FR2944259A1

FR2944259A1 - Electric power generating device for aircraft i.e. commercial airplane, has mutulization units mutulizing constant speed variable frequency electric generators while returning each generator supplied with energy of turbojet engines

Info

Publication number: FR2944259A1
Application number: FR0952424A
Authority: FR
Inventors: Guillaume Bulin; Philippe Abrial; Eric Delmas
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2009-04-14
Filing date: 2009-04-14
Publication date: 2010-10-15
Anticipated expiration: 2029-04-14
Also published as: FR2944259B1

Abstract

The device has generation units generating electricity from energy of a set of turbojet engines (4d, 4g). Mutulization units mutulize constant speed variable frequency electric generators (23d, 23g) while returning each mutulized electricity generator supplied with the energy of the engines. Transport units comprise bleeding units i.e. air inlets, for carrying out bleeding of pressurized air on the engines. Conversion units include variable setting stator type air turbines and the electric generators for converting pneumatic energy of the pressurized air into mechanical energy.

Description

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

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

2 Il est évident que cette redondance pose des problèmes de complexité du système, de masse d'équipements à embarquer dans l'appareil, alors que la tendance est en permanence à un allègement des appareils, et en coût de ces équipements, dont la plupart ne sont appelés à fonctionner que dans de rares cas de pannes de systèmes. L'objectif de la présente invention est alors de proposer un nouveau système de génération de puissance électrique pour aéronefs, qui soit moins lourd et moins cher à fabriquer, à niveau de puissance et de sécurité globalement identique à des systèmes existants. 2 It is obvious that this redundancy poses problems of complexity of the system, of the mass of equipment to be loaded into the device, whereas the trend is permanently to a lightening of the devices, and in the cost of this equipment, most of which only in rare cases of system failures. The objective of the present invention is then to propose a new system for generating electric power for aircraft, which is less heavy and less expensive to manufacture, power level and safety globally identical to existing systems.

A cet effet, l'invention vise un dispositif de génération de puissance électrique pour aéronef comportant une pluralité de moteurs et des moyens de génération d'électricité à partir de l'énergie des moteurs, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de mutualisation d'au moins un générateur électrique en rendant chacun de ces générateurs mutualisés d'électricité susceptibles d'être alimentés en énergie par l'un ou l'autre d'au moins deux des moteurs. Selon une mise en oeuvre adaptée au cas où l'appareil comporte des propulseurs distants les uns des autres, et par exemple disposés de part et d'autre du fuselage, le dispositif comporte en outre des moyens de déporter au moins une partie des générateurs électriques à distance des moteurs. For this purpose, the invention is aimed at an electrical power generation device for an aircraft comprising a plurality of engines and means for generating electricity from the energy of the engines, characterized in that it comprises means of mutualization. at least one electric generator by making each of these generators shared electricity capable of being supplied with energy by one or the other of at least two of the engines. According to an implementation adapted to the case where the apparatus comprises thrusters spaced from each other, and for example arranged on either side of the fuselage, the device further comprises means for deporting at least a portion of the electric generators remote from the engines.

On comprend que le fait de déporter un générateur électrique à distance des propulseurs implique d'être capable de lui transférer à distance une partie de l'énergie mécanique fournie par le propulseur. Selon un mode préféré de réalisation, dans le cas d'un aéronef du type comportant au moins un propulseur générant un flux d'air pressurisé, les 25 moyens de déporter les générateurs comprennent : des moyens d'effectuer au moins un prélèvement d'air pressurisé sur au moins un tel propulseur, des moyens de transférer cet air pressurisé à distance du propulseur, et des moyens de convertir l'énergie pneumatique de cet air pressurisé 30 en énergie mécanique puis en énergie électrique. On comprend que cette disposition permet effectivement de déporter les moyens de génération d'électricité à distance des moteurs, et donc de les It is understood that the fact of deporting an electric generator away from the thrusters involves being able to remotely transfer a portion of the mechanical energy provided by the thruster. According to a preferred embodiment, in the case of an aircraft of the type comprising at least one propellant generating a pressurized air flow, the means for offsetting the generators comprise: means for performing at least one air sampling pressurized on at least one such propellant, means for transferring this pressurized air away from the propellant, and means for converting the pneumatic energy of this pressurized air 30 into mechanical energy and then into electrical energy. It is understood that this provision effectively allows to deport the means for generating electricity away from the engines, and therefore the

3 mutualiser en prévoyant des alimentations en air de chacun de ces moyens par n'importe quel moteur. Dans le cas particulier où l'aéronef est du type comportant deux turbopropulseurs situés de part et d'autre du fuselage en position arrière de celui-ci, les moyens de convertir l'énergie pneumatique de l'air pressurisé en énergie mécanique puis en énergie électrique sont constitués par au moins une turbine à air entraînant un générateur électrique, et ces moyens sont disposés sensiblement au milieu du fuselage. 3 mutualize by providing air supplies of each of these means by any engine. In the particular case where the aircraft is of the type comprising two turboprop engines located on either side of the fuselage in the rear position thereof, the means for converting the pneumatic energy of the pressurized air into mechanical energy and then into energy electric are constituted by at least one air turbine driving an electric generator, and these means are disposed substantially in the middle of the fuselage.

La disposition des générateurs électriques à distance des moteurs constitue un des avantages significatifs du dispositif selon l'invention, en ce qu'elle réduit les contraintes vibratoires, thermiques et volumiques existants dans l'art antérieur sur les générateurs électriques disposés au voisinage immédiat des moteurs de l'avion. The arrangement of the remote electric generators of the motors is one of the significant advantages of the device according to the invention, in that it reduces the vibratory, thermal and volumic stresses existing in the prior art on the electric generators disposed in the immediate vicinity of the motors. from the plane.

Encore plus particulièrement, lorsque l'aéronef comporte : sur chaque propulseur arrière : - une prise d'air haute pression, - une prise d'air pression intermédiaire, ces deux prises étant reliées à une ligne d'air pressurisé, - un refroidisseur de l'air issu de ces prises d'air, ainsi qu'une valve reliant ces deux lignes d'air, le dispositif de génération de puissance électrique comporte deux turbines à air, chacune reliée à une ligne d'air. Préférentiellement, dans le but de rendre le système plus sûr, pour au moins un propulseur, le dispositif comporte une prise d'air pressurisé complémentaire reliée à une seconde ligne d'air alimentant une des turbines à air. Alternativement, si on ne souhaite pas augmenter le nombre de points de prélèvement d'air sur le moteur, pour au moins un propulseur, le dispositif comporte une seconde ligne d'air alimentant une des turbines à air et reliée à la prise d'air haute pression du propulseur. Even more particularly, when the aircraft comprises: on each rear thruster: - a high pressure air intake, - an intermediate pressure air intake, these two jacks being connected to a pressurized air line, - a cooler of the air from these air intakes, and a valve connecting these two air lines, the electric power generation device comprises two air turbines, each connected to a line of air. Preferably, in order to make the system safer, for at least one thruster, the device comprises a complementary pressurized air intake connected to a second air line supplying one of the air turbines. Alternatively, if it is not desired to increase the number of air sampling points on the engine, for at least one thruster, the device comprises a second air line supplying one of the air turbines and connected to the air intake high pressure thruster.

4 Préférentiellement, pour des raisons de redondance, les moyens de mutualisation des générateurs comprennent, pour chaque seconde ligne d'air, une liaison à la ligne principale d'air pressurisé par une valve pilotable. On comprend que de cette manière il est possible d'utiliser une seule seconde ligne d'air, prélevant de l'air sur un seul moteur, pour alimenter les deux turbines à air par l'intermédiaire de la ligne d'air principale et de la valve Crossbleed (Voir définition de la Crossbleed plus loin dans le texte). On résout par ce moyen les cas de panne d'un moteur et de la ligne d'air principale opposée. 4 Preferably, for reasons of redundancy, the means for pooling the generators comprise, for each second air line, a connection to the main line of pressurized air by a controllable valve. It is understood that in this way it is possible to use a single second air line, drawing air on a single motor, to feed the two air turbines via the main air line and the Crossbleed valve (see definition of the Crossbleed later in the text). This solves the case of failure of an engine and the opposite main air line.

Selon une mise en oeuvre avantageuse, les moyens de mutualisation des générateurs comprennent en outre une liaison par un embrayage mécanique entre deux générateurs. Cette disposition permet également de faire tourner les deux générateurs avec une seule ligne d'air opérationnelle, et donc de maintenir une alimentation électrique d'un niveau de puissance suffisant, même dans un cas de panne moteur. Dans le cas où l'aéronef est du type comportant également une ligne d'air APU alimentant un groupe auxiliaire de puissance électrique (APU) comportant un générateur électrique, le dispositif comprend préférentiellement en outre une turbine à air alimentée par une dérivation de la ligne d'air APU et entraînant un générateur électrique. Par ce moyen, le générateur électrique de l'APU peut être utilisé en vol de façon normale, en cas par exemple de panne d'un des deux générateurs électriques principaux, sans mise en marche de l'APU elle-même. According to an advantageous implementation, the means of pooling the generators further comprise a connection by a mechanical clutch between two generators. This arrangement also makes it possible to turn the two generators with a single operating air line, and thus to maintain a power supply of a sufficient power level, even in a case of engine failure. In the case where the aircraft is of the type also comprising an APU air line supplying an auxiliary electric power unit (APU) comprising an electric generator, the device preferably also comprises an air turbine powered by a line bypass APU air and driving an electric generator. By this means, the electric generator of the APU can be used in flight in a normal way, in case for example of failure of one of the two main electric generators, without starting the APU itself.

La description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple d'un mode de réalisation de l'invention, est faite en se référant aux figures annexées dans lesquelles : la figure 1 illustre de façon schématique un système de génération de puissance électrique selon l'art antérieur, la figure 2 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une première version, la figure 3 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une seconde version comprenant une seconde ligne d'air pour chaque propulseur, la figure 4 illustre de la même façon un système de génération de 5 puissance électrique selon l'invention, dans une troisième version, comprenant une turbine à air et un générateur sur l'APU, la figure 5 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une version comportant deux turbines à air pour chaque générateur, La présente invention est ici décrite dans le cas d'installation sur un aéronef de type à propulsion par deux turbopropulseurs "propfan", disposés en position arrière du fuselage, en arrière des ailes et de la zone de cabine pressurisée. La figure 1 illustre d'abord la disposition des générateurs électriques, telle que connue dans l'art antérieur. On reconnaît sur cette figure la partie arrière d'un avion 1, de forme principalement conique. La cabine pressurisée 2 est fermée par une paroi arrière 3. Les deux propulseurs 4g, 4d, ici de type à deux hélices contrarotatives Hg, Hd, sont attachés à des mats 5g, 5d disposés en arrière de cette paroi arrière 3 de la cabine pour des raisons de sécurité. The description which follows, given solely by way of example of an embodiment of the invention, is made with reference to the appended figures in which: FIG. 1 schematically illustrates an electric power generation system according to the prior art, FIG. 2 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a first version, FIG. 3 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a second version comprising a second air line for each thruster, FIG. 4 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a third version, comprising an air turbine and a generator on the APU, Figure 5 similarly illustrates an electric power generation system according to the invention, in a version comprising two air turbines po The present invention is here described in the case of installation on a propulsion-type aircraft by two "propfan" turboprop engines, arranged in the rear position of the fuselage, behind the wings and the pressurized cabin area. Figure 1 illustrates first the arrangement of the electric generators, as known in the prior art. It is recognized in this figure the rear part of an aircraft 1, mainly conical shape. The pressurized cabin 2 is closed by a rear wall 3. The two thrusters 4g, 4d, here of two counter-rotating propellers type Hg, Hd, are attached to mats 5g, 5d disposed behind this rear wall 3 of the cabin for security reasons.

Chacun des moteurs 4g, 4d entraîne deux générateurs électriques principaux 6g, 6d, 7g, 7d, par exemple de type à fréquence variable (dit VFG de l'anglais Variable Frequency Generator) dans le présent exemple nullement limitatif. Dans cette configuration de générateurs VFG, ceux-ci, (couplés mécaniquement aux étages haute pression des propulseurs), ont une vitesse de rotation directement proportionnelle à celle des propulseurs, et fournissent donc une fréquence variable en sortie (de l'ordre de 400 à 800 Hz), nécessitant en sortie une électronique de régulation de fréquence. Des générateurs de type IDG (Integrated Drive Generator) sont fréquemment utilisés au lieu de générateurs VFG. Ils comportent alors un régulateur hydro-mécanique de vitesse sur leur mécanisme d'entraînement, et fournissent un courant alternatif à 400 Hz. Each of the motors 4g, 4d drives two main electric generators 6g, 6d, 7g, 7d, for example variable frequency type (VFG in the English variable frequency generator) in the present example in no way limiting. In this configuration of VFG generators, these, (mechanically coupled to the high pressure stages of the thrusters), have a rotational speed directly proportional to that of the thrusters, and thus provide a variable frequency output (of the order of 400 to 800 Hz), requiring output frequency control electronics. IDG generators (Integrated Drive Generator) are frequently used instead of VFG generators. They then comprise a hydro-mechanical speed regulator on their drive mechanism, and provide an alternating current at 400 Hz.

6 Dans le présent exemple, correspondant à un appareil moyen courrier de 150 places environ, les générateurs électriques principaux 6g, 6d, 7g, 7d ont une puissance d'environ 80 kVA chacun. On reconnaît également sur la figure 1 un groupe auxiliaire de puissance 9 (APU de l'anglais Auxiliary Power Unit) dont l'échappement 10 est situé en extrémité du cône arrière. Ce groupe auxiliaire 9 est un réacteur entraînant un générateur électrique 11, également de type VFG, et ici d'une puissance d'environ 160 kVA. Le groupe auxiliaire 9, utilisé essentiellement au sol, génère par ailleurs de l'air pressurisé nécessaire au démarrage des moteurs principaux 4g, 4d de l'avion et à la climatisation de la cabine tant que l'avion est au sol. Chacun de ces générateurs électriques principaux 6g, 7g, 6d, 7d , est relié aux équipements cabine et cockpit par des câbles (figurés ici par des lignes) 12g, 12d. In the present example, corresponding to a medium-haul aircraft of about 150 seats, the main electric generators 6g, 6d, 7g, 7d have a power of about 80 kVA each. Also shown in Figure 1 an auxiliary power unit 9 (APU English Auxiliary Power Unit) whose exhaust 10 is located at the end of the rear cone. This auxiliary group 9 is a reactor driving an electric generator 11, also of VFG type, and here of a power of about 160 kVA. The auxiliary group 9, used mainly on the ground, also generates the pressurized air necessary for starting the main engines 4g, 4d of the aircraft and air conditioning of the cabin while the aircraft is on the ground. Each of these main electric generators 6g, 7g, 6d, 7d, is connected to cabin and cockpit equipment by cables (here represented by lines) 12g, 12d.

La puissance électrique totale installée est ici de 480 kVA pour les générateurs à fréquence variable, et de 120 kVA pour les générateurs de secours à aimant permanent. En vol normal (à distinguer du mode dit Dispatch qui consiste à ne pas annuler une mission même si une ou plusieurs pannes sont détectées sur l'avion), l'appareil a besoin de 160 kVA pour les systèmes de pilotage, le confort et le divertissement des passagers en cabine. Cette configuration, très sûre en termes de fonctionnement en cas de pannes, ne comporte aucune mutualisation des générateurs. Par exemple, dans le cas d'une panne d'un moteur combinée à une panne d'un générateur disposé sur le moteur opposé et d'un groupe auxiliaire APU non opérationnel en vol, l'avion comporte encore quatre générateurs électriques fonctionnels, mais un seul peut être effectivement utilisé dans cette configuration, et la puissance disponible pour le pilotage et les passagers est, de ce fait, nettement réduite. The total electrical power installed here is 480 kVA for variable frequency generators and 120 kVA for permanent magnet emergency generators. In normal flight (to distinguish Dispatch mode which consists of not canceling a mission even if one or more failures are detected on the aircraft), the aircraft needs 160 kVA for flight systems, comfort and passenger entertainment in the cabin. This configuration, very safe in terms of operation in case of failures, does not include any pooling generators. For example, in the case of a failure of an engine combined with a failure of a generator disposed on the opposite engine and a non-operational auxiliary unit APU in flight, the aircraft still has four functional electric generators, but only one can be effectively used in this configuration, and the power available for steering and passengers is, therefore, significantly reduced.

Cette configuration est également coûteuse au niveau des équipements associés (une électronique de puissance par générateur installé). Elle est également exigeante en volume pour installer les générateurs à This configuration is also expensive at the associated equipment (a power electronics generator installed). It is also demanding in volume to install the generators to

7 proximité immédiate des moteurs, alors que les nacelles moteurs sont, de façon connue, aussi petites que possible pour réduire leur traînée. L'installation de ces générateurs entraîne par ailleurs l'installation d'entraînements mécaniques qui augmentent encore la complexité des nacelles moteurs. On peut encore signaler le niveau de vibration élevé des moteurs, qui contraint à utiliser des générateurs électriques robustes. En dehors de ces systèmes électriques, les moteurs 4g, 4d fournissent également de l'air pressurisé, prélevé au niveau de deux prises d'air 13g, 13d, 14g, 14d sur chaque moteur, au niveau des étages haute pression (HP) et pression intermédiaire (IP) respectivement. Pour chaque moteur, les deux prises d'air 13, 14 sont reliées par une valve 15 à une ligne d'air 16 qui traverse un refroidisseur 17 à pression constante, rendu nécessaire par la température élevée de l'air prélevé sur les moteurs. Ces deux lignes d'air 16g, 16d traversent les mats 5g, 5d, et se rejoignent dans le fuselage au niveau d'une valve dite Crossbleed 18, normalement maintenue fermée sauf en cas de panne d'un des deux moteurs. Chacune des lignes d'air alimente par une dérivation un équipement de climatisation (ECS Pack) 19g, 19d, également redondants. Une autre dérivation alimente un dispositif de dégivrage (WIPS) 20 des ailes. 7 engine proximity, while the engine nacelles are, in known manner, as small as possible to reduce their drag. The installation of these generators also leads to the installation of mechanical drives that further increase the complexity of the engine nacelles. One can still report the high level of vibration of the motors, which forces to use robust electric generators. Apart from these electrical systems, the 4g, 4d engines also supply pressurized air, taken from two air intakes 13g, 13d, 14g, 14d on each engine, at the high pressure stages (HP) and intermediate pressure (IP) respectively. For each motor, the two air intakes 13, 14 are connected by a valve 15 to an air line 16 which passes through a chiller 17 at constant pressure, made necessary by the high temperature of the air taken from the engines. These two air lines 16g, 16d traverse the mats 5g, 5d, and meet in the fuselage at a so-called Crossbleed valve 18, normally kept closed except in case of failure of one of the two engines. Each of the air lines feeds by a bypass air conditioning equipment (ECS Pack) 19g, 19d, also redundant. Another branch feeds a wing de-icing device (WIPS).

Enfin, une ligne d'air APU 21, située dans le fuselage, relie le groupe auxiliaire 9, à travers une valve anti-retour 22, à la ligne d'air principale 16g, 16d pour alimenter les moteurs lors de leur démarrage. Ces divers dispositifs sont de type connu de l'homme de l'art et ne sont donc pas détaillés plus avant ici. Finally, an APU air line 21, located in the fuselage, connects the auxiliary unit 9, through a non-return valve 22, to the main air line 16g, 16d to supply the engines when they start. These various devices are of a type known to those skilled in the art and are therefore not detailed further here.

La figure 2 illustre alors une première configuration du système de génération électrique selon l'invention. Le principe est d'exploiter le réseau pneumatique existant (prise d'air, lignes d'air) pour entraîner des turbines à air, qui présentent un rendement correct (de l'ordre de 80-85%), et par ces turbines à air des générateurs électriques. Comme on le voit sur cette figure par comparaison avec la figure 1, l'architecture générale du système pneumatique est en effet conservée (prises d'air HP, IP, valves, refroidisseurs, Crossbleed, seconde ligne d'air etc.). FIG. 2 then illustrates a first configuration of the electrical generation system according to the invention. The principle is to exploit the existing pneumatic network (intake of air, air lines) to drive air turbines, which have a correct efficiency (of the order of 80-85%), and by these turbines to air electric generators. As seen in this figure by comparison with Figure 1, the general architecture of the pneumatic system is indeed preserved (HP air intakes, IP, valves, coolers, Crossbleed, second air line, etc.).

8 Par contre, on constate l'absence des quatre générateurs électriques principaux 6g, 7g, 6d, 7d de 80 kVA chacun de la configuration de l'art antérieur. Ceux-ci sont en effet fonctionnellement remplacés par deux générateurs électriques 23g, 23d, de 120 kVA chacun, entraînés par des turbines à air 24g, 24d, alimentées par des dérivations 43g, 43d sur les lignes d'air 16g, 16d correspondantes, chacune de ces dérivations 43g, 43d comportant une vanne 25g, 25d disposée en amont de la turbine. Les turbines à air 24g, 24d sont de type à stator à calage variable, ce qui permet de réguler le flux d'air entrant dans la turbine et donc le point de fonctionnement (vitesse) de la turbine. Ce type de turbine à air est connu en soi, par exemple pour les moteurs de camions turbocompressés. Les générateurs électriques 23g, 23d sont alors de type à vitesse constante (CSG de l'anglais Constant Speed Generator). En effet, le choix de turbines à air 24g, 24d à stator à calage variable permet d'utiliser des générateurs à vitesse constante, qui offrent pour avantage significatif une plus grande simplicité de l'électronique en aval, donc moins coûteuse, nécessitant moins de volume, et moins sujette à pannes. On obtient grâce aux générateurs CSG une fréquence électrique de sortie constante, au lieu de la fréquence variable obtenue précédemment avec les générateurs VFG, qui nécessitaient entre autres en aval un régulateur électronique de fréquence. De tels générateurs CSG sont également connus en soi, et leur technologie n'est donc pas détaillée plus avant dans la présente description. Il en va de même de l'électronique de contrôle de ces générateurs. Dans une variante de réalisation, un embrayage mécanique 33, débrayable, est intégré entre les deux générateurs électriques 23g, 23d, pour permettre l'entraînement des deux générateurs par une seule turbine à air si nécessaire. L'existence de cet embrayage mécanique implique de placer une roue libre entre la turbine à air et le générateur électrique Les générateurs électriques fournissent en sortie un courant électrique utilisable sans adaptation particulière des systèmes avion, par rapport aux générateurs de l'art antérieur. Les turbines à air 24g, 24d et les générateurs électriques 23g, 23d sont disposés sensiblement dans le fuselage au milieu du cône arrière de On the other hand, the absence of the four main electrical generators 6g, 7g, 6d, 7d of 80 kVA each of the configuration of the prior art is noted. These are indeed functionally replaced by two electric generators 23g, 23d, of 120 kVA each, driven by air turbines 24g, 24d, supplied by branches 43g, 43d on the corresponding air lines 16g, 16d, each of these branches 43g, 43d having a valve 25g, 25d disposed upstream of the turbine. The air turbines 24g, 24d are variable-stator type stator, which regulates the flow of air entering the turbine and therefore the operating point (speed) of the turbine. This type of air turbine is known per se, for example for turbocharged truck engines. The electric generators 23g, 23d are then of constant velocity type (CSG of the English Constant Speed Generator). Indeed, the choice of air turbines 24g, 24d with variable valve stator allows the use of constant speed generators, which offer the significant advantage of greater simplicity of the electronics downstream, so less expensive, requiring less volume, and less prone to breakdowns. Thanks to the CSG generators, a constant output electrical frequency is obtained, instead of the variable frequency previously obtained with the VFG generators, which required among others downstream an electronic frequency regulator. Such CSG generators are also known per se, and their technology is therefore not detailed further in the present description. The same goes for the control electronics of these generators. In an alternative embodiment, a mechanical clutch 33, disengageable, is integrated between the two electric generators 23g, 23d, to allow the drive of the two generators by a single air turbine if necessary. The existence of this mechanical clutch involves placing a freewheel between the air turbine and the electric generator. The electric generators output an electric current that can be used without particular adaptation of the aircraft systems, compared to the generators of the prior art. The air turbines 24g, 24d and the electric generators 23g, 23d are arranged substantially in the fuselage in the middle of the rear cone of

9 l'aéronef 1 (donc à une distance de quelques mètres des moteurs). De cette manière, ils peuvent utiliser un volume supérieur pour leur installation, et sont nettement plus accessibles en cas de maintenance que les générateurs de l'art antérieur, disposés dans les nacelles moteurs. Ils se trouvent par ailleurs moins soumis aux niveaux de vibrations élevés créés par les moteurs. Préférentiellement de manière à améliorer la sécurité de fonctionnement du système de génération électrique, et tel qu'illustré figure 3, une seconde ligne d'air 26g, 26d est installée à partir de chaque moteur 4g, 4d pour alimenter chaque turbine à air 24g, 24d. 9 the aircraft 1 (so at a distance of a few meters from the engines). In this way, they can use a higher volume for their installation, and are much more accessible in the event of maintenance than the generators of the prior art, arranged in the engine nacelles. They are also less subject to the high vibration levels created by the motors. Preferably so as to improve the operating safety of the electrical generation system, and as illustrated in FIG. 3, a second air line 26g, 26d is installed from each motor 4g, 4d to supply each air turbine 24g, 24d.

Ces secondes lignes d'air 26g, 26d sont reliées à des prises d'air pressurisé 34g, 34d au niveau du moteur (par exemple une autre prise d'air sur l'étage haute pression du moteur). A leur autre extrémité, elles sont reliées à la vanne 25g, 25d en amont de la turbine à air 24g, 24d, cette vanne étant ici de type vanne à trois voies et servant de vanne tout ou rien. These second air lines 26g, 26d are connected to pressurized air intakes 34g, 34d at the engine (for example another intake of air on the high pressure stage of the engine). At their other end, they are connected to the valve 25g, 25d upstream of the air turbine 24g, 24d, this valve here being of the three-way valve type and serving as an on-off valve.

De manière à éviter d'avoir trois prises de prélèvement d'air au niveau de chaque moteur, ce qui est pénalisant en termes de performances moteurs, de complexité mécanique et de sécurité, la prise d'air de la seconde ligne d'air est avantageusement commune avec la prise d'air haute pression 13g, 13d déjà installée, et une vanne trois voies, de type connu, permet ensuite de dispatcher l'air vers la première 16g, 16d ou la seconde 26g, 26d ligne d'air pressurisé (cette disposition n'est pas illustrée figure 3). Il est à noter que cette seconde ligne d'air 26g, 26d n'est utilisée qu'en cas de panne sur la ligne d'air principale 16g, 16d. En effet, elle ne comporte pas de refroidisseur, au contraire de la ligne d'air principale 26g, 16d, et envoie donc de l'air très chaud aux turbines à air, ce qui n'est pas leur mode normal de fonctionnement. La seconde ligne d'air 26g, 26d ne comporte par ailleurs pas de valve anti-retour et la régulation de pression doit être faite directement au niveau des stators à calage variable des turbines à air. Pour augmenter la sécurité, cette seconde ligne d'air n'est pas placée, au sein des mats 5g, 5d portant les moteurs, à proximité immédiate de la première ligne d'air. In order to avoid having three air sampling outlets at each engine, which is penalizing in terms of engine performance, mechanical complexity and safety, the air intake of the second air line is advantageously common with the high-pressure air intake 13g, 13d already installed, and a three-way valve, of known type, then allows air dispatcher to the first 16g, 16d or the second 26g, 26d line of pressurized air (This provision is not illustrated in Figure 3). It should be noted that this second air line 26g, 26d is used only in case of failure on the main air line 16g, 16d. Indeed, it has no cooler, unlike the main air line 26g, 16d, and therefore sends very hot air to the air turbines, which is not their normal mode of operation. The second air line 26g, 26d does not have a non-return valve and the pressure regulation must be done directly at the variable-pitch stators of the air turbines. To increase safety, this second air line is not placed in the mats 5g, 5d carrying the motors, in the immediate vicinity of the first air line.

10 La seconde ligne d'air est de type sensiblement similaire à la ligne d'air principale, et ses détails de réalisation sortent du cadre de la présente invention. Toujours dans le but d'augmenter la disponibilité du système de génération électrique de l'aéronef, le système selon l'invention comporte, au niveau du groupe auxiliaire de puissance 9, un générateur électrique arrière 27 entraîné par une turbine à air arrière 28 de type à stator à calage variable ici encore, selon un principe analogue à ce qui a été décrit plus haut pour les générateurs électriques 23g, 23d (voir figure 4). The second air line is of a type substantially similar to the main air line, and its details of realization are outside the scope of the present invention. Still with the aim of increasing the availability of the electrical generating system of the aircraft, the system according to the invention comprises, at the level of the auxiliary power unit 9, a rear electric generator 27 driven by a rear air turbine 28 of variable-variable stator type again here, according to a principle similar to that described above for the electric generators 23g, 23d (see Figure 4).

Ce générateur électrique arrière 27, de type à vitesse constante (CSG) vient remplacer le générateur électrique 11 de type fréquence variable (VFG) de la configuration de base (figure 1). Sa puissance reste de 160 kVA. La turbine à air arrière 28 est alimentée par une ligne d'air arrière 29, via une valve 30, cette ligne d'air arrière 29 venant se greffer en dérivation sur la ligne d'air APU 21 pré-existante. De manière à rendre ce générateur électrique arrière 27, normalement entraîné par le groupe auxiliaire de puissance 9, indépendant du fonctionnement de celui-ci, une roue libre 31, de type connu en soi, est montée entre eux. This rear-end electric generator 27, of the constant speed type (CSG), replaces the variable frequency type electric generator 11 (VFG) of the basic configuration (FIG. 1). Its power remains 160 kVA. The rear air turbine 28 is supplied by a rear air line 29, via a valve 30, this rear air line 29 grafted bypass on the APU air line 21 pre-existing. In order to make this rear electric generator 27, normally driven by the auxiliary power unit 9, independent of the operation thereof, a free wheel 31, of a type known per se, is mounted between them.

De la même manière, une autre roue libre 32 est montée entre la turbine à air arrière 28 et la générateur électrique arrière 27, pour tenir compte des cas de fonctionnement du groupe auxiliaire de puissance 9, entraînant le générateur électrique arrière 27 indépendamment de la turbine à air 28 En fonctionnement, en conditions nominales (hors pannes), les deux générateurs électriques 23g, 23d fournissent 240 kVA à l'aéronef, ce qui couvre les besoins d'utilisation normale. Différents cas de pannes peuvent alors être envisagés pour justifier la configuration du dispositif selon l'invention. Le premier cas envisagé est celui d'une panne d'un moteur, par exemple le moteur droit 4d. Dans l'art antérieur (configuration dite "de base"), les deux générateurs situés sur le moteur du côté opposé suffisaient à fournir la puissance nécessaire à un mode de fonctionnement normal. In the same way, another free wheel 32 is mounted between the rear air turbine 28 and the rear electric generator 27, to take into account the cases of operation of the auxiliary power unit 9, driving the rear electric generator 27 independently of the turbine In operation, under nominal conditions (outages), the two electric generators 23g, 23d provide 240 kVA to the aircraft, which covers the normal use needs. Different cases of faults can then be envisaged to justify the configuration of the device according to the invention. The first case envisaged is that of a failure of an engine, for example the right engine 4d. In the prior art (so-called "basic" configuration), the two generators located on the motor on the opposite side were sufficient to provide the power necessary for a normal operating mode.

11 Dans ce même cas, avec le dispositif selon l'invention, les lignes d'air droites 16d, 26d ne sont plus alimentées par le moteur droit. De manière à faire fonctionner les deux générateurs électriques 23g, 23d, la vanne principale Crossbleed 18 est ouverte et la turbine à air droite 24d est alimentée par la ligne d'air gauche 16g. Les deux générateurs électriques étant en fonctionnement, la puissance électrique nominale est délivrée, le système électrique reste en mode normal dit "normal". Dans le cas ou une panne de ligne d'air gauche 16g s'ajoute à cette panne moteur droit 4d (sans modification de traitement avec la configuration de base), on utilise, dans une première option, la seconde ligne d'air gauche 26g pour alimenter la turbine à air 24g, et donc le générateur électrique 23g. L'APU est dans ce cas démarré. Un cas de panne de refroidisseur d'air gauche 17g, qui rend également la ligne d'air gauche 16g inutilisable, peut être traité de façon identique. Dans ces deux cas, cette option ne peut être utilisée très longtemps, la turbine gauche 24g ne pouvant fonctionner longtemps avec l'air très chaud issu de la seconde ligne d'air gauche 26g. Le système électrique passe alors en mode dégradé "panne", et alimente alors prioritairement les équipements de pilotage et de vol, puis de confort passager. Une seconde option est d'utiliser l'embrayage mécanique 33 situé entre les générateurs 23g, 23d, dans la variante de réalisation où celui-ci est installé. Dans ce cas, il n'est pas nécessaire d'allumer l'APU, les deux générateurs électriques étant entraînés par une seule turbine à air, ce qui limite les exigences de disponibilités de l'APU. Dans le cas de panne d'un générateur électrique principal 23, on choisit également d'utiliser le générateur arrière 27 alimenté par la ligne d'air APU 21. On retrouve alors une puissance électrique conforme au mode "d ispatch". In the same case, with the device according to the invention, the straight air lines 16d, 26d are no longer powered by the right engine. In order to operate the two electric generators 23g, 23d, the main valve Crossbleed 18 is open and the right air turbine 24d is supplied by the left air line 16g. The two electric generators being in operation, the nominal electric power is delivered, the electrical system remains in normal mode said "normal". In the case where a left air line failure 16g is added to this right engine failure 4d (without modification of treatment with the basic configuration), it is used, in a first option, the second left air line 26g to supply the air turbine 24g, and thus the electric generator 23g. The APU is in this case started. A case of failure of the left air cooler 17g, which also makes the left air line 16g unusable, can be treated identically. In both cases, this option can not be used very long, the left turbine 24g can not work long with the very hot air from the second left air line 26g. The electrical system then goes into degraded mode "failure", and then feeds priority flight control equipment and flight, then passenger comfort. A second option is to use the mechanical clutch 33 located between the generators 23g, 23d, in the embodiment variant where it is installed. In this case, it is not necessary to turn on the APU, the two electric generators being driven by a single air turbine, which limits the availability requirements of the APU. In the case of failure of a main electric generator 23, it is also chosen to use the rear generator 27 powered by the air line APU 21. There is then an electrical power according to the mode "d ispatch".

De la même manière, et sans entrer ici dans l'énumération complète des cas de pannes multiples envisageables, il est possible avec la configuration selon l'invention de produire la puissance électrique dans des In the same way, and without entering here in the complete enumeration of the possible multiple failure cases, it is possible with the configuration according to the invention to produce the electric power in

12 conditions de puissance et de durabilité généralement équivalentes à celles de la configuration de base. Il est à noter que les générateurs de 120 kVA utilisés comme générateurs principaux 23g, 23d dans le dispositif selon l'invention peuvent, si nécessaire, être surchargés temporairement à 160 kVA, ce qui fournit une souplesse supplémentaire de pilotage du système de génération électrique. Le système de génération de puissance électrique selon l'invention apporte plusieurs avantages. La puissance totale des générateurs installés est, dans l'exemple utilisé à titre explicatif, de 2 x 120 + 160 kVA soit 400 kVA, à comparer avec 4 x 80 + 160 kVA soit 480 kVA. On a donc obtenu une réduction d'un sixième de la puissance installée nécessaire pour traiter sensiblement les mêmes conditions de vols normales ou dégradées, grâce à une meilleure mutualisation des moyens de génération d'électricité. 12 power and durability conditions generally equivalent to those of the basic configuration. It should be noted that the 120 kVA generators used as main generators 23g, 23d in the device according to the invention can, if necessary, be temporarily overloaded at 160 kVA, which provides additional flexibility in controlling the electrical generation system. The electric power generation system according to the invention provides several advantages. The total power of the generators installed is, in the example used for explanatory purposes, 2 x 120 + 160 kVA or 400 kVA, compared with 4 x 80 + 160 kVA or 480 kVA. This has resulted in a reduction of one sixth of the installed power required to treat substantially the same conditions of normal or degraded flights, thanks to a better mutualization of the means of electricity generation.

Cette réduction de puissance installée entraîne une réduction de la masse totale du système de génération électrique de l'aéronef. L'installation de trois générateurs électriques seulement au lieu de cinq (cas de l'art antérieur) limite également à trois le nombre d'électroniques de puissance associées à ces générateurs et embarquées sur l'aéronef, ce qui contribue également à la réduction de masse. Par ailleurs, la capacité de reconfiguration du système est améliorée, et l'électronique associée aux générateurs CSG est simplifiée, ce qui réduit encore la masse d'équipements embarqués. Le dispositif selon l'invention permet d'obtenir une fréquence de courant constante, sans avoir à recourir à une régulation par une électronique de puissance (cas de générateurs VFG), ou à une régulation hydro-mécanique de la vitesse des générateurs (dans le cas de générateurs IDG). On a donc une simplification de l'architecture électrique. Le fait d'avoir un système de génération électrique plus simple se traduit également par un coût des équipements réduit, une maintenance simplifiée, une fiabilité et donc une disponibilité accrue de ces équipements. De plus, comme on l'a dit, la disposition des générateurs électriques au sein du fuselage les éloigne des sources de vibrations liées aux moteurs, This reduction in installed power causes a reduction in the total mass of the electrical generation system of the aircraft. The installation of three electric generators only instead of five (case of the prior art) also limits to three the number of power electronics associated with these generators and on board the aircraft, which also contributes to the reduction of mass. In addition, the reconfiguration capacity of the system is improved, and the electronics associated with the CSG generators is simplified, which further reduces the mass of on-board equipment. The device according to the invention makes it possible to obtain a constant current frequency, without having to resort to regulation by power electronics (in the case of VFG generators), or to hydro-mechanical regulation of the speed of the generators (in the case of VFG generators). case of IDG generators). So we have a simplification of the electrical architecture. The fact of having a simpler electrical generation system also results in reduced equipment costs, simplified maintenance, reliability and therefore increased availability of these equipment. Moreover, as we have said, the arrangement of electric generators in the fuselage away from sources of vibration related to the engines,

13 ainsi que de la source de chaleur également représentée par ces moteurs, ce qui réduit les contraintes sur leur conception (en particulier nécessité d'un système de refroidissement dédié). Ce système de génération électrique par prélèvement de puissance sur les moteurs sous forme pneumatique puis transformation de cette énergie pneumatique en énergie mécanique puis électrique, est particulièrement bien adapté aux appareils dotés de moteurs disposés à l'arrière de l'appareil. En effet, pour ceux-ci, la distance entre les moteurs et le centre du fuselage, où sont disposés les générateurs, est d'environ deux mètres de chaque côté, ce qui limite les inévitables pertes de charges liées aux lignes d'air. La déperdition d'énergie liée à la double transformation d'énergie pneumatique en énergie mécanique, puis en énergie électrique (au lieu du cas de l'art antérieur, dans lequel l'énergie mécanique du moteur est directement transformée en énergie électrique), est alors compensée par les économies de masse embarquée et de coût des équipements. La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art. Dans une variante illustrée figure 5, la seconde ligne d'air 26g, 26d n'est pas reliée à l'alimentation normale de la turbine à air 24g, 24d, via une vanne trois voies 25g, 25d, mais est au contraire reliée à une turbine à air de secours 35g, 35d, qui entraîne le générateur 23g, 23d. Une roue libre 36g, 36d sépare la turbine à air de secours 35g, 35d et le générateur électrique 23g, 23d, de même qu'une roue libre sépare la turbine à air principale 24g, 24d et le générateur électrique 23g, 23d, de manière à permettre l'entraînement du générateur par l'une ou l'autre turbine à air, selon le mode de fonctionnement choisi. Comme on l'a vu, la seconde ligne d'air 26 n'est pas destinée à être utilisée fréquemment, le générateur électrique arrière 27 étant utilisé par préférence dans tous les cas de pannes d'un moteur et d'une ligne d'air principale. En conséquence, dans cette variante, la turbine à air de secours 35g, 35d n'est pas de type à stator à calage variable, pour réduire son coût. En cas 13 as well as the heat source also represented by these motors, which reduces the constraints on their design (in particular need for a dedicated cooling system). This electrical generation system by drawing power on the motors in pneumatic form and then transforming this pneumatic energy into mechanical and then electrical energy, is particularly well suited to devices equipped with motors arranged at the rear of the apparatus. Indeed, for these, the distance between the engines and the center of the fuselage, where the generators are arranged, is about two meters on each side, which limits the inevitable losses of loads related to the air lines. The energy loss linked to the double transformation of pneumatic energy into mechanical energy, then into electrical energy (instead of the case of the prior art, in which the mechanical energy of the motor is directly transformed into electrical energy), is then offset by the savings of embedded mass and cost of equipment. The scope of the present invention is not limited to the details of the above embodiments considered by way of example, but instead extends to modifications within the scope of those skilled in the art. In a variant shown in FIG. 5, the second air line 26g, 26d is not connected to the normal supply of the air turbine 24g, 24d, via a three-way valve 25g, 25d, but is instead connected to an emergency air turbine 35g, 35d, which drives the generator 23g, 23d. A freewheel 36g, 36d separates the emergency air turbine 35g, 35d and the electric generator 23g, 23d, as well as a freewheel separates the main air turbine 24g, 24d and the electric generator 23g, 23d, so that to allow the drive of the generator by one or the other air turbine, according to the selected mode of operation. As we have seen, the second air line 26 is not intended to be used frequently, the rear electric generator 27 being used preferably in all cases of engine failures and a line of air. main air. As a result, in this variant, the emergency air turbine 35g, 35d is not of variable-pitch stator type, to reduce its cost. In case

14 d'utilisation (panne multiple dont le générateur électrique arrière 27), elle provoque la génération de courant électrique à fréquence variable qui doit alors être traité en conséquence. Dans une autre variante, les générateurs électriques sont disposés au voisinage des propulseurs, et chacun d'entre eux est entraîné par une turbine à air alimentée soit par le propulseur dont il est voisin, soit, par le moyen de la ligne d'air principale 16g, 16d, par le propulseur opposé. Dans une autre variante, un seul générateur électrique 23 (ici de 240 kVA de puissance) est disposé au milieu du fuselage, et il comporte deux turbines à air, alimentées, pour la turbine à air principal 24, par la ligne d'air principale, et pour l'autre par la seconde ligne d'air 26. Cette disposition est rendue possible par la présence du générateur électrique arrière 27 dans le réseau électrique, qui offre ainsi une redondance en cas de panne du générateur électrique principal 23. 14 of use (multiple failure including the rear electric generator 27), it causes the generation of variable frequency electric current which must then be treated accordingly. In another variant, the electric generators are arranged in the vicinity of the thrusters, and each of them is driven by an air turbine powered either by the thruster of which it is adjacent, or, by means of the main air line. 16g, 16d, by the opposite thruster. In another variant, a single electric generator 23 (here 240 kVA power) is disposed in the middle of the fuselage, and it comprises two air turbines, powered, for the main air turbine 24, by the main air line , and for the other by the second air line 26. This arrangement is made possible by the presence of the rear electric generator 27 in the electrical network, which thus provides redundancy in case of failure of the main electric generator 23.

Claims

REVENDICATIONS1. Device for generating electrical power for an aircraft of the type comprising a plurality of engines and means for generating electricity from the energy of the engines (4g, 4d), characterized in that it comprises means of mutualization of at least one electric generator (23g, 23d), by making each of these shared generators of electricity capable of being supplied with energy by one or the other of at least two of the motors.

2. Device according to claim 1, characterized in that it further comprises means for deporting at least a portion of the electric generators away from the motors.

3. Device according to claim 2, adapted to the case of an aircraft of the type comprising at least one propellant generating a pressurized air flow, characterized in that the means of deporting the means of generating electricity comprises: means (13g, 14g, 13d, 14d) to carry out at least one pressurized air sample on at least one such propellant (4g, 4d), means for transferring (16g, 16d) this pressurized air away from the propellant, and means for converting (24g, 23g, 24d, 23d) the pneumatic energy of this pressurized air into mechanical energy and then into electrical energy.

4. Device according to claim 3, characterized in that the aircraft is of the type comprising two turboprop engines (4g, 4d) in the rear position of the fuselage (1), in that the means for converting the pneumatic energy of the pressurized air in mechanical energy then in electrical energy consist of at least one air turbine (24) driving an electric generator (23), 16 and in that these means are disposed substantially in the middle of the fuselage (1).

5. Device according to claim 4, the aircraft comprising: on each rear thruster (4g, 4d): - at least one pressurized air intake (13g, 14g, 13d, 14d), - this plug being connected to a line main pressurized air (16g, 16d), - a cooler (17g, 17d) of air from these pressurized air intakes, and a valve (18), connecting these two main lines of pressurized air (16g, 16d), characterized in that it comprises two air turbines (24g, 24d), each connected to a main line of pressurized air (16g, 16d).

6. Device according to claim 5, characterized in that it comprises, for at least one propellant (4g, 4d), a complementary pressurized air intake (34g, 34d) connected to a second air line (26g, 26d) feeding one of the air turbines (24g, 24d).

7. Device according to claim 5, characterized in that it comprises, for at least one propellant (4g, 4d), a second air line (26g, 26d) feeding one of the air turbines (24g, 24d) and connected to the air intake of the thruster.

8. Device according to any one of claims 6 to 7, characterized in that the pooling means of the generators comprise, for each second air line (26g, 26d), a connection to the main line of pressurized air ( 16g, 16d) by a controllable valve (25g, 25d).

9. Device according to any one of claims 5 to 8, characterized in that the mutualization means of the two electric generators (23g, 23d) comprise a connection by a mechanical clutch (33) between two generators. 17

10. Device according to any one of claims 5 to 9, the aircraft being of the type also comprising an APU air line (21) supplying an auxiliary power unit (9) of electrical power (APU) comprising an electric generator (27). ), characterized in that the device further comprises an air turbine (28) fed by a bypass (29) of the APU air line (21) and driving said electric generator (27).