FR3110896A1

FR3110896A1 - Electrical architecture of an aircraft

Info

Publication number: FR3110896A1
Application number: FR2005720A
Authority: FR
Inventors: Joël Devautour
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2020-05-29
Filing date: 2020-05-29
Publication date: 2021-12-03
Anticipated expiration: 2040-05-29
Also published as: FR3110896B1

Abstract

L’invention concerne un aéronef comprenant au moins une zone moteur (12, 14) et une zone fuselage (24) distincte de la zone moteur (12, 14), au moins un moteur de propulsion (20, 22) à turbine à gaz situé dans la zone moteur (12, 14), plusieurs groupes de génération électrique (TG1, TG2, TG3, TG4) situés dans la zone fuselage (24), les groupes de génération électrique (TG1, TG2, TG3, TG4) étant indépendants du moteur de propulsion (20, 22), plusieurs charges électriques situées dans la zone fuselage (24), au moins un cœur de distribution électrique (40) situé dans la zone fuselage (24) et recevant de l’énergie des différents groupes de génération électrique (TG1, TG2, TG3, TG4) et délivrant de l’énergie aux différentes charges en fonction de leur besoin pour les alimenter durant le vol de l’aéronef (10) en régime nominal. Figure pour l’abrégé : Fig. 1The invention relates to an aircraft comprising at least one engine zone (12, 14) and a fuselage zone (24) separate from the engine zone (12, 14), at least one gas turbine propulsion engine (20, 22) located in the engine area (12, 14), several electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) located in the fuselage area (24), the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) being independent of the propulsion engine (20, 22), several electrical loads located in the fuselage area (24), at least one electrical distribution core (40) located in the fuselage area (24) and receiving energy from the different groups of electrical generation (TG1, TG2, TG3, TG4) and delivering energy to the various loads according to their need to supply them during the flight of the aircraft (10) at nominal speed. Figure for the abstract: Fig. 1

Description

Electrical architecture of an aircraft

L'invention concerne l'alimentation en énergie électrique des aéronefs. L'invention trouve une utilité particulière dans les avions équipés de moteurs de propulsion à turbine à gaz, turbopropulseurs et turboréacteurs. L'invention est également applicable à des avions équipés d'autres types de moteurs et plus généralement à divers types d'aéronefs, à savoir avions ou hélicoptères.The invention relates to the power supply of aircraft. The invention finds particular utility in aircraft equipped with gas turbine, turboprop and turbojet propulsion engines. The invention is also applicable to airplanes equipped with other types of engines and more generally to various types of aircraft, namely airplanes or helicopters.

Dans un avion, l'énergie électrique est couramment générée par des générateurs principaux, couplé mécaniquement aux moteurs de propulsion de l’avion. Chaque générateur fournit une tension alternative alimentant un réseau électrique de l’avion qui distribue l'énergie électrique alternative ou continue nécessaire au fonctionnement de charges électriques situées en zone fuselage ainsi qu'en zone moteur.In an aircraft, electrical power is commonly generated by main generators, mechanically coupled to the aircraft's propulsion engines. Each generator provides an alternating voltage supplying an electrical network of the aircraft which distributes the alternating or direct electrical energy necessary for the operation of electrical loads located in the fuselage area as well as in the engine area.

A bord des avions gros porteur, d’autres générateurs électriques existent de façon courante, notamment un groupe auxiliaire de puissance et une éolienne de secours.On board jumbo jets, other electrical generators commonly exist, including an auxiliary power unit and an emergency wind turbine.

Le groupe auxiliaire de puissance est connu dans la littérature anglo-saxonne sont le nom de « Auxiliary Power Unit » et appelé par la suite APU par son acronyme anglais. L’APU est un groupe auxiliaire comprenant généralement une turbine à gaz couplée à un générateur électrique. L’APU est généralement situé dans le cône de queue de l’avion et est alimenté par le kérosène des réservoirs de l’avion. L’APU est démarré par une batterie de l’avion. L’APU est destiné à produire de l’air pour le système de conditionnement d’air de l’avion et pour le démarrage des moteurs de propulsion lorsque ceux-ci sont équipés de systèmes de démarrage à air. L’APU peut également produire de l'énergie hydraulique et/ou électrique pour alimenter au sol les différents systèmes de bord lorsque les moteurs de propulsion sont à l’arrêt et pour démarrer ces moteurs lorsque ceux-ci sont équipés de démarreurs électriques. L’APU peut également être utilisé en vol en cas de panne des générateurs principaux.The auxiliary power unit is known in Anglo-Saxon literature as the "Auxiliary Power Unit" and subsequently called APU by its English acronym. The APU is an auxiliary unit generally comprising a gas turbine coupled to an electric generator. The APU is usually located in the aircraft's tail cone and is fueled by kerosene from the aircraft's tanks. The APU is started by an aircraft battery. The APU is intended to produce air for the air conditioning system of the aircraft and for starting the propulsion engines when these are equipped with air starting systems. The APU can also produce hydraulic and/or electrical energy to power the various on-board systems on the ground when the propulsion engines are stopped and to start these engines when they are equipped with electric starters. The APU can also be used in flight in the event of failure of the main generators.

Au sol, l’avion peut également être alimenté par un générateur extérieur souvent appelé : groupe de parc, ce qui permet de ne pas utiliser l’APU.On the ground, the aircraft can also be powered by an external generator often called: ground generator, which makes it possible not to use the APU.

L’éolienne de secours est connue dans la littérature anglo-saxonne sont le nom de « Ram Air Turbine » et est appelée par la suite RAT par son acronyme anglais. La RAT est formée d’une turbine éolienne disposée dans une soute de l’avion. La RAT est déployée en vol en cas de perte des sources d’énergie électrique principale de l’avion, générateurs principaux couplés aux moteurs de propulsion et APU. La RAT est entrainée par le flux d’air généré par l’avancée de l’avion. La RAT est couplée à une pompe hydraulique ou à un alternateur. La RAT est utilisée comme une source d'énergie de secours sur les avions.The emergency wind turbine is known in Anglo-Saxon literature as the "Ram Air Turbine" and is subsequently called RAT by its English acronym. The RAT is made up of a wind turbine placed in an aircraft hold. The RAT is deployed in flight in the event of loss of the aircraft's main electrical power sources, main generators coupled to the propulsion engines and APU. The RAT is driven by the airflow generated by the forward movement of the aircraft. The RAT is coupled to a hydraulic pump or an alternator. The RAT is used as an emergency power source on aircraft.

L’APU et la RAT représentent une masse embarquée importante à bord de l’avion. L’APU et la RAT ne sont pas utiles dans les principales phases de vol. De plus, l’APU est de moins en moins utilisé lorsque l’avion est parqué au sol pour éviter les risques de pollution. Certains aéroports imposent d’utiliser des servitudes en air et en électricité mises à disposition.The APU and the RAT represent a significant on-board mass on board the aircraft. The APU and RAT are not useful in the main phases of flight. In addition, the APU is used less and less when the aircraft is parked on the ground to avoid the risk of pollution. Some airports require the use of air and electricity easements made available.

Dans le domaine aéronautique, la tendance actuelle est d’augmenter le nombre d’équipements électriques. Certains appareillages hydrauliques sont remplacés par des systèmes électriques et le conditionnement d’air de la cabine tend aussi à devenir électrique. L’alimentation électrique prenant une part grandissante dans les sources d’énergie embarquées, elle devient de plus en plus cruciale pour garantir la sécurité du vol. Du fait du couplage entre les moteurs de propulsion et les générateurs électriques principaux, la panne d’un moteur entraine la perte immédiate du ou des générateurs couplés à ce moteur. Pour les avions bimoteurs qui forment le type d’avion commerciaux le plus répandu à l’heure actuelle et qui devrait le rester sans doute dans l’avenir, la perte des deux moteurs entraine la perte complète de la génération électrique de l’aéronef, ce qui représente un évènement catastrophique.In the aeronautical field, the current trend is to increase the number of electrical equipment. Some hydraulic equipment is being replaced by electric systems and cabin air conditioning is also tending to become electric. As the power supply takes an increasing part in on-board energy sources, it is becoming more and more crucial to guarantee flight safety. Due to the coupling between the propulsion motors and the main electrical generators, the failure of an engine leads to the immediate loss of the generator(s) coupled to this engine. For twin-engine aircraft, which are the most widespread type of commercial aircraft at present and which will undoubtedly remain so in the future, the loss of both engines leads to the complete loss of the aircraft's electrical power, which is a catastrophic event.

Pour pallier à la perte d’un moteur de propulsion, il est nécessaire de sur dimensionner la puissance électrique des générateurs couplés aux moteurs de propulsion, car le ou les générateurs électriques restant disponibles doivent reprendre tout ou partie des charges électriques associées au moteur perdu.To compensate for the loss of a propulsion motor, it is necessary to oversize the electrical power of the generators coupled to the propulsion motors, because the electrical generator(s) remaining available must take up all or part of the electrical loads associated with the lost motor.

Le besoin de redondance important lié à la perte d’un ou plusieurs moteurs de propulsion conduit à une surcapacité de génération de puissance électrique totale installée à bord de l’aéronef et donc à une masse embarquée qui est loin d’être optimisée. Ce besoin en redondance est accru pour les avions possédant des réseaux de bords à tension alternative, du fait de l’impossibilité de coupler entre eux les différents générateurs électriques par l’absence de synchronisation des générateurs entre eux (en fréquence et en phase). Ceci entraine un nombre de réseaux de bords égal au nombre de générateurs principaux. Par exemple, pour un aéronef possédant deux moteurs de propulsion et deux générateurs par moteur, cela conduit à quatre réseaux de bord distincts.The significant need for redundancy linked to the loss of one or more propulsion motors leads to a total electrical power generation overcapacity installed on board the aircraft and therefore to an onboard mass that is far from being optimized. This need for redundancy is increased for aircraft with alternating voltage on-board networks, due to the impossibility of coupling the various electrical generators together due to the lack of synchronization of the generators with each other (in frequency and in phase). This results in a number of edge networks equal to the number of main generators. For example, for an aircraft having two propulsion engines and two generators per engine, this leads to four distinct on-board networks.

En ce qui concerne la génération électrique, pour pallier à la perte de l’ensemble des moteurs de propulsion, il existe plusieurs solutions. Une première consiste à détourner l’avion de sa destination d’origine dès la perte du premier moteur et à se poser en urgence. Cela n’est pas possible lorsque l’aéronef survole des zones sans lieu d’atterrissage d’urgence, notamment lorsqu’il survole un océan. Une seconde solution consiste à disposer de générateurs de secours telle que l’APU et, en dernier ressort, la RAT, et à continuer le vol dans des conditions de sécurité permettant d’atteindre le point d’atterrissage le plus proche, tout en assurant l’alimentation électrique de certains éléments vitaux de l’aéronef, notamment les commandes de vol. Concernant la RAT, son fonctionnement est lié à la vitesse de l’avion, et à la finesse de celui-ci.With regard to electrical generation, to compensate for the loss of all the propulsion motors, there are several solutions. A first is to divert the aircraft from its original destination as soon as the first engine is lost and to land in an emergency. This is not possible when the aircraft flies over areas without an emergency landing place, especially when flying over an ocean. A second solution consists in having emergency generators such as the APU and, as a last resort, the RAT, and in continuing the flight in safe conditions allowing the nearest landing point to be reached, while ensuring the power supply of certain vital elements of the aircraft, in particular the flight controls. Regarding the RAT, its operation is linked to the speed of the aircraft, and to the glide ratio of it.

Le besoin de redondance entraine une augmentation de masse embarquée à bord de l’avion. Cette augmentation de masse est d’autant plus importante que l’alimentation électrique prend une part prépondérante dans les sources d’énergie embarquées.The need for redundancy leads to an increase in the weight on board the aircraft. This increase in mass is all the more significant as the power supply takes a preponderant part in the on-board energy sources.

Par ailleurs, la génération électrique réalisée au moyen de générateurs couplés aux moteurs de propulsion la rend secondaire par rapport à la propulsion de l’avion. De ce fait, la génération électrique est loin d’être optimisée. En effet, les turbines à gaz équipant les moteurs de propulsion des avions gros porteurs sont généralement équipées de deux arbres pouvant tourner à des vitesses différentes. l’arbre dit haute pression HP entrainant une turbine haute pression possède une plage de vitesse avec un rapport de l’ordre de deux entre la vitesse de rotation maximale, en phase de décollage par exemple et la vitesse minimale, en phase de ralenti. Pour l’arbre dit basse pression BP entrainant une turbine basse pression, le rapport entre la vitesse minimale et la vitesse maximale est encore plus important, de l’ordre de 5 à 8. La vitesse de rotation la plus contraignante en termes de dimensionnement du générateur couplé à un arbre, est la vitesse minimale de l’arbre considéré. La masse du générateur n’est pas optimisée pour la vitesse maximale et cela conduit à surpoids de l’ordre de 1,6 pour un générateur entrainé par un arbre HP et bien plus pour un générateur entrainé par un arbre BP.In addition, the electrical generation carried out by means of generators coupled to the propulsion engines makes it secondary to the propulsion of the aircraft. As a result, the electricity generation is far from being optimized. Indeed, the gas turbines equipping the propulsion engines of large aircraft are generally equipped with two shafts that can rotate at different speeds. the so-called HP high-pressure shaft driving a high-pressure turbine has a speed range with a ratio of the order of two between the maximum speed of rotation, in the take-off phase for example, and the minimum speed, in the idling phase. For the so-called LP low-pressure shaft driving a low-pressure turbine, the ratio between the minimum speed and the maximum speed is even greater, of the order of 5 to 8. The most restrictive rotation speed in terms of sizing of the generator coupled to a shaft, is the minimum speed of the shaft considered. The mass of the generator is not optimized for the maximum speed and this leads to overweight of the order of 1.6 for a generator driven by an HP shaft and much more for a generator driven by a LP shaft.

De plus, l’entrainement d’un générateur nécessite un couplage mécanique du générateur avec l’arbre considéré. Pour des raisons de sécurité, ce couplage doit pouvoir être déconnecté par exemple en cas d’échauffement excessif du générateur afin de ne pas perturber le fonctionnement du moteur associé. Le couplage mécanique et sa fonction de désaccouplement entrainent un poids important embarqué à bord de l’avion. De plus le couplage mécanique est spécifique à chaque avion ce qui rend sa standardisation quasiment impossible.In addition, the drive of a generator requires a mechanical coupling of the generator with the tree considered. For safety reasons, this coupling must be able to be disconnected, for example, in the event of excessive heating of the generator so as not to disturb the operation of the associated motor. The mechanical coupling and its uncoupling function result in a significant weight on board the aircraft. In addition, the mechanical coupling is specific to each aircraft, which makes its standardization almost impossible.

Un autre inconvénient lié à la génération électrique réalisée à partir des moteurs de propulsion de l’avion réside dans les émissions de dioxyde de carbone CO₂de l’aéronef. De façon générale, ces émissions sont directement liées à la consommation spécifique des turbines à gaz des moteurs de propulsion. Une turbine à gaz possède un rapport poids/puissance intéressant par rapport à d’autres types de moteur. En revanche, sa consommation en carburant est très variable. Elle dépend du rendement thermodynamique (qui traduit la transformation de l’énergie contenue dans le kérosène en énergie mécanique sur l’arbre d’entrainement des turbines). Ce rendement est fonction principalement de la taille de la turbine et de son régime de fonctionnement. Les plus gros turboréacteurs récents atteignent un rendement thermodynamique de l’ordre de 55% alors que les petites turbines à gaz, par exemple celles mises en œuvre dans les APU, peuvent avoir un rendement très médiocre, de l’ordre de 20%.. La production d’électricité réalisée à l’aide d’un générateur entrainé par une turbine à gaz à vitesse variable possède globalement un mauvais rendement en termes d’émissions de CO₂. Le rendement de la turbine à gaz dépend fortement de son régime de fonctionnement. Il est excessivement mauvais en régime de ralenti, ce qui vient encore aggraver les émissions de CO₂liées à la production d’électricité.Another drawback associated with the electrical generation carried out from the propulsion engines of the aircraft resides in the emissions of carbon dioxide CO ₂ from the aircraft. In general, these emissions are directly linked to the specific consumption of the gas turbines of the propulsion engines. A gas turbine has an interesting weight/power ratio compared to other types of engine. On the other hand, its fuel consumption is very variable. It depends on the thermodynamic efficiency (which translates the transformation of the energy contained in the kerosene into mechanical energy on the drive shaft of the turbines). This efficiency is a function mainly of the size of the turbine and its operating regime. The largest recent turbojets achieve a thermodynamic efficiency of around 55%, while small gas turbines, for example those implemented in APUs, can have a very mediocre efficiency, around 20%. The production of electricity produced using a generator driven by a variable-speed gas turbine has overall poor performance in terms of CO ₂ emissions. The efficiency of the gas turbine strongly depends on its operating regime. It is excessively bad at idle speed, which further aggravates the CO ₂ emissions linked to the production of electricity.

Encore un autre inconvénient réside dans la distance séparant les moteurs placés sous les ailes de l’avion et les charges électriques pour la plupart disposées dans le fuselage de l’avion. L’architecture électrique des avions comprend également, un cœur de distribution électrique situé dans le fuselage et recevant de l’énergie des différents générateurs et délivrant cette énergie aux différentes charges en fonction de leur besoin pour les alimenter durant le vol de l’aéronef. La masse du câblage électrique reliant les générateurs couplés aux moteurs de propulsion et le cœur de distribution électrique devient d’autant plus important que la puissance électrique embarquée augmente. En outre, la masse de ce câblage est lié au nombre de réseaux de bord, chacun provenant d’un générateur. Comme on l’a vu plus haut, pour les avions possédant des générateurs à tension alternative, leur synchronisation étant impossible, il est nécessaire de relier chaque générateur, indépendamment des autres au cœur de distribution électrique qui réalise les connexions entre les différents générateurs et les charges électriques de l’avion. Autrement dit, l’augmentation de masse du câblage électrique est plus liée à la génération électrique embarquée qu’à la consommation embarquée du fait de la nécessité de redondance de la génération.Yet another drawback lies in the distance between the engines placed under the wings of the plane and the electrical loads for the most part arranged in the fuselage of the plane. The electrical architecture of aircraft also includes an electrical distribution core located in the fuselage and receiving energy from the various generators and delivering this energy to the various loads according to their need to power them during the flight of the aircraft. The mass of the electrical wiring connecting the generators coupled to the propulsion motors and the electrical distribution core becomes all the more important as the onboard electrical power increases. In addition, the mass of this wiring is related to the number of on-board networks, each coming from a generator. As seen above, for aircraft with alternating voltage generators, since their synchronization is impossible, it is necessary to connect each generator, independently of the others, to the electrical distribution core which makes the connections between the various generators and the aircraft electrical loads. In other words, the increase in electrical wiring mass is more related to on-board electrical generation than to on-board consumption due to the need for generation redundancy.

La génération électrique réalisée à partir des moteurs de propulsion de l’avion présente un risque quant au fonctionnement du moteur. En effet, lorsque le moteur tourne au ralenti, la majeure partie de la puissance mécanique qu’il délivre est utilisé pour la génération électrique. Des variations temporelles de consommation électrique interviennent fréquemment. Une variation brutale de consommation électrique, peut entrainer un à-coup de vitesse du moteur, voire même son calage. Ce phénomène est connu sous le nom de pompage du moteur. Le risque de pompage augmente même avec les nouvelles générations de moteurs à fort taux de dilution.The electrical generation produced from the aircraft's propulsion engines presents a risk with regard to the operation of the engine. Indeed, when the engine is idling, most of the mechanical power it delivers is used for electrical generation. Temporal variations in electrical consumption frequently occur. A sudden change in power consumption can cause the motor to jump in speed, or even stall. This phenomenon is known as engine surge. The risk of surging increases even with newer generations of engines with high bypass ratios.

De façon conventionnelle, la génération électrique des avions commerciaux peut se faire en courant alternatif à fréquence fixe, classiquement 400 Hz, à partir de turbines à gaz tournant à vitesse variable. Pour ce faire, un système de régulation de vitesse est implanté entre l’arbre de la turbine à gaz et un alternateur pouvant alors tourner à vitesse fixe pour générer la fréquence fixe souhaitée. Un système de régulation de vitesse mettant en œuvre un convertisseur hydraulique et est connu dans la littérature anglo-saxonne sous le nom de CSD pour : « Constant Speed Drive ». Plus récemment, on a tenté de se passer de ces convertisseurs hydrauliques en faisant tourner les alternateurs en vitesse variable et donc de générer des réseaux de bord à fréquence variable, par exemple entre 400 et 800 Hz. Ces réseaux à fréquence variable ne permettent plus d’alimenter simplement des moteurs asynchrones qui tendent à être remplacés par des moteurs synchrones alimentés par les réseaux en fréquence variable au travers de redresseurs et d’onduleurs. Les redresseurs et les onduleurs tendent à augmenter la masse embarquée et à réduire la fiabilité globale.Conventionally, the electrical generation of commercial aircraft can be done using alternating current at a fixed frequency, typically 400 Hz, from gas turbines rotating at variable speed. To do this, a speed regulation system is installed between the shaft of the gas turbine and an alternator which can then rotate at a fixed speed to generate the desired fixed frequency. A speed regulation system implementing a hydraulic converter and is known in Anglo-Saxon literature under the name of CSD for: “Constant Speed Drive”. More recently, attempts have been made to do without these hydraulic converters by rotating the alternators at variable speed and therefore to generate variable frequency on-board networks, for example between 400 and 800 Hz. Simply power asynchronous motors which tend to be replaced by synchronous motors powered by variable frequency networks through rectifiers and inverters. Rectifiers and inverters tend to increase on-board mass and reduce overall reliability.

L’invention vise à pallier tout ou partie des problèmes cités plus haut en proposant une architecture électrique d’aéronef dans laquelle la génération électrique principale est décorrélée des moteurs de propulsions de l’aéronef.The invention aims to overcome all or part of the problems cited above by proposing an aircraft electrical architecture in which the main electrical generation is decorrelated from the propulsion motors of the aircraft.

A cet effet, l’invention a pour objet un aéronef comprenant :
- au moins une zone moteur et une zone fuselage distincte de la zone moteur,
- au moins un moteur de propulsion à turbine à gaz situé dans la zone moteur,
- plusieurs groupes de génération électrique situés dans la zone fuselage, les groupes de génération électrique étant indépendants du moteur de propulsion,
- plusieurs charges électriques situées dans la zone fuselage,
- au moins un cœur de distribution électrique situé dans la zone fuselage et recevant de l’énergie des différents groupes de génération électrique et délivrant de l’énergie aux différentes charges en fonction de leur besoin pour les alimenter durant le vol de l’aéronef en régime nominal.To this end, the subject of the invention is an aircraft comprising:
- at least one engine area and one fuselage area separate from the engine area,
- at least one gas turbine propulsion engine located in the engine area,
- several electrical generation units located in the fuselage area, the electrical generating units being independent of the propulsion engine,
- several electrical loads located in the fuselage area,
- at least one electrical distribution core located in the fuselage area and receiving energy from the various electrical generation groups and delivering energy to the various loads according to their need to supply them during the flight of the aircraft in rated speed.

Les groupes de génération électrique sont avantageusement au moins au nombre de trois.The electrical generation groups are advantageously at least three in number.

Un ou plusieurs des groupes de génération électrique sont avantageusement configurables pour délivrer de l’énergie électrique sous forme alternative ou sous forme continue.One or more of the electrical generation groups are advantageously configurable to deliver electrical energy in AC form or in DC form.

Les groupes de génération électrique sont avantageusement configurés pour délivrer de l’énergie électrique sous forme alternative à fréquence fixe, par exemple de 800 Hz.The electrical generation groups are advantageously configured to deliver electrical energy in alternating form at a fixed frequency, for example 800 Hz.

L’aéronef comprend avantageusement au moins un module de contrôle de la génération et de la distribution électrique configuré pour synchroniser plusieurs des groupes de génération électrique couplés et délivrant de l’énergie électrique sous forme alternative vers un même réseau de distribution d’énergie électrique.The aircraft advantageously comprises at least one electrical generation and distribution control module configured to synchronize several of the electrical generation groups coupled and delivering electrical energy in AC form to the same electrical energy distribution network.

L’aéronef comprend avantageusement au moins un module de contrôle de la génération et de la distribution électrique, pour chacun des groupes de génération électrique une plage de fonctionnement optimal est définie, le module de contrôle de la génération et de la distribution électrique étant configuré pour faire fonctionner en régime nominal un nombre de groupes de génération électrique parmi les groupes de génération électrique pour conserver les groupes de génération électrique en fonctionnement, chacun dans sa plage de fonctionnement optimal.The aircraft advantageously comprises at least one electrical generation and distribution control module, for each of the electrical generation groups an optimal operating range is defined, the electrical generation and distribution control module being configured to operating at nominal speed a number of electrical generation groups among the electrical generation groups to keep the electrical generation groups in operation, each in its optimum operating range.

Chaque groupe de génération électrique comprend avantageusement un moteur et un générateur électrique couplés et dans lequel le générateur électrique est directement monté sur l’arbre du moteur sans dispositif de désaccouplement en vol entre le moteur et le générateur électrique.Each electrical generation unit advantageously comprises a motor and an electrical generator coupled and in which the electrical generator is directly mounted on the shaft of the motor without a device for uncoupling in flight between the motor and the electrical generator.

Le générateur électrique comprend avantageusement une machine électrique à aimants permanents.The electric generator advantageously comprises an electric machine with permanent magnets.

Au moins un des groupes de génération électrique comprend avantageusement un moteur thermique, un générateur électrique entrainé par le moteur et un réservoir de carburant propre au moteur, le générateur électrique pouvant être configuré pour être utilisé en moteur pour démarrer le moteur thermique.At least one of the electric generation units advantageously comprises a heat engine, an electric generator driven by the engine and a fuel tank specific to the engine, the electric generator being able to be configured to be used as a motor to start the heat engine.

L’aéronef comprend avantageusement plusieurs cœurs de distribution électrique situés dans la zone fuselage et recevant de l’énergie des différents groupes de génération électrique et délivrant de l’énergie aux différentes charges en fonction de leur besoin pour les alimenter durant le vol de l’aéronef en régime nominal, chacun des groupes de génération électrique pouvant alimenter au moins deux des cœurs de distribution électrique, chacun des cœurs de distribution électrique pouvant être alimenté par au moins deux des groupes de génération électrique.The aircraft advantageously comprises several electrical distribution cores located in the fuselage zone and receiving energy from the various electrical generation groups and delivering energy to the various loads according to their need to supply them during the flight of the aircraft. aircraft at nominal speed, each of the electrical generation groups being able to supply at least two of the electrical distribution cores, each of the electrical distribution cores being able to be supplied by at least two of the electrical generation groups.

Chacun des cœurs de distribution électrique peut avantageusement échanger de l’énergie électrique avec chacun des autres cœurs de distribution électrique selon au moins deux chemins distincts.Each of the electrical distribution cores can advantageously exchange electrical energy with each of the other electrical distribution cores according to at least two distinct paths.

L’aéronef comprend avantageusement plusieurs cœurs de distribution électrique situés dans la zone fuselage et recevant de l’énergie des différents groupes de génération électrique et délivrant de l’énergie aux différentes charges en fonction de leur besoin pour les alimenter durant le vol de l’aéronef en régime nominal, chacun des groupes de génération électrique et des cœurs de distribution électrique étant disposés dans un compartiment propre, les compartiments étant regroupés dans une même zone de l’avion prévue pour la génération et la distribution électrique.The aircraft advantageously comprises several electrical distribution cores located in the fuselage zone and receiving energy from the various electrical generation groups and delivering energy to the various loads according to their need to supply them during the flight of the aircraft. aircraft at nominal speed, each of the electrical generation groups and of the electrical distribution cores being arranged in its own compartment, the compartments being grouped together in the same area of the aircraft provided for electrical generation and distribution.

Au moins un des groupes de génération électrique comprend avantageusement un système de stockage d’énergie dont le raccordement au cœur de distribution électrique est réalisé au moyen d’un convertisseur réversible et dans lequel le cœur de distribution électrique est configuré pour permettre la recharge du système de stockage d’énergie et l’utilisation de l’énergie stockée.At least one of the electrical generation groups advantageously comprises an energy storage system whose connection to the electrical distribution core is made by means of a reversible converter and in which the electrical distribution core is configured to allow the system to be recharged energy storage and the use of stored energy.

Les groupes de génération électrique comprennent avantageusement tout moyen de génération d’énergie électrique à partir d’une source d’énergie extérieure ou tout moyen de stockage d’énergie capable de restituer son énergie sous forme électrique.The electrical generation units advantageously comprise any means of generating electrical energy from an external energy source or any energy storage means capable of restoring its energy in electrical form.

L’invention sera mieux comprise et d’autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée d’un mode de réalisation donné à titre d’exemple, description illustrée par le dessin joint dans lequel :The invention will be better understood and other advantages will appear on reading the detailed description of an embodiment given by way of example, description illustrated by the attached drawing in which:

la figure 1 représente le principe d’une architecture électrique d’un avion selon l’invention ; FIG. 1 represents the principle of an electrical architecture of an airplane according to the invention;

la figure 2 représente un exemple d’architecture électrique d’un avion mettant en œuvre l’invention et basée sur une distribution d’énergie sous forme de hautes tensions continues ; FIG. 2 represents an example of the electrical architecture of an airplane implementing the invention and based on a distribution of energy in the form of high DC voltages;

la figure 3 représente un autre exemple d’architecture électrique d’un avion mettant en œuvre l’invention et basée sur une distribution d’énergie sous forme de tensions alternatives ; FIG. 3 represents another example of electrical architecture of an airplane implementing the invention and based on a distribution of energy in the form of alternating voltages;

la figure 4 illustre de façon schématique un exemple d’architecture électrique d’un avion selon l’invention, l’architecture étant adaptée à des groupes de génération électrique fournissant de l’énergie sous forme alternative ; FIG. 4 schematically illustrates an example of the electrical architecture of an airplane according to the invention, the architecture being adapted to electrical generation units supplying energy in alternating form;

la figure 5 illustre de façon schématique un autre exemple d’architecture électrique adaptée à des groupes de génération électrique fournissant de l’énergie sous forme continue. FIG. 5 schematically illustrates another example of electrical architecture adapted to electrical generation groups supplying energy in continuous form.

Par souci de clarté, les mêmes éléments porteront les mêmes repères dans les différentes figures.For the sake of clarity, the same elements will bear the same references in the various figures.

La figure 1 représente un avion bimoteur 10 comprenant deux zones moteur 12 et 14 situées chacune sous les ailes, respectivement 16 et 18 de l’avion 10. Dans chacune des zones moteur 12 et 14, l’avion 10 comprend un moteur de propulsion à turbine à gaz, respectivement 20 et 22. Les moteurs 20 et 22 sont par exemple des turbopropulseurs ou des turboréacteurs. L’avion 10 comprend un fuselage 24 confondu avec la zone fuselage portant également le repère 24. Le fuselage est formé d’une carcasse en forme de fuseau constituant le corps de l’avion 10. La zone fuselage 24 est aménagée pour contenir la charge utile transportée par l’avion, ainsi que le poste d'équipage. Les ailes 16 et 18 ainsi que l’empennage 26 sont fixés au fuselage 24. Les avions pressurisés possèdent un fuselage 24 allongé à section sensiblement tubulaire perpendiculairement à l’axe principal de l’avion 10, axe selon lequel l’avion se déplace. Dans l’avion 10 représenté, les zones moteur 12 et 14 sont distinctes de la zone fuselage 24. Les zones 12, 14 et 24 ne se chevauchent pas.FIG. 1 represents a twin-engine airplane 10 comprising two engine zones 12 and 14 each located under the wings, respectively 16 and 18 of the airplane 10. In each of the engine zones 12 and 14, the airplane 10 comprises a propulsion engine with gas turbine, respectively 20 and 22. The engines 20 and 22 are for example turboprops or turbojets. The airplane 10 comprises a fuselage 24 coincident with the fuselage area also bearing the mark 24. The fuselage is formed of a spindle-shaped carcass constituting the body of the airplane 10. The fuselage area 24 is arranged to contain the load useful transported by the aircraft, as well as the crew compartment. The wings 16 and 18 as well as the empennage 26 are fixed to the fuselage 24. Pressurized aircraft have an elongated fuselage 24 with a substantially tubular section perpendicular to the main axis of the aircraft 10, the axis along which the aircraft moves. In the airplane 10 represented, the engine zones 12 and 14 are distinct from the fuselage zone 24. The zones 12, 14 and 24 do not overlap.

La plupart des charges électriques de l’avion 10 sont situées dans la zone fuselage 24, il s’agit notamment d’éclairage, d’instrument de bord, de commandes de vol, de charges liées à l’air conditionné... D’autres charges peuvent être situées en zones moteurs 12 et 14, comme par exemple certaines servitudes des moteurs 20 et 22. D’autres charges telles que les commandes de vol, les feux de navigation sont situées sur les ailes 16 et 18 ainsi que sur l’empennage 26. Dans les avions gros porteurs récents, la majeure partie de la puissance électrique consommée dans l’avion 10 l’est par les charges situées dans la zone fuselage 24.Most of the electrical loads of the airplane 10 are located in the fuselage zone 24, these are in particular lighting, on-board instruments, flight controls, loads linked to the air conditioning, etc. D other loads can be located in engine areas 12 and 14, such as certain services of engines 20 and 22. Other loads such as flight controls, navigation lights are located on wings 16 and 18 as well as on the empennage 26. In recent jumbo jets, most of the electrical power consumed in the airplane 10 is consumed by the loads located in the fuselage zone 24.

Selon l’invention, l’avion 10 comprend plusieurs groupes de génération électrique principaux, quatre groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4, dans l’exemple représenté. Les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 sont utilisés durant le vol de l’avion et en régime nominal. Par régime nominal, on entend un fonctionnement de l’avion 10 dans ses phases de vol de croisière sans aucune panne.According to the invention, the aircraft 10 comprises several main electrical generation groups, four electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4, in the example shown. The electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 are used during aircraft flight and at nominal speed. Nominal speed means operation of the airplane 10 in its cruising flight phases without any failure.

De façon connue, dans les avions équipés de turbines à gaz, les générateurs électriques principaux sont entrainés par les moteurs 20 et 22. Selon l’invention, les groupes de générations TG1, TG2, TG3 et TG4 sont indépendant des moteurs de propulsions 20 et 22. Autrement dit, les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 ne sont pas entrainés par les moteurs 20 et 22. Les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 sont situés dans la zone fuselage 24 ce qui permet de limiter la longueur des câbles électriques de puissance reliant la zone fuselage 24 et les zones moteur 12 et 14.In a known manner, in airplanes equipped with gas turbines, the main electrical generators are driven by the motors 20 and 22. According to the invention, the groups of generations TG1, TG2, TG3 and TG4 are independent of the propulsion motors 20 and 22. In other words, the electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 are not driven by the motors 20 and 22. The electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 are located in the fuselage area 24 which allows to limit the length of the electrical power cables connecting the fuselage area 24 and the engine areas 12 and 14.

L’indépendance des moteurs de propulsion permet de se passer système de régulation de vitesse à convertisseur hydraulique de type CSD tout en maintenant une génération électrique sous forme alternative à fréquence fixe. En effet, il est possible de piloter les différents groupes de générations TG1, TG2, TG3 et TG4 afin qu’ils fonctionnent à fréquence fixe. Cette fréquence peut être de 400 Hz, comme actuellement mise en œuvre dans de nombreux avions commerciaux. La fréquence fixe peut être choisie à une fréquence plus élevée, par exemple 800 Hz. Actuellement, certains avions commerciaux sont équipés de réseaux électriques fonctionnant à fréquence variable de 400 à 800 Hz. Les charges électriques de ces avions sont susceptibles de fonctionner à 800 Hz. L’utilisation de ces charges dans un avion conforme à l’invention et fonctionnant à fréquence fixe de 800 Hz est donc tout à fait envisageable. Par ailleurs, le fonctionnement en fréquence fixe permet de mettre en œuvre des moteurs électriques de type asynchrone beaucoup plus simple à piloter que les moteurs électriques de type synchrone. De plus, la standardisation d’une fréquence de 800 Hz au lieu de 400 Hz permet à terme de réduire la masse des machines électriques et des charges inductives (comme des transformateurs ou des inductances). En effet, à ce jour, les machines électriques pouvant fonctionner à fréquence variables entre 400 et 800 Hz sont dimensionnées pour la plus basse des fréquences, c’est-à-dire 400 Hz. En abandonnant le fonctionnement à 400 Hz, au profit d’une fréquence plus élevée et notamment 800 Hz, il est possible de réduire la masse des machines électriques, aussi bien des générateurs que des charges.The independence of the propulsion motors makes it possible to do without a CSD-type hydraulic converter speed regulation system while maintaining electrical generation in alternating form at a fixed frequency. Indeed, it is possible to control the different groups of generations TG1, TG2, TG3 and TG4 so that they operate at a fixed frequency. This frequency may be 400 Hz, as currently implemented in many commercial aircraft. The fixed frequency can be chosen at a higher frequency, for example 800 Hz. Currently, some commercial aircraft are equipped with electrical networks operating at variable frequency from 400 to 800 Hz. The electrical loads of these aircraft are likely to operate at 800 Hz The use of these loads in an airplane according to the invention and operating at a fixed frequency of 800 Hz is therefore entirely possible. Furthermore, fixed frequency operation makes it possible to implement asynchronous type electric motors that are much simpler to control than synchronous type electric motors. In addition, the standardization of a frequency of 800 Hz instead of 400 Hz ultimately makes it possible to reduce the mass of electrical machines and inductive loads (such as transformers or inductors). Indeed, to date, electrical machines that can operate at variable frequencies between 400 and 800 Hz are sized for the lowest frequency, i.e. 400 Hz. By abandoning operation at 400 Hz, in favor of At a higher frequency and in particular 800 Hz, it is possible to reduce the mass of electrical machines, both generators and loads.

La mise en œuvre de plusieurs groupes de génération électrique permet de générer différents types de réseaux de bord. Il est par exemple possible de prévoir en complément du ou des réseaux alternatifs, un ou plusieurs réseaux continus à basse ou à haute tension. Il est possible de prévoir des groupes de génération électrique dédiés à chacun des types de réseaux. Alternativement, il est possible de prévoir une reconfiguration possible d’un ou de plusieurs des groupes de génération électrique. Ainsi en cas de panne d’un groupe de génération électrique, quel que soit le type d’énergie électrique qu’il générait, continu ou alternatif, il est possible de le remplacer en temps réel par un autre groupe que l’on configure pour générer le même type d’énergie électrique. La reconfiguration permet d’éviter la nécessité de prévoir des groupes de génération électrique en attente dédié à chaque type de réseau pour pallier d’éventuelles pannes de chaque réseau.The implementation of several electrical generation groups makes it possible to generate different types of on-board networks. It is for example possible to provide, in addition to the alternating network or networks, one or more DC networks at low or high voltage. It is possible to provide power generation groups dedicated to each type of network. Alternatively, it is possible to provide for a possible reconfiguration of one or more of the electrical generation groups. Thus in case of failure of an electrical generation group, whatever the type of electrical energy it generated, direct or alternating, it is possible to replace it in real time by another group that is configured to generate the same type of electrical energy. The reconfiguration makes it possible to avoid the need to provide power generation groups on standby dedicated to each type of network to compensate for possible breakdowns of each network.

L’avion 10 comprend un cœur de distribution électrique 40 situé dans la zone fuselage 24 , disposé au plus près des groupes de génération et recevant de l’énergie des différents groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 et délivrant de l’énergie aux différentes charges de l’avion 10 en fonction de leur besoin pour les alimenter notamment durant le vol en régime nominal. Le cœur de distribution électrique 40 comprend essentiellement des réseaux de tension et des interrupteurs permettant de connecter les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 aux réseaux de tension, de connecter les réseaux de tension aux charges et d’interconnecter les réseaux de tension entre eux.The aircraft 10 comprises an electrical distribution core 40 located in the fuselage zone 24, arranged as close as possible to the generation groups and receiving energy from the various electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 and delivering energy to the various loads of the airplane 10 according to their need to supply them in particular during the flight at nominal speed. The electrical distribution core 40 essentially comprises voltage networks and switches making it possible to connect the electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 to the voltage networks, to connect the voltage networks to the loads and to interconnect the networks of tension between them.

Les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 peuvent fonctionner indépendamment les uns des autres. Plus précisément, aucune liaison directe n’existe entre les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 sans passer par le cœur de distribution électrique 40. Tout groupe de génération électrique parmi les quatre groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 peut fonctionner seul, les autres étant à l’arrêt, séparément ou en groupe.The electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 can operate independently of each other. More precisely, no direct connection exists between the electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 without passing through the electrical distribution core 40. Any electrical generation group among the four electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 can work alone, the others being stopped, separately or in groups.

Toute solution technologique permettant de produire de l'électricité peut être mise en œuvre dans un groupe de génération électrique. Un groupe de génération électrique comprend par exemple une machine thermique entrainant un générateur électrique dédié, délivrant une tension alternative ou continue. La machine thermique peut être un moteur à combustion interne, une turbine à gaz… L’association d’une turbine à gaz et d’un générateur électrique est souvent appelée : turbogénérateur. Dans un turbogénérateur mis en œuvre comme groupe de génération électrique selon l’invention, la fonction principale de l’énergie produite par la turbine à gaz est la génération électrique. La turbine à gaz d’un tel turbogénérateur n’est pas utilisée pour propulser l’avion 10.Any technological solution for producing electricity can be implemented in an electricity generation group. An electrical generation unit includes for example a thermal machine driving a dedicated electrical generator, delivering an alternating or direct voltage. The heat engine can be an internal combustion engine, a gas turbine... The combination of a gas turbine and an electric generator is often called a turbogenerator. In a turbogenerator implemented as an electrical generation unit according to the invention, the main function of the energy produced by the gas turbine is electrical generation. The gas turbine of such a turbogenerator is not used to propel the aircraft 10.

D’autres types de groupes de génération électrique peuvent également être mis en œuvre dans le cadre de l’invention tels que des piles à combustible, groupe de génération photovoltaïque ou encore thermoélectrique. La particularité des groupes de génération de type thermoélectrique est de délivrer une tension continue, il sera alors préférable de choisir un réseau de distribution continu. On entend également par groupe de génération électrique tout dispositif capable de stocker de l’énergie sous une forme physique quelconque notamment chimique ou mécanique, et de la restituer sous forme électrique, tel que par exemple une batterie, un super condensateur, un volant d’inertie.Other types of electrical generation groups can also be implemented within the scope of the invention, such as fuel cells, photovoltaic generation groups or even thermoelectrics. The particularity of thermoelectric type generation groups is to deliver a direct voltage, it will then be preferable to choose a continuous distribution network. Electric generation unit also means any device capable of storing energy in any physical form, in particular chemical or mechanical, and of restoring it in electrical form, such as for example a battery, a super capacitor, a flywheel inertia.

A ce jour, la technologie de turbogénérateur est la plus mature et la moins onéreuse. Par la suite, l’architecture électrique de l’avion 10, orientée autour de turbogénérateurs, sera développée plus précisément. Il est bien entendu possible de raccorder au cœur de distribution électrique 40 des types différents de groupes de génération. Cela présente un intérêt en termes de dissemblance des groupes de génération. Au contraire, si des groupes de génération de même type sont raccordés au cœur de distribution électrique 40, on privilégie alors des groupes de génération électrique produits par des fabricants différents pour conserver une dissemblance entre eux.To date, turbogenerator technology is the most mature and least expensive. Subsequently, the electrical architecture of aircraft 10, oriented around turbogenerators, will be developed more precisely. It is of course possible to connect to the electrical distribution core 40 different types of generation groups. This is of interest in terms of dissimilarity of generation groups. On the contrary, if generation groups of the same type are connected to the electrical distribution core 40, then preference is given to electrical generation groups produced by different manufacturers in order to maintain a dissimilarity between them.

Les turbogénérateurs peuvent délivrer une tension alternative et être connecté au cœur de distribution électrique 40. Dans une architecture électrique où les générateurs sont entrainés par les moteurs de propulsion de l’avion, la synchronisation des générateurs est impossible du fait de l'absence de synchronisme de rotation des turbines à gaz. En revanche, dans le cadre de l’invention, Il est tout à fait possible de synchroniser entre eux, en phase et en fréquence, des groupes de génération électrique délivrant une tension alternative de façon à pouvoir les connecter en parallèle et constituer ainsi un micro réseau. Dans le cas de turbogénérateurs, il est tout à fait possible de faire tourner les turbines à gaz des groupes de génération électrique à la même vitesse puisqu’elles ne sont pas utilisées pour la propulsion. L’intérêt de faire tourner les groupes de générations à la même vitesse et de les synchroniser entre eux est aussi d’éviter les interruptions de puissance temporaires lors du passage d’un groupe de génération à un autre et du transfert de puissance d’un groupe sur l’autre. Le pilotage des turbogénérateurs est uniquement réalisé en vue de la production électrique.The turbogenerators can deliver an alternating voltage and be connected to the electrical distribution core 40. In an electrical architecture where the generators are driven by the propulsion engines of the aircraft, the synchronization of the generators is impossible due to the absence of synchronism. rotation of gas turbines. On the other hand, in the context of the invention, it is quite possible to synchronize between them, in phase and in frequency, electrical generation groups delivering an alternating voltage so as to be able to connect them in parallel and thus constitute a micro network. In the case of turbogenerators, it is quite possible to make the gas turbines of the electrical generation groups turn at the same speed since they are not used for propulsion. The benefit of having the groups of generations rotate at the same speed and of synchronizing them with each other is also to avoid temporary power interruptions during the passage from one generation group to another and the transfer of power from one group on the other. The piloting of the turbogenerators is only carried out with a view to electricity production.

Les turbogénérateurs peuvent également produire une tension continue. Ils ont la possibilité d'être connectés en parallèle de façon à constituer un micro-réseau électrique continu au niveau de l’avion comme le micro-réseau alternatif.Turbogenerators can also produce DC voltage. They have the possibility of being connected in parallel so as to constitute a continuous electrical micro-grid at the level of the aircraft like the AC micro-grid.

Un autre type de machine thermique tel que le moteur diesel haute performance présente un avantage important du fait de sa consommation spécifique en carburant qui est environ deux fois plus faible que celle qu'une turbine à gaz de puissance équivalente. Bien que pour une puissance donnée, un moteur diesel soit plus lourd qu’une turbine à gaz, du fait de l’emport en carburant, la mise en œuvre de moteurs diesels permet globalement de réduire les émissions de CO₂environ d’un facteur 2, notamment pour les avions long-courriers.Another type of thermal machine such as the high-performance diesel engine has a significant advantage due to its specific fuel consumption which is approximately two times lower than that of a gas turbine of equivalent power. Although for a given power, a diesel engine is heavier than a gas turbine, because of the fuel load, the implementation of diesel engines globally makes it possible to reduce CO ₂ emissions by approximately a factor 2, especially for long-haul aircraft.

D’autres machines thermiques utilisant des carburants moins polluants que le kérosène peuvent également être mise en œuvre dans le cadre de l’invention, en particulier des machines utilisant du gaz naturel ou de l’hydrogène. En particulier les moteurs à combustion interne sont bien adaptés à la consommation d’hydrogène.Other thermal machines using less polluting fuels than kerosene can also be implemented within the scope of the invention, in particular machines using natural gas or hydrogen. In particular, internal combustion engines are well suited to hydrogen consumption.

Il est possible de prévoir des machines thermiques capables de consommer différents carburants comme notamment du kérosène et un combustible moins polluant et de passer automatiquement de l’un à l’autre en fonction des phases de vol de l’avion 10. L’emploi d’hydrogène lorsque l’avion est au sol permet de supprimer toute émission de CO₂au voisinage de l’aéroport et par exemple en mode taxi électrique. Il est également possible d’utiliser de l’hydrogène au moment du décollage et de l’atterrissage. L’utilisation d’hydrogène tout au long du vol est souhaitable mais à ce jour, parait encore difficile du fait du développement encore trop faible de la filière de production d’hydrogène. Des moteurs bi-carburants, kérosène et hydrogène sont alors avantageux.It is possible to provide heat engines capable of consuming different fuels such as in particular kerosene and a less polluting fuel and of switching automatically from one to the other depending on the flight phases of the airplane 10. The use of Hydrogen when the plane is on the ground makes it possible to eliminate any CO ₂ emission in the vicinity of the airport and for example in electric taxi mode. It is also possible to use hydrogen during take-off and landing. The use of hydrogen throughout the flight is desirable but to date, still seems difficult due to the still insufficient development of the hydrogen production sector. Bi-fuel engines, kerosene and hydrogen are then advantageous.

Parmi les différents groupes de génération, il est possible de prévoir l’entrainement des générateurs électriques par des moteurs de types différents, par exemple des turbines à gaz pour certains groupes de génération électrique et des moteurs diesels pour d’autres groupes de génération électrique. Cela permet d’améliorer la dissemblance des groupes de génération.Among the different generation groups, it is possible to provide for the drive of the electric generators by motors of different types, for example gas turbines for certain electric generation groups and diesel engines for other electric generation groups. This improves the dissimilarity of generation groups.

Pour des questions de redondance liée à la sécurité du vol de l’avion 10, la puissance électrique maximale pouvant être fournie par les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 est supérieure à la puissance électrique maximale consommée par l’ensemble des charges de l’avion 10. De manière préférentielle, le nombre de groupes de génération électrique est supérieur ou égal à trois pour s’affranchir de la problématique de panne double. Plus précisément, même si deux des groupes de génération électrique sont en panne, un troisième peut toujours produire de l’électricité.For questions of redundancy related to the safety of the flight of the airplane 10, the maximum electrical power that can be supplied by the electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 is greater than the maximum electrical power consumed by all of the aircraft loads 10. Preferably, the number of electrical generation groups is greater than or equal to three to overcome the problem of double failure. More precisely, even if two of the electrical generation groups are down, a third can still produce electricity.

Il est possible de mettre en œuvre plus de trois groupes de génération électrique à plus faible puissance unitaire afin de permettre à chaque groupe de génération électrique de fonctionner au plus proche de son point de fonctionnement optimum permettant d’optimiser le rendement de sa puissance électrique générée par quantité de carburant consommé. Plus précisément, en fonction de la consommation électrique instantanée de l’avion 10, il est avantageux d’adapter le nombre de groupes de génération électrique en fonctionnement parmi les groupes de génération électrique embarqués pour conserver les groupes de génération électrique en fonctionnement chacun dans une plage de fonctionnement optimal. Pour chaque groupe de génération électrique cette plage est par exemple définie de façon que son rendement ne soit pas inférieur à un pourcentage donné de son rendement maximal. Le cœur de distribution électrique 40 est configuré pour piloter le nombre de groupes de génération électrique en fonctionnement pour que chacun reste dans sa plage de fonctionnement optimal. Certains groupes de génération électrique peuvent simplement être arrêtés.It is possible to implement more than three electrical generation groups at the lowest unit power in order to allow each electrical generation group to operate as close as possible to its optimum operating point, making it possible to optimize the efficiency of its generated electrical power. per amount of fuel consumed. More specifically, depending on the instantaneous electrical consumption of the aircraft 10, it is advantageous to adapt the number of electrical generation groups in operation among the electrical generation groups on board to keep the electrical generation groups each in operation in a optimum operating range. For each electrical generation unit, this range is for example defined so that its efficiency is not less than a given percentage of its maximum efficiency. The electrical distribution core 40 is configured to control the number of electrical generation groups in operation so that each remains within its optimum operating range. Some power generation groups can simply be stopped.

Il est par exemple possible d’installer à bord de l’avion 10, des groupes de génération électrique ayant chacun une puissance unitaire comprise entre 1/10 et 1/5 de la puissance totale installées à bord. Le fait d'avoir des groupes de génération électrique de faible puissance unitaire par rapport à la puissance totale installée, permet de standardiser la production des groupes de génération électrique afin de s'adapter facilement à différents types d’avion présentant chacun sa propre valeur de puissance électrique totale installée. Cette puissance dépend du type d’avion et peut même dépendre de sa configuration. Par exemple, un avion en version cargo nécessite moins de puissance installée qu’en version transport de passagers. Pour les avions de ligne, les puissances actuellement installées sont typiquement comprises entre une centaine de kW et 1 MW. Même avec une telle plage de puissance, il est possible de ne mettre en œuvre que deux types de groupes de génération électrique, l’un de 50 kW de puissance unitaire, plutôt embarqués à bord des plus petits avions et l’autre de 100 kW pour les avions les plus gros. Plus généralement, avec quelques puissances unitaires de groupes de génération électrique bien choisies, il est possible de couvrir l'ensemble des besoins des aéronefs et de disposer d’une solution standard.It is for example possible to install on board the aircraft 10, electrical generation groups each having a unit power of between 1/10 and 1/5 of the total power installed on board. The fact of having electrical generating sets with low unit power compared to the total power installed, makes it possible to standardize the production of electrical generating sets in order to adapt easily to different types of aircraft, each presenting its own value of total installed electrical power. This power depends on the type of aircraft and may even depend on its configuration. For example, an aircraft in the cargo version requires less installed power than in the passenger transport version. For airliners, the powers currently installed are typically between a hundred kW and 1 MW. Even with such a power range, it is possible to implement only two types of electrical generation groups, one of 50 kW of unit power, rather embedded on board the smallest aircraft and the other of 100 kW for larger aircraft. More generally, with a few unit powers of well-chosen electrical generation units, it is possible to cover all the needs of aircraft and to have a standard solution.

La redondance est assurée par des groupes de génération électrique pouvant être utilisés en régime nominal. Il est ainsi possible de se passer de groupes de génération électrique spécifiques tels que l’APU et la RAT. En effet, avec une architecture électrique classique où les générateurs sont couplés aux moteurs de propulsion, en cas de panne des moteurs de propulsion, la génération électrique de régime nominal est stoppée et il est nécessaire de démarrer l’APU, voire de déployer la RAT. En mettant en œuvre l’invention, tout d’abord, une panne des moteurs de propulsion n’entraine pas d’arrêt de la génération électrique. De plus, dans l’invention, il est possible d’envisager une panne de deux groupes de génération, les autres groupes de génération électrique présents prenant le relais. Plus le nombre de groupes de génération électrique est important, plus la puissance électrique installée en surcapacité pour assurer la redondance est réduite du fait de la faible puissance nominale de chaque groupe de génération électrique. En effet, en cas de double panne, c’est-à-dire deux groupes de groupes de génération électrique hors service, pour assurer le fonctionnement de l’architecture électrique, il suffit de deux groupes supplémentaires au-delà de la puissance nominale maximale consommée pour assurer le fonctionnement de l’architecture électrique à son régime nominal.Redundancy is ensured by electrical generation groups that can be used at nominal speed. It is thus possible to dispense with specific electrical generation groups such as the APU and the RAT. Indeed, with a classic electrical architecture where the generators are coupled to the propulsion motors, in the event of failure of the propulsion motors, the electrical generation at nominal speed is stopped and it is necessary to start the APU, or even to deploy the RAT . By implementing the invention, first of all, a failure of the propulsion motors does not lead to a stoppage of the electrical generation. In addition, in the invention, it is possible to envisage a failure of two generation groups, the other electrical generation groups present taking over. The greater the number of electrical generation groups, the more the electrical power installed in overcapacity to ensure redundancy is reduced due to the low nominal power of each electrical generation group. Indeed, in the event of a double breakdown, i.e. two groups of electrical generation groups out of service, to ensure the operation of the electrical architecture, two additional groups are sufficient beyond the maximum nominal power. consumed to ensure the operation of the electrical architecture at its rated speed.

Dans un groupe de génération électrique comprenant un moteur et un générateur électrique dédié, il est possible d'optimiser et de simplifier très fortement la conception du générateur électrique et sa liaison au moteur afin d’assurer un fonctionnement du groupe de génération électrique dans sa plage de fonctionnement optimal. Cette plage est la plus étroite possible. Il est même souhaitable de définir sur la plage de fonctionnement, une vitesse fixe du moteur et du générateur électrique associé afin de faciliter la synchronisation des différents groupes de génération électrique. Afin de réduire la masse du générateur et celle du moteur, cette vitesse est la plus élevée possible. Le générateur électrique est directement couplé mécaniquement au moteur. Il n’est pas nécessaire de prévoir de dispositif de désaccouplement comme pour les générateurs couplés aux moteurs de propulsion de l’avion. Plus précisément le générateur électrique est directement monté sur l’arbre du moteur sans dispositif de désaccouplement en vol entre le moteur et le générateur. Le désaccouplement du moteur et du générateur peut éventuellement être possible pour des opérations de maintenance lourde généralement effectuées au sol et hors de l’avion. Il est possible de mettre en œuvre des paliers communs au moteur et au générateur électrique associé. Le refroidissement du générateur électrique peut être réalisé au moyen de l’aspiration en air comburant du moteur.In an electric generating set comprising a motor and a dedicated electric generator, it is possible to greatly optimize and simplify the design of the electric generator and its connection to the engine in order to ensure operation of the electric generating set within its range. optimal functioning. This beach is the narrowest possible. It is even desirable to define on the operating range, a fixed speed of the motor and of the associated electric generator in order to facilitate the synchronization of the different electric generation groups. In order to reduce the mass of the generator and that of the motor, this speed is as high as possible. The electric generator is directly mechanically coupled to the engine. It is not necessary to provide an uncoupling device as for generators coupled to aircraft propulsion engines. More specifically, the electric generator is directly mounted on the motor shaft without an in-flight disconnect device between the motor and the generator. Uncoupling the engine and generator may possibly be possible for heavy maintenance operations usually performed on the ground and off the aircraft. It is possible to implement bearings common to the motor and to the associated electric generator. The electric generator can be cooled by drawing in combustion air from the engine.

En cas de panne du générateur électrique, le moteur associé est arrêté. Ceci est acceptable puisque la fonction principale du groupe de génération électrique est de produire de l'électricité. Dans un groupe de génération électrique, le moteur et le générateur n’ont aucun intérêt à fonctionner séparément.In the event of a breakdown of the electric generator, the associated motor is stopped. This is acceptable since the main function of the electrical generator set is to generate electricity. In an electrical generation group, the motor and the generator have no interest in operating separately.

De plus, le générateur électrique peut être fortement simplifié par rapport aux générateurs couplés à des moteurs dont la fonction n’est pas uniquement d’entrainer le générateur électrique associé. Lorsque le moteur assure d’autres fonctions, comme par exemple la propulsion de l’avion ou la production d’énergie hydraulique, il est nécessaire d’assurer le pilotage du générateur afin que sa production électrique puisse être régulée de façon indépendante de la vitesse du moteur et du couple qu’il produit. Sur les générateur équipant les moteurs de propulsion, cette indépendance est assurée par des technologies compliquées de machines assurant la génération électrique et notamment au moyen de machines à trois étages. L’invention permet de supprimer cette contrainte. L’invention permet par exemple de mettre en œuvre des génératrices à aimants permanents possédant une densité de puissance bien plus élevée que les génératrices à trois étages. A ce jour, les génératrices à aimants permanents sont rarement utilisées en aéronautique car impossible à désexciter, et difficiles à réguler en tension lorsqu'elles sont entrainées à vitesse variable.In addition, the electric generator can be greatly simplified compared to generators coupled to motors whose function is not only to drive the associated electric generator. When the engine provides other functions, such as the propulsion of the aircraft or the production of hydraulic energy, it is necessary to ensure the control of the generator so that its electrical production can be regulated independently of the speed. of the motor and the torque it produces. On the generators equipping the propulsion motors, this independence is ensured by complicated machine technologies ensuring the electrical generation and in particular by means of three-stage machines. The invention makes it possible to eliminate this constraint. The invention makes it possible, for example, to implement permanent magnet generators having a much higher power density than three-stage generators. To date, permanent magnet generators are rarely used in aeronautics because they are impossible to de-energize and difficult to regulate in voltage when they are driven at variable speed.

La figure 2 représente un exemple d’architecture électrique d’un avion mettant en œuvre l’invention et basée sur une distribution d’énergie sous forme de tensions alternatives. Actuellement, on trouve couramment des réseaux de bord fonctionnant en 115 V 400 Hz ou en 230 V 400 Hz. Les composants et les charges fonctionnant sur ces types de réseau sont courants. Ces tensions peuvent être mise en œuvre dans le cadre de l’invention. D’autres tensions sont bien entendu envisageables, en particulier le 115 V 800 Hz ou 230 V 800 Hz. L’intérêt du 800 Hz est de minimiser la taille des générateurs et des charges inductives de manière générales comme évoqué plus haut.FIG. 2 represents an example of the electrical architecture of an airplane implementing the invention and based on an energy distribution in the form of alternating voltages. Currently, it is common to find on-board networks operating at 115 V 400 Hz or 230 V 400 Hz. Components and loads operating on these types of network are common. These voltages can be implemented within the scope of the invention. Other voltages are of course possible, in particular 115 V 800 Hz or 230 V 800 Hz. The advantage of 800 Hz is to minimize the size of generators and general inductive loads as mentioned above.

Sur la figure 2, on retrouve dans la zone fuselage 24, les quatre groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 ainsi que le cœur de distribution électrique 40, ici configuré pour gérer des tensions alternatives issues des quatre groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4. Le cœur de distribution électrique 40 permet d’alimenter au moins toutes les charges électriques situées dans la zone fuselage et éventuellement d’autres charges électriques situées dans les ailes, les zones moteur et l’empennage de l’avion 10. Ces charges sont représentées de façon schématique et portent des repères alphabétiques A à N. L’architecture électrique comprend également un module de contrôle GDCU de la génération et de la distribution électrique. Le repère GDCU est choisi pour son abréviation anglo-saxonne : « Génération & Distribution Control Unit ». La fonction principale du module GDCU est d’assurer le pilotage de la production électrique à bord de l’avion 10. Pour cela, le module GDCU communique avec le cœur de distribution électrique 40 afin d’en piloter la configuration et avec les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 afin de piloter la puissance que chacun doit produire. Ces pilotages sont assurés en temps réel, notamment en fonction des phases de vol de l’avion 10. En fonction de la puissance demandée par les charges, le module GDCU ajuste et optimise le nombre de groupes de génération électrique devant fonctionner. Le module GDCU est configuré pour synchroniser différents groupes de génération électrique couplés pour générer de l’énergie électrique vers le même réseau alternatif.In FIG. 2, we find in the fuselage area 24, the four electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 as well as the electrical distribution core 40, here configured to manage alternating voltages from the four electrical generation groups TG1 , TG2, TG3 and TG4. The electrical distribution core 40 makes it possible to supply at least all the electrical loads located in the fuselage zone and possibly other electrical loads located in the wings, the engine zones and the tailplane of the airplane 10. These loads are shown schematically and bear the alphabetical references A to N. The electrical architecture also includes a GDCU control module for electrical generation and distribution. The GDCU reference is chosen for its Anglo-Saxon abbreviation: "Generation & Distribution Control Unit". The main function of the GDCU module is to control the electrical production on board the aircraft 10. For this, the GDCU module communicates with the electrical distribution core 40 in order to control its configuration and with the groups of electrical generation TG1, TG2, TG3 and TG4 in order to control the power that each must produce. These controls are provided in real time, in particular according to the flight phases of the airplane 10. Depending on the power required by the loads, the GDCU module adjusts and optimizes the number of electrical generation groups that must operate. The GDCU module is configured to synchronize different electrical generation groups coupled to generate electrical energy to the same AC network.

Le module GDCU gère les éventuelles pannes des groupes de génération électrique en reconfigurant le cœur de distribution électrique 40. Le module GDCU peut embarquer des algorithmes d’intelligence, consistant par exemple :
- à optimiser les émissions de CO2 ou de gaz toxiques des sources de génération électrique dans les différentes phases de vol de l’avion 10 en favorisant celles qui émettent le moins. Le module GDCU peut par exemple favoriser l’utilisation de moteur diesel et/ou de groupes de stockage plutôt que celle des turbines à gaz en fonction des phases de vol et notamment lorsque l’avion 10 est au sol,
- à optimiser le délestage de certains groupes de génération électrique en fonction des phases de vol de l’avion 10 ou en fonction de sa trajectoire.The GDCU module manages any failures of the electrical generation groups by reconfiguring the electrical distribution core 40. The GDCU module can embed intelligence algorithms, consisting for example:
- to optimize the emissions of CO2 or toxic gases from the sources of electrical generation in the various phases of flight of the airplane 10 by favoring those which emit the least. The GDCU module can for example promote the use of diesel engines and/or storage units rather than that of gas turbines depending on the flight phases and in particular when the airplane 10 is on the ground,
- to optimize the load shedding of certain electrical generation groups according to the flight phases of the airplane 10 or according to its trajectory.

Pour des raisons de sécurité, le contrôleur GDCU est redondé autant de fois que nécessaire pour permettre d’assurer le pilotage de la production électrique en toute circonstance de panne.For safety reasons, the GDCU controller is redundant as many times as necessary to ensure the control of electricity production in any event of failure.

Chaque groupe de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 comprend un régulateur Ri, un moteur MTi, un générateur Gi et un réservoir de carburant RCi, i représentant le rang du groupe, ici de 1 à 4. Pour chaque groupe de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4, le moteur MTi consomme du carburant dans son réservoir RCi et entraine le générateur Gi qui lui est associé. Le régulateur Ri gère le fonctionnement du moteur Mi et du générateur Gi en fonction des consignes de pilotage reçues du module GDCU. Les réservoirs RCi des différents groupes de génération électrique sont, en régime nominal, indépendants les uns des autres. L’architecture peut prévoir de mettre les différents réservoirs en communication, voire de les mettre en communication avec des réservoirs de carburant propres aux moteurs de propulsion de l’avion 10. Le module GDCU peut également gérer les communications entre les réservoirs en cas de besoin.Each electrical generation group TG1, TG2, TG3 and TG4 comprises a regulator Ri, an engine MTi, a generator Gi and a fuel tank RCi, i representing the rank of the group, here from 1 to 4. For each electrical generation group TG1, TG2, TG3 and TG4, the MTi engine consumes fuel in its RCi tank and drives the generator Gi associated with it. The regulator Ri manages the operation of the motor Mi and of the generator Gi according to the control instructions received from the module GDCU. The RCi reservoirs of the different electrical generation groups are, at nominal speed, independent of each other. The architecture can provide for putting the different tanks in communication, or even for putting them in communication with fuel tanks specific to the propulsion engines of the airplane 10. The GDCU module can also manage the communications between the tanks if necessary .

La figure 3 représente un autre exemple d’architecture électrique d’un avion mettant en œuvre l’invention et basée sur une distribution d’énergie sous forme de hautes tensions continues. Une tension couramment employée est de 540V continu. On envisage également des tensions de 350V et de 270V. Ces réseaux sont connus sous le nom de HVDC pour leur abréviation anglo-saxonne : « High Voltage Direct Current ». Il est bien entendu que l’invention peut être mise en œuvre pour toute valeur de tension continue.FIG. 3 represents another example of an aircraft's electrical architecture implementing the invention and based on an energy distribution in the form of high DC voltages. A commonly used voltage is 540V DC. Voltages of 350V and 270V are also considered. These networks are known under the name of HVDC for their Anglo-Saxon abbreviation: “High Voltage Direct Current”. It is understood that the invention can be implemented for any DC voltage value.

On retrouve les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4, les charges A à N, un cœur de distribution électrique 50 et le module GDCU. A la différence de l’architecture de la figure 2, les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 comprennent chacun un redresseur permettant de délivrer au cœur de distribution électrique 50 des tensions continues. Dans l’architecture de la figure 3, le cœur de distribution électrique 50 et le module GDCU sont configurés pour piloter des tensions continues. L’architecture de la figure 3 comprend au moins une batterie 52 raccordée au cœur de distribution électrique 50.There are the electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4, the loads A to N, an electrical distribution core 50 and the GDCU module. Unlike the architecture of FIG. 2, the electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 each include a rectifier making it possible to deliver DC voltages to the electrical distribution core 50. In the architecture of Figure 3, the electrical distribution core 50 and the GDCU module are configured to drive DC voltages. The architecture of Figure 3 includes at least one battery 52 connected to the electrical distribution core 50.

Dans le cadre de l’invention, il est également possible de mettre en œuvre une architecture hybride mettant en œuvre un cœur de distribution électrique permettant de gérer à la fois des réseaux alternatifs et des réseaux continus en fonction des besoins des charges de l’avion 10. En effet, il est possible d’embarquer des charges fonctionnant en courant continu et d’autres en courant alternatif. Dans une architecture classique alternative, les charges continues imposent des convertisseurs qui alourdissent la masse de l’avion. La mise en œuvre de l’invention où les groupes de générations électriques sont indépendants des moteurs de propulsion de l’avion permet plus facilement de prévoir certains générateurs dédiés à la fourniture d’énergie électrique sous forme continue et d’autres générateurs dédiés à la fourniture d’énergie électrique sous forme alternative.In the context of the invention, it is also possible to implement a hybrid architecture implementing an electrical distribution core making it possible to manage both AC networks and DC networks according to the needs of the aircraft loads. 10. Indeed, it is possible to embark loads operating in direct current and others in alternating current. In an alternative classical architecture, the continuous loads impose converters which increase the mass of the aircraft. The implementation of the invention where the electrical generation groups are independent of the propulsion engines of the aircraft makes it easier to provide certain generators dedicated to the supply of electrical energy in continuous form and other generators dedicated to the supply of electrical energy in alternative form.

Dans les architectures présentées sur les figures 2 et 3 ainsi que dans une architecture hybride, il est facile d’intégrer d’autres sources d’énergie électrique notamment basées sur des énergies renouvelables comme des piles à combustible ou des panneaux photovoltaïques, ou encore des ensembles de stockage d’énergie capable de restituer l’énergie sous forme électrique.In the architectures presented in FIGS. 2 and 3 as well as in a hybrid architecture, it is easy to integrate other sources of electrical energy, in particular based on renewable energies, such as fuel cells or photovoltaic panels, or else energy storage assemblies capable of restoring energy in electrical form.

Les machines thermiques MTi mise en œuvre dans l’invention sont essentiellement dédiées à la génération électrique. Cela permet de leur adjoindre facilement un système de récupération de l’énergie perdue dans l’échappement et dans leur circuit de refroidissement. A titre d’exemple, le système de récupération peut être basé sur une chaudière de récupération comprenant un échangeur dans lequel circule les gaz d’échappement. L’échangeur permet de générer de la vapeur alimentant une turbine dont l’énergie mécanique est par exemple transformée en énergie électrique. Le système de récupération peut également être basé sur des capteurs thermoélectriques disposés dans les gaz d’échappement des machines thermiques MTi. Ces capteurs génèrent directement de l’énergie électrique. La récupération d’énergie à l’échappement des moteurs de propulsion est extrêmement complexe du fait de l’environnement du moteur de l’avion et du manque de place disponible. En revanche, les machines thermiques MTi étant situées en zone fuselage 24, la récupération d’énergie est beaucoup plus facile à mettre en œuvre.The MTi thermal machines implemented in the invention are essentially dedicated to electrical generation. This makes it easy to add a system to recover the energy lost in the exhaust and in their cooling circuit. By way of example, the recovery system can be based on a recovery boiler comprising an exchanger in which the exhaust gases circulate. The exchanger makes it possible to generate steam which feeds a turbine whose mechanical energy is, for example, transformed into electrical energy. The recovery system can also be based on thermoelectric sensors placed in the exhaust gases of the MTi thermal machines. These sensors directly generate electrical energy. The recovery of energy from the exhaust of propulsion engines is extremely complex due to the environment of the aircraft engine and the lack of available space. On the other hand, since the MTi thermal machines are located in the fuselage 24 zone, energy recovery is much easier to implement.

Une architecture électrique mettant en œuvre l’invention permet de stocker facilement de l’énergie, notamment durant des périodes où les charges consomment moins afin de lisser la génération électrique. A cet effet, l’avion 10 peut être équipé de batteries, de super capacité, de volants d’inertie… également gérés par le cœur de distribution électrique.An electrical architecture implementing the invention makes it possible to easily store energy, in particular during periods when the loads consume less in order to smooth the electrical generation. To this end, the aircraft 10 can be equipped with batteries, super capacity, flywheels... also managed by the electrical distribution core.

Dans une architecture basée sur un cœur de distribution HVAC, HVDC ou hybride, il est possible de mettre en œuvre un ou plusieurs groupes de génération électrique constitué par un système de stockage d’énergie. Le raccordement de ce ou ces groupes au cœur de distribution électrique est alors réalisé au moyen d’un convertisseur réversible. Le cœur de distribution électrique est configuré pour permettre la recharge du système de stockage d’énergie et l’utilisation de l’énergie stockée.In an architecture based on an HVAC, HVDC or hybrid distribution core, it is possible to implement one or more electrical generation groups consisting of an energy storage system. The connection of this or these groups to the electrical distribution core is then carried out by means of a reversible converter. The electrical distribution core is configured to allow the recharging of the energy storage system and the use of the stored energy.

Pour un groupe de génération électrique mettant en œuvre un moteur à combustion interne ou une turbine à gaz, la machine électrique utilisée comme générateur peut également être utilisée en mode moteur pour démarrer la turbine à gaz ou le moteur à combustion interne associé. Dans ce cas également, la connexion du groupe de génération électrique au cœur de distribution peut fonctionner de façon réversible. Par exemple dans l’architecture de la figure 3, les redresseurs Ri sont réversibles.For an electrical generation unit implementing an internal combustion engine or a gas turbine, the electrical machine used as a generator can also be used in engine mode to start the gas turbine or the associated internal combustion engine. Also in this case, the connection of the electrical generation group to the distribution core can operate reversibly. For example in the architecture of figure 3, the rectifiers Ri are reversible.

L’invention est particulièrement adaptée pour alimenter les charges situées dans la zone fuselage 24. Les charges situées hors de la zone fuselage 24 peuvent bien entendu être alimentées par l’énergie issue des groupes de génération électrique. Il est également possible d’alimenter les charges situées hors de la zone fuselage 24 par d’autres réseaux indépendants. A titre d’exemple, les charges situées dans les zones moteur 12 et 14, essentiellement les charges dédiées au fonctionnement du moteur, peuvent être alimentées par des réseaux locaux interne à chacune des zones moteur 12 et 14. Cela permet d’éviter complètement le transport d’énergie entre la zone fuselage 24 et les zones moteur 12 et 14.The invention is particularly suitable for supplying the loads located in the fuselage area 24. The loads located outside the fuselage area 24 can of course be supplied by the energy from the electrical generation groups. It is also possible to supply the loads situated outside the fuselage zone 24 by other independent networks. By way of example, the loads located in the motor zones 12 and 14, essentially the loads dedicated to the operation of the motor, can be supplied by local networks internal to each of the motor zones 12 and 14. This makes it possible to completely avoid the transport of energy between the fuselage zone 24 and the engine zones 12 and 14.

La figure 4 illustre de façon schématique un exemple d’architecture électrique d’avion conforme à l’invention, l’architecture comprenant plusieurs cœurs de distribution électrique C1, C2, C3 et C4 adaptés à des groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 fournissant de l’énergie sous forme alternative. Généralement, l’énergie électrique alternative circule sous forme triphasée. La figure 4 est représentée de façon schématique et les trois phases sont représentées sous la forme d’une seule liaison. L’invention peut également mettre en œuvre un autre nombre de phases pour la circulation de l’énergie électrique alternative.FIG. 4 schematically illustrates an example of aircraft electrical architecture in accordance with the invention, the architecture comprising several electrical distribution cores C1, C2, C3 and C4 adapted to electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 providing energy in an alternative form. Generally, alternating electrical energy flows in three-phase form. Figure 4 is shown schematically and the three phases are shown as a single bond. The invention can also implement another number of phases for the circulation of the alternating electrical energy.

L’architecture électrique de la figure 4 comprend deux modules de contrôle GDCU, l’un appelé GDCU gauche et l’autre appelé GDCU droit. Le module de contrôle GDCU gauche permet de piloter principalement les groupes de génération électrique TG1 et TG2 et en secours les groupes de génération électrique TG3 et TG4. Le module de contrôle GDCU droit permet de piloter principalement les groupes de génération électrique TG3 et TG4 et en secours les groupes de génération électrique TG1 et TG2.The electrical architecture in figure 4 includes two GDCU control modules, one called left GDCU and the other called right GDCU. The left GDCU control module is used to mainly control the TG1 and TG2 electrical generation groups and as a backup the TG3 and TG4 electrical generation groups. The right GDCU control module mainly controls the TG3 and TG4 electrical generation groups and, as a backup, the TG1 and TG2 electrical generation groups.

Chaque cœur de distribution électrique C1, C2, C3 et C4 comprend un réseau alternatif, respectivement AC1, AC2, AC3 et AC4. Pour le cœur de distribution électrique C1, le réseau alternatif AC1 peut être alimenté par le groupe de génération électrique TG1 au travers d’un contacteur K1a, par le groupe de génération électrique TG2 au travers d’un contacteur K1b, par le réseau alternatif AC2 au travers d’un contacteur K12, par le réseau alternatif AC3 au travers d’un contacteur K13, par le réseau alternatif AC4 au travers d’un contacteur K14. Les contacteurs K1a, K1b, K12, K13 et K 14 appartiennent au cœur de distribution C1. Le réseau alternatif AC1 peut être alimenté par tous les groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4 soit en direct soit par l’intermédiaire d’un autre cœur de distribution C2, C3 ou C4.Each electrical distribution core C1, C2, C3 and C4 comprises an AC network, respectively AC1, AC2, AC3 and AC4. For the electrical distribution core C1, the alternating network AC1 can be supplied by the electrical generation group TG1 through a contactor K1a, by the electrical generation group TG2 through a contactor K1b, by the alternating network AC2 through a contactor K12, by the alternating network AC3 through a contactor K13, by the alternating network AC4 through a contactor K14. Contactors K1a, K1b, K12, K13 and K 14 belong to distribution core C1. The alternating network AC1 can be supplied by all the electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4 either directly or via another distribution core C2, C3 or C4.

Pour les autres cœurs de distribution électrique C2, C3 et C4, leur réseau de distribution respectif peut être alimenté, comme pour le cœur de distribution électrique C1, par tous groupes de génération électrique TG1, TG2, TG3 et TG4, soit en direct soit par l’intermédiaire d’un autre des cœurs de distribution électrique.For the other electrical distribution cores C2, C3 and C4, their respective distribution network can be supplied, as for the electrical distribution core C1, by all electrical generation groups TG1, TG2, TG3 and TG4, either directly or by through another of the power distribution cores.

Les réseaux alternatifs AC1 et AC2 permettent d’alimenter des charges appelées « charges côté droit ». De même, les réseaux alternatifs AC3 et AC4 permettent d’alimenter des charges appelées « charges côté gauche ».The AC1 and AC2 alternating networks make it possible to supply loads called "right-side loads". Similarly, the AC3 and AC4 alternating networks make it possible to supply loads called “left side loads”.

En cas de panne d’un des cœurs de distribution électrique, celui-ci peut être complètement isolé au moyen de contacteurs appartenant aux autres cœurs. Par exemple, en cas de défaillance du cœur C1 et notamment un court-circuit du contacteur K14, la connexion entre les réseaux alternatifs AC1 et AC4 peut interrompue par le contacteur K41 du cœur de distribution électrique C4. De façon plus générale, les liaisons entre les différents réseaux alternatifs sont assurées au moyen de deux contacteurs en série, l’un situé dans le cœur auquel appartient le premier réseau et l’autre situé le cœur auquel appartient le second réseau. Toujours en cas de défaillance du cœur C1 et en l’absence d’alimentation du réseau alternatif AC1, les charges côté gauche peuvent être alimentées par le réseau alternatif AC2.In the event of a failure of one of the electrical distribution cores, it can be completely isolated by means of contactors belonging to the other cores. For example, in the event of failure of the core C1 and in particular a short-circuit of the contactor K14, the connection between the alternating networks AC1 and AC4 can be interrupted by the contactor K41 of the electrical distribution core C4. More generally, the links between the different AC networks are ensured by means of two contactors in series, one located in the core to which the first network belongs and the other located in the core to which the second network belongs. Still in the event of a failure of the C1 core and in the absence of power from the AC1 alternating network, the loads on the left side can be supplied by the AC2 alternating network.

La figure 5 illustre de façon schématique un autre exemple d’architecture électrique d’avion conforme à l’invention, l’architecture comprenant plusieurs cœurs de distribution électrique A, B, C et D adaptés, cette fois, à des groupes de génération électrique TG1 à TG4 fournissant de l’énergie électrique sous forme continue.FIG. 5 schematically illustrates another example of aircraft electrical architecture in accordance with the invention, the architecture comprising several electrical distribution cores A, B, C and D adapted, this time, to electrical generation groups TG1 to TG4 supplying electrical energy in continuous form.

Chaque cœur de distribution électrique A, B, C et D comprend un réseau continu, respectivement DCA, DCB, DCC et DCD. Les charges, non représentées sur la figure 5, sont réparties sur les quatre réseaux continus DCA à DCD. Des modules de contrôle GDCU redondés appartiennent également à l’architecture et ne sont pas représentés.Each electrical distribution core A, B, C and D comprises a continuous network, respectively DCA, DCB, DCC and DCD. The loads, not represented in FIG. 5, are distributed over the four DC networks DCA to DCD. Redundant GDCU control modules also belong to the architecture and are not shown.

Comme dans l’architecture représentée sur la figure 4, chaque groupe de génération électrique TG1 à TG4 peut alimenter en direct deux cœurs de distribution électrique. Par exemple le groupe de génération électrique TG1 peut alimenter le cœur de distribution électrique A par l’intermédiaire du contacteur K1A et le cœur de distribution électrique C par l’intermédiaire du contacteur K1C. Toujours comme dans l’architecture représentée sur la figure 4, les cœurs de distribution électrique non alimentés en direct par certains groupes de génération électrique le sont par ces mêmes groupes au travers des cœurs alimentés en direct. A cet effet, des contacteurs, non repérés sur la figure 5 pour ne pas l’alourdir, permettent de connecter entre eux les réseaux continus DCA à DCD.As in the architecture shown in Figure 4, each electrical generation group TG1 to TG4 can supply two electrical distribution cores directly. For example, electrical generation group TG1 can supply electrical distribution core A via contactor K1A and electrical distribution core C via contactor K1C. Still as in the architecture shown in Figure 4, the electrical distribution cores not supplied directly by certain electrical generation groups are supplied by these same groups through the cores supplied directly. For this purpose, contactors, not marked in figure 5 so as not to weigh it down, make it possible to connect the DC networks DCA to DCD to each other.

Comme précédemment, il est possible d’alimenter chacun des réseaux continus DCA, DCB, DCC, DCD avec un seul ou plusieurs des groupes de génération électriques TG1 à TG4. Il est possible également d’alimenter l’ensemble des réseaux continus à partir d’un seul groupe de génération électrique en cas de perte d’un ou de plusieurs groupes de génération électriques. Il est toujours possible d’isoler complètement un des quatre cœurs de distribution électrique A, B, C et D si celui-ci devient incontrôlable.As before, it is possible to supply each of the DC networks DCA, DCB, DCC, DCD with one or more of the electrical generation groups TG1 to TG4. It is also possible to supply all the continuous networks from a single electrical generation group in the event of the loss of one or more electrical generation groups. It is always possible to completely isolate one of the four electrical distribution cores A, B, C and D if it becomes uncontrollable.

En pratique, les deux exemples multi cœur de distribution électrique des figures 4 et 5 peuvent s’adapter à une distribution d’énergie sous forme continue, alternative et même hybride. D’autres architectures de cœur de distribution sont possibles. Le fait de décorréler la génération électrique des moteurs de propulsion rend les choix d’architecture beaucoup plus ouvert.In practice, the two multi-core electrical distribution examples in Figures 4 and 5 can be adapted to power distribution in DC, AC and even hybrid form. Other distribution core architectures are possible. The fact of decorrelating the electrical generation of the propulsion motors makes the architectural choices much more open.

Afin d’assurer une redondance minimale des groupes de génération électrique et des cœurs de distribution électrique, chacun des groupes de génération électrique doit pouvoir alimenter au moins deux des cœurs de distribution électrique et chacun des cœurs de distribution électrique doit pouvoir être alimenté par au moins deux des groupes de génération électrique. Ainsi en cas d’un élément défaillant parmi les groupes de génération électrique et les cœurs de distribution électrique, la production d’énergie électrique et sa distribution peut se poursuivre comme en condition nominale à condition que la puissance électrique embarquée le permette.In order to ensure minimum redundancy of the electrical generation groups and the electrical distribution cores, each of the electrical generation groups must be able to supply at least two of the electrical distribution cores and each of the electrical distribution cores must be able to be supplied by at least two of the electrical generation groups. Thus in the event of a faulty element among the electrical generation groups and the electrical distribution cores, the production of electrical energy and its distribution can continue as in nominal condition provided that the on-board electrical power allows it.

Au niveau des cœurs, il est avantageux de prévoir que chacun des cœurs de distribution électrique puisse échanger de l’énergie électrique avec chacun des autres cœurs de distribution électrique selon au moins deux chemins distincts. Ces deux chemins sont intéressants, par exemple dans l’architecture de la figure 5 pour pallier la perte d’un groupe de génération électrique en évitant des surcharges dans les connexions électriques entre les différents cœurs. Par exemple, en cas de perte du groupe TG1, il est avantageux de permettre l’alimentation du cœur A à la fois à partir du cœur C et du cœur D afin de mieux répartir les courants circulant du cœur C vers le cœur A et ceux circulant du cœur D vers le cœur A.At the level of the cores, it is advantageous to provide that each of the electrical distribution cores can exchange electrical energy with each of the other electrical distribution cores according to at least two distinct paths. These two paths are interesting, for example in the architecture of figure 5 to overcome the loss of an electrical generation group by avoiding overloads in the electrical connections between the different cores. For example, in the event of loss of the TG1 group, it is advantageous to allow the power supply to core A both from core C and from core D in order to better distribute the currents flowing from core C to core A and those flowing from heart D to heart A.

Dans les différentes architectures proposées, il est avantageux de ségréguer physiquement les différents éléments de l’architecture électrique. Par élément, on entend les groupes de génération électrique et les cœurs de distribution électrique. Ces éléments génèrent ou distribuent de fortes puissances et peuvent subir des échauffements anormaux. La ségrégation des différents éléments permet d’éviter qu’une surchauffe, ou un autre type de panne, ne se propage d’un élément à un autre. Bien que les module de contrôle GDCU ne véhiculent pas de puissance électrique, il est avantageux de les considérer comme éléments à ségréguer afin de les protéger d’éventuelle surchauffe d’un autre élément. La ségrégation est obtenue en disposant chaque élément dans un compartiment qui lui est propre. Les compartiments sont définis en fonction de normes aéronautiques limitant la propagation de flammes.In the different architectures proposed, it is advantageous to physically segregate the different elements of the electrical architecture. By element, we mean the electrical generation groups and the electrical distribution cores. These elements generate or distribute high powers and may undergo abnormal overheating. The segregation of the different elements makes it possible to prevent overheating, or another type of failure, from spreading from one element to another. Although the GDCU control modules do not convey electrical power, it is advantageous to consider them as elements to be segregated in order to protect them from possible overheating of another element. Segregation is achieved by placing each element in its own compartment. The compartments are defined according to aeronautical standards limiting the spread of flames.

Afin de limiter la masse du câblage reliant les groupes de génération électrique et les cœurs de distribution électrique, il est avantageux de disposer ces éléments dans une même zone de l’avion, par exemple une soute prévue pour la génération et la distribution électrique.
In order to limit the mass of the wiring connecting the electrical generation groups and the electrical distribution cores, it is advantageous to arrange these elements in the same zone of the aircraft, for example a hold provided for the electrical generation and distribution.

Claims

Aircraft comprising:
- at least one engine area (12, 14) and a fuselage area (24) separate from the engine area (12, 14),
- at least one gas turbine propulsion engine (20, 22) located in the engine area (12, 14),
- several electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) located in the fuselage area (24), the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) being independent of the propulsion engine (20, 22),
- several electrical loads (Load A… Load N) located in the fuselage area (24),
- at least one electrical distribution core (40; 50; C1, C2, C3, C4; A, B, C, D) located in the fuselage area (24) and receiving energy from the various electrical generation groups ( TG1, TG2, TG3, TG4) and delivering energy to the different loads (Mi) according to their need to supply them during the flight of the aircraft (10) at nominal speed.

Aircraft according to claim 1, in which the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) are at least three in number.

Aircraft according to one of the preceding claims, in which one or more of the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) can be configured to deliver electrical energy in alternating form or in direct form.

Aircraft according to one of the preceding claims, in which the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) are configured to deliver electrical energy in alternating form at a fixed frequency.

Aircraft according to claim 4, wherein the fixed operating frequency is 800 Hz.

Aircraft according to one of the preceding claims, comprising at least one electrical generation and distribution control module (GDCU) configured to synchronize several of the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) coupled and delivering electrical energy in alternative form to the same electrical energy distribution network.

Aircraft according to one of the preceding claims, comprising at least one electrical generation and distribution control module (GDCU), for each of the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) an optimum operating range is defined, the electrical generation and distribution control module (GDCU) being configured to operate at nominal speed a number of electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) among the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) to keep the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) in operation, each within its optimum operating range.

Aircraft according to one of the preceding claims, in which each electrical generation unit (TG1, TG2, TG3, TG4) comprises a motor (MTi) and an electrical generator (Gi) coupled and in which the electrical generator (Gi) is directly mounted on the engine shaft (MTi) without in-flight disconnection device between the engine (MTi) and the electric generator (Gi).

Aircraft according to claim 8, in which the electric generator (Gi) comprises a permanent magnet electric machine.

Aircraft according to one of the preceding claims, in which at least one of the electric generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) comprises a heat engine (MTi), an electric generator (Gi) driven by the engine (MTi) and a fuel tank (RCi) specific to the engine (MTi).

Aircraft according to claim 10, in which the electric generator (Gi) is configured to be used as a motor for starting the heat engine (MTi).

Aircraft according to one of the preceding claims comprising several electrical distribution cores (C1, C2, C3, C4; A, B, C, D) located in the fuselage zone (24) and receiving energy from the different generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) and delivering energy to the various loads (Load A...Load N) according to their need to supply them during the flight of the aircraft (10) at nominal speed, each of the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) capable of supplying at least two of the electrical distribution cores (C1, C2, C3, C4; A, B, C, D), each of the electrical distribution cores (C1, C2, C3, C4; A, B, C, D) which can be powered by at least two of the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4).

Aircraft according to claim 12, wherein each of the electrical distribution cores (C1, C2, C3, C4; A, B, C, D) can exchange electrical energy with each of the other electrical distribution cores (C1, C2 , C3, C4; A, B, C, D) along at least two distinct paths.

Aircraft according to one of the preceding claims comprising several electrical distribution cores (C1, C2, C3, C4; A, B, C, D) located in the fuselage zone (24) and receiving energy from the different generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) and delivering energy to the various loads (Load A...Load N) according to their need to supply them during the flight of the aircraft (10) at nominal speed, each of the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) and electrical distribution cores (C1, C2, C3, C4; A, B, C, D) being arranged in a separate compartment, the compartments being grouped together in the same area of the aircraft provided for electrical generation and distribution.

Aircraft according to one of the preceding claims, in which at least one of the electrical generation groups (TG1, TG2, TG3, TG4) comprises an energy storage system whose connection to the electrical distribution core is achieved by means of a reversible converter and in which the electrical distribution core is configured to allow the recharging of the energy storage system and the use of the stored energy.