FR2947529A1

FR2947529A1 - Dispositif generateur d'energie electrique pour un avion, comprenant des generateurs thermoelectriques

Info

Publication number: FR2947529A1
Application number: FR0954650A
Authority: FR
Inventors: Philippe Tatry
Original assignee: Airbus SAS
Current assignee: Airbus SAS
Priority date: 2009-07-06
Filing date: 2009-07-06
Publication date: 2011-01-07

Abstract

L'invention concerne un dispositif générateur d'énergie électrique pour un avion. Ce dispositif comprend des générateurs thermoélectriques (41) agencés sur une surface (42) d'un équipement de l'avion qui est une source de chaleur.

Description

DISPOSITIF GENERATEUR D'ENERGIE ELECTRIQUE POUR UN AVION, COMPRENANT DES GENERATEURS THERMOELECTRIQUES

DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte à la génération d'énergie électrique à bord d'un avion. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE La génération d'énergie électrique à bord d'un avion est un paramètre très important dans le dimensionnement de l'avion du fait de sa forte influence sur les performances de l'avion en terme de consommation de carburant. En effet, deux sources sont principalement utilisées sur un avion pour générer l'énergie électrique.

Une première source est constituée par les générateurs électriques qui sont associés aux moteurs assurant la propulsion de l'avion. La présence de ces générateurs d'une puissance de plusieurs dizaines de kVA induit une sur-consommation de carburant pour plusieurs raisons. D'abord, leur masse intrinsèque est significative. Ensuite, on constate une diminution de rendement propulsif du moteur due au couplage générateur électrique / moteur propulsif. Enfin, la masse des câblages électriques (ainsi que des supports, fixations, ...) permettant d'alimenter les utilisateurs (les calculateurs, actionneurs, par exemple) n'est pas négligeable. En effet, comme les générateurs sont 2 associés aux moteurs propulsifs, ils sont généralement installés sous les ailes, c'est-à-dire relativement éloignés de ces utilisateurs qui eux sont en zone fuselage.

Une seconde source est constituée par les batteries qui permettent le stockage de l'énergie électrique. Ces batteries de plusieurs dizaines d'ampères-heures induisent elles aussi une sur-consommation de carburant essentiellement à cause de leur masse intrinsèque. Ainsi, toute solution technologique et/ou architecturale permettant de réduire le dimensionnement des générateurs électriques et/ou des batteries ainsi que d'assurer une génération électrique à la fois la plus distribuée possible et au plus près des utilisateurs, conduira à améliorer significativement les performances de l'avion en réduisant sa consommation de carburant. De plus, du fait des fortes énergies mises en oeuvre sur un avion (via les systèmes propulsifs, électriques, hydrauliques, ...), la dissipation de la chaleur associée à ces énergies est un problème crucial pour lequel les avions doivent faire face afin de garantir le fonctionnement correct de ces systèmes ainsi que la tenue structurale vis-à-vis des objectifs de sécurité, fiabilité, disponibilité et maintenabilité. On connaît par ailleurs, dans un tout autre domaine, des générateurs électriques basés sur l'effet thermoélectrique. 3 La conversion thermoélectrique via des générateurs thermoélectriques a été découverte en 1821 par le physicien Thomas Seebeck : l'effet dit Seebeck correspond à la production d'électricité à partir d'une différence de température appliquée sur un élément sensible. La différence de température entre la source chaude et la source froide entraîne une variation de l'énergie de Fermi à travers le matériau thermoélectrique créant ainsi une différence de potentiel qui génère un courant électrique par diffusion des charges électriques. La conductivité thermique dans le matériau thermoélectrique s'effectue via les phonons.

La différence de potentiel (ddp) du générateur thermoélectrique s'exprime par : ddp = S . AT avec : • S = coefficient de Seebeck • AT = différence de température à travers le matériau thermo-électrique La puissance (P) du générateur thermoélectrique s'écrit alors : P = (2 S . AT) 2 / (4 RTEG) avec RTEG = résistance du générateur thermoélectrique = 2 n p (Lo / Ac) pour lequel : • n nombre de paires de thermo- éléments • p = résistivité électrique 4

• Lo / Ao = rapport de la longueur du thermo-élément sur sa surface en section Le générateur thermoélectrique repose sur le principe suivant : • un élément semi-conducteur dopé positivement (P) et un autre élément semi-conducteur dopé négativement (N) sont placés entre une source chaude et une source froide • un courant est ainsi créé par diffusion thermique des électrons et des "trous" (effet Seebeck) La figure 1 représente un schéma de principe d'un tel générateur thermoélectrique. Un générateur thermoélectrique 10 est constitué d'un élément semiconducteur 1 dopé P et d'un autre élément semiconducteur 2 dopé N placés entre une source chaude 3 et une source froide 4. Coté source froide, les éléments semiconducteurs 1 et 2 sont électriquement connectés entre eux par un pont métallique 5. Coté source chaude, chaque extrémité des éléments semiconducteurs est reliée à une électrode : électrode 6 pour l'élément semiconducteur 2 et électrode 7 pour l'élément semiconducteur 1. Pour obtenir des niveaux de tension et de puissance appropriés à une utilisation particulière, les générateurs thermoélectriques peuvent être associés en série (voir la figure 2) et en montage série-parallèle (voir la figure 3). La figure 2 montre donc un montage série 11 de générateurs thermoélectriques 10 tels que celui 5 représenté à la figure 1. Deux générateurs thermoélectriques 10 successifs sont connectés en série par un pont électriquement conducteur 8. La figure 3 montre un montage série-parallèle 12 obtenu par la mise en parallèle de plusieurs montages en série 11.

En terme d'assemblage, il faut noter que les éléments thermoélectriques sont connectés en série électriquement mais en parallèle thermiquement et que les assemblages des éléments thermoélectriques peuvent être réalisés avec de la colle argent (par exemple).

Quoique le principe ne soit pas très récent, les applications existantes des générateurs thermoélectriques restent relativement marginales et elles sont essentiellement limitées à des sondes spatiales et à des installations et/ou équipements industriels sur des applications ponctuelles de récupération de la chaleur afin de la convertir localement en électricité. Des prototypes d'application des générateurs thermoélectriques sont en cours de développement notamment dans le domaine automobile, en plus particulièrement pour récupérer la chaleur émise par les tuyaux d'évacuation des gaz d'échappement des véhicules. Les matériaux classiquement utilisés pour les générateurs thermoélectriques ont évolué en fonction du temps. On peut citer à titre d'illustration 6

suivant les années (non exhaustif) : 1950 (Bi) ; 1960 (Bi2Te3) ; 1970 (SiGe, TAGS pour Tellurium-Antimony-Germanium-Silver , FeSi2) ; 2000 (Zn4Sb3r CeFe3CoSb12, Ba8GaXGe4 X, NaCO204) ; 2005 (Bi2Te3Sb2Te3, SiSiGe, B4CB3C). Les modules les plus répandus sont basés sur des semi-conducteurs (bismuth-tellure) dopés P et N sur plaques de céramique.

EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention propose d'apporter une contribution à la génération d'énergie électrique à bord d'un avion par l'utilisation de générateurs thermoélectriques. Ces générateurs permettent de transformer l'énergie thermique disponible sur un avion, mais actuellement perdue sous forme de chaleur non utilisée, en électricité. Cette électricité peut alors être utilisée pour alimenter par exemple des équipements électriques de l'avion, des capteurs Ces générateurs thermoélectriques peuvent être utilisés dans l'architecture de la génération et de la distribution de l'énergie électrique à bord d'un avion. Ils peuvent être installés en compléments des sources de génération d'énergie électrique. Ils apportent ainsi une solution particulièrement efficace et performante à cette triple contrainte pour un avion : dissipation de la chaleur, sources électriques plus réduits et plus distribuées. D'un point de vue architecture avion, ces générateurs thermoélectriques peuvent être installés sur le réseau via une architecture soit centralisée, 7 soit décentralisée en fonction des contraintes de puissance requise, de masse, de volume disponible, de propagation de panne, de ségrégation des systèmes pour respecter les exigences de sécurité, De plus, des solutions basées sur des générateurs thermoélectriques mutualisés sont aussi envisageables suivant les contraintes à appliquer. L'invention a donc pour objet un dispositif générateur d'énergie électrique pour un avion, caractérisé en ce qu'il comprend des générateurs thermoélectriques agencés sur une surface d'un équipement de l'avion ou de sa structure constituant une source de chaleur. Les générateurs thermoélectriques étant répartis en modules, chaque module comprend une association en série-parallèle de générateurs thermoélectriques. La source de chaleur peut être choisie parmi les surfaces (liste non exhaustive) d'une zone moteur, de la zone mat à l'interface de la voilure avec le moteur, de la zone du moteur auxiliaire de puissance, de la zone de la machine de conditionnement d'air, des lignes de bleed et des zones d'entrée d'air équipées de systèmes de dégivrage chauffant, des coeurs électriques primaires ou secondaires, des convertisseurs de courant et tension électriques, des freins sur les trains d'atterrissage, des bords d'attaque des ailes, de la zone locale des actionneurs électro-hydrauliques en voilure, des zones où se situent les contrôleurs de différents systèmes de l'avion, de la zone de capotage de rails de volet, de 8 la zone au-dessus des porte-bagages en cabines et des piles à combustible. Les générateurs thermoélectriques peuvent permettre l'autonomie d'un ou de plusieurs capteurs, d'un équipement de l'avion ou d'une unité de contrôle/surveillance d'un équipement de l'avion. Ils peuvent permettrent un appoint en énergie électrique d'une batterie ou d'un supercondensateur. Les générateurs thermoélectriques peuvent contribuer au rechargement d'une batterie ou d'un supercondensateur. L'invention a aussi pour objet l'utilisation de générateurs thermoélectriques agencés sur une surface d'un équipement d'un avion qui est une source de chaleur pour délivrer une énergie électrique à un appareil de l'avion. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages et particularités apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d'exemple non limitatif, accompagnée des dessins annexés parmi lesquels : - la figure 1, déjà décrite, représente un schéma de principe d'un générateur thermoélectrique, - la figure 2, déjà décrite, montre un montage série de générateurs thermoélectriques, - la figure 3, déjà écrite, montre un montage série-parallèle de générateurs thermoélectriques, 9 - la figure 4 représente un certain nombre de points chauds d'un avion qui peuvent être équipés de générateurs thermoélectriques selon la présente invention, - la figure 5 illustre l'utilisation d'un ensemble de modules constitués d'éléments thermoélectriques pour l'alimentation électrique pour une application particulière sur un avion, selon la présente invention, - la figure 6 représente un réseau de modules constitués de générateurs thermoélectriques agencé sur la surface d'un équipement d'avion, selon l'invention, - la figure 7 représente un autre réseau de 15 modules constitués de générateurs thermoélectriques agencé sur la surface d'un équipement d'avion, selon l'invention. DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE MODES DE MISE EN îUVRE DE 20 L'INVENTION Les générateurs thermoélectriques sont à installer au niveau des zones et des points chauds présents sur l'avion. A titre d'illustration, on peut citer les sources de chaleur suivantes (liste non 25 exhaustive) . - les zones moteur ; - la zone mat à l'interface de la voilure avec le moteur : en zone dite pre-cooler , on pourrait observer des températures d'environ 150°C ; 30 - la zone du moteur auxiliaire de puissance appelé APU (pour Auxiliary Power Unit ) ; 10 - la zone de la machine de conditionnement d'air (zone dite pack ) qui se situe en zone non-pressurisée. Bien que ventilée, la température de cette zone pourrait aller jusqu'à 70-80°C ; - les lignes de bleed dont la température intérieure est de l'ordre de 200°C voire 260°C ponctuellement ; - les zones d'entrée d'air équipées de systèmes de dégivrage chauffant ; - les coeurs électriques (échauffement par effet Joule) primaires, secondaires, permettant la distribution électrique dans l'avion ; - les convertisseurs de courant et tension électriques ; - les freins sur les trains d'atterrissage, y compris lors de leur rentrée dans les cases de train : des températures jusqu'à 400°C pourraient être observées notamment en cas de RTO (pour Rejected Take-Off ) ; - les bords d'attaque des ailes dans lesquels sont installées des routes électriques qui peuvent s'échauffer par effet Joule ainsi que des tuyaux de bleed contenant de l'air très chaud. Ces zones pourraient atteindre jusqu'à 90°C ; - la zone locale des actionneurs électro- hydrauliques en voilure pouvant présenter une température jusqu'à 110°C environ en l'absence de ventilation ; - les zones où se situent les contrôleurs 30 de différents systèmes tels que pompes hydrauliques, machines thermiques, 10 15 20 25 11 - la zone de capotage de certains rails de volet : en effet, l'échangeur thermique pour l'hydraulique pouvant se situer dans cette zone, la température pourrait atteindre jusqu'à 80°C dans certaines conditions de variation de pression hydraulique ; la zone au dessus des porte-bagages en cabine (zone appelée crown ) dans laquelle les culots des lampes sont installés (échauffement par effet Joule) et qui en plus est isolée avec une isolation thermo-acoustique pour assurer le confort des passagers. Par temps très chaud, la température pourrait atteindre jusqu'à 60°C ; - les piles à combustible (PEMFC, SOFC, ...) .

15 Ces points chauds qui peuvent être équipés de générateurs thermoélectriques sont répartis sur l'avion de la manière illustrée sur la figure 4. Cette figure est donnée à titre d'illustration de 20 l'invention. La liste des points chauds est non limitative. Elle dépend de chaque type d'avion considéré. Les générateurs thermoélectriques peuvent être installés sur les bords d'attaque 21, le mat à 25 l'interface voilure/moteur 22, les moteurs 23, les machines de conditionnement d'air 24, les coeurs électriques et les convertisseurs 25, le bleed et les entrées d'air 26, les freins 27, les contrôleurs (pompes hydrauliques, machines thermiques, ...) et les 30 piles à combustible 28, l'APU 29, le porte-bagages 12 (cabine) 30, les actionneurs électro-hydrauliques et les rails et volet 31. Les générateurs thermoélectriques à installer sur ces zones se présentent sous forme de dizaines, voire de centaines de modules, eux-mêmes constitués d'éléments thermoélectriques. Chaque module peut occuper un volume de quelques mm3. Il faut noter que les dimensions de ces modules tendent à diminuer à iso-performance de conversion chaleur/électricité du fait des qualités thermoélectriques des matériaux nanostructurés. En effet, à cette échelle de la matière, la conductivité thermique du réseau est réduite (car les phonons diffusent fortement via les joints des grains de matériaux) et la conductivité électrique est augmentée (à cause des effets de confinement des porteurs de charges). Suivant les puissances générées par ces générateurs thermoélectriques, les phases de vol concernées, les besoins en puissance,... les architectures suivantes de générateurs thermoélectriques peuvent être installées sur un avion (exemples d'illustration, non exhaustifs). La figure 5 illustre l'utilisation d'un ensemble de modules constitués d'éléments thermoélectriques pour l'alimentation électrique d'une application particulière. La référence 41 désigne un réseau de modules constitués de générateurs thermoélectriques agencés en série-parallèle. La référence 42 désigne la surface d'un équipement d'avion qui est source de 13 chaleur, par exemple une partie d'avion mentionnée sur la figure 4. L'élément 43 alimenté en énergie électrique peut être un ou plusieurs capteurs. Dans ce cas, le réseau de modules 41 peut viser l'autonomie du capteur ou des capteurs. L'élément 43 alimenté en énergie électrique peut être un équipement particulier de l'avion. Dans ce cas, le réseau de modules 41 peut viser l'autonomie de cet équipement. L'élément 43 alimenté en énergie électrique peut être une unité de contrôle/surveillance d'un équipement qui est lui-même source de chaleur (par exemple une pile à combustible). Dans ce cas, le réseau de modules 41 peut viser l'autonomie de cette unité de contrôle/surveillance de l'équipement considéré. La figure 6 représente un réseau de modules constitués de générateurs thermoélectriques 51 agencé sur la surface 52 d'un équipement d'avion qui est source de chaleur, par exemple une partie d'avion mentionnée sur la figure 4. Le réseau de modules 51 alimente un équipement 53 en appoint d'une batterie et/ou d'un supercondensateur 54. La figure 7 représente un réseau de modules constitués de générateurs thermoélectriques 61 agencé sur la surface 62 d'un équipement d'avion qui est source de chaleur, par exemple une partie d'avion mentionnée sur la figure 4. Le réseau de modules 61 peut alors contribuer au rechargement d'une batterie et/ou d'un supercondensateur 63.

14 Au niveau de l'avion, les principaux bénéfices et avantages liés aux générateurs thermoélectriques sont d'extraire l'énergie thermique non utilisée sur l'avion afin de la transformer en énergie électrique récupérable pour alimenter ses équipements électriques. Les avantages induits sont les suivants : - simplification des éléments de génération de l'énergie électrique à bord (par exemple les générateurs électriques et les batteries), d'où, gain de masse et de performance de l'avion ; - meilleure distribution et répartition de la génération électrique dans l'avion, d'où, réduction des câblages, supports de câblages, pour alimenter en puissance électrique les utilisateurs ; - réduction des problèmes liés aux surchauffes d'équipements sur avion via la récupération de l'énergie thermique par les générateurs thermoélectriques : d'où, simplification du design de l'avion en termes de protections thermiques, de tests de tolérances aux surchauffes, de fiabilité des composants qui suivent la loi d'Arrhénius, Les générateurs thermoélectriques représentent des sources d'énergie complémentaires pouvant être qualifiées de propres car elles tirent profit des sources de chaleur existantes mais jusqu'alors inutilisées et donc perdues.

Claims

REVENDICATIONS1. Dispositif générateur d'énergie électrique pour un avion, caractérisé en ce qu'il comprend des générateurs thermoélectriques (41, 51, 61) agencés sur une surface (42, 52, 62) d'un équipement de l'avion qui est une source de chaleur.
2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel les générateurs thermoélectriques sont répartis en modules, chaque module comprenant une association en série-parallèle de générateurs thermoélectriques.
3. Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2, la surface de l'équipement de l'avion étant une source de chaleur choisie parmi les surfaces d'une zone moteur (23), de la zone mat à l'interface de la voilure avec le moteur (22), de la zone du moteur auxiliaire de puissance (29), de la zone de la machine de conditionnement d'air (24), des lignes de bleed et des zones d'entrée d'air équipées de systèmes de dégivrage chauffant (26), des coeurs électriques primaires ou secondaires (25), des convertisseurs de courant et tension électriques (25), des freins sur les trains d'atterrissage (27), des bords d'attaque des ailes (21), de la zone locale des actionneurs électro-hydrauliques en voilure (31), des zones où se situent les contrôleurs de différents systèmes de l'avion (28), de la zone de capotage de rails de volet (31), de la zone au-dessus des porte- 16 bagages en cabines (30) et des piles à combustible (28).
4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, les générateurs thermoélectriques permettant l'autonomie d'un capteur ou de plusieurs capteurs (4 3) .
5. Dispositif selon l'une quelconque des 10 revendications 1 à 3, les générateurs thermoélectriques permettant l'autonomie d'un équipement de l'avion (43).
6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, les générateurs thermoélectriques 15 permettant l'autonomie d'une unité de contrôle/surveillance d'un équipement de l'avion (43).
7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, les générateurs thermoélectriques 20 permettant un appoint en énergie électrique d'une batterie ou d'un supercondensateur (54).
8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, les générateurs thermoélectrique 25 contribuant au rechargement d'une batterie ou d'un supercondensateur (63).
9. Utilisation de générateurs thermoélectriques agencés sur une surface d'un 30 équipement d'un avion qu'est une source de chaleur pourdélivrer une énergie électrique à un appareil de l'avion.