ES2618904T3

ES2618904T3 - Procedimiento de optimización del rendimiento energético global de una aeronave y grupo de potencia principal de puesta en práctica

Info

Publication number: ES2618904T3
Application number: ES11761653.2T
Authority: ES
Inventors: Jean Michel Haillot
Original assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Current assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Priority date: 2010-08-25
Filing date: 2011-08-23
Publication date: 2017-06-22
Anticipated expiration: 2031-08-23
Also published as: CA2808180C; WO2012025687A2; CN103108805A; CN103108805B; FR2964086B1; EP2609012B1; KR101860164B1; KR20130105612A; RU2013107596A; EP2609012A2; WO2012025687A3; US20130151039A1; PL2609012T3; RU2585394C2; CA2808180A1; US8868262B2; JP2013538153A; FR2964086A1; JP5873493B2

Abstract

Procedimiento de optimización del rendimiento global de la energía proporcionada a bordo de una aeronave (3), pudiendo ser esta energía propulsora o no propulsora, estando equipada la aeronave con una cabina de pasajeros (4) con flujo de aire (F3) regulado, y con fuentes de potencia que comprenden motores principales, caracterizado por que tal optimización consiste en prever, en un entorno situado en la proximidad de la cabina (4), al menos un grupo de potencia de clase motor (10), apto para la certificación de motor de utilización durante todas las fases de vuelo, dimensionado como otra fuente de potencia de generación única de energía neumática para la cabina (4) y de generación como mucho parcial de energías propulsora, hidráulica y/o eléctrica para el resto de la aeronave (3) y para minimizar el desvío entre el punto nominal ((Pn)1, (Pn)0) de las fuentes de potencia en situación de funcionamiento de estas fuentes y el punto de dimensionamiento ((Pd)0) de las contribuciones en energía no propulsora de estas fuentes en situación de avería de un motor principal, por un equirreparto de las contribuciones de potencia de los motores principales y del grupo de potencia de clase motor (10) en funcionamiento nominal y en caso de avería de un motor principal.

Description

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DESCRIPCION

Procedimiento de optimizacion del rendimiento energetico global de una aeronave y grupo de potencia principal de puesta en practica

Ambito tecnico

La invencion concierne a un procedimiento de optimizacion del rendimiento global de la energfa proporcionada a bordo de una aeronave, pudiendo ser esta energfa propulsora o no propulsora, asf como a un grupo de potencia principal de puesta en practica de tal procedimiento.

La invencion se aplica a la motorizacion de las aeronaves, es decir esencialmente tanto a la motorizacion de aviones (reactores, turborreactores, turbopropulsores), como a la motorizacion de helicopteros (turbomotor).

Clasicamente, en una aeronave, la cabina que acoge a los pasajeros esta climatizada y/o presurizada. Una entrada de aire de la cabina esta conectada a un sistema de control ambiental ECS (iniciales de « Environmental Control System » en terminologfa britanica) que regula el caudal, la temperatura y/o la presion del aire en union, eventualmente, con un circuito de reciclado entre el sistema ECS y la cabina.

Estado de la tecnica

Es conocido recuperar energfa entre el aire en salida de cabina, que presenta una presion y una temperatura elevadas - tfpicamente 0,8 bares y 24 °C -, y el aire fuera de la aeronave, de presion y temperatura sensiblemente inferiores - tfpicamente 0,2 bares y -50 °C -. Por ejemplo, el documento de patente US 5 482 229 propone aumentar la temperatura del aire que proviene de un canal de salida de la cabina a traves de un intercambiador termico, atravesado por aire que circula por un canal que sale de un compresor de motor de la aeronave y acoplado al sistema ECS de la cabina. El aire que proviene de la cabina, recalentado por el paso a traves del intercambiador, arrastra entonces a una turbina de una unidad de conversion de potencia que proporciona energfa mecanica o electrica a accesorios de funcionamiento (bombas, compresor de carga, alternadores, etc), antes de ser arrojado fuera de la aeronave.

Sin embargo tal configuracion no permite utilizar el aire a la salida de cabina de manera fiable. En efecto, la presion de este aire es regulada en cabina a un cierto nivel, por ejemplo a 0,8 bares, y las variaciones de presion entre el interior y el exterior de la aeronave - por ejemplo 0,8 bares en el interior y 0,2 bares en exterior cuando la aeronave asciende o esta a altura elevada - inducen perdidas de carga y fenomenos intrusos: la regulacion no puede hacerse correctamente porque la presion en la cabina es superior al valor de regulacion inicial y los transitorios de presion inaceptables para el ofdo de los pasajeros. El aire no puede escaparse correctamente porque la turbina crea en cualquier instante contrapresiones de bloqueo de aire en salida de cabina. En estas condiciones, la turbina de la unidad de conversion no puede ser operativa, en particular durante las fases transitorias de subida en altura y en altura elevada.

Ademas, el intercambiador termico no es operativo en el suelo cuando la puerta de la cabina esta abierta. Esta arquitectura necesita entonces una instalacion termica con un intercambiador suplementario acoplada a un circuito de aire exterior.

Por otra parte, en caso de avena de un equipo arrastrado por la unidad de conversion, esta ultima arranca en sobrevelocidad.

Ademas, la utilizacion de aire que proviene de un compresor de motor de la aeronave es penalizante en terminos de balance energetico, por el despilfarro en las canalizaciones debido a la distancia entre el intercambiador y la salida del motor. Ademas, la potencia proporcionada en el despegue por los motores al sistema ECS esta sobreestimada con respecto a sus necesidades de energfa. En efecto, el punto de dimensionamiento de la provision de potencia al sistema ECS es determinado a la velocidad minima del cuerpo HP (alta presion) del motor principal, para ser siempre capaz - incluso en ralentf - de proporcionar la potencia suficiente al sistema ECS.

De manera general, los motores principales estan dimensionados para poder proporcionar, puntualmente, una potencia propulsora importante, por ejemplo en el despegue de la aeronave, es decir a velocidad elevada del cuerpo HP, mientras que en las otras fases los mismos proporcionan una potencia propulsora media o minima, por ejemplo en descenso, es decir a velocidad baja del cuerpo HP. La potencia propulsora se refiere esencialmente al empuje proporcionado por los reactores de los aviones y a la potencia mecanica proporcionada por los turbopropulsores de los aviones y los turbomotores de los helicopteros. Este sobredimensionamiento de provision de potencia provoca en general un sobreconsumo espedfico, en las fases de vuelo distintas al ralentt Veanse por ejemplo los documentos US 3 965 673 A, EP 1 630 099 A2.

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Exposicion de la invencion

La invencion se refiere de modo preciso a limitar el consumo espedfico por una adecuacion entre el dimensionamiento en provision de potencia y las necesidades reales en potencia del sistema ECS de la cabina y de modo mas general de la aeronave, a fin de suprimir las provisiones de potencia inutiles.

La invencion se refiere igualmente a proporcionar energfa de manera suficientemente fiable para hacer frente a los casos de avena de aeronave que corren el riesgo de provocar sobrevelocidades. Otro objetivo de la invencion es favorecer la asociacion de un gran numero de medios consumidores de energfa no propulsora, en particular los consumidores electricos, mecanicos y/o hidraulicos, para conservar en todas las fases de vuelo un balance global energetico positivo entre la provision de energfa y el consumo frente a las configuraciones conocidas, en particular en fase transitoria. Ademas, la presente invencion va a poder permitir recuperar energfa termica a la salida de la cabina sin riesgo de contrapresion perjudicial para la regulacion, con intercambio termico optimizado.

Para hacer esto, la invencion consiste, en la proximidad de la salida de cabina, en proporcionar energfa, en particular energfa neumatica a la cabina, por una generacion de potencia de clase motor. Una generacion de potencia es denominada de clase motor cuando la arquitectura de esta generacion de potencia es apta para la certificacion del motor de utilizacion durante todas las fases de vuelo, de la misma manera que una generacion de potencia proporcionada por un motor principal.

De modo mas preciso, la presente invencion tiene por objeto un procedimiento de optimizacion del rendimiento global de la energfa proporcionada a bordo de una aeronave de acuerdo con la reivindicacion 1.

La generacion de potencia principal permite adaptar la aportacion de energfa neumatica segun la estricta necesidad de la cabina, mientras que los motores principales proporcionaban inutilmente una potencia sensiblemente superior a la estricta necesaria, tfpicamente dos veces superior: los mismos estan sobredimensionados en balance energetico neumatico porque su dimensionamiento esta ajustado al regimen mmimo del cuerpo HP del motor principal. No competiendo la aportacion de energfa neumatica a los motores principales de acuerdo con la invencion, estos presentan un rendimiento sensiblemente mejorado y el rendimiento global se encuentra entonces igualmente mejorado sensiblemente.

Por otra parte, el rendimiento termico global de una generacion de potencia principal asf dimensionada es sensiblemente igual al de los motores principales para la provision de potencia no propulsora, en fase de descenso o en fase nominal de vuelo, tfpicamente del orden del 20%. Se aplica entonces un equirreparto de las potencias electricas sin penalidad significativa de consumo. Al contrario, en fase de ascenso, se privilegiara la provision de energfa electrica por los motores principales porque el rendimiento de los motores principales es superior debido a una velocidad mas elevada del cuerpo de alta presion (HP) que el de una generacion de potencia principal.

Ademas, la contribucion de una generacion de potencia principal suplementaria proporciona una redundancia de medios motores y por tanto refuerza la tolerancia a las avenas y la disponibilidad de la aeronave.

La invencion se refiere igualmente a un grupo de potencia principal, en lo que sigue GPP, de acuerdo con la reivindicacion 2, apto para optimizar el rendimiento energetico global de acuerdo con el procedimiento anterior. Tal grupo de potencia principal tiene por base un grupo de potencia de tipo grupo auxiliar de potencia, abreviadamente GAP (o APU, iniciales de « Auxiliary Power Unit », en terminologfa inglesa), viabilizado para ser de clase motor y combinado a una estructura de recuperacion de energfa.

Los GAP equipan habitualmente a las aeronaves para alimentar en el suelo los diferentes equipos consumidores de energfa (potencias electrica, neumatica e hidraulica, acondicionamiento de aire), y arrancar los motores principales. Cuando se avena un motor, ciertos GAP estan suficientemente asegurados para poder ser rearranacados durante el vuelo a fin de intentar rearrancar el motor averiado y/o de proporcionar una parte de la energfa electrica a los equipos en vuelo.

Un GAP se compone clasicamente de un generador de gas - que comprende al menos un compresor de entrada, una camara de combustion y al menos una turbina de potencia - asf como medios de arrastre directo de los equipos (compresor de carga, bombas de carburante e hidraulica, generador electrico y/o arrancador/generador electrico, etc), o a traves de una caja de transferencia de potencia con una adaptacion de las velocidades de rotacion. Una toma de aire a la salida del compresor de carga o del compresor de entrada sirve para el arranque neumatico de los motores principales.

La utilizacion de un GAP incluso asegurado durante todas las fases de vuelo para proporcionar energfa no propulsora es considerada como irrealista debido a un rendimiento de energfa desfavorable con respecto a los motores principales: hacer funcionar un GAP durante toda la duracion del vuelo presenta un consumo suplementario de carburante.

Ahora bien, transformado en grupo de potencia de clase motor para proporcionar energfa neumatica a la estricta necesidad de la cabina en utilizacion permanente, una aeronave que integre tal grupo presenta entonces un balance favorable.

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A este respecto, en una aeronave que comprenda equipos consumidores de ene^a, en particular una cabina renovada de aire y regulada en temperatura y/o presion con la ayuda de un sistema de regulacion ECS, motores principales de generacion de potencia y una unidad de control de vuelo, un grupo de potencia principal de acuerdo con la invencion integrado en un compartimiento aislado por un tabique antifuego de las otras zonas de la aeronave y equipado con una entrada de aire exterior y una tobera de salida, comprende un grupo de potencia de clase motor del tipo descrito anteriormente equipado con un generador de gas y con una turbina de potencia de arrastre de equipos que comprende un compresor de carga. El compresor de carga esta acoplado, a traves de un mando de regulacion que comunica con la unidad de control, al sistema ECS a fin de proporcionar la energfa neumatica necesaria a la cabina.

De acuerdo con modos de realizacion particulares:

- el grupo de potencia principal esta acoplado a una estructura de recuperacion que comprende al menos una turbina de recuperacion de energfa de arrastre de los equipos con la turbina de potencia y acoplada, en entrada de aire, a la salida de la cabina para refrigerar, en salida de aire, los equipos, estando el compresor de carga integrado en esta estructura de recuperacion como proveedor de energfa neumatica a la cabina;

- el compresor de carga comprende un difusor de aire de ajuste variable que comprende palas de orientacion controlada por el mando de regulacion apto para adaptar estrictamente el caudal de aire a la provision de presion y de caudal demandada por ECS en cada fase de vuelo;

- una variacion del ajuste del difusor del compresor de carga induce una variacion del caudal de aire con una relacion de presion sensiblemente constante: se satisface asf la adecuacion provision/necesidad sin despilfarro significativo;

- el compresor de carga esta acoplado directamente a la turbina de potencia, a fin de evitar cualquier perdida de energfa por una transferencia de potencia distinta a la mecanica;

- el generador de gas comprende un compresor de entrada que puede servir de compresor de carga;

- la turbina de recuperacion es una turbina, preferentemente centnpeta, con distribuidor de ajuste variable que comprende palas de orientacion controlada por el mando de regulacion;

- al menos un sensor de presion regula la apertura y el cierre de las palas del difusor y del distribuidor en union con el mando de control;

- la turbina de recuperacion eyecta un flujo de aire en salida hacia el compartimiento del grupo de potencia principal que, despues de haber refrigerado los equipos y accesorios contenidos en el compartimiento trasero, es evacuado a la tobera de escape por un efecto de trompa inducido por la velocidad de eyeccion de los gases del flujo de aire caliente de la turbina de potencia;

- la turbina de recuperacion esta acoplada a un dispositivo de insonorizacion para evitar la subida de los ruidos aerodinamicos a la cabina;

- las posiciones de ajuste lo mas abiertas posibles pueden ir mas alla de la apertura completa en posicion radial denominada posicion cero;

- una regulacion de ajuste variable, entre una apertura total en el suelo y un cierre progresivo del flujo de aire con la subida en altura, puede ser automatizada por el mando de regulacion en funcion de la presurizacion en cabina.

De manera general, se ha tenido en cuenta que la perdida de capacidad de provision de energfa del grupo principal, que aumenta con la altura, es al menos parcialmente compensada en vuelo por una optimizacion de las posiciones de los ajustes variables de la turbina de recuperacion en posicion lo mas cerrada compatible con las contrapresiones en salida de cabina y del compresor de carga en la posicion lo mas abierta posible.

El nivel en potencia termodinamica compatible con las exigencias de vuelo del grupo principal esta minimizado: aunque en el suelo las posiciones apropiadas de los ajustes variables penalizan el rendimiento de la turbina de recuperacion y del compresor de carga, el grupo de potencia principal asf dimensionado en potencia termodinamica es entonces capaz de proporcionar suficientemente energfa en el suelo. Se ha preferido asf optimizar los rendimientos en vuelo. El rendimiento global de este compresor o de esta turbina de recuperacion, en todo el ambito de vuelo, se ve entonces optimizado por la presencia de un difusor y/o de un distribuidor de ajustes variables.

De acuerdo con otros modos de realizacion ventajosos:

- estan previstos medios de transmision de potencia de las turbinas de potencia y de recuperacion a los equipos mecanicos, hidraulicos y/o electricos de la aeronave, en particular en forma de una caja de transferencia de potencia;

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- la estructura de recuperacion comprende un intercambiador termico que presenta dos circuitos de intercambio termico, un circuito primario unido, en entrada, a la salida del flujo de aire caliente de la turbina de potencia y, en salida, a la tobera de escape, y un circuito secundario unido, en entrada, a una salida de flujo de aire de la cabina y, en salida, a la turbina de recuperacion;

- el distribuidor de ajuste variable de la turbina de recuperacion, acoplado a medios de regulacion, es apto para orientar el flujo de aire que proviene del intercambiador, en particular durante las fases transitorias de la aeronave asf como en altura - refiriendose las fases transitorias a las fases de despegue, de ascenso, de descenso y de aterrizaje -.

En estas condiciones, la recuperacion de energfa en salida de cabina - en forma de presion y/o de temperature - se optimiza por la proximidad de la fuente de potencia principal, al tiempo que se garantiza una salida de flujo de aire en salida de cabina con una contrapresion controlada en la cabina. Ademas, vincular la recuperacion de energfa a una fuente de generacion de potencia principal, y no a un simple compresor o a un alternador, permite absorber sobrevelocidades, que pueden activarse en caso de avena, gracias a la inercia producida por el efecto de masa de los componentes de la fuente de generacion de potencia y del conjunto de los consumidores.

Ademas, la recuperacion de energfa en salida de cabina puede ser efectuada completando la energfa potencial contenida en el flujo de aire en salida de cabina por energfa termica utilizada para refrigerar sistemas dedicados a equipos de la aeronave antes de ser de nuevo enriquecido por el intercambio termico entre los citados flujos de aire.

Breve descripcion de las figuras

Otros aspectos, caractensticas y ventajas de la invencion se pondran de manifiesto en la descripcion no limitativa que sigue, relativa a modos de realizacion particulares, refiriendose a los dibujos anejos que representan, respectivamente:

- en la figura 1, un diagrama de bloques de un ejemplo de grupo de potencia principal de acuerdo con la invencion en un compartimiento trasero de aeronave, en union con una cabina de aeronave equipada con un sistema de control ambiental ECS;

- en la figura 2, una vista en corte esquematizada de un ejemplo de turbina de recuperacion centnpeta provista de un distribuidor de ajuste variable del grupo de potencia principal;

- en la figura 3, una vista en corte esquematizada de un ejemplo de compresor de carga provisto de un distribuidor de ajuste variable del grupo de potencia principal, y

- en la figura 4, un grafico de la potencia proporcionada a una aeronave en funcion del rendimiento termico de las fuentes de potencia al cual se han llevado el punto nominal y el punto de dimensionamiento.

Descripcion detallada de modos de realizacion

En todas las figuras, los elementos identicos o semejantes, que ejercen una misma funcion, estan identificados con signos de referencia identicos o derivados.

Refiriendose a la figura 1 de un diagrama de bloques esquematizado, un grupo de potencia principal 1 esta dispuesto en un compartimiento trasero 2 situado aguas abajo de la aeronave 3. La cabina de los pasajeros 4 esta situada mas aguas arriba y acoplada al compartimiento trasero 2 a traves de un compartimiento intermedio 5. Un tabique de presurizacion 6 separa la cabina 4 del compartimiento intermedio y un tabique antifuego 7 afsla el compartimiento intermedio 5 del compartimiento trasero 2, equipado con una entrada de aire exterior 21 y con una tobera de salida 22.

El grupo de potencia principal 1 comprende un motor 10 de tipo APU pero de clase motor, combinado con una estructura de recuperacion de energfa. El motor auxiliar se compone de un generador de gas o cuerpo HP 11, que comprende un compresor de entrada 110 de un flujo de aire F1 que proviene de la entrada de aire 21, una camara de combustion 111 y una turbina 112 de arrastre del compresor 110 por un arbol HP 113. Este generador de gas esta acoplado en entrada a un canal de circulacion de aire K1 montado en la entrada de aire exterior 21 y, en salida, a una turbina de potencia 12 que proporciona un flujo de aire caliente F2, tfpicamente aproximadamente de 500 °C a 600 °C.

La estructura de recuperacion de energfa esta centrada sobre una turbina de recuperacion 13 en union con un dispositivo de insonorizacion 14, a fin de evitar la subida de los ruidos aerodinamicos fuera del compartimiento, en particular a la cabina.

Esta turbina de recuperacion 13 esta acoplada a la turbina de potencia 12 para arrastrar equipos 100 - mecanicos, neumaticos (compresores), electricos (alternadores) y/o hidraulicos (bombas) - en particular un compresor de carga 15 y un arrancador/generador 16, a traves de una caja de transferencia de potencia 17 en el ejemplo. Esta caja 17 esta equipada con reductores y con reenvfos (no representados) adaptados para la transmision de potencia. La

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turbina de potencia 12 proporciona su potencia a la caja 17 a traves de un arbol 121, siendo este arbol pasante en el ejemplo ilustrado. Alternativamente, este arbol puede ser no pasante o un arbol exterior por una carcasa de reduccion apropiada (no representada). Esta carcasa esta ventajosamente equipada con una rueda libre para su desconexion en las fases de no recuperacion (por ejemplo en el caso de puerta de cabina de avion abierta).

El compresor de carga 15 alimenta de aire a un sistema de control ambiental denominado sistema ECS 41 de la cabina 4 para transmitirle, a traves de un mezclador de reciclado 42, aire comprimido que proviene de la entrada de aire exterior 21 por un ramal K11 del canal K1. El compresor de carga 15 es regulado por un mando de regulacion 19 que comunica con la unidad de control (no representada) a fin de proporcionar la energfa neumatica necesaria a la cabina. En variante, el compresor de entrada 110 puede servir de compresor de carga 15 por una toma de aire apropiada.

Al menos una valvula variable 40, denominada de regulacion de presion en la cabina, hace circular el flujo de aire F3 de la salida 43 de la cabina 4 a la estructura de recuperacion de energfa a traves de un canal K2. Ventajosamente, el canal K2 pasa por el compartimiento intermedio 5 para que el flujo de aire F3 refrigere las electronicas de potencia 50 de un armario 51 - estando dedicados estos accesorios a diferentes sistemas de funcionamiento de la aeronave (tren de aterrizaje, etc.), naturalmente no operativos cuando la puerta de la cabina esta abierta. A la salida del compartimiento 5, el flujo de aire F3 tiene una temperatura de aproximadamente 40 °C. El distribuidor de ajuste variable puede reemplazar ventajosamente a las valvulas reguladoras de presion a la salida de la cabina.

La estructura de recuperacion comprende en este ejemplo un intercambiador termico 18 equipado con un circuito primario C1, unido en entrada a la salida del flujo de aire caliente F2 y en salida a la tobera 22 - pasando entonces el flujo F2 tipicamente de una temperatura del orden de 550 °C a 300 °C - y con un circuito secundario C2 unido en entrada al flujo de aire F3 que proviene de la cabina 4 y en salida a la turbina de recuperacion 13. El flujo F3 tiene entonces una temperatura sensiblemente mas elevada que en la entrada (aproximadamente 40 °C), por ejemplo del orden de 150 °C. En salida de la turbina de recuperacion 13, el flujo de aire F3 es dispersado en el compartimiento trasero 2 para refrigerar los equipos 100 (aproximadamente a 40 °C) y recuperado despues en forma de flujo F'3, por reflexion sobre las paredes 200 del compartimiento, en la tobera 22. La recuperacion tiene lugar por un efecto de trompa inducido, en la entrada ensanchada 221 de esta tobera, por la velocidad de eyeccion de los gases del flujo de aire caliente F2 de la turbina de potencia 12 a la salida del intercambiador 18.

La turbina de recuperacion 13 es detallada refiriendose a la vista en corte esquematizada de la figura 2. La turbina de recuperacion es una turbina centnpeta equipada con una camara anular 131 de llegada de aire (flujo F3). Este aire es orientado despues por el distribuidor de ajuste variable 136. La turbina 133 comprende un impulsor fijo 132. El flujo de aire F3 en salida es tratado acusticamente y difundido al compartimiento trasero 2 para acondicionar en temperatura los equipos 100 y otras accesorios (incendio, gatos, etc.) no representados. Alternativamente, pueden ser utilizados otros tipos de turbinas: axial o mixta (inclinada).

El distribuidor 136 esta constituido por palas orientables 134 de ajuste variable que grnan el flujo de aire que proviene del intercambiador 18 y acelera su salida. Estas palas son de ajuste variable y su orientacion es adaptada por el mando de regulacion 19 durante las fases transitorias de la aeronave asf como en altura. En funcionamiento, un sensor de presion 135 regula la apertura y el cierre de las palas 134 del distribuidor 132 en union con el mando 19.

El compresor de carga 15 es detallado en lo que sigue en relacion con la vista en corte esquematizada de la figura 3. Este compresor de carga toma de nuevo una estructura semejante a la de la turbina de recuperacion pero invertida con respecto a la circulacion del flujo de aire F1: camara anular 151 - difusor variable 156 que comprende palas orientables 154 - y un compresor centnfugo 153 equipado con palas fijas 152. Las palas orientables 154 de ajuste variable son gobernadas por el mando de regulacion 19, en particular durante las fases transitorias y en altura. Un sensor de presion 155 regula la orientacion de las palas 154 a traves del mando 19 para respetar las caractensticas definidas por el sistema ECS, a saber un caudal de aire 151 adaptado para la provision de presion y de caudal demandada (vease la flecha F1).

En un ejemplo concreto, la necesidad de potencia neumatica, para un sistema ECS de un avion clasico, es tipicamente de 180 kW. Un motor principal esta dimensionado para proporcionar estos 180 kW en ralentf mientras que en funcionamiento normal proporciona 360 kW en la casi totalidad de las fases de vuelo. Un grupo de potencia principal de acuerdo con la invencion esta dimensionado entonces para proporcionar los 180 kW de potencia neumatica estrictamente suficientes para responder a las necesidades del sistema ECS.

La provision de potencia por el grupo de potencia principal de acuerdo con la invencion no se limita a la provision de energfa neumatica. Este grupo puede en efecto proporcionar potencia al cuerpo HP de los motores principales a traves de un arrancador/generador 16 de los motores principales utilizado en modo motor.

Asf, con un balance total de las necesidades de potencia neumatica (180 kW) para el sistema ECS, hidraulica (60 kW) para los gatos y electrica (180 kW) para los alternadores, bombas, etc., o sea tfpicamente 420 kW para el conjunto, la utilizacion de un compresor de carga, de una turbina de recuperacion y/o de un intercambiador de acuerdo con una estructura de recuperacion de la invencion permite disminuir sensiblemente la perdida de energfa

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que sena generada por la utilizacion exclusiva de motores principales para estos puestos: un compresor de carga con difusor de ajuste variable permite por ejemplo un ahorro de 180 kW, una turbina de recuperacion de ajuste variable puede generar tipicamente un ahorro de 90 kW y un intercambiador un ahorro de 15 kW a 20 kW, o sea en total de 285 kW a 290 kW. Los motores principales contribuyen entonces al conjunto (420 kW) de estas provisiones de potencia fuera de la potencia neumatica (180 kW) solamente con un tercio, o sea aproximadamente 80 kW, es decir una provision sensiblemente inferior a la del grupo de potencia principal que en este ejemplo le proporciona entonces 150 kW (70 kW y un tercio de los 240 kW, o sea 80 kW para alimentar respectivamente energfa neumatica y electrica/hidraulica).

Habida cuenta de un rendimiento de grupo de potencia principal (tfpicamente un 20%) similar al de un motor principal en las fases de vuelo otras que en ascenso o en caso de avena de uno de los motores, e inferior al de un motor principal (40%) en plena utilizacion (fase de ascenso u otro motor en avena), un equirreparto de provision de energfa entre los motores, sea este un motor principal o el grupo de potencia principal, permite optimizar el rendimiento global que cubre todas las fases de vuelo, en funcionamiento nominal o en caso de avena: por ejemplo el equirreparto de provision de energfa hidraulica y electrica es de 1/3, 1/3, 1/3 para dos motores principales y un grupo de potencia principal en funcionamiento, y de 1/2, 1/2 en caso de avena de un motor principal.

Ademas, el equirreparto permite optimizar el rendimiento del conjunto de las fuentes de potencia que forman una turbina como esta ilustrado, en la figura 4, por el grafico G de variacion de rendimiento termico en funcion de la potencia Pw proporcionada por un motor. Al grafico se han llevado:

- el punto de dimensionamiento de potencia (Pd)0 de la turbomaquina, este punto de dimensionamiento es

establecido en las condiciones mas severas de demanda de potencia (en general en caso de avena de un

motor o un despegue particularmente diffcil);

- el punto nominal (Pn)0 de la turbomaquina sin el grupo de potencia principal, y el punto nominal (Pn)1 de la

turbomaquina con el grupo principal en equirreparto.

La variacion de rendimiento termico relacionada con el consumo de carburante, es optimizada cuando la turbomaquina integra el grupo de potencia principal por las razones siguientes. Sin grupo de potencia principal, la variacion D0 de rendimiento entre los puntos (Pn)0 y (Pd)0 es superior a la variacion D1 entre los puntos (Pn)1 y (Pd)0 cuando la aeronave integra un grupo de potencia principal, pero con potencias proporcionadas sensiblemente mas bajas. Esta situacion traduce la optimizacion obtenida con el equirreparto por minimizacion del desvfo entre el punto nominal y el punto de dimensionamiento. En efecto, la primera D0 corresponde al paso del 50% al 100% (correspondiente al 200% que haya que proporcionar en caso de avena) de potencia proporcionada por un motor que pase de condiciones normales a las condiciones de dimensionamiento, o sea un 50% de desvfo. La segunda variacion D1 corresponde al paso de un 33% (1/3 mas exactamente) al 50% para pasar de los primeros a los segundos tipos de condiciones. Con un grupo de potencia principal, la turbomaquina presenta una disminucion de potencia que haya que proporcionar de 1/3 o sea del 33% para el conjunto de los motores principales, con un rendimiento global (correspondiente a la variacion de rendimiento) aumentado en el desvfo (D0 - D1). Este ejemplo no tiene en cuenta la posibilidad de desconexion de carga que puede ser aplicada en caso de avena. Sea con o sin desconexion de carga, el rendimiento mejora.

La exposicion anterior se refiere al funcionamiento de un grupo de potencia principal. No se ha citado el caso de avena de este grupo, pero naturalmente es posible prever, en esta eventualidad, otros equipos de emergencia que pueden sustituir a este grupo por ejemplo en modo degradado, en particular al menos uno de los dos motores principales que proporcionaran entonces una potencia suplementaria, o un APU de reserva, o equivalente o una combinacion de estas fuentes.

Por otra parte, el equirreparto que se cita en la presente exposicion significa que las fuentes de potencia estan concebidas para permitir tal equirreparto en las condiciones presentadas. Las exigencias ffsicas y reglamentarias, en particular mecanicas, que hay que tener en cuenta permiten solamente, en general, tender en la medida de lo posible hacia las condiciones ideales de equirreparto.

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REIVINDICACIONES

1. Procedimiento de optimizacion del rendimiento global de la energfa proporcionada a bordo de una aeronave (3), pudiendo ser esta energfa propulsora o no propulsora, estando equipada la aeronave con una cabina de pasajeros (4) con flujo de aire (F3) regulado, y con fuentes de potencia que comprenden motores principales, caracterizado por que tal optimizacion consiste en prever, en un entorno situado en la proximidad de la cabina (4), al menos un grupo de potencia de clase motor (10), apto para la certificacion de motor de utilizacion durante todas las fases de vuelo, dimensionado como otra fuente de potencia de generacion unica de energfa neumatica para la cabina (4) y de generacion como mucho parcial de energfas propulsora, hidraulica y/o electrica para el resto de la aeronave (3) y para minimizar el desvfo entre el punto nominal ((Pn)1, (Pn)0) de las fuentes de potencia en situacion de funcionamiento de estas fuentes y el punto de dimensionamiento ((Pd)0) de las contribuciones en energfa no propulsora de estas fuentes en situacion de avena de un motor principal, por un equirreparto de las contribuciones de potencia de los motores principales y del grupo de potencia de clase motor (10) en funcionamiento nominal y en caso de avena de un motor principal.
2. Grupo de potencia principal (1) de puesta en practica del procedimiento de optimizacion de acuerdo con la reivindicacion 1 en una aeronave (3) que comprende equipos consumidores de energfa (100), una cabina (4) renovada de aire y regulada en temperatura y/o en presion con la ayuda de un sistema de regulacion ECS (41), motores principales de generacion de potencia y una unidad de control de vuelo, estando el grupo de potencia principal integrado en un compartimiento (2) aislado por un tabique antifuego (7) de las otras zonas (5) de la aeronave equipado con una entrada de aire exterior (21) y con una tobera de salida (22), caracterizado por que el mismo comprende un grupo de potencia de clase motor (10), apto para la certificacion de motor de utilizacion durante todas las fases de vuelo, equipado con un generador de gas (11) y con una turbina de potencia (12) de arrastre de equipos (100) que comprende un compresor de carga (15), estando acoplado este compresor de carga, a traves de un mando de regulacion (19) que comunica con la unidad de control, al sistema eCs (41) a fin de proporcionar la energfa neumatica necesaria a la cabina (4), y por que las contribuciones de potencia de los motores principales y del grupo de potencia de clase motor (10) se reparten de manera igual en funcionamiento nominal y en caso de avena de un motor principal.
3. Grupo de potencia principal de acuerdo con la reivindicacion precedente, caracterizado por que el mismo esta acoplado a una estructura de recuperacion que comprende al menos una turbina de recuperacion de energfa (13) de arrastre de los equipos (100) con la turbina de potencia (12) y acoplada, en entrada de aire, a la salida de la cabina (4) para refrigerar, en salida de aire, los equipos (100), estando el compresor de carga (15) integrado en esta estructura de recuperacion como proveedor de energfa neumatica a la cabina (4).
4. Grupo de potencia principal de acuerdo con la reivindicacion precedente, en el cual la turbina de recuperacion (13) eyecta un flujo de aire en salida hacia el compartimiento (2) del grupo de potencia principal (1) que, despues de haber refrigerado los equipos y accesorios contenidos en el compartimiento trasero (2), es evacuado (F'3) hacia la tobera de escape (22) por un efecto de trompa inducido por la velocidad de eyeccion de los gases del flujo de aire caliente (F2) procedente de la turbina de potencia (12).
5. Grupo de potencia principal de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 4, en el cual el compresor de carga (15) comprende un difusor de aire (152) de ajuste variable que comprende palas de orientacion (154) controlada por el mando de regulacion (19) apto para adaptar estrictamente el caudal de aire a la provision de presion y de caudal demandada por ECS (41) en cada fase de vuelo.
6. Grupo de potencia principal de acuerdo con la reivindicacion precedente, en el cual una variacion de ajuste del difusor (152) del compresor de carga (15) induce una variacion de caudal de aire con una relacion de presion sensiblemente constante.
7. Grupo de potencia principal de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 6, en el cual el compresor de carga (15) esta acoplado directamente a la turbina de potencia (12).
8. Grupo de potencia principal de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 7, en el cual el generador de gas (11) comprende un compresor de entrada (110) apto para servir de compresor de carga (15).
9. Grupo de potencia principal de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 3 a 8, en el cual la turbina de recuperacion (13) es una turbina centnpeta con distribuidor (132) de ajuste variable que comprende palas de orientacion (134) controlada por el mando de regulacion (19).
10. Grupo de potencia principal de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 3 a 9, en el cual al menos un sensor de presion (155, 135) regula la apertura y el cierre de las palas (154, 134) del difusor (152) y del distribuidor (132) en union con el mando de regulacion (19).
11. Grupo de potencia principal de acuerdo con la reivindicacion precedente, en el cual las posiciones de ajuste de las palas (134, 154) lo mas abiertas posibles pueden ir mas alla de la plena apertura en posicion radial denominada posicion cero.
12. Grupo de potencia principal de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 10 y 11, en el cual una regulacion del ajuste variable de las palas (134, 154), entre una apertura total en el suelo y un cierre progresivo del flujo de aire con la subida en altura, esta automatizada por el mando de regulacion (19) en funcion de la presurizacion en cabina (4).

5 13. Grupo de potencia principal de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 2 a 12, en el cual estan

previstos medios de transmision de potencia (17) de las turbinas de potencia (12) y de regulacion (13) a los equipos (100) mecanicos, neumaticos, hidraulicos y/o electricos de la aeronave (3).
14. Grupo de potencia principal de acuerdo con la reivindicacion precedente, en el cual los medios de transmision de potencia estan previstos en forma de una caja de transferencia de potencia (17).

10 15. Grupo de potencia principal de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 3 a 14, en el cual la estructura

de recuperacion comprende un intercambiador termico (18) que presenta dos circuitos de intercambio termico, un circuito primario (C1) unido, en entrada, a la salida del flujo de aire caliente (F2) de la turbina de potencia (12) y, en salida, a la tobera de escape (22), y un circuito secundario (C2) unido, en entrada, a una salida de flujo de aire (F3) de la cabina (4) y, en salida, a la turbina de recuperacion (13).