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WO2008001006A1 - 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
WO2008001006A1
WO2008001006A1 PCT/FR2007/051528 FR2007051528W WO2008001006A1 WO 2008001006 A1 WO2008001006 A1 WO 2008001006A1 FR 2007051528 W FR2007051528 W FR 2007051528W WO 2008001006 A1 WO2008001006 A1 WO 2008001006A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
turbine
compressor
shaft
fuel cell
aircraft
Prior art date
Application number
PCT/FR2007/051528
Other languages
English (en)
Inventor
Patrick Marconi
Original Assignee
Turbomeca
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 filed Critical Turbomeca
Priority to GB0823393A priority Critical patent/GB2452217B/en
Priority to JP2009517349A priority patent/JP5269780B2/ja
Priority to CN2007800242117A priority patent/CN101479153B/zh
Priority to CA2656435A priority patent/CA2656435C/fr
Priority to DE112007001611.6T priority patent/DE112007001611B4/de
Priority to US12/306,575 priority patent/US7986052B2/en
Publication of WO2008001006A1 publication Critical patent/WO2008001006A1/fr

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    • 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

Definitions

  • Aircraft power generation system using a fuel cell Aircraft power generation system using a fuel cell.
  • the invention relates to a power generation system for aircraft, more particularly for aircraft, using a fuel cell.
  • the electrical energy required for the flight operation of different electrical equipment is commonly provided by one or more generators associated with aircraft engines.
  • starters / generators or S / G (for "Starter / Generator”). These are mechanically coupled to a shaft of the turbine through a gearbox and operate either as an electric generator, in flight mode, or as an electric motor, at startup.
  • An auxiliary power generator, or APU provides electrical energy especially on the ground, when the engines of the aircraft are stopped.
  • An APU commonly includes a gas turbine driving a generator.
  • CA 2 427 448 which describes an electric power generation system comprising a solid oxide fuel cell, or SOFC (for "Solid Oxide Fuel CeII").
  • SOFC Solid Oxide Fuel CeII
  • the cell receives hydrocarbon fuel and compressed air from a compressor and produces a continuous electric current and a hot gas stream under pressure.
  • a turbine is fed by this gas stream and drives the compressor.
  • the SOFC set, turbine and compressor works in a similar way to a conventional combustion gas turbine, the SOFC is replacing the combustion chamber while producing electrical energy and without emission of nitrogen oxides (NOx).
  • NOx nitrogen oxides
  • the invention proposes a power generation system for an aircraft making it possible to exploit the resources of a fuel cell beyond the simple production of energy directly thereupon. system comprising:
  • a first compressor a fuel cell having a compressed air inlet connected to the compressor and a fuel inlet, and producing a continuous electrical energy
  • a turbine receiving a pressurized gas stream coming from the fuel cell and mechanically coupled to the first compressor to drive it
  • a second compressor of a cabin power supply circuit of the aircraft in pressurized air, in flight mode the cabin power compressor being mechanically coupled to a shaft of the turbine.
  • the use of a conventional gas turbine APU for driving a compressor providing air circulation in an aircraft cabin is known, but when the aircraft is on the ground, the APU is insufficient to ensure the pressurization of the aircraft. the cabin at cruising flight altitude.
  • the use of a fuel cell provides an increase in energy efficiency and allows, in flight mode, a drive of the compressor of the supply circuit of the cabin air, by mechanical coupling with a shaft of the turbine of the fuel system. power generation, without penalty in relation to the use of an electric motor powered by the electrical network of the aircraft. It is therefore possible for this compressor, a dedicated electric motor and the power of it.
  • the first compressor and the second compressor are driven by the same turbine shaft.
  • the turbine comprises a first turbine stage receiving the pressurized gas stream coming from the fuel cell and driving a first turbine shaft, and a second turbine stage receiving a gas stream from the first stage of the turbine.
  • turbine and driving a second turbine shaft and the first compressor is driven by the first turbine shaft while the second compressor is driven by the second turbine shaft.
  • the electric machine may have a first electric generator operating mode and a second electric motor operating mode, and a regulating circuit may be provided to switch the operation of the electric machine between the first mode and the second mode to maintain the mechanical torque available on the turbine shaft on which the electrical machine is mounted, at least equal to a predetermined minimum value, or in order to slave the rotational speed of the electric machine to a predetermined set value.
  • FIG. 1 a very schematic view of an embodiment of a power generation system according to the invention
  • FIG. 2 a very schematic view of an alternative embodiment of the power generation system of FIG. 1.
  • the power generation system in an aircraft as shown in FIG. 1 comprises a fuel cell 10, such as a SOFC solid oxide fuel cell formed of a plurality of elements. stack arranged side by side in series.
  • the cell 10 is fed with hydrocarbon fuel and with compressed air, the oxygen of the compressed air allowing, with the hydrogen of the fuel, the production of electrical energy.
  • the production and operation of such a SOFC stack are well known and are not described in detail.
  • the fuel supplied from a reservoir (not shown) via a pipe 12 may be methane (CH 4 ). It should be noted that the use of other hydrocarbons as SOFC stack fuel is known, including the use of kerosene, so that the stack 10 could be fed from a fuel tank to the aircraft engines. .
  • the compressed air is fed through a pipe 14 from a compressor 20.
  • the air supplying the compressor 20 may be that which has circulated in the cabin 40 of the aircraft and brought to the compressor by a pipe 42.
  • the SOFC stack 10 produces electrical energy in the form of a direct current available on a line 16.
  • the line 16 is connected to an electrical network 44 of the aircraft.
  • a battery 18 is also connected to the line 16 to store any unused electrical energy and to dampen electrical transients that can be of high amplitude, for example due to disjunctions, connections, stops or sudden start of electrical equipment.
  • the electrical network 44 of the aircraft is also fed in a conventional manner by generators such as S / G driven by the engines of the aircraft.
  • the compressed hot gases from the SOFC stack 10 and containing essentially carbon dioxide CO2 and water vapor H 2 O are supplied to a turbine 30 via a pipe 32.
  • the turbine 30 is rotated by the hot gases tablets and is mechanically coupled to the compressor 20, the rotors of the turbine 30 and the compressor 20 being mounted on the same shaft 34 of the turbine.
  • the gases from the turbine 30 are discharged through a pipe
  • a heat exchanger 38 has two separate gas circuits connected in series with the lines 14 and 36, respectively.
  • the heat exchanger 38 uses the residual heat energy of the gas coming from the turbine to heat the compressed air supplied to the SOFC stack 10.
  • the turbine 30 also drives a second compressor 46 forming part of a fuel supply circuit. cabin 40 in air.
  • the compressor 46 is powered by outside air and compresses it to bring it to the cabin 40 by a pipe 48 through a system 49 which makes it possible to adjust the temperature and the pressure of the air, or ECS system (for "Environmental Control System") well known per se.
  • ECS system for "Environmental Control System" well known per se.
  • the compressor 46 is mounted on the shaft 34 of the turbine 30.
  • the turbine 30 is also mechanically coupled to an electric machine 50 having a rotor mounted on the shaft 34. Other mechanical loads may optionally be coupled to the turbine 30.
  • the electric machine 50 may have an electric generator operating mode or an electric motor operating mode.
  • the machine 50 may be embodied as an S / G machine comprising a synchronous generator 50a having a main rotor with an inductor and a main stator with an armature, and an exciter 50b having a stator with an inductor and a rotor with an armature. induced by the exciter being connected to the inductor of the synchronous generator by a rectifier formed by a rotating diode bridge.
  • the operating mode of the electrical machine 50 is controlled by a regulation circuit 52, the electric machine operating as an electric generator when the torque or the mechanical power supplied by the turbine exceeds the needs of the compressors 20 and 46 and other possible loads. present, and the electrical machine 50 operating as an electric motor to assist the turbine to provide the minimum torque or mechanical power necessary for the needs of the compressors 20 and 46 and other charges may be present.
  • the circuit 52 supplies the inductor of the exciter 50b with alternating current supplied by the electrical network 44, and the alternating voltage supplied by the synchronous generator 50a is injected into the electrical network 44 of the aircraft. by a line 53.
  • the circuit 52 supplies the inductor of the exciter 50b in direct current while the armature of the generator 50a is supplied with alternating current via the line 53 from the mains.
  • the DC current needed to power the inductor of the exciter can be taken from the network 44, after eventual rectification, or be taken at the output of the SOFC stack 10 or the battery 18.
  • the control circuit 52 controls the operating mode of the machine 50 so as to maintain the available torque at the turbine outlet at least equal to a determined minimum value.
  • the regulation circuit 52 receives a signal supplied by a sensor 54 and representative of the torque at the turbine outlet, for example a signal representative of the speed of rotation of the shaft 34.
  • the control of the power of the machine electrical can be done by controlling the value of its rotational speed and therefore that of the pressurizing compressor 46, to a predetermined set value.
  • FIG. 2 illustrates an alternative embodiment that differs from the embodiment of FIG. 1 in that the turbine 30 comprises a first turbine stage 30a driving the shaft 34 and a second turbine stage 30b powered by the gas flow coming from the first stage 30a and driving a shaft 35, the second compressor 46 and the electric machine being mounted on the shaft 35.
  • the heat exchanger 38 receives the gas stream from the second stage (30b) turbine, before evacuation of that -this.
  • the shafts 34 and 35 are coaxial, the shaft 35 being driven with a lower rotational speed than that of the shaft 34.
  • the machine 50 Since the machine 50 is mounted on the same shaft 35 as the compressor 46, it makes it possible to supply, if necessary, a lack of driving power by the turbine stage 30b.
  • the speed sensor 54 is associated with the shaft 35.
  • the power control of the electric machine by the control circuit 52 can be done by controlling the value of its rotational speed and therefore that of the pressurizing compressor 46 at a predetermined set point.

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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 l'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 Pactionnement 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 CeII"). 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 substituant à la chambre de combustion tout en produisant une énergie électrique et sans émission polluante d'oxydes d'azote (NOx).
Obiet 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 sol, 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. 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 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 30 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. 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 Control System") bien connu en soi. 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 mécaniquement 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 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

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 (30a) 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 (30b) 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 les revendications 3 et 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 3 à 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 1 à 5, 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.
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