for a normal operating mode.

Dans ce même cas, avec le dispositif selon l'invention, les lignes d'air droites 16d, 26d ne sont plus alimentées par le moteur droit. De manière à faire fonctionner les deux générateurs électriques 23g, 23d, la vanne principale Crossbleed 18 est ouverte et la turbine à air droite 24d est alimentée par la ligne d'air gauche 16g. Les deux générateurs électriques étant en fonctionnement, la puissance électrique nominale est délivrée, le système électrique reste en mode normal dit "normal". Dans le cas ou une panne de ligne d'air gauche 16g s'ajoute à cette panne moteur droit 4d (sans modification de traitement avec la configuration de base), on utilise, dans une première option, la seconde ligne d'air gauche 26g pour alimenter la turbine à air 24g, et donc le générateur électrique 23g. L'APU est dans ce cas démarré. Un cas de panne de refroidisseur d'air gauche 17g, qui rend également la ligne d'air gauche 16g inutilisable, peut être traité de façon identique. In this same case, with the device according to the invention, the straight air lines 16d, 26d are no longer powered by the right engine. In order to operate the two electric generators 23g, 23d, the main valve Crossbleed 18 is open and the right air turbine 24d is supplied by the left air line 16g. The two electric generators being in operation, the nominal electric power is delivered, the electrical system remains in normal mode said "normal". In the case where a left air line failure 16g is added to this right engine failure 4d (without modification of treatment with the basic configuration), it is used, in a first option, the second left air line 26g to supply the air turbine 24g, and thus the electric generator 23g. The APU is in this case started. A case of failure of the left air cooler 17g, which also makes the left air line 16g unusable, can be treated identically.

Dans ces deux cas, cette option ne peut être utilisée très longtemps, la turbine gauche 24g ne pouvant fonctionner longtemps avec l'air très chaud issu de la seconde ligne d'air gauche 26g. Le système électrique passe alors en In both cases, this option can not be used very long, the left turbine 24g can not work long with the very hot air from the second left air line 26g. The electrical system then goes into

11 mode dégradé "panne", et alimente alors prioritairement les équipements de pilotage et de vol, puis de confort passager. Une seconde option est d'utiliser l'embrayage mécanique 33 situé entre les générateurs 23g, 23d, dans la variante de réalisation où celui-ci est installé. Dans ce cas, il n'est pas nécessaire d'allumer l'APU, les deux générateurs électriques étant entraînés par une seule turbine à air, ce qui limite les exigences de disponibilités de l'APU. Dans le cas de panne d'un générateur électrique principal 23, on choisit également d'utiliser le générateur arrière 27 alimenté par la ligne d'air APU 21. On retrouve alors une puissance électrique conforme au mode "d ispatch". De la même manière, et sans entrer ici dans l'énumération complète des cas de pannes multiples envisageables, il est possible avec la configuration selon l'invention de produire la puissance électrique dans des conditions de puissance et de durabilité généralement équivalentes à celles de la configuration de base. Il est à noter que les générateurs de 120 kVA utilisés comme générateurs principaux 23g, 23d dans le dispositif selon l'invention peuvent, si nécessaire, être surchargés temporairement à 160 kVA, ce qui fournit une souplesse supplémentaire de pilotage du système de génération électrique. Le système de génération de puissance électrique selon l'invention apporte plusieurs avantages. La puissance totale des générateurs installés est, dans l'exemple utilisé à titre explicatif, de 2 x 120 + 160 kVA soit 400 kVA, à comparer avec 4 x 80 + 160 kVA soit 480 kVA. On a donc obtenu une réduction d'un sixième de la puissance installée nécessaire pour traiter sensiblement les mêmes conditions de vols normales ou dégradées, grâce à une meilleure mutualisation des moyens de génération d'électricité. Cette réduction de puissance installée entraîne une réduction de la masse totale du système de génération électrique de l'aéronef. L'installation de trois générateurs électriques seulement au lieu de cinq (cas de l'art antérieur) limite également à trois le nombre d'électroniques de 11 degraded mode "failure", and then feeds primarily flight control equipment and flight, then passenger comfort. A second option is to use the mechanical clutch 33 located between the generators 23g, 23d, in the embodiment variant where it is installed. In this case, it is not necessary to turn on the APU, the two electric generators being driven by a single air turbine, which limits the availability requirements of the APU. In the case of failure of a main electric generator 23, it is also chosen to use the rear generator 27 powered by the air line APU 21. There is then an electrical power according to the mode "d ispatch". In the same way, and without entering here in the complete enumeration of the possible multiple failure cases, it is possible with the configuration according to the invention to produce electric power under conditions of power and durability generally equivalent to those of the basic configuration. It should be noted that the 120 kVA generators used as main generators 23g, 23d in the device according to the invention can, if necessary, be temporarily overloaded at 160 kVA, which provides additional flexibility in controlling the electrical generation system. The electric power generation system according to the invention provides several advantages. The total power of the generators installed is, in the example used for explanatory purposes, 2 x 120 + 160 kVA or 400 kVA, compared with 4 x 80 + 160 kVA or 480 kVA. This has resulted in a reduction of one sixth of the installed power required to treat substantially the same conditions of normal or degraded flights, thanks to a better mutualization of the means of electricity generation. This reduction in installed power causes a reduction in the total mass of the electrical generation system of the aircraft. The installation of three electric generators only instead of five (case of the prior art) also limits to three the number of electronics of

12 puissance associées à ces générateurs et embarquées sur l'aéronef, ce qui contribue également à la réduction de masse. Par ailleurs, la capacité de reconfiguration du système est améliorée, et l'électronique associée aux générateurs CSG est simplifiée, ce qui réduit encore la masse d'équipements embarqués. Le dispositif selon l'invention permet d'obtenir une fréquence de courant constante, sans avoir à recourir à une régulation par une électronique de puissance (cas de générateurs VFG), ou à une régulation hydro-mécanique de la vitesse des générateurs (dans le cas de générateurs IDG). On a donc une simplification de l'architecture électrique. Le fait d'avoir un système de génération électrique plus simple se traduit également par un coût des équipements réduit, une maintenance simplifiée, une fiabilité et donc une disponibilité accrue de ces équipements. De plus, comme on l'a dit, la disposition des générateurs électriques au sein du fuselage les éloigne des sources de vibrations liées aux moteurs, ainsi que de la source de chaleur également représentée par ces moteurs, ce qui réduit les contraintes sur leur conception (en particulier nécessité d'un système de refroidissement dédié). Ce système de génération électrique par prélèvement de puissance sur les moteurs sous forme pneumatique puis transformation de cette énergie pneumatique en énergie mécanique puis électrique, est particulièrement bien adapté aux appareils dotés de moteurs disposés à l'arrière de l'appareil. En effet, pour ceux-ci, la distance entre les moteurs et le centre du fuselage, où sont disposés les générateurs, est d'environ deux mètres de chaque côté, ce qui limite les inévitables pertes de charges liées aux lignes d'air. La déperdition d'énergie liée à la double transformation d'énergie pneumatique en énergie mécanique, puis en énergie électrique (au lieu du cas de l'art antérieur, dans lequel l'énergie mécanique du moteur est directement transformée en énergie électrique), est alors compensée par les économies de masse embarquée et de coût des équipements. La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art. 12 power associated with these generators and embedded on the aircraft, which also contributes to the reduction of mass. In addition, the reconfiguration capacity of the system is improved, and the electronics associated with the CSG generators is simplified, which further reduces the mass of on-board equipment. The device according to the invention makes it possible to obtain a constant current frequency, without having to resort to regulation by power electronics (in the case of VFG generators), or to hydro-mechanical regulation of the speed of the generators (in the case of VFG generators). case of IDG generators). So we have a simplification of the electrical architecture. The fact of having a simpler electrical generation system also results in reduced equipment costs, simplified maintenance, reliability and therefore increased availability of these equipment. In addition, as we have said, the arrangement of electric generators within the fuselage away from sources of vibration related to the engines, and the heat source also represented by these engines, which reduces the constraints on their design (in particular need of a dedicated cooling system). This electrical generation system by drawing power on the motors in pneumatic form and then transforming this pneumatic energy into mechanical and then electrical energy, is particularly well suited to devices equipped with motors arranged at the rear of the apparatus. Indeed, for these, the distance between the engines and the center of the fuselage, where the generators are arranged, is about two meters on each side, which limits the inevitable losses of loads related to the air lines. The energy loss linked to the double transformation of pneumatic energy into mechanical energy, then into electrical energy (instead of the case of the prior art, in which the mechanical energy of the motor is directly transformed into electrical energy), is then offset by the savings of embedded mass and cost of equipment. The scope of the present invention is not limited to the details of the above embodiments considered by way of example, but instead extends to modifications within the scope of those skilled in the art.

13 Dans une variante illustrée figure 5, la seconde ligne d'air 26g, 26d n'est pas reliée à l'alimentation normale de la turbine à air 24g, 24d, via une vanne trois voies 25g, 25d, mais est au contraire reliée à une turbine à air de secours 35g, 35d, qui entraîne le générateur 23g, 23d. In a variant shown in FIG. 5, the second air line 26g, 26d is not connected to the normal supply of the air turbine 24g, 24d via a three-way valve 25g, 25d, but is instead connected an emergency air turbine 35g, 35d, which drives the generator 23g, 23d.

Une roue libre 36g, 36d sépare la turbine à air de secours 35g, 35d et le générateur électrique 23g, 23d, de même qu'une roue libre sépare la turbine à air principale 24g, 24d et le générateur électrique 23g, 23d, de manière à permettre l'entraînement du générateur par l'une ou l'autre turbine à air, selon le mode de fonctionnement choisi. A freewheel 36g, 36d separates the emergency air turbine 35g, 35d and the electric generator 23g, 23d, as well as a freewheel separates the main air turbine 24g, 24d and the electric generator 23g, 23d, so that to allow the drive of the generator by one or the other air turbine, according to the selected mode of operation.

Comme on l'a vu, la seconde ligne d'air 26 n'est pas destinée à être utilisée fréquemment, le générateur électrique arrière 27 étant utilisé par préférence dans tous les cas de pannes d'un moteur et d'une ligne d'air principale. En conséquence, dans cette variante, la turbine à air de secours 35g, 35d n'est pas de type à stator à calage variable, pour réduire son coût. En cas d'utilisation (panne multiple dont le générateur électrique arrière 27), elle provoque la génération de courant électrique à fréquence variable qui doit alors être traité en conséquence. Dans une autre variante, les générateurs électriques sont disposés au voisinage des propulseurs, et chacun d'entre eux est entraîné par une turbine à air alimentée soit par le propulseur dont il est voisin, soit, par le moyen de la ligne d'air principale 16g, 16d, par le propulseur opposé. Dans une autre variante, un seul générateur électrique 23 (ici de 240 kVA de puissance) est disposé au milieu du fuselage, et il comporte deux turbines à air, alimentées, pour la turbine à air principal 24, par la ligne d'air principale, et pour l'autre par la seconde ligne d'air 26. Cette disposition est rendue possible par la présence du générateur électrique arrière 27 dans le réseau électrique, qui offre ainsi une redondance en cas de panne du générateur électrique principal 23. As we have seen, the second air line 26 is not intended to be used frequently, the rear electric generator 27 being used preferably in all cases of engine failures and a line of air. main air. As a result, in this variant, the emergency air turbine 35g, 35d is not of variable-pitch stator type, to reduce its cost. In case of use (multiple failure including the rear electric generator 27), it causes the generation of variable frequency electric current which must then be treated accordingly. In another variant, the electric generators are arranged in the vicinity of the thrusters, and each of them is driven by an air turbine powered either by the thruster of which it is adjacent, or, by means of the main air line. 16g, 16d, by the opposite thruster. In another variant, a single electric generator 23 (here 240 kVA power) is disposed in the middle of the fuselage, and it comprises two air turbines, powered, for the main air turbine 24, by the main air line , and for the other by the second air line 26. This arrangement is made possible by the presence of the rear electric generator 27 in the electrical network, which thus provides redundancy in case of failure of the main electric generator 23.

Une variante différente, basée sur l'utilisation intermédiaire d'énergie hydraulique au lieu d'énergie pneumatique, est illustrée figure 6. Dans cette variante, deux installations symétriques sont réalisées, disposées de chaque côté de l'avion, entre le voisinage du moteur et le centre A different variant, based on the intermediate use of hydraulic energy instead of pneumatic energy, is illustrated in FIG. 6. In this variant, two symmetrical installations are made, arranged on each side of the aircraft, between the vicinity of the engine. and the center

14 du cône arrière du fuselage. Une pompe hydraulique 37g, 37d est installée sur chaque moteur 4g, 4d. Ces pompes hydrauliques, entraînées grâce à l'énergie mécanique du moteur, sont de type connu de l'homme de l'art, de petites dimensions et de poids réduit. Chaque pompe hydraulique 37g, 37d pressurise une ligne hydraulique 38g, 38d, qui traverse le mat 5g, 5d, et vient alimenter un moteur hydraulique 39g, 39d. Ce moteur hydraulique entraîne à son tour, à travers une boîte de vitesse 44g, 44d, un générateur électrique 23g, 23d, de type à vitesse constante, ici d'une puissance de 120 kVA. Le moteur hydraulique tournant à une vitesse généralement inférieure à celle d'un générateur électrique 23g, 23d, de type VFG, il apparait nécessaire de rajouter un rapport d'engrenage entre les deux éléments. Ce rapport d'engrenage peut être disposé soit dans le générateur électrique VFG 23g, 23d, soit dans le moteur hydraulique 39g, 39d, afin de profiter du circuit de lubrification de l'un ou de l'autre. La boîte de vitesse 44g, 44d est ici une simple connexion mécanique avec un rapport de réduction de vitesse, et non un variateur mécanique. Le retour de fluide hydraulique en sortie du moteur hydraulique 39g, 39d vers la pompe hydraulique 37g, 37d se fait via une ligne de retour 40g, 40d, un réservoir de fluide hydraulique 41g, 41d, et une ligne de retour principale 42g, 42d. Tous les éléments du circuit hydraulique, ainsi que les pressions de travail et débits, sont connus de l'homme de l'art et ne sont donc pas détaillés plus avant ici. 14 of the rear cone of the fuselage. A hydraulic pump 37g, 37d is installed on each engine 4g, 4d. These hydraulic pumps, driven by the mechanical energy of the engine, are of the type known to those skilled in the art, of small dimensions and reduced weight. Each hydraulic pump 37g, 37d pressurizes a hydraulic line 38g, 38d, which passes through the mat 5g, 5d, and supplies a hydraulic motor 39g, 39d. This hydraulic motor drives in turn, through a 44g gearbox, 44d, an electric generator 23g, 23d, type constant speed, here a power of 120 kVA. The hydraulic motor running at a speed generally lower than that of an electric generator 23g, 23d, type VFG, it appears necessary to add a gear ratio between the two elements. This gear ratio can be arranged either in the electric generator VFG 23g, 23d or in the hydraulic motor 39g, 39d, in order to take advantage of the lubrication circuit of one or the other. The gearbox 44g, 44d here is a simple mechanical connection with a speed reduction ratio, and not a mechanical variator. The return of hydraulic fluid at the outlet of the hydraulic motor 39g, 39d towards the hydraulic pump 37g, 37d is via a return line 40g, 40d, a hydraulic fluid reservoir 41g, 41d, and a main return line 42g, 42d. All elements of the hydraulic circuit, as well as working pressures and flow rates, are known to those skilled in the art and are therefore not detailed further here.

Un embrayage mécanique 33 relie les deux générateurs électriques 23g, 23d, de manière à permettre l'entraînement des deux générateurs électriques 23g, 23d par un seul moteur hydraulique 39g, 39d. Dans cette variante, on conserve le générateur arrière 27 entraîné par une turbine à air 32, elle-même alimentée par la ligne d'air APU 21 (il est à noter qu'un entraînement par moteur hydraulique de ce générateur arrière 27 est également envisageable, en créant une dérivation sur une ligne hydraulique 38g, 38d). Le système électrique dispose alors de trois sources d'énergie : les A mechanical clutch 33 connects the two electric generators 23g, 23d, so as to allow the driving of the two electric generators 23g, 23d by a single hydraulic motor 39g, 39d. In this variant, it retains the rear generator 27 driven by an air turbine 32, itself powered by the APU air line 21 (it should be noted that a hydraulic motor drive of the rear generator 27 is also possible , creating a bypass on a hydraulic line 38g, 38d). The electrical system then has three sources of energy:

15 deux générateurs principaux 23g, 23d, entraînés par l'énergie hydraulique transportée par les lignes hydrauliques 38g, 38d, et le générateur arrière 27 entraîné par l'énergie pneumatique transportée par les lignes d'air pressurisé 16g, 16d, 21. Two main generators 23g, 23d, driven by the hydraulic power transported by the hydraulic lines 38g, 38d, and the rear generator 27 driven by the pneumatic energy transported by the pressurized air lines 16g, 16d, 21.

Des variantes hybrides sont naturellement envisageables, en ajoutant à chaque générateur électrique 23g, 23d une turbine à air de sauvegarde alimentée par une dérivation 45 sur la ligne d'air principale 16. Une autre variante de la configuration hydraulique consiste à monter sur chaque générateur électrique 23g, 23d deux moteurs hydrauliques d'entraînement, l'un d'entre eux étant alimenté par la ligne hydraulique droite, l'autre par la ligne hydraulique gauche. De cette manière, indépendamment de l'embrayage mécanique entre les générateurs, il est possible de faire fonctionner les deux générateurs électriques avec un seul circuit hydraulique opérationnel. Hybrid variants are naturally conceivable, by adding to each electric generator 23g, 23d a backup air turbine supplied by a bypass 45 on the main air line 16. Another variant of the hydraulic configuration consists of mounting on each electric generator 23g, 23d two hydraulic drive motors, one of them being powered by the right hydraulic line, the other by the left hydraulic line. In this way, independently of the mechanical clutch between the generators, it is possible to operate the two electric generators with a single operational hydraulic circuit.

Claims (7)

REVENDICATIONS1. Dispositif de génération de puissance électrique pour aéronef caractérisé en ce qu'il comporte : des moyens (37) de transformer une partie de l'énergie mécanique d'un propulseur (4) sous la forme d'énergie hydraulique, sur au moins un propulseur, des moyens (38, 40, 41, 42) de transférer cette énergie hydraulique à distance du propulseur (4), et des moyens (39, 44, 23) de convertir l'énergie hydraulique en énergie mécanique puis en énergie électrique. REVENDICATIONS1. Device for generating electric power for an aircraft, characterized in that it comprises: means (37) for transforming a part of the mechanical energy of a thruster (4) in the form of hydraulic energy, on at least one propellant , means (38, 40, 41, 42) for transferring this hydraulic energy away from the thruster (4), and means (39, 44, 23) for converting the hydraulic energy into mechanical energy and then electrical energy. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'aéronef est du type comportant deux turbopropulseurs (4) en position arrière du fuselage (1), en ce que les moyens de convertir l'énergie hydraulique en énergie mécanique puis en énergie électrique sont constitués par au moins un moteur hydraulique (39) entraînant un générateur électrique (23), et en ce que ces moyens sont disposés sensiblement au milieu du fuselage (1). 2. Device according to claim 1, characterized in that the aircraft is of the type comprising two turboprop engines (4) in the rear position of the fuselage (1), in that the means for converting the hydraulic energy into mechanical energy and energy electric are constituted by at least one hydraulic motor (39) driving an electric generator (23), and in that these means are disposed substantially in the middle of the fuselage (1). 3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'entraînement du générateur électrique (23) par le moteur hydraulique (39) se fait au travers d'une boîte de vitesse (44). 3. Device according to claim 2, characterized in that the drive of the electric generator (23) by the hydraulic motor (39) is through a gearbox (44). 4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que la boîte de 25 vitesse (44) est une connexion mécanique avec un rapport de réduction de vitesse. 4. Device according to claim 3, characterized in that the gear box (44) is a mechanical connection with a speed reduction ratio. 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de mutualisation d'au moins deux 30 générateurs électriques (23), rendant ainsi chacun de ces générateurs17 mutualisés d'électricité susceptibles d'être alimentés en énergie par l'un ou l'autre d'au moins deux des moteurs. 5. Device according to any one of claims 2 to 4, characterized in that it comprises means for pooling at least two electric generators (23), thus making each of these generators17 shared electricity likely to to be supplied with energy by one or the other of at least two of the engines. 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens 5 de mutualisation comprennent un embrayage mécanique (33). 6. Device according to claim 5, characterized in that the means 5 of mutualization comprise a mechanical clutch (33). 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, l'aéronef étant du type comportant sur chaque propulseur arrière (4) : - au moins une prise d'air pressurisé (13, 14), 10 - cette prise étant reliée à une ligne principale d'air pressurisé (16), - un refroidisseur (17) de l'air issu de ces prises d'air, - une valve (18), reliant ces deux lignes principales (16) d'air pressurisé, et comportant également une ligne d'air APU (21) alimentant un 15 groupe auxiliaire de puissance électrique (9) comportant un générateur électrique (27), caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre une turbine à air arrière (28) alimentée par une dérivation (29) de la ligne d'air APU (21) et entraînant ledit générateur électrique (27). 20 11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, l'aéronef étant du type comportant un groupe auxiliaire de puissance électrique (9) comportant un générateur électrique (27), caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre un moteur 25 hydraulique (28) alimenté par une dérivation d'une ligne hydraulique (38) et entraînant ledit générateur électrique (27). 12. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que la turbine à air arrière (28) est de type à stator à calage variable. 13. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9. 30 7. Device according to any one of the preceding claims, the aircraft being of the type comprising on each rear thruster (4): - at least one pressurized air intake (13, 14), 10 - this plug being connected to a main line of pressurized air (16), - a cooler (17) of air from these air intakes, - a valve (18), connecting these two main lines (16) of pressurized air, and comprising also an APU air line (21) supplying an auxiliary power unit (9) having an electric generator (27), characterized in that the device further comprises a rear air turbine (28) fed by a bypass (29) of the APU air line (21) and driving said electric generator (27). 11. Device according to any one of claims 1 to 6, the aircraft being of the type comprising an auxiliary power unit (9) comprising an electric generator (27), characterized in that the device further comprises an engine 25 (28) fed by a branch of a hydraulic line (38) and driving said electric generator (27). 12. Device according to claim 7, characterized in that the rear air turbine (28) is variable-stator type stator. 13. Aircraft, characterized in that it comprises a device according to any one of claims 1 to 9. 30
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