ES2640974T3

ES2640974T3 - Sistema autónomo de generación de potencia eléctrica para aeronave y método de gestión asociado

Info

Publication number: ES2640974T3
Application number: ES12168042.5T
Authority: ES
Inventors: Renaud Loison
Original assignee: Dassault Aviation SA
Current assignee: Dassault Aviation SA
Priority date: 2011-05-18
Filing date: 2012-05-15
Publication date: 2017-11-07
Anticipated expiration: 2032-05-15
Also published as: FR2975374A1; FR2975374B1; US20120292908A1; US9340296B2; EP2524871A1; EP2524871B1

Abstract

Sistema autónomo (22) de generación de potencia eléctrica para una aeronave, que comprende: - una cámara de combustión (80), independiente del o de cada motor (16A, 16B) de propulsión de la aeronave; - un dispositivo (18) de almacenamiento de combustible, que comprende: - al menos un dispositivo principal (130A, 130B), estando destinado el o cada depósito principal (130A, 130B) a contener un primer lote de combustible; - al menos un conducto (144C, 144D) de alimentación de un motor (16A, 16B) de propulsión de la aeronave con el primer lote de combustible contenido en el depósito principal (130A, 130B); constando el dispositivo (18) de un primer conducto (148) de conducción de combustible destinado a transportar en la cámara de combustión (80) independiente del o de cada motor el primer lote de combustible contenido en el depósito principal (130A, 130B), desembocando el primer conducto (148) en dicha cámara de combustión (80) a través de una entrada principal (84); constando el dispositivo (18) al menos de un depósito auxiliar (132), destinado a contener un segundo lote de combustible, estando conectado el depósito auxiliar (132) al depósito principal (130A, 130B), constando el dispositivo (18) de un conducto (160) de conducción del segundo lote de combustible contenido en el depósito auxiliar (132) hacia la cámara de combustión (80) de la aeronave independiente del o de cada motor (16A, 16B) de la aeronave, siendo el segundo lote de combustible distinto del primer lote de combustible, conectando el conducto de conducción (160) del segundo lote de combustible el depósito auxiliar (132) a la cámara de combustión (80), caracterizado porque el conducto de conducción (160) del segundo lote de combustible está configurado para alimentar la cámara de combustión (80) exclusivamente de combustible del segundo lote presente en el depósito auxiliar (132), sin estar mezclado o contaminado por el primer lote de combustible presente en el depósito principal (130A, 130B), desembocando el conducto de conducción (160) del segundo lote de combustible en la cámara de combustión (80) a través de una entrada secundaria (86) situada a distancia de la entrada principal (84).

Description

DESCRIPCION

Sistema autonomo de generation de potencia electrica para aeronave y metodo de gestion asociado

5 [0001] La presente invention se refiere a un sistema autonomo de generacion de potencia electrica para una

aeronave, segun el preambulo de la reivindicacion 1.

[0002] Tal sistema esta destinado a ser utilizado especialmente en una aeronave civil, tal como un avion de transporte de pasajeros y/o de flete, o incluso en cualquier otro objeto volante.

10

[0003] De manera conocida, el carburante destinado a la propulsion de los motores de una aeronave se contiene en uno o varios depositos principales distribuidos en la aeronave y conectados entre si por unos sistemas de transferencia de este carburante. Cada uno de los depositos principales esta conectado ademas a cada motor de la aeronave para distribuir el combustible presente en el deposito que permite al motor propulsar la aeronave.

15

[0004] El o los motores estan equipados generalmente con sistemas de generacion de potencia electrica que permiten alimentar electricamente los diferentes equipos y sistemas que componen la aeronave.

[0005] No obstante, en caso de fallo de generacion de potencia electrica principal, por ejemplo en caso de 20 fallo total de los motores, es necesario que una cantidad minima de potencia electrica se genere en el aparato, a fin

de conservar unas funcionalidades crlticas para volver a llevar el aparato al suelo. Estas funcionalidades son por ejemplo el control de los calculadores y la alimentation de los instrumentos necesarios para el pilotaje del aparato hacia el suelo.

25 [0006] En el caso de un fallo de generacion de potencia electrica principal, el combustible contenido en los

depositos principales es susceptible de ser cuestionado, especialmente si este combustible ha sido contaminado o no presenta una calidad adecuada para permitir su combustion en los motores.

[0007] Como consecuencia, por razones de elimination de las causas de averlas, las aeronaves del estado 30 de la tecnica deben disponer de una fuente de potencia electrica independiente del combustible presente en el

deposito principal para paliar el fallo de este combustible.

[0008] En este marco, las normas actuales sobre las aeronaves civiles imponen que la aeronave disponga de un dispositivo de production de energla de emergencia con un aerogenerador de emergencia, designado por el

35 termino ingles «Run Air Turbine» o «RAT». Tal dispositivo esta conectado a una bomba hidraulica y/o a un alternador. Constituye una fuente de energla de emergencia en una aeronave, que es totalmente independiente del carburante llevado por la aeronave.

[0009] El aerogenerador se dimensiona para producir las necesidades de extremo de emergencia de la 40 aeronave.

[0010] Este aerogenerador se repliega en funcionamiento normal. Se despliega a partir de la carlinga durante una perdida total de generacion electrica principal.

45 [0011] La fiabilidad de tal sistema auxiliar de emergencia se puede aumentar al maximo, pero sigue siendo

dependiente de la fiabilidad mecanica del sistema de despliegue.

[0012] El documento US 5,321,945 describe un dispositivo de almacenamiento de combustible ahocicado a un sistema de generacion de potencia auxiliar para una aeronave.

50

[0013] Un objetivo de la invencion es obtener un dispositivo de almacenamiento de carburante en la aeronave que aumente la fiabilidad del sistema de emergencia de la aeronave, especialmente durante un evento que necesite generar una potencia electrica de emergencia.

55 [0014] A tal efecto, la invencion tiene como objeto un sistema segun la reivindicacion 1.

[0015] El sistema segun la invencion puede comprender una o varias de las caracterlsticas de las

reivindicaciones de 2 a 10. La invencion tiene igualmente como objeto un metodo de gestion del combustible en una aeronave segun la reivindicacion 11. El metodo segun la invencion puede comprender una o varias de las

caracterlsticas de las reivindicaciones de 12 a 14. La invencion se comprendera mejor con la lectura de la descripcion que aparece a continuacion, dada unicamente a tltulo de ejemplo y realizada en referencia a los dibujos anexos, en los que:

5 - la figura 1 es un esquema sinoptico funcional de una primera aeronave segun la invencion, provisto de un sistema autonomo de generacion de potencia y de acondicionamiento, alimentado por un dispositivo de almacenamiento de combustible segun la invencion;

- la figura 2 es un esquema sinoptico funcional del dispositivo de almacenamiento de combustible segun la invencion;

10 - la figura 3 es un esquema sinoptico funcional que representa el conjunto autonomo de generacion en una primera fase de funcionamiento en el suelo;

- la figura 4 es una vista analoga a la figura 3 durante una segunda fase de funcionamiento en el suelo;

- la figura 5 es una vista analoga a la figura 3 durante el encendido del motor;

- la figura 6 es una vista analoga a la figura 3 durante un vuelo en condiciones normales de la aeronave;

15 - la figura 7 es una vista analoga a la figura 6 durante el reinicio de un motor;

- la figura 8 es una vista analoga a la figura 7 durante una extincion de los motores;

- la figura 9 es una vista analoga a la figura 3 durante operaciones de mantenimiento;

- la figura 10 es una vista parcial en perspectiva de la parte trasera de una aeronave segun la invencion;

- la figura 11 es una vista analoga a la figura 1 de una segunda aeronave segun la invencion;

20 - la figura 12 es una vista analoga a la figura 1 de una tercera aeronave segun la invencion;

- la figura 13 es una vista analoga a la figura 1 de una cuarta aeronave segun la invencion;

- la figura 14 es una vista de una variante de conjunto de suministro de aire exterior para el sistema autonomo de generacion de energla.

25 [0016] En lo sucesivo, los terminos «anterior» y «posterior» se entienden generalmente con respecto al

sentido normal de circulacion de un fluido.

[0017] Una primera aeronave 10 segun la invencion se ilustra esquematicamente por la figura 1.

30 [0018] De manera conocida, esta aeronave 10 consta de un fuselaje 12 que delimita un recinto 14 destinado

a estar acondicionado, especialmente en temperatura y en presion.

[0019] La aeronave 10 consta al menos de un motor 16A, 16B, un dispositivo 18 de almacenamiento de combustible, una red electrica 20 y un sistema autonomo 22 de generacion electrica y de acondicionamiento.

35

[0020] El recinto 14 consta de una cabina 24 destinada a transportar unos pasajeros y/o unas mercanclas,

una cabina de vuelo 26, destinada a transportar una tripulacion que pilota la aeronave 10 y una bodega 28 destinada

a transportar maletas y/o mercanclas y/o unos equipos funcionales de la aeronave.

40 [0021] Los pasajeros, las maletas, las mercanclas y/o los equipos funcionales deben ser transportados en

efecto en unas condiciones definidas de temperatura, de presion y de higrometrla.

[0022] El gas presente en el recinto 14 es acondicionado por el sistema autonomo 22 para presentar una temperatura y una presion controlada, independiente de la temperatura y de la presion que imperan en el exterior de

45 la aeronave 10.

[0023] Generalmente, la temperatura del gas presente en el recinto 14 se mantiene en consigna usualmente comprendida entre 15 °C y 60 °C en funcion de la zona de la aeronave que se va a acondicionar. Del mismo modo, la presion del gas en el recinto 14 se mantiene entre la presion estatica atmosferica situada en el exterior de la

50 aeronave y este valor de presion estatica mas 800 milibares absolutos, segun las zonas del avion y su altitud.

[0024] La aeronave 10 consta al menos de un motor 16A, 16B destinado a su propulsion, especialmente para permitir su despegue y su mantenimiento en vuelo.

55 [0025] En el ejemplo representado en la figura 1, la aeronave 10 consta de dos motores 16A, 16B, pudiendo

estar comprendido el numero de motores 16A, 16B mas generalmente entre 1 y 4.

[0026] En este ejemplo, cada motor 16A, 16B es un turbo-reactor que comprende una turbina accionada en

rotacion por la combustion de un combustible llquido (tal como el queroseno) para generar un empuje.

[0027] Cada motor 16A, 16B esta equipado con un elemento 30. En el caso de un motor de arranque electrico, este elemento es un alterno-arrancador de generacion principal que, cuando se alimenta electricamente, es apto para accionar en rotacion el motor para asegurar su arranque. En el caso de un motor de arranque con aire,

5 este elemento 30 es un generador. En los dos casos, este elemento se monta rotativo conjuntamente con la turbina para generar una potencia electrica transmitida a la red electrica 20 cuando el motor 16A, 16B esta activo.

[0028] La red electrica 20 esta destinada a alimentar electricamente los conjuntos funcionales de la aeronave 10.

10

[0029] La red electrica 20 alimenta especialmente un calculador, especialmente de control de vuelo, unas bombas, unos instrumentos de navegacion y servicios presentes en la cabina de vuelo 26 y en la cabina 24.

[0030] Como se ilustra por la figura 1, el sistema autonomo 22 forma un modulo de potencia autonomo, apto 15 para generar una potencia electrica, independientemente de los elementos 30 (alterno-arrancadores o generadores),

por ejemplo cuando los motores 16A, 16B estan parados.

[0031] El sistema autonomo 22 esta destinado ademas a acondicionar el gas presente en el recinto 14, especialmente suministrando un gas comprimido refrigerado.

20

[0032] Como se ilustra por la figura 1, el sistema autonomo 22 consta de un conjunto rotativo 40, un conjunto anterior 42 de suministro de aire exterior al conjunto rotativo 40, un conjunto de combustion 44 para el accionamiento en rotacion del conjunto rotativo 40 y un conjunto posterior 46 de acondicionamiento de gas.

25 [0033] El conjunto rotativo 40 consta de un arbol rotativo 50 unico. Consta ademas de una turbina de

potencia 52, un compresor 54 y una turbina frla 56 montados en el arbol rotativo 50.

[0034] El conjunto rotativo 40 consta ademas de un alternador principal 58 y ventajosamente, un alternador auxiliar 60, estando los alternadores 58, 60 conectados mecanicamente al arbol rotativo 50 por un organo de

30 transmision 61 del movimiento rotativo del arbol.

[0035] El organo de transmision 61 es por ejemplo un modificador de velocidad de rotacion apropiado para accionar cada alternador 58, 60 a una velocidad de rotacion distinta de la del arbol 50, tal como un reductor.

35 [0036] Como variante, al menos un alternador 58, 60 se lleva directamente sobre el arbol 50.

[0037] Como se vera con detalle mas abajo, el conjunto rotativo 40 esta destinado a ser accionado en rotacion alrededor de un eje de arbol A-A' por la turbina de potencia 52. Este accionamiento en rotacion provoca la rotacion conjunta del compresor 54, de la turbina frla 56, del alternador principal 58 y del alternador auxiliar 60, por

40 medio del organo de transmision 61, cuando esta presente.

[0038] Segun la invencion, el conjunto anterior 42 de suministro de aire exterior esta destinado a alimentar el compresor 54 de aire exterior a la aeronave 10 que no haya transitado por un motor 16A, 16B de propulsion de la aeronave 10.

45

[0039] En este ejemplo, el conjunto de suministro 42 consta de una toma de aire exterior 70, un intercambiador termico anterior 72 y un conducto anterior 74 de conduccion de aire exterior que conecta la toma de aire exterior 70 a una entrada del compresor 54, a traves del intercambiador anterior 72.

50 [0040] Como se ilustra por la figura 10, la toma de aire exterior 70 esta dispuesta por ejemplo en el fuselaje

70A (figura 10) de la aeronave 10 para extraer el aire exterior a la aeronave 10.

[0041] Esta toma puede estar situada en particular en la base de la deriva 70B dispuesta en la parte trasera del fuselaje por ejemplo en una tobera 70C.

55

[0042] Como variante, (no representada) la toma 70 es una toma de aire que sobresale con respecto al fuselaje.

[0043] Segun la invencion, la toma de aire 70 esta dispuesta a distancia del o de cada motor 16A, 16B. Esta

desprovista de medios de inyeccion de combustible. El aire exterior extraldo por la toma 70 no entra en contacto con el combustible destinado a la propulsion de la aeronave 10.

[0044] El dimensionamiento de la toma de aire 70 esta adaptado al tamano del compresor 54 y es 5 independiente de la cantidad de aire presente en el o cada motor 16A, 16B para asegurar la propulsion de la

aeronave.

[0045] Ademas, el aire exterior captado al nivel de la toma 70 no se utiliza para generar una fuerza de empuje sobre la aeronave.

10

[0046] En la figura 1, un primer conducto de desviacion 76 de aire exterior se perfora sobre el conducto de conduccion de aire 74 mas abajo del intercambiador 72 y mas arriba del compresor 54, para suministrar el aire exterior extraldo por la toma de aire 70 mas abajo del compresor 54, sin pasar por este.

15 [0047] El primer conducto de derivacion 76 esta provisto de una valvula 78 de derivacion del compresor 54.

[0048] El conducto 76 esta destinado a oponerse al fenomeno de bombeo en el compresor 54.

[0049] El conjunto de combustion 44 consta de una camara de combustion 80 destinada a producir un gas de

20 combustion que presenta una entalpla aumentada y un canal 82 de alimentacion de la turbina de potencia 52 de gas

de combustion.

[0050] La camara de combustion 80 esta destinada a recibir combustible procedente del dispositivo de almacenamiento 18 ya sea a traves de una entrada principal 84 o a traves de una entrada secundaria 86, como se

25 vera mas abajo. La entrada principal 84 y la entrada secundaria 86 estan situadas a distancia una de otra, como se vera mas abajo.

[0051] La camara 80 presenta una entrada 87 de conduccion de aire comprimido procedente del compresor 54 y una salida 88 de gas de combustion sobre la que esta conectado el canal de alimentacion 82.

30

[0052] La camara 80 es apta para recibir combustible procedente del dispositivo de almacenamiento 18, para efectuar su combustion en presencia de aire comprimido recibido por la entrada de conduccion de aire 87, para producir un gas de combustion evacuado por la salida 88 de gas de combustion.

35 [0053] La camara de combustion 80 no es apta en cambio para generar un gas de propulsion de la aeronave

10. No formo un motor de la aeronave y es independiente del o de los motores 16A, 16B de la aeronave 10.

[0054] En particular, los gases de combustion producidos en la camara de combustion 80 no estan destinados ni son aptos para accionar en rotacion una turbina de un motor de propulsion 16A, 16B.

40

[0055] El conjunto posterior 46 de acondicionamiento consta en este ejemplo de un intercambiador termico posterior 90, un condensador 92, un separador 94 y un conducto 96 de transporte del gas comprimido en el compresor 54 hacia la turbina frla 56. El conducto de transporte 96 pasa sucesivamente a traves del intercambiador termico anterior 72, el intercambiador termico posterior 90, el condensador 92, el separador 94, despues de nuevo a

45 traves del recalentador 90, antes de llegar a la turbina frla 56.

[0056] El conjunto posterior 46 consta ademas de un conducto 98 de distribucion de gas frlo distendido, que conecta una salida de la turbina 56 con el recinto 14, a traves del condensador 92.

50 [0057] El conjunto posterior 46 consta ademas de un conducto de derivacion 100 de aire comprimido para la

alimentacion de la camara de combustion 80.

[0058] En la figura 1, el conjunto posterior 46 consta de un conducto 102 de derivacion directa de aire comprimido procedente del compresor 54 hacia el recinto 14 y un conducto 104 de derivacion de gas comprimido

55 procedente del intercambiador 72, hacia el recinto 14.

[0059] El conjunto posterior 46 consta ademas de un conducto 105 de derivacion directa del gas comprimido procedente del compresor 54 hacia la turbina frla 56 y hacia el condensador 92 para descongelar estos elementos.

[0060] El intercambiador termico anterior 72 es apto para poner en contacto de intercambio termico el gas

comprimido procedente del compresor 54 que circula en el conducto de transporte 96 con el aire exterior extraldo en la toma de aire 70 para refrigerar el gas comprimido y recalentar el aire exterior.

5 [0061] El intercambiador termico posterior 90 es apropiado para poner en contacto de intercambio termico el

gas comprimido anterior que circula en el conducto de transporte 96 a la salida del intercambiador termico anterior 72 con el gas comprimido posterior procedente del separador 94 que circula en el conducto de transporte 96, para recalentar el gas comprimido posterior procedente del separador 94 y para refrigerar el gas comprimido anterior a la salida del intercambiador termico 72.

10

[0062] El condensador 92 es apropiado para poner en contacto de intercambio termico el gas frlo distendido

procedente de la turbina 56 con el gas comprimido procedente del intercambiador termico posterior 90 para refrigerar y eventualmente condensar parcialmente el gas comprimido.

15 [0063] El separador 94 es apropiado para eliminar la fase llquida del gas comprimido parcialmente

condensado en el condensador 92 para impedir la entrada de esta fase llquida en la turbina frla 56.

[0064] El conducto de derivacion 100 de aire comprimido se perfora sobre el conducto de transporte 96 entre la salida del compresor 54 y el intercambiador termico 72. Desemboca en la camara de combustion 80 al nivel de la

20 entrada de alimentacion 87 de aire comprimido. Esta equipado con una valvula 106 de control del flujo de aire comprimido que se va a enviar hacia la camara de combustion 80.

[0065] El conducto de derivacion directa 102 consta de un tramo anterior comun 108 provisto de una valvula de derivacion 110 y dos tramos posteriores 110A, 110B destinados a conectar respectivamente la cabina 24 y la

25 cabina de vuelo 26. Cada uno de los tramos 110A, 110B esta provisto de una valvula 112A, 112B de control del flujo inyectado.

[0066] El conducto de derivacion 104 de gas comprimido se perfora mas arriba sobre el conducto de transporte 96 entre el intercambiador termico anterior 72 y el intercambiador termico posterior 90. Desemboca mas

30 abajo sobre el conducto de distribucion 98, mas abajo del condensador 92. Esta provisto de una valvula de control 114 del flujo de gas comprimido derivado.

[0067] En la figura 1, el sistema autonomo 22 de generation de potencia y de acondicionamiento, consta ademas de un conjunto auxiliar 116 de acondicionamiento de emergencia.

35

[0068] Este conjunto auxiliar 116 comprende una toma de aire de emergencia 118, un recalentador de emergencia 120 y una valvula de ventilation de emergencia 122 que desemboca en el recinto 14.

[0069] La toma de aire de emergencia 118 es independiente y es distinta de la toma de aire 70. El 40 recalentador de emergencia 120 es independiente de la camara de combustion 80 y de los motores 16A, 16B. El

recalentador 120 es ventajosamente un recalentador electrico alimentado electricamente por la red 20.

[0070] Como se ilustra por la figura 2, el dispositivo 18 de almacenamiento de combustible consta, segun la invention, de al menos un deposito principal 130A, 130B, al menos un deposito auxiliar 132 dispuesto en el deposito

45 principal 130A y un distribuidor selectivo 134 de combustible hacia el o hacia cada motor 16A, 16B y hacia la camara de combustion 80.

[0071] Como se ilustra por la figura 2, la aeronave 10 comprende generalmente una pluralidad de depositos principales 130A, 130B dispuestos en las alas o en el fuselaje 12 de la aeronave. Cada deposito principal 130A,

50 130B es apropiado para contener un primer lote de combustible llquido destinado a alimentar el o los motores 16A, 16B en vista de la propulsion del avion.

[0072] Cada deposito principal 130A, 130B esta destinado igualmente a alimentar, en modo normal de funcionamiento, la camara de combustion 80.

55

[0073] Cuando varios depositos principales 130A, 130B estan presentes, los depositos 130A, 130B estan conectados entre si para permitir el equilibrado de la cantidad de combustible en los diferentes depositos 130A, 130B durante las fases de vuelo.

[0074] Cada deposito 130A, 130B esta provisto de una entrada 136A, 136B de alimentacion en un primer lote

de combustible nuevo, estando destinada la entrada 136A, 136B al llenado del deposito 130A, 130B entre dos vuelos.

5 [0075] Segun la invencion, el deposito auxiliar 132 esta destinado a contener un segundo lote de combustible

distinto del primer lote de combustible. El segundo lote de combustible esta formado por ejemplo por el primer lote de combustible utilizado durante un vuelo anterior o por un lote de combustible obtenido a partir de otro vehlculo de llenado diferente del utilizado para llenar el o cada deposito principal 130A, 130B de combustible.

10 [0076] Cuando se utiliza un segundo vehlculo de llenado, el segundo lote de combustible se puede filtrar

previamente y/o probar para verificar su calidad y su fiabilidad.

[0077] En el modo de realizacion representado en la figura 2, el deposito auxiliar 132 esta dispuesto en el interior del deposito principal 130A. Comparte ventajosamente al menos una pared exterior 138 con el deposito

15 principal 130A. El deposito auxiliar 132 esta delimitado por una pared de aislamiento 140 estanca al combustible presente en el volumen interior del deposito 130A que lo contiene.

[0078] El volumen del deposito auxiliar 132 es inferior al 15% del volumen del deposito principal 130A.

20 [0079] El deposito principal 130A y el deposito auxiliar 132 estan conectados uno a otro por una bomba 142

de intercambio de combustible entre el deposito principal 130A y el deposito auxiliar 132.

[0080] Una valvula 143 de sobrepresion conecta igualmente el deposito auxiliar 132 al deposito principal 130A.

25

[0081] La pared de aislamiento 140 es por ejemplo flexible y deformable para que el deposito auxiliar 132 presente un volumen variable en funcion de la cantidad de combustible contenida en el deposito auxiliar. Como variante, la pared de aislamiento 140 puede ser una pared rlgida, que define un volumen constante.

30 [0082] El distribuidor 134 consta, para cada deposito principal 130A, 130B, de un conducto 144C, 144D de

alimentacion que conecta el deposito 130A, 130B a cada motor 16A, 16B.

[0083] Asl, en el ejemplo representado en la figura 2, el primer deposito principal 130A esta conectado al primer motor 16A por un primer conducto de alimentacion 144C y esta conectado al segundo motor 16B por un

35 segundo conducto de alimentacion 144D. Del mismo modo, el segundo deposito principal 130B esta conectado al primer reactor 16A por un primer conducto de alimentacion 144C y al segundo reactor 16B por un segundo conducto de alimentacion 144d.

[0084] Cada uno de los conductos 144C, 144D de alimentacion esta provisto de medios de bombeo 146 del 40 primer lote de combustible.

[0085] Ademas, para permitir la alimentacion de la camara de combustion 80, el distribuidor 134 consta al menos de un primer conducto 148 de conduccion de combustible en la camara de combustion 80 destinada para transportar en la camara 80 el primer lote de combustible presente en el deposito principal 130A. Este conducto 148

45 esta provisto de una bomba 150 y de una valvula de control de flujo 152. El primer conducto 148 desemboca en la camara de combustion 80 a traves de la entrada principal 84.

[0086] Segun la invencion, el distribuidor 134 consta ademas de un segundo conducto de conduccion 160 de combustible en la camara de combustion 80 destinada a transportar el segundo lote de combustible presente en el

50 deposito auxiliar 132.

[0087] El segundo conducto de conduccion 160 alimenta la camara 80 exclusivamente de combustible del segundo lote presente en el deposito auxiliar 132, sin estar mezclado o contaminado por el primer lote de combustible presente en el deposito principal 130A.

55

[0088] El segundo conducto 160 esta provisto de una bomba auxiliar de emergencia 162 y de una valvula de control de flujo 164. El segundo conducto 160 desemboca en la camara de combustion 80 a traves de la entrada secundaria 86, a distancia de la entrada principal 84. Esto garantiza que una obstruccion de la entrada principal 84 no impida la distribucion del segundo lote de combustible en la camara de combustion 80.

[0089] Para asegurar la renovacion del lote de carburante contenido en el deposito auxiliar 132, un perforado de vaciado 166 esta previsto en el segundo conducto de conduccion 160, mas abajo de la bomba 162. Este perforado de vaciado 166 esta dirigido por ejemplo hacia un vaciado externo de la aeronave 10 o hacia un deposito

5 principal 130B.

[0090] Para garantizar que el deposito auxiliar 132 del dispositivo de almacenamiento 18 consta siempre de un segundo lote de combustible distinto del primer lote, y fiable, el metodo de llenado del dispositivo 18 es el siguiente.

10

[0091] Durante el primer llenado de los depositos, antes de un vuelo de la aeronave 10, el deposito principal 130A, 130B se llena con un primer lote de combustible por la entrada 136A, 136B.

[0092] El deposito secundario 132 se llena con un segundo lote de combustible procedente de una fuente 15 distinta del primer lote de combustible suministrado en el deposito principal 130A, 130B. Asl, dos vehlculos de

llenado de carburante distintos que contienen respectivamente el primer lote de combustible y el segundo lote de combustible se utilizan generalmente. El segundo lote de combustible puede ser filtrado previamente y/o probado para verificar su integridad y su fiabilidad.

20 [0093] Durante el vuelo, el primer lote de combustible se utiliza para alimentar los motores 16A, 16B en vista

de la propulsion de la aeronave, a traves de los conductos de alimentacion 144A, 144B.

[0094] Una vez que la aeronave 10 ha aterrizado y antes de un vuelo posterior de la aeronave 10, una parte del primer lote de combustible presente en el deposito principal 130A se transporta hacia el deposito auxiliar 132, a

25 traves de la bomba de intercambio de combustible 142, despues de la evacuacion del segundo lote de combustible presente en el deposito auxiliar 132 por el perforado de vaciado 166.

[0095] El primer lote de combustible utilizado para la propulsion de la aeronave 10 durante el vuelo anterior, se considera como fiable y en buen estado. Este combustible forma entonces un segundo lote de combustible para

30 el vuelo posterior, cuya fiabilidad esta garantizada.

[0096] Despues, el deposito principal 130A se llena de nuevo con un nuevo primer lote de combustible.

[0097] Este metodo de llenado garantiza que combustible fiable esta siempre presente en el deposito auxiliar 35 132. Esto garantiza que la camara de combustion 80 se puede alimentar de combustible fiable en caso de urgencia,

como se va a describir mas abajo.

[0098] El funcionamiento del sistema autonomo 22 de generation de potencia y de acondicionamiento segun la invention se va a describir ahora, en sus diferentes modos de utilization con la ayuda de las figuras de 3 a 10.

40

[0099] Inicialmente, en un modo de arranque de maquina, en referencia a la figura 3, la aeronave 10 esta en el suelo. Los motores 16A, 16B estan apagados.

[0100] Para iniciar el sistema autonomo 22, la red electrica de la aeronave 20 que comprende unas baterlas 45 esta conectada electricamente al alternador auxiliar 60 para alimentar este alternador 60 y hacerlo funcionar como

un motor. La rotation del alternador auxiliar 60 permite probar su buen funcionamiento antes de cada vuelo, a fin de garantizar que sea funcional en caso de urgencia y especialmente en caso de fallo del alternador principal 58.

[0101] El accionamiento en rotacion del arbol 50 por el alternador auxiliar 60 provoca la rotacion del 50 compresor 54 y la aspiration de aire exterior a traves de la toma de aire 70 y el conducto de conduccion de aire

exterior 74. Este aire exterior no transita por un motor de propulsion de la aeronave. Esta desprovisto de combustible.

[0102] La valvula 106 esta abierta entonces para permitir la alimentacion de la camara de combustion 80 por 55 el aire comprimido procedente del compresor 54 a traves del conducto de derivation 100.

[0103] Cuando el flujo de aire que circula hacia la camara de combustion 80 a traves del conducto de derivacion 100 es suficiente, combustible procedente del deposito principal 130A, 130B se inyecta en la camara de combustion 80 a traves del conducto de alimentacion 148 y la valvula 152.

[0104] La camara de combustion 80 se enciende entonces para provocar la combustion del combustible, lo que genera un gas de combustion bajo presion. La presion del gas de combustion es por ejemplo superior a 1,5 bares y su temperatura es superior a 600 °C.

5

[0105] Este gas de combustion se extrae a continuacion a traves del canal de alimentacion 82 y se conduce hasta la turbina de potencia 52.

[0106] Cuando la turbina de potencia 52 dispone de suficiente energla para accionar en rotacion de manera 10 autonoma el arbol 50, el alternador auxiliar 60 se desactiva.

[0107] Al hacer esto, en un modo de funcionamiento nominal del sistema 22 en tierra o motores apagados, representado en la figura 4, un flujo continuo de aire exterior es aspirado por la toma de aire 70 y el conducto de conduccion 74. Este aire exterior se inyecta en la entrada del compresor 54 para producir un gas comprimido

15 suministrado en el conducto de transporte 96.

[0108] La presion del gas comprimido procedente del compresor 54 es por ejemplo superior a 1,5 bares (en tierra o a reducida altitud, menos de 15.000 pies).

20 [0109] Una parte del gas comprimido procedente del compresor 54 se conduce entonces hasta el

intercambiador termico anterior 72.

[0110] Despues, el gas comprimido procedente del intercambiador termico anterior 72 se introduce en el intercambiador termico posterior 90 para refrigerarlo. El gas comprimido procedente del intercambiador termico

25 posterior 90 pasa entonces en el condensador 92 para ser parcialmente condensado por intercambio termico con el gas distendido procedente de la turbina frla 56 que circula en el conducto posterior 98.

[0111] El gas comprimido parcialmente condensado penetra entonces en el separador 94 donde la fraccion llquida que contiene se elimina.

30

[0112] Despues, este gas comprimido se introduce en el intercambiador termico posterior 90 para recalentarse por intercambio termico con el gas comprimido procedente del intercambiador 72, antes de ser introducido en la turbina frla 56.

35 [0113] A continuacion, el gas comprimido se distiende de manera dinamica en la turbina frla 56 para producir

un gas distendido refrigerado a una temperatura inferior comprendida entre 3 °C y 20 °C. Esta temperatura es inferior a la temperatura del gas comprimido procedente del compresor 54. La presion del gas distendido es al menos superior a la presion establecida.

40 [0114] El gas refrigerado distendido se pasa a continuacion al condensador 92 a traves del conducto

posterior de distribucion 98, antes de ser distribuido en el recinto 14, en particular en la cabina 24, en la cabina de vuelo 26 y en la bodega 28.

[0115] A tal efecto y para garantizar la consigna de temperatura, en presion y en higrometrla en la cabina 24 45 y en la cabina de vuelo 26, el gas refrigerado distendido procedente del condensador 02 se mezcla con el gas

comprimido bajo presion derivado por medio del conducto de derivation directa 102. Las valvulas 112A, 112B de flujo son controladas as! selectivamente para garantizar una inyeccion de gas a una temperatura, a una presion y a una higrometrla controlada selectivamente en la cabina 24 y en la cabina de vuelo 26. Generalmente, la bodega 28 es alimentada por el gas extraldo fuera de la cabina 24 y fuera de la cabina de vuelo 26.

50

[0116] El acondicionamiento del gas presente en el recinto 14 es por tanto posible, incluso cuando los motores 16A, 16B estan apagados. El sistema 22 es apto para realizar este acondicionamiento de manera autonoma.

55 [0117] Durante la rotacion del arbol 50, el alternador principal 58 funciona en generador y suministra potencia

electrica a la red electrica 20 de la aeronave y especialmente a las baterlas presentes en esta red 20.

[0118] A continuacion, en un modo de arranque electrico de los motores 16A, 16B, en referencia a la figura 5,

el arranque de los motores 16A, 16B se puede efectuar con la ayuda de los alterno-arrancadores 30.

[0119] A tal efecto, la red electrica 20 alimenta electricamente cada alterno-arrancador del motor 30 para que

funcione en motor y accione en rotacion la turbina presente en el motor 16A, 16B.

5 [0120] Un flujo de combustible presente en un deposito principal 130A, 130B se inyecta entonces en el motor

16A, 16B a traves de los conductos de conduccion 144C, 144D. El o cada motor 16A, 16B se arranca entonces como se representa en la figura 6.

[0121] Una vez que el o cada motor 16A, 16B se arranca, la aeronave 10 puede despegar.

10

[0122] En una variante de arranque con aire de los motores 16A, 16B, del gas comprimido procedente del compresor 54, extraldo mas arriba del intercambiador termico 72 se deriva hacia el o cada motor 16A, 16B para accionar en rotacion las turbinas de estos motores. El motor 16A, 16B se arranca entonces bajo el efecto de esta circulacion de aire sin que sea necesario utilizar un alterno-arrancador, el generador 30 en este caso tiene como

15 unica funcion generar corriente cuando los motores estan en funcionamiento.

[0123] Un modo de funcionamiento nominal en «cogeneracion electrica complementaria», durante una fase de vuelo o en una fase en tierra los motores encendidos se representa en la figura 6. En este modo, los elementos 30 presentes en los motores 16A, 16B funcionan en generador y alimentan de potencia electrica la red electrica 20.

20

[0124] Del mismo modo, la camara de combustion 80 sigue funcionando de forma continua, de manera autonoma con respecto a los motores 16A, 16B, lo que asegura el acondicionamiento del recinto 14 como se describe mas arriba y lo que produce una alimentacion electrica complementaria de la red electrica 20 de la aeronave 10, especialmente cuando es necesario un aumento de potencia electrica.

25

[0125] En un modo de reinicio en vuelo representado en la figura 7, donde un motor 16A, 16B se apaga durante el vuelo, el motor 16A, 16B se puede volver a arrancar a partir de la potencia electrica suministrada por el sistema autonomo 22 de generacion segun la invencion.

30 [0126] En este caso, el arbol 50 se acciona en rotacion por la alimentacion de la turbina de potencia 52 de

gas de combustion procedente de la camara 80 de combustion. El alternador principal 58 funciona entonces en generador de potencia electrica que alimenta la red electrica 20. En el caso de motores de arranque electrico, esta potencia electrica se utiliza para alimentar el alterno-arrancador 30 del motor 16A, 16B que se va a volver a arrancar. El alterno-arrancador 30 funciona entonces en motor.

35

[0127] Como variante, el motor 16A, 16B se vuelve a arrancar con aire con ayuda de gas comprimido procedente del compresor 54, como se describe anteriormente.

[0128] La figura 8 ilustra el funcionamiento del sistema 22 en un modo de perdida de generacion electrica 40 principal. Tal modo se produce por ejemplo en caso de extincion total de los motores 16A, 16B, es decir cuando

todos los motores 16A, 16B del aparato son inutilizables y/o cuando los alterno-arrancadores (en modo alternador) o los generadores 30 ya no suministran mas potencia electrica.

[0129] Durante este procedimiento de urgencia, el primer lote de combustible presente en el deposito 45 principal 130A, 130B puede estar considerado como una fuente potencial de averla (polucion carburante). En este

caso, para garantizar una alimentacion electrica minima de las funcionalidades esenciales de la aeronave, se utiliza el segundo lote de combustible presente en el deposito auxiliar 132.

[0130] A tal efecto, el combustible presente en el deposito auxiliar 132 se transporta a traves del segundo 50 conducto de alimentacion 160 por medio de la bomba 162 y de la valvula de control de flujo 164 hasta la camara de

combustion 80.

[0131] La camara de combustion 80 es alimentada por tanto de combustible por un segundo lote de combustible en buen estado y fiable, puesto que este combustible se ha utiliza sin problema durante un vuelo

55 anterior o se ha probado especlficamente en tierra.

[0132] En el caso en que el alternador principal 58 este averiado, el alternador auxiliar 60, que se ha probado previamente durante el arranque de la aeronave 10, se utiliza para funcionar en generador de potencia electrica.

[0133] La rotacion del arbol 50, generada por la combustion del segundo lote de combustible en la camara 80 acciona en rotacion conjunta el alternador auxiliar 60. Esto genera una cantidad minima de potencia electrica suministrada a la red electrica 20 de la aeronave 10 por ejemplo comprendida entre 6 kW y 50 kW. Las funciones minimas de control de vuelo y de instrumentacion de la aeronave 10 se garantizan asi para permitir a la aeronave 10

5 aterrizar.

[0134] Un reducido flujo de gas, representado por unas flechas discontinuas en la figura 8 puede circular entonces entre el compresor 54, la turbina 56, la cabina 24 y la bodega 28.

10 [0135] La figura 9 ilustra un modo de mantenimiento de la aeronave 10, realizada en tierra, en el que el

alternador principal 58 y/o el alternador auxiliar 60 se accionan en rotacion a partir de la combustion de un combustible en la camara de combustion 80 independiente del o de los motores 16A, 16B. Los alternadores 58, 60 se prueban especialmente en este modo para verificar su buen funcionamiento.

15 [0136] Una segunda aeronave 210 segun la invencion se ilustra por la figura 11. A diferencia de la primera

aeronave 10, el conjunto rotativo 40 del sistema autonomo 22 consta, ademas del compresor principal 54, de un compresor auxiliar 212.

[0137] El conducto de transporte 96 consta asi de un tramo anterior 214 que conecta el compresor principal 20 54 al compresor auxiliar 212 y un tramo posterior 216 que conecta el compresor auxiliar 212 con el intercambiador

termico anterior 72 y, a continuacion, con la turbina fria 56.

[0138] El tramo anterior 214 esta provisto de una valvula anterior 218 de alimentacion del compresor auxiliar 212.

25

[0139] A diferencia de la primera aeronave 10, el conducto de derivacion 100 de aire comprimido se perfora sobre el tramo anterior 214, mas arriba de la valvula anterior 218. Un perforado de retorno 220 conecta la valvula 106 de control del conducto de derivacion 100 al tramo posterior 216, para realizar una derivacion alrededor del compresor posterior 212.

30

[0140] El conducto de derivacion 102 se perfora sobre el tramo posterior 216, mas abajo del compresor auxiliar 212, y mas arriba del intercambiador anterior 72.

[0141] El sistema autonomo 22 de generacion y de acondicionamiento es analogo por otro lado al de la 35 primera aeronave 10.

[0142] El funcionamiento del sistema autonomo 22 de la segunda aeronave 210 difiere del funcionamiento del sistema autonomo 22 de la primera aeronave 10 en que la corriente de gas comprimido obtenido a la salida del compresor principal 54, transita primero en el tramo anterior 214, a traves de la valvula anterior 218 hasta el

40 compresor auxiliar 212.

[0143] Una primera parte de la corriente de gas comprimido a una primera presion en el primer compresor 54 se deriva hacia la camara de combustion 80 a traves del conducto de derivacion 100 y la valvula de control 106, mas arriba del compresor auxiliar 212.

45

[0144] Una segunda parte de la corriente de gas comprimido se vuelve a comprimir a continuacion en el compresor auxiliar 212 para alcanzar una presion superior a la presion del gas obtenido a la salida del compresor principal 54.

50 [0145] A continuacion, el gas comprimido procedente del compresor auxiliar 212 se dirige hacia la turbina fria

54 a traves del intercambiador principal 72, el intercambiador termico posterior 90, el condensador 92, el separador 94 y, de nuevo, el intercambiador termico posterior 90 como se ha descrito anteriormente.

[0146] En una variante, el gas comprimido procedente del intercambiador anterior 72 se envia directamente 55 en el recinto 14 por medio del conducto de derivacion de gas comprimido 104 y de la valvula de control 114, sin

pasar por la turbina fria 56.

[0147] Una tercera aeronave 230 segun la invencion se ilustra esquematicamente por la figura 12.

[0148] La tercera aeronave 230 difiera de la segunda aeronave 210 en que el conjunto auxiliar de acondicionamiento 116 consta de un intercambiador termico de emergencia 232 que reemplaza el recalentador 120. El intercambiador 232 es apto para poner en contacto de intercambio termico una corriente de gas caliente extralda en un motor 16A de propulsion de la aeronave con una corriente de aire exterior extralda a traves de la toma de aire

5 de emergencia 118.

[0149] La corriente de aire exterior recalentada de este modo se conduce hacia el recinto 14 por un conducto 234 de conduccion de aire frlo de emergencia provisto de una valvula de control 236 del flujo de aire frlo de emergencia.

10

[0150] Ademas, el conjunto auxiliar 116 consta de un conducto 238 de conduccion de aire caliente procedente de un motor 16A de propulsion de la aeronave que desemboca en el recinto 14. El conducto 238 esta provisto de una valvula 240 de control del flujo de aire caliente de emergencia enviado hacia el recinto 14.

15 [0151] En caso de fallo del sistema autonomo 22, aire frlo de extrae a traves de la toma de aire de

emergencia 118. Este aire frlo se recalienta parcialmente en el intercambiador de emergencia 232, antes de ser transportado al menos parcialmente hacia el recinto 14 a traves del conducto 234 y la valvula 236.

[0152] Aire caliente se puede suministrar igualmente para equilibrar la temperatura. Este aire caliente se 20 extrae directamente en el motor de propulsion 16A de la aeronave y se transporta hacia el recinto 14 a traves del

conducto de conduccion de aire caliente 238 y la valvula de control 240.

[0153] Una cuarta aeronave 250 segun la invencion se ilustra por la figura 13.

25 [0154] A diferencia de la segunda aeronave 210 segun la invencion, el conjunto rotativo 40 esta desprovisto

de compresor auxiliar.

[0155] El conjunto de generacion 22 consta de un modulo intermedio de compresion 252 que consta de un compresor auxiliar 212 accionado de manera autonoma por un motor 254 independiente mecanicamente de la

30 turbina de potencia 52 y de la rotacion del arbol 50.

[0156] El motor auxiliar 254 es por ejemplo un motor electrico accionado en rotacion por medio de una potencia electrica suministrada por la red electrica 20 de la aeronave 250. Como variante, el motor 254 es alimentado por un gas de combustion procedente de la camara de combustion 80.

35

[0157] Como se describe anteriormente, el conducto de transporte 96 comprende un tramo anterior 214 que se extiende entre la salida del compresor principal 54 y la entrada del compresor auxiliar 212 y un tramo posterior 216 que se extiende entre la salida del compresor auxiliar 212 y la entrada de la turbina frla 56.

40 [0158] En una variante ventajosa, un conducto de derivacion 256 del compresor auxiliar 212 esta provisto de

una valvula de derivacion 258 y conecta un punto mas arriba del compresor auxiliar 212 a un punto situado mas abajo del compresor auxiliar 212.

[0159] El funcionamiento de la cuarta aeronave 250 difiere del funcionamiento de la segunda aeronave 210 45 en que una potencia electrica se suministra al motor 254 por la red electrica 20 para accionar en rotacion el

compresor auxiliar 212 cuando el compresor principal 54 se acciona en rotacion por el arbol 50 bajo el efecto de la rotacion de la turbina de potencia 52.

[0160] En una variante, el compresor 54 es alimentado parcialmente por una corriente de gas procedente de 50 un motor de propulsion 16A, 16B, ademas de la alimentacion por el aire exterior procedente del conjunto anterior 42.

[0161] Gracias a la invencion que se acaba de describir, es por tanto posible disponer un sistema autonomo 22 de generacion de potencia electrica y de acondicionamiento, que presenta una estructura compacta. El sistema autonomo 22 garantiza una independencia total entre el funcionamiento termodinamico del o de los motores de

55 propulsion 16A, 16B de la aeronave, la generacion electrica necesaria para los servicios de la aeronave y el acondicionamiento del gas presente en el recinto 14 de la aeronave.

[0162] Tal disposicion reduce significativamente el peso y el volumen en la aeronave, a la vez que garantiza un consumo mlnimo de combustible.

[0163] La presencia de un dispositivo 18 de almacenamiento de carburante segun la invencion provisto de un deposito auxiliar que contiene un segundo lote de combustible distinto del primer lote de combustible presente en el deposito principal 130A, 130B garantiza una ausencia de contaminacion y una fuente de energla potencial para la

5 aeronave, especialmente cuando los motores 16A, 16B de la aeronave no son aptos para propulsarla y generar suficiente energla electrica.

[0164] Cuando el dispositivo 18 se utiliza en combination con un alternador auxiliar 60 que no se utiliza en condiciones normales de vuelo, la aeronave dispone de un sistema autonomo 22 que es apto para producir de

10 manera particularmente segura una potencia electrica de emergencia que palia un defecto mayor del o de los motores 16A, 16B de propulsion como se describe en el modo de perdida de generation electrica principal ilustrado por la figura 8. Tal sistema podrla sustituir a un dispositivo clasico de production de energla de emergencia de tipo eolica de emergencia o «Run Air Turbine». Este sistema 22 presenta una fiabilidad significativamente mejorada con respecto a un sistema RAT que comprende un sistema de aerogenerador.

15

[0165] En una variante representada en la figura 14, el conjunto anterior 42 de suministro de aire consta de un perforado de alimentation auxiliar 70D de circulation de aire exterior hacia el intercambiador termico anterior 72. El perforado 70D de alimentacion auxiliar se perfora mas arriba del intercambiador termico anterior 72 sobre el conducto anterior 74. Atraviesa el intercambiador termico anterior 72. Consta, mas arriba o mas abajo del

20 intercambiador termico anterior 72, un organo movil de accionamiento de aire exterior, tal como una helice 70e. La helice 70E es alimentada electricamente por la red electrica del avion 20.

[0166] Esta disposition suministra una cantidad suficiente de aire exterior en circulacion a traves del intercambiador 72, especialmente cuando la aeronave 10 esta parada o en tierra.

25

[0167] En esta disposicion, un conducto adicional de derivation 70F se puede prever sobre el conducto 74, para rodear el intercambiador termico 72 y alimentar directamente el compresor 54.

[0168] En unas variantes, el sistema 22 esta desprovisto de conducto 76, de conducto 102, de conducto 105 30 o de perforado de retorno 220. Puede estar desprovisto tambien de conjunto auxiliar 116.

[0169] Por «conducto», se entiende generalmente en el sentido de la presente invencion, todo elemento hueco apto para transportar un fluido entre dos puntos y no necesariamente un elemento tubular.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Sistema autonomo (22) de generation de potencia electrica para una aeronave, que comprende:

5 - una camara de combustion (80), independiente del o de cada motor (16A, 16B) de propulsion de la aeronave;

- un dispositivo (18) de almacenamiento de combustible, que comprende:

- al menos un dispositivo principal (130A, 130B), estando destinado el o cada deposito principal (130A, 130B) a contener un primer lote de combustible;

- al menos un conducto (144C, 144D) de alimentation de un motor (16A, 16B) de propulsion de la aeronave con el 10 primer lote de combustible contenido en el deposito principal (130A, 130B);

constando el dispositivo (18) de un primer conducto (148) de conduction de combustible destinado a transportar en la camara de combustion (80) independiente del o de cada motor el primer lote de combustible contenido en el deposito principal (130A, 130B), desembocando el primer conducto (148) en dicha camara de combustion (80) a 15 traves de una entrada principal (84);

constando el dispositivo (18) al menos de un deposito auxiliar (132), destinado a contener un segundo lote de combustible, estando conectado el deposito auxiliar (132) al deposito principal (130A, 130B), constando el dispositivo (18) de un conducto (160) de conduccion del segundo lote de combustible contenido en el deposito 20 auxiliar (132) hacia la camara de combustion (80) de la aeronave independiente del o de cada motor (16A, 16B) de la aeronave, siendo el segundo lote de combustible distinto del primer lote de combustible, conectando el conducto de conduccion (160) del segundo lote de combustible el deposito auxiliar (132) a la camara de combustion (80),

caracterizado porque el conducto de conduccion (160) del segundo lote de combustible esta configurado para 25 alimentar la camara de combustion (80) exclusivamente de combustible del segundo lote presente en el deposito auxiliar (132), sin estar mezclado o contaminado por el primer lote de combustible presente en el deposito principal (130A, 130B),

desembocando el conducto de conduccion (160) del segundo lote de combustible en la camara de combustion (80) a 30 traves de una entrada secundaria (86) situada a distancia de la entrada principal (84).
2. Sistema (22) segun la reivindicacion 1, caracterizado porque el deposito auxiliar (132) esta dispuesto en el interior de un deposito principal (130A, 130B).

35 3. Sistema (22) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el dispositivo

(18) consta de una bomba (142) de transferencia del primer lote de combustible hacia el deposito auxiliar (132).
4. Sistema (22) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el dispositivo (18) consta de una bomba auxiliar (162) de emergencia, dispuesta sobre el conducto de conduccion (160) del

40 segundo lote de combustible hacia la camara de combustion (80).
5. Sistema (22) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el deposito principal (130A, 130B) contiene un primer lote de combustible, conteniendo el deposito auxiliar (132) un segundo lote de combustible ventajosamente obtenido a partir del primer lote de combustible presente en el deposito principal

45 (130A, 130B) durante un vuelo anterior de la aeronave (10) o a partir de una fuente de combustible distinta de la fuente del primer lote de combustible.
6. Sistema (22) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el volumen interior del deposito auxiliar (132) es inferior al 15% del volumen interior del o de cada deposito principal (130A,

50 130B).
7. Sistema (22) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque consta de un conducto de conduccion del primer lote de combustible, que conecta el deposito principal (130A, 130B) a la camara de combustion (80).

55
8. Sistema (22) segun la reivindicacion 7, caracterizado porque consta de:

- una turbina de potencia (52), apropiada para ser accionada en rotation por un gas de combustion procedente de la camara de combustion (80);

- un arbol (50), accionado en rotacion por la turbina de potencia (52);

- al menos un alternador (58, 60) apropiado para ser accionado en rotacion por el arbol rotativo (50) para generar una potencia electrica durante la rotacion del arbol rotativo (50).

5 9. Sistema (22) segun la reivindicacion 7 u 8, caracterizado porque el arbol rotativo (50) esta conectado

mecanicamente a un alternador principal (58) y a un alternador auxiliar (60).
10. Sistema (22) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque consta de un compresor (54) y una turbina frla (56) montados sobre el arbol rotativo (50), estando el compresor (54) y la turbina

10 frla (56) conectados a un recinto (14) destinado a estar acondicionado.
11. Metodo de gestion del combustible de una aeronave que consta de un sistema (22) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende las etapas siguientes:

15 - despues de una primera fase de vuelo de la aeronave, transferencia de un lote de combustible contenido en el deposito principal (130A, 130B) hacia el deposito auxiliar (132) para formar un segundo lote de combustible contenido en el deposito auxiliar (132);

- llenado en tierra del deposito principal (130A, 130B) por un nuevo lote de combustible, para formar un primer lote de combustible contenido en el deposito principal (130A, 130B), sin llenar el deposito auxiliar (132) con el nuevo lote

20 de combustible.
12. Metodo segun la reivindicacion 11, caracterizado porque durante una segunda fase de vuelo de la aeronave posterior a la etapa de llenado, el primer lote de combustible se transporta fuera del deposito principal (130A) para alimentar un motor de propulsion (16A, 16B) de la aeronave.

25
13. Metodo segun la reivindicacion 12, caracterizado porque durante una fase de vuelo, el segundo lote de combustible se transporta fuera del deposito auxiliar (132) para alimentar una camara de combustion (80) independiente del o de cada motor de propulsion (16A, 16B) de la aeronave.

30 14. Metodo segun la reivindicacion 13, caracterizado porque consta de las etapas siguientes.

- combustion del segundo lote de combustible en la camara de combustion (80) independiente del o de cada motor de propulsion de la aeronave (16A, 16B);

- accionamiento en rotacion de una turbina de potencia (52) por un gas de combustion procedente de la camara de 35 combustion (80);

- generacion de potencia electrica por un alternador (60) acoplado en rotacion con la turbina de potencia (52).