ES2882185T3 - Avión que tiene una unidad de potencia para generar potencia eléctrica, neumática y/o hidráulica - Google Patents

Abstract

Un avión que comprende una unidad de potencia (1) adaptada para generar potencia eléctrica, neumática y/o hidráulica, en donde la unidad de potencia (1) comprende: un motor térmico (14) que tiene al menos un árbol de accionamiento (2) y un tubo de escape (7) para la evacuación de gases de la combustión fuera del motor térmico (14), al menos un compresor de carga (3) acoplado mecánicamente con el árbol de accionamiento (2) para proporcionar un flujo de aire comprimido al avión, una entrada de aire de admisión (4) en comunicación de fluido con el compresor de carga (3) para alimentar aire de admisión al compresor de carga (3), un sistema de ciclo Rankine (12) para recuperar energía térmica desde los gases de la combustión y el aire comprimido proporcionado por el compresor de carga (3) como energía mecánica para la asistencia del motor térmico (14), en donde el sistema de ciclo Rankine (12) comprende: un elemento de expansión (22) acoplado mecánicamente con el árbol de accionamiento (2), una primera entrada de aire de admisión (11) y un condensador (19) acoplado térmicamente con la entrada de aire de admisión (11) para refrigerar un fluido del sistema Rankine, y un primer intercambiador de calor (10a) acoplado térmicamente con la salida del compresor de carga (3), y un segundo intercambiador de calor (10b) acoplado térmicamente con el tubo de escape (7), ambos intercambiadores de calor (10a, 10b) para transferir calor al fluido del sistema Rankine.

Description

DESCRIPCIÓN

Avión que tiene una unidad de potencia para generar potencia eléctrica, neumática y/o hidráulica

Objeto de la invención

La invención se refiere a un avión que incorpora una unidad de potencia mejorada configurada para generar potencia eléctrica, neumática y/o hidráulica para el avión, durante todas las etapas de funcionamiento del avión.

Un objeto de la invención es proporcionar una unidad de potencia mejorada para un avión capaz de recuperar energía térmica como energía mecánica, para reducir el tamaño del equipo y de esta manera reducir el consumo de combustible del avión a través de un ciclo operativo más eficiente.

Antecedentes de la invención

Se conoce que varios sistemas de aviones comerciales requieren la extracción de aire (aire purgado) desde una de las etapas de compresión de los motores principales. Por ejemplo, el sistema de aire acondicionado para la cabina del avión requiere aire purgado en forma de aire comprimido caliente que se toma desde una etapa del compresor de los motores principales del avión.

Comúnmente, el sistema de aire acondicionado suministra aire acondicionado con una temperatura y presión deseadas hasta una cabina presurizada, al mismo tiempo que controla la calidad del aire a la cabina en términos de humedad y presión. De esta manera, el sistema asegura el alojamiento interior humano en la cabina. El aire presurizado excesivo de la cabina es expulsado de la cabina y desperdiciado en su cantidad mayoritaria.

Un sistema de control ambiental (ECS) de un avión es el equipo principal del sistema de aire acondicionado de la cabina del avión y se forma generalmente por una turbina accionado por aire purgado tomado desde un motor principal, como la potencia de la turbina se transmite hasta un compresor conectado a un eje común. El aire purgado del motor que debe suministrarse a la turbina es comprimido por el compresor y entonces suministrado a una cabina presurizada. Tales sistemas de aire acondicionado convencionales funcionan a niveles de alta presión y temperatura, por ejemplo, la temperatura del aire purgado extraído está típicamente a 200°C.

Los sistemas de aire acondicionado requieren normalmente "aire de admisión" como un sumidero de calor, para que el aire purgado utilizado para el acondicionamiento del aire sea refrigerado por este aire de admisión, así como compresión, refrigeración intermedia y expansión del aire purgado. Sin embargo, cuando se despliegan las puertas de admisión, ello implica normalmente un incremento de la resistencia, que puede variar dependiendo de la cantidad de flujo necesaria de aire de refrigeración.

Como se ve, la extracción de aire purgado desde las etapas de compresión de los motores principales consume un cierto porcentaje del combustible repostado en un ciclo o vuelo normal. Por eso, es deseable evitar o reducir la cantidad de aire extraído desde los motores principales para reducir de esta manera el consumo de combustible del avión. Alternativamente, el aire purgado puede ser proporcionado por un compresor accionado por una turbina de gas de una Unidad de Potencia Auxiliar (APU).

Una APU comprende una turbina de gas, un compresor neumático, uno o más generadores eléctricos, y/o bombas hidráulicas para proporcionar potencia eléctrica y/o neumática y/o hidráulica. El uso principal de una APU es cuando el avión está en tierra y los motores principales están parados, por lo que no pueden proporcionar al avión la potencia externa eléctrica, neumática o hidráulica necesaria. Durante el vuelo no se utiliza normalmente la APU, y los suministros hidráulicos y eléctricos, así como el aire purgado son proporcionados por los motores principales.

Por lo tanto, existe todavía espacio para mejorar el uso extendido de una unidad de potencia de un avión para usarla a lo largo de todo el ciclo de vuelo y también para mejorar la eficiencia de sus sistemas térmicos para reducir de esta manea el consumo de combustible del avión.

El documento EP3029281 A1 describe un avión que comprende un fuselaje, un ala fijada al fuselaje, un motor reactor para impulsar el avión, que está fijado al ala o al fuselaje y una disposición de recuperación de calor.

Sumario de la invención

La presente invención se refiere a un avión que incorpora una unidad de potencia mejorada capaz de generar potencia eléctrica, neumática y/o hidráulica para el avión. La unidad de potencia comprende cualquier tipo de motor térmico, preferiblemente una turbina de gas o un motor alternativo, que tiene al menos un árbol de accionamiento y un escape para evacuar gases de la combustión fuera del motor térmico.

La unidad de potencia comprende al menos un compresor de carga, una entrada de aire de admisión para suministrar aire de admisión al compresor de carga. El compresor de carga está acoplado mecánicamente con el árbol de accionamiento para proporcionar un flujo de aire comprimido al avión.

Además, la unidad de potencia comprende un sistema de ciclo Rankine para recupera térmica desde una pareja de fuentes de calor y convertir la energía recuperada como energía mecánica que se aplica al árbol de accionamiento para la asistencia del motor térmico, de manera que se puede reducir el tamaño del motor térmico y, como consecuencia, se reducen el peso y el consumo de combustible del avión. La reducción del tamaño del motor térmico compensa en gran medida el incremento de eso debido a la incorporación de componentes del ciclo Rankine, así como el volumen reducido del motor térmico permite su instalación en un compartimento existente del avión, por ejemplo, en el cono de cola.

Las fuentes de calor para el sistema de ciclo Rankine se toman de los gases de escape del motor térmico y de la salida de un compresor accionado desde el motor térmico.

De acuerdo con la invención, el sistema de ciclo Rankine comprende un elemento de expansión acoplado mecánicamente con el árbol de accionamiento, una primera entrada de aire de admisión y un condensador acoplado térmicamente con la entrada de aire de admisión para refrigerar un fluido del sistema Rankine y un primero y segundo intercambiadores de calor utilizados como fuentes de calor. El primer intercambiador de calor está acoplado térmicamente con la salida del compresor de carga y el segundo intercambiador de calor está acoplado térmicamente con el escape. Ambos intercambiadores de calor están destinados para transferir calor al fluido del sistema Rankine.

Preferiblemente, la cabina del avión se comunica con el motor térmico para alimentar aire de la cabina al motor térmico, de manera que el aire excesivo de la cabina es reutilizado como una fuente de oxígeno para la combustión en el motor térmico.

El aire de la cabina alimentado al motor térmico alcanza la eficiencia del ciclo de Motor Principal alrededor del 45%. Al mismo tiempo incrementa la extracción de potencia en altitud permitiendo la reducción del tamaño de la APU alrededor del 40%. Adicionalmente, hace que la extracción de potencia sea no-sensible a la altitud y a las condiciones ambientales, es decir, sin problemas de formación de hielo y no crea resistencia adicional.

Preferiblemente, la unidad de potencia comprende, además, un generador eléctrico accionado por el eje de accionamiento para generar potencia eléctrica, y al menos una batería conectada con el generador eléctrico para almacenar la potencia eléctrica generada.

Preferiblemente, la salida del al menos un compresor de carga está en comunicación de fluido con un sistema de control ambiental (ECS) del avión.

De acuerdo con otra realización preferida, la salida del compresor de carga puede estar también en comunicación de fluido con los motores principales del avión para suministrar aire presurizado para arrancar los motores principales.

Para generar potencia hidráulica para el avión se puede acoplar adicionalmente una bomba hidráulica con el árbol de accionamiento.

A diferencia de las APUs de la técnica anterior que sólo funcionan cuando el avión está conectado en tierra o en situaciones de emergencia en vuelo que es capaz de suministrar potencia parcial, ya sea neumática o eléctrica o ambas, la unidad de potencia de la invención está adaptada para funcionar en todas las etapas de una operación del avión, a saber, aparcado, remolcado, elevación, crucero, descenso y aterrizaje.

La unidad de potencia de la invención proporciona una parte significativa de las demandas de potencia del avión, ya sea eléctrica o neumática o hidráulica, al menos durante la operación normal, de manera que la cantidad de aire purgado o de potencia eléctrica extraída desde los motores principales se reduce significativamente o incluso se evita, consiguiendo de esta manera un ahorro significativo de combustible repostado.

Breve descripción de los dibujos

Por lo tanto, realizaciones preferidas de la invención se describen con referencia a los dibujos que se acompañan, en los que:

La figura 1 muestra una representación esquemática de una realización preferida de la unidad de potencia de acuerdo con la invención.

La figura 2 muestra una vista en planta superior de un avión que muestra una localización preferida de la unidad de potencia y su conexión con la instalación de aire purgado de un avión.

Realizaciones preferidas de la invención

La figura 1 muestra una realización preferida de una unidad de potencia (1) de acuerdo con la invención que comprende un motor térmico, en este ejemplo un motor de turbina de gas (14) acoplado con un árbol de accionamiento (2) y dos compresores de carga (3), que incluye primero y segundo compresores de carga (3a, 3b), ambos acoplados mecánicamente con el árbol de accionamiento (2) para proporcionar, respectivamente, dos flujos de aire comprimido. Preferiblemente, el motor de turbina de gas (14) tiene sólo un árbol de accionamiento (2), pero también se podría utilizar un motor con dos árboles de accionamiento.

Preferiblemente, el primero y segundo compresores de carga (3a, 3b) están provistos con cojinetes lubricados con aire para prevenir cualquier contaminación de aceite en la cabina.

Para conseguir una reducción más elevada del combustible repostado, uno de los compresores de carga (3a, 3b) está dimensionado para funcionamiento en tierra. Normalmente, el flujo correcto necesario para el funcionamiento en tierra representa la mitad del flujo total correcto en vuelo, en base al hecho de que la solución preferida es seleccionar una configuración de dos compresores de carga, dispuestos frente a frente y alimentados por una sola entrada de aire, lo que significa que se prefieren dos compresores idénticos. En el caso de que la relación de tierra a vuelo difiera, debería elegirse dos dimensionados diferentes de los compresores.

La entrada de aire de admisión (4) está en comunicación de fluido con el doble compresor de carga (3) para alimentar aire de admisión al primero y segundo compresores de carga (3a, 3b), en particular la entrada de aire de admisión (4) está conectada con una cámara de aire (5) que reduce la velocidad y distribuye el aire de admisión a ambos compresores (3a, 3b).

Unos medios reguladores del flujo (6) están acoplados con salidas del primero y segundo compresores de carga para regular individualmente los dos flujos de aire comprimido generado. Más específicamente, estos medios reguladores del flujo (6) comprenden una primera válvula de tres pasos (6a) que tiene una entrada conectada con la salida del primer compresor (3a) y una segunda válvula de tres pasos (6b) que tiene una entrada conectada con la salida del segundo compresor (3b).

Estas válvulas de tres pasos (6a, 6b) se pueden utilizar para evitar el flujo inverso, de manera e cuando ambos compresores están trabajando, proporcionan la misma presión, de manera que ninguno de ellos va en aumento. Cuando uno sólo de los compresores está trabajando para proporcionar flujo de aire al avión, el compresor nooperativo es aislado cerrando su válvula de tres pasos asociada, y cuando los dos compresores están parados, están aislados cerrando las válvulas de tres pasos.

Los medios reguladores del flujo (6) comprenden también paletas de guía de entrada (IGVs) (no mostradas) para cada compresor, para regular individualmente el flujo de aire a través de los compresores.

Alternativamente o en combinación con las IGVs, la salida del aire comprimido puede ser regulada variando la velocidad de rotación del motor térmico.

Una salida de la primera y segunda válvulas de tres pasos (6a, 6b) está conectada con el tubo de escape (7) para evacuar el exceso de aire al exterior, y otra salida de la segunda válvula de tres pasos (6a, 6b) está conectada a una salida general (8) que está en comunicación con un sistema de control ambiental (ECS) (no mostrado) del avión.

La unidad de potencia (1) comprende adicionalmente al menos un generador eléctrico (9) acoplado operativamente con el árbol de accionamiento (2) a través de una caja de engranajes (17), para proporcionar potencia eléctrica al avión, que puede ser almacenada en una batería que, a su vez, está conectada a un sistema eléctrico del avión.

La unidad de potencia (1) comprende, además, un sistema de ciclo Rankine (12) para recuperar energía térmica como energía mecánica que debe añadirse a la potencia mecánica generada por el motor de turbina de gas (14). El sistema de ciclo Rankine (12) comprende un circuito cerrado a través del cual puede fluir fluido de trabajo, un elemento de expansión (22) acoplado mecánicamente con el árbol de accionamiento (2) a través de la caja de engranajes (17), una entrada de aire de admisión (11) y un condensador (19) acoplado térmicamente con la entrada de aire de admisión (11) para refrigerar el fluido de trabajo y un primero (10a) y segundo (10b) intercambiadores de calor para transferir calor al fluido del sistema Rankine. El primer intercambiador de calor (10a) está acoplado térmicamente con la salida del compresor de carga (3), y el segundo intercambiador de calor (10b) está acoplado térmicamente con el tubo de escape (7).

Como se muestra particularmente en la figura 1, el primer intercambiador de calor (10a) está acoplado con la salida (8) de los medios reguladores del flujo (6), y el segundo intercambiador de calor (10b) está acoplado con el tubo de escape (7) de la turbina de gas (14).

Con el primer intercambiador de calor (10a), el calor del aire en la salida (8) de los medios reguladores del flujo (6) es transferido al fluido de trabajo del circuito Rankine, de manera que el flujo de aire es r4efrigerado antes de ser alimentado de los ECSs del avión. El fluido de 6trabajo es calentado entonces por el segundo intercambiador de calor (10b) que, instalado en el tubo de escape (7) de la turbina de gas, recupera la energía térmica desde los gases de la combustión expulsados desde la turbina de gas (14). De esta manera, con el primer intercambiador de calor (10a) se consigue una reducción de la temperatura en el aire purgado, y el ECS hace mejor uso de este aire para adaptar posteriormente este aire a condiciones de la cabina en términos de menos esfuerzo (gestión de la energía) y menos complejidad en el sistema, mientras que el segundo intercambiador de calor (10b) la mayor parte del calor (energía) al fluido de trabajo que finalmente evapora el fluido de refrigeración y parte de esa energía es recuperada por el elemento de expansión (22).

Después de pasar a través del segundo intercambiador de calor (10b), el fluido de trabajo a alta presión y temperatura se expande en el elemento de expansión (22) generando de esta manera una potencia mecánica que se aplica al árbol de accionamiento (2) de la turbina de gas (14), de manera que se puede utilizar una turbina de gas (14) de dimensión reducida.

Después del elemento de expansión (22), el fluido de trabajo es refrigerado en el condensador (19), intercambiando calor con el aire de admisión frío recibido desde la entrada de aire de admisión (11). Desde el condensador (19), el fluido de trabajo fluye de retorno hacia el primer intercambiador de calor (10a). El flujo de aire utilizado para el condensador (19) debería extraerse a través del tubo de escape (7).

Una bomba (23) está instalada en el circuito para incrementar la presión del fluido de trabajo que fluye a través del circuito. La bomba (23) puede ser accionada eléctrica o mecánicamente.

Además, como se muestra en la figura 1, la cabina del avión se comunica con la turbina de gas (14) por medio de un conducto (15), de manera que, en lugar de utilizar aire de admisión, se reutiliza aire excesivo de la cabina para la combustión de la turbina de gas.

Adicionalmente, como se muestra en la figura 1, se puede prever una batería (25) para almacenar energía eléctrica generada por los generadores eléctricos (9).

Incorporando la batería (25) a la unidad de potencia (1), se pueden reducir los valores y las dimensiones nominales del motor térmico, de los generadores eléctricos y de los equipos asociados, cuando se diseña la unidad de potencia, debido a que el motor térmico, los generadores eléctricos y los equipos asociados no tienen que ser dimensionados para la demanda de potencia máxima esperada, sino para un valor medio. El uso de baterías (25) reduce las demandas punta del sistema, y las baterías se pueden recargar durante las demandas valles de potencia.

Adicionalmente, un dispositivo de flujo (18), tal como un eductor o un ventilador junto con un ACoC (Enfriador de Aceite Refrigerado por Aire), se puede colocar en el tubo de escape (7) o en el escape del motor (26). El dispositivo de flujo (18) reduce la temperatura de los gases de escape, consiguiendo una reducción del ruido.

Debido al ciclo de recuperación de calor (ciclo Rankine), se obtienen las siguientes ventajas:

- se reduce la temperatura del aire purgado, de manera que sólo se utiliza el intercambiador de calor primario y se consigue la temperatura del mezclador en el paquete ECS (convencional y no-convencional, tal como uno accionado eléctricamente) y se elude la turbo-máquina para reducir el suministro de alta presión y la necesidad de refrigerar el aire de la cabina;

- se obtiene la potencia máxima desde el aire purgado para reducir el tamaño de la turbo-máquina. Hay que encontrar el óptimo para compensar la recuperación de calor y la caída de la presión que induce más calor durante la presurización;

- se reduce la temperatura del aire purgado para sustituir o retirar el sistema de detección. El objetivo es reducirla por debajo de 120-150°C (TBC).

Hay que indicar que el conducto de purgado reduce ya la temperatura a lo largo de la tubería que permite alcanzar la temperatura mínima en la interfaz del paquete.

Otros requerimientos de la invención son:

El sistema debería ser tal que permita su instalación dentro del compartimiento del fuego y el cono de cola.

El fluido de trabajo utilizado como refrigerante debería ser no-inflamable o el sistema debería estar diseñado para satisfacer los requerimientos a prueba de fuego del área diseñada para el fuego.

La turbina recuperativa debe ser tal que debería ser una LRU (Unidad de Sustitución de Línea) además de los otros componentes del ciclo recuperativo.

Volviendo a la realización de la figura 1, está previsto un sistema de control (no mostrado) para controlar el funcionamiento del primero y segundo compresores de carga (3a, 3b), de la primera y segunda válvulas de tres pasos, para alimentar un flujo de aire comprimido suministrado por el compresor doble, como aire purgado a un sistema de control ambiental (ECS) de un avión durante un ciclo completo de funcionamiento.

El sistema de control está adaptado (programado) para funcionar en tres modos diferentes:

Modo 1 - El avión está aparcado en tierra

Para este modo, el sistema de control está adaptado para que un compresor de carga esté suministrando aire al ECS y el otro compresor de carga no esté suministrando aire, y preferiblemente al menos un generador eléctrico esté trabajando, de tal manera que la mayoría del aire purgado y de la potencia eléctrica requerida por el avión sea proporcionada por la unidad de potencia. Una válvula de tres pasos está abierta y la otra está cerrada. Este modo es similar al uso convencional de una APU.

Modo 2 - Remolcado, elevación o descenso del avión por debajo de 25.000 pies

Para este modo, el sistema de control está adaptado de tal manera que ambos primero y segundo compresores de carga están funcionando, para proporcionar aire purgado a alta presión (alrededor de 30-40 psig), de manera que se pueden utilizar los condensadores. Los generadores eléctricos podrían pararse. Ambas válvulas de tres pasos están abiertas en la misma posición (pero controladas independientemente). El sistema anti-hielo de las alas podría ser accionado o suministrado o bien por la unidad de potencia o por los motores principales, y el ECS está funcionando por la unidad de potencia.

Modo 3 - Avión en vuelo de crucero, elevación o descenso por encima de 25.000 pies

Para este modo, el sistema de control está adaptado de tal manera que el primero y segundo compresores están funcionando para proporcionar aire purgado a baja presión (alrededor de 20 psig @ techo), ligeramente por encima de la necesidad de la cabina. El intercambiador de calor se utiliza para refrigerar el aire de acuerdo con las necesidades del mezclador. Ambos ECSs y los generadores eléctricos están parados.

Parte del aire comprimido pasa a través del intercambiador de calor y más tarde es desviado a través de la válvula de derivación.

El sistema de control puede ser implementado de muchas maneras diferentes conocidas por un experto en la técnica. Convencionalmente, el sistema de control comprendería uno o más dispositivos electrónicos programables, múltiples sensores y actuadores, etc. La adaptación del sistema de control consiste básicamente en software adecuado almacenado y ejecutado por dispositivos electrónicos programables.

Se ha determinado que la invención es capaz de reducir hasta el 50% el suministro de energía, dependiendo de la fase de vuelo, en algunos casos incluso más para proporcionar temperatura y presión adecuadas a una cabina del avión.

Hay que indicar en la figura 2 que la unidad de potencia (1) de la invención está alojada dentro de un compartimiento de fuego (24) en una sección trasera (16) del avión, es decir, que la unidad de potencia (1) puede estar instalada en la misma localización que una APU convencional. Alternativamente, la unidad de potencia (1) puede estar instalada en otra localización adecuada del avión.

Debería indicarse que la arquitectura y diseño de la sección trasera del avión no tiene que modificarse significativamente con respecto a una instalación APU usual. Componentes como el compartimiento del fuego, el silencioso de admisión, los generadores eléctricos, etc. son sustancialmente los mismos que los diseños convencionales.

La unidad de potencia (1) se comunica con el sistema de purgado (20) del avión. Está previsto un conducto (15) que comunica la cabina del avión con la unidad de potencia (1), en particular para alimentar aire de la cabina del motor térmico.

Las unidades de generación de aire acondicionado (AGUs) (21) están instaladas normalmente en una cavidad en la panza del avión.

Claims (14)

REIVINDICACIONES

1. Un avión que comprende una unidad de potencia (1) adaptada para generar potencia eléctrica, neumática y/o hidráulica, en donde la unidad de potencia (1) comprende:

un motor térmico (14) que tiene al menos un árbol de accionamiento (2) y un tubo de escape (7) para la evacuación de gases de la combustión fuera del motor térmico (14),

al menos un compresor de carga (3) acoplado mecánicamente con el árbol de accionamiento (2) para proporcionar un flujo de aire comprimido al avión,

una entrada de aire de admisión (4) en comunicación de fluido con el compresor de carga (3) para alimentar aire de admisión al compresor de carga (3),

un sistema de ciclo Rankine (12) para recuperar energía térmica desde los gases de la combustión y el aire comprimido proporcionado por el compresor de carga (3) como energía mecánica para la asistencia del motor térmico (14),

en donde el sistema de ciclo Rankine (12) comprende: un elemento de expansión (22) acoplado mecánicamente con el árbol de accionamiento (2), una primera entrada de aire de admisión (11) y un condensador (19) acoplado térmicamente con la entrada de aire de admisión (11) para refrigerar un fluido del sistema Rankine, y un primer intercambiador de calor (10a) acoplado térmicamente con la salida del compresor de carga (3), y un segundo intercambiador de calor (10b) acoplado térmicamente con el tubo de escape (7), ambos intercambiadores de calor (10a, 10b) para transferir calor al fluido del sistema Rankine.

2. Avión de acuerdo con la reivindicación 1, en donde una cabina de avión se comunica con el motor térmico (14) para alimentar aire de la cabina al motor térmico (14), como una fuente de oxígeno para la combustión.

3. Avión de acuerdo con la reivindicación 1 ó 2, en donde la unidad de potencia (1) comprende, además, al menos un generador eléctrico (9) accionado por el árbol de accionamiento (2) para generar potencia eléctrica.

4. Avión de acuerdo con la reivindicación 3, en donde la unidad de potencia (1) comprende, además, al menos una batería (25) conectada con el generador eléctrico (9) para almacenar la potencia eléctrica generada, y en donde la batería (25) está conectada a un sistema eléctrico del avión.

5. Avión de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en donde la unidad de potencia (1) comprende, además, una caja de engranajes (17), y en donde el árbol de accionamiento (2) está acoplado mecánicamente con el elemento de expansión (22) y con el generador eléctrico (9) a través de la caja de engranajes (17).

6. Avión de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en donde la salida del compresor de carga (3) está en comunicación de fluido con un sistema neumático del avión para suministrar aire presurizado a ese sistema.

7. Avión de acuerdo con la reivindicación 6, en donde el sistema neumático del avión es un sistema de control ambiental (ECS) del avión.

8. Avión de acuerdo con la reivindicación 6, en donde la salida del compresor de carga (3) está también en comunicación de fluido con los motores principales del avión para suministrar aire presurizado para arrancar los motores principales.

9. Avión de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en donde el compresor de carga (3) es un compresor de carga doble, que incluye primero y segundo compresores de carga (3a, 3b), ambos acoplados mecánicamente con el árbol de accionamiento (2) para proporcionar el flujo de aire comprimido, y en donde los medios reguladores del flujo (6) están previstos en las salidas de los compresores de carga (3a, 3b), y en donde las salidas de los compresores de carga (3a, 3b) están en comunicación de fluido con un sistema de control ambiental (ECS) del avión.

10. Avión de acuerdo con la reivindicación 9, en donde la unidad de potencia (1) comprende, además: un sistema de control adaptado para controlar el funcionamiento del primero y segundo compresores de carga (3a, 3b) y en donde el sistema de control está adaptado para alimentar el flujo de aire comprimido como aire purgado al sistema de control ambiental (ECS) de un avión tanto cuando el avión está en tierra como en vuelo.

11. Avión de acuerdo con la reivindicación 10, en donde el sistema de control está adaptado de tal manera que cuando el avión está aparcado, un compresor de carga está suministrando aire al sistema de control ambiental (ECS) y el otro compresor no está suministrando aire, y al menos un generador eléctrico está trabajando, de tal manera que la mayoría del aire purgado y la potencia eléctrica requerida por el avión es suministrada por la unidad de potencia (1).

12. Avión de acuerdo con las reivindicaciones 9 y 10-11, en donde el sistema de control está adaptado adicionalmente de tal manera que cuando el avión está siendo remolcado, ascendiendo o descendiendo por debajo de una altura predefinida, el primero y segundo compresores de carga (3a, 3b) están funcionando para proporcionar aire purgado a alta presión alrededor de la primera presión predefinida.

13. Avión de acuerdo con la reivindicación 9, en donde los medios reguladores del flujo comprenden adicionalmente paletas de guía de entrada para cada compresor de carga (3a, 3b) para regular individualmente el flujo de aire a través de los compresores (3a, 3b).

14. Avión de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en donde el motor térmico (14) es un motor de turbina de gas o un motor alternativo.