WO2013017680A1 - Architecture de propulsion d'aeronef integrant un systeme de recuperation d'energie - Google Patents

Architecture de propulsion d'aeronef integrant un systeme de recuperation d'energie Download PDF

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WO2013017680A1
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WO
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aircraft
energy
recovery device
power
energy recovery
Prior art date
Application number
PCT/EP2012/065221
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Inventor
Bruno RECHAIN
Hichem SMAOUI
Emmanuel Joubert
Gilles BEZES
Matthieu SAUTREUIL
Original Assignee
European Aeronautic Defence And Space Company Eads France
Eurocopter
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64D27/026—
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8209—Electrically driven tail rotors
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a propulsion architecture of an aircraft such as a rotary rotor or wing aircraft such as a helicopter incorporating an energy recovery system.
  • Aeronautics is a sector historically marked by a constant demand for innovation and technological progress.
  • the search for reducing the environmental impact of air transport, greenhouse gas emissions and noise is a natural part of this process.
  • Rotary wing aircraft are known for their high greenhouse gas emissions per passenger and kilometer traveled.
  • the electrical energy used for hybridization is generally stored in batteries whose weight is penalizing for fuel consumption and payload.
  • auxiliary circuits electrical, hydraulic and / or pneumatic circuits
  • the energy is taken from the accessory box or box.
  • main transmission (BTP) consuming fuel for the supply of these systems.
  • the present invention relates to the recovery of thermal energy, its use and its conversion into electrical energy.
  • the present invention proposes in particular an aircraft provided with at least one propulsion turbine and comprising a power supply system of at least one equipment, for which the power supply system comprises a thermal energy recovery device installed on the turbine, operating as a hot source energy contained in the exhaust gas of the turbine and as a cold source a fluid such as ambient air, engine oil, fuel oil or other cooling fluid of the turbine.
  • the power supply system comprises a thermal energy recovery device installed on the turbine, operating as a hot source energy contained in the exhaust gas of the turbine and as a cold source a fluid such as ambient air, engine oil, fuel oil or other cooling fluid of the turbine.
  • the energy recovery device comprises:
  • an evaporator for transferring part of the thermal energy contained in the hot source to a working fluid, this evaporator being installed at a nozzle of the turbine;
  • an electric generator powered by the transformation machine powered by the transformation machine
  • a condenser for condensing the working fluid at the output of the processing machine through heat exchanges with the cold source
  • a pump for compressing the working fluid at the outlet of the condenser and circulating it in the evaporator
  • the energy recovery device comprises:
  • an evaporator installed at the outlet of the turbine, for transferring a portion of the thermal energy contained in the hot source to a working gas, including air;
  • an electric generator powered by the processing machine a compressor and its associated control system, taking ambient air and compressing it upstream of the evaporator.
  • the energy recovery device comprises a set of thermoelectric cells directly converting heat from a nozzle of the turbine into electricity.
  • the device advantageously comprises a power electronics system integrated downstream of the generator of the energy recovery system, the electronic power system performing one or more of the following functions:
  • Maximum Power Point Tracking participate in the adjustment of the voltage, and thus participate in the quality of the electrical energy
  • the nominal voltage generated by the power electronics will be 1 15Vac / 400Hz, 28Vdc 270Vdc, 540 Vdc or other;
  • the energy recovery device preferably performs the optional electrical power generation in replacement of all or part of the generators powered by power take-offs on a BTP / engine accessories.
  • the energy recovery device is dedicated to the supply of optional loads such as deicing / anti-icing system, air conditioning compressor, or electric heating system, the electrical generation of the recovery device energy supply specifically supplying optional equipment or a set of optional equipment.
  • optional loads such as deicing / anti-icing system, air conditioning compressor, or electric heating system
  • the energy recovery device is connected to a power supply system provided with a reconfiguration system adapted to reconfigure itself so as to feed a main power supply bar of the aircraft by means of the device of energy recovery in case of loss of the main generation
  • the energy recovery device advantageously supplies the main electrical network of the aircraft as a replacement or complement (in parallel) of the generation powered by power take-offs on the BTP or the engine accessory box.
  • the energy recovery device supplies an independent electric bus, in addition to the main distribution bars powered by BTP sources, thus creating an additional source independent of the others.
  • the energy recovery device also supplies hydraulic and / or mechanical / pneumatic auxiliaries.
  • the aircraft of the invention is a helicopter with main rotor and tail rotor.
  • the energy recovery device advantageously constitutes a system for hybridizing the main and / or rear rotor, the electrical generation of the energy recovery device being associated in replacement or in addition to the batteries used for the hybridization and placed in series or in parallel with the latter.
  • An integrated power electronics system downstream of the generator of the energy recovery device advantageously manages the paralleling of the recovery generator with at least one main generator of the aircraft if necessary.
  • the present invention further proposes a system for driving at least one rotor of an aircraft by electrical energy in addition to or in replacement of a mechanical system for which the electrical energy is supplied at least partially by at least one device recovery of thermal energy from hot gases of an internal combustion engine of the aircraft.
  • the thermal energy recovery device comprises a thermodynamic machine using a thermodynamic cycle between a hot source, the exhaust gas of the internal combustion engine, and a cold source, the ambient air.
  • the thermodynamic machine preferably comprises a first heat exchanger on the hot source, a second heat exchanger on the cold source, a coolant flowing between the first and second heat exchangers and a unit for converting heat energy into mechanical energy between the heat exchangers.
  • the recovery device comprises an electric generator providing a mechanical / electrical conversion coupled to said transformation unit.
  • the recovery device supplies all or part of the auxiliary circuits such as the electrical, hydraulic or pneumatic circuits of the aircraft.
  • the recovered energy supplying all or part of the auxiliary circuits such as the electrical, hydraulic or pneumatic circuits, the removal of energy on the accessory box and BTP will thus be eliminated or decreased.
  • the recovery device advantageously comprises a mechanical / pneumatic conversion device for feeding the aircraft's pneumatic circuits and / or a mechanical / hydraulic conversion device for feeding the hydraulic circuits of the aircraft.
  • the hot gases are the exhaust gas from at least one propulsion piston engine of the aircraft.
  • the first exchanger is advantageously coupled to an exhaust pipe of the piston engine.
  • the hot gases are the gases generated by at least one propulsion turbine of the aircraft.
  • the first exchanger is advantageously disposed in an outlet nozzle of the turbine.
  • the rotor is advantageously a rotary wing aircraft rotor and in particular a helicopter rear rotor.
  • FIG. 1 a diagram of a conventional architecture of a rotary wing aircraft propulsion system
  • FIG. 2 a diagram of a propulsion system architecture of an aircraft according to the invention
  • FIG. 4 an integration diagram of a thermal energy recovery system of the invention.
  • the proposed system is adapted to produce electrical energy from the thermal energy of the exhaust gases of an internal combustion engine of an aircraft and in particular a helicopter to supply partially or totally electrical systems and / or the main and / or rear rotors with electric or all-electric hybrid propulsion.
  • the energy recovery systems installed on the aircraft operate thanks to the presence of a hot source, the energy contained in the exhaust gases of the turbine, and a cold source, for example the ambient air, the engine oil, fuel oil or any other coolant.
  • the system for converting heat losses into energy, for example electric comprises in particular:
  • an evaporator for transferring a portion of the thermal energy contained in the hot source (exhaust gas) to a working fluid, the evaporator being installed at the nozzle;
  • a turbine or any other machine for example with pistons, for converting thermal energy into mechanical energy
  • a condenser for condensing the working fluid at the turbine outlet through heat exchanges with the cold source
  • a pump for compressing the working fluid at the outlet of the condenser and circulating it in the evaporator
  • control system to adjust the power produced to the desired power, for example via the control of the flow / pressure of the pump.
  • a heat exchanger for transferring a portion of the thermal energy contained in the hot source (exhaust gas) to a working gas, for example air.
  • This evaporator is installed at the outlet of the turbine;
  • thermoelectric cells taking ambient air and compressing it upstream of the evaporator, and its associated control system.
  • Another variant is the use of a set of thermoelectric cells.
  • a power electronics system will eventually be integrated downstream of the generator of the energy recovery system. It performs one or more of the following functions:
  • Maximum Power Point Tracking tilt of the maximum power point
  • the assembly consisting of the recovery system, its possible power electronics converter associated with one or more of the aforementioned functions are called "electrical generation of the energy recovery system.”
  • electrical generation of the energy recovery system Concerning the power supply of the electrical circuits of board (except system of hybridization), three architectures are envisaged.
  • the optional power generation for example all or part of the generators usually powered by power take-offs on the BTP / engine accessories, are replaced by the electrical generation of the energy recovery system.
  • the latter can be dedicated to the supply of optional loads, for example the deicing / anti-icing system, an air conditioning compressor, or an electric heating system.
  • the electrical generation of the energy recovery system specifically supplies optional equipment or a set of optional equipment.
  • the system may possibly be reconfigured to feed the main bar, through a reconfiguration device.
  • This architecture has the double advantage of reducing the power draw on the BTP / engine accessories - and thus reducing fuel consumption - and improving the availability of energy in the event of a fault.
  • the electrical generation of the energy recovery system feeds the main network as a replacement or complement (paralleling) of the generation powered by power take-offs on the BTP or the engine accessory box making it possible to reduce the consumption. specific engine.
  • the size of the generator powered by the BTP / engine accessories box will be reduced compared to the case where the generation by recovery is not installed.
  • a third solution is that the electrical generation of the recovery system feeds an independent essential bus, in addition to the main and essential distribution bars powered by BTP sources, thus creating an additional source independent of the others.
  • This power structure significantly improves the operational reliability but especially the safety of the electrical system thus allowing the installation of loads with a large number of independent sources, in particular electric flight actuators.
  • auxiliary electrical systems In addition to the power supply of auxiliary electrical systems, another possible use is the supply of hydraulic auxiliaries (hydraulic pump by example) or mechanical / pneumatic (air conditioning compressor for example).
  • hydraulic auxiliaries hydraulic pump by example
  • mechanical / pneumatic air conditioning compressor for example
  • the electrical generation of the recovery system is associated in replacement or in addition to the batteries used for the hybridization and placed in series or in parallel with these latest.
  • the operating principle of the energy recovery systems requires a heat energy evacuation out of the recovery system via a heat exchanger.
  • this energy is released into the atmosphere but an option is to recover all or part of this energy to heat the air (for example the cabin - the heating system), fuel oil or any other part or component of the energy. 'aircraft.
  • FIG. 1 represents a traditional architecture of a twin-rotor helicopter with main rotor and rear rotor for which the two internal combustion engines 1 a, 1 b, piston engines or turbines drive a main gearbox 4 called BTM through a primary mechanical connection 20 such as a transmission shaft.
  • the BTM 4 distributes mechanical power through a secondary mechanical link 21 to a main rotor 2, a rear mechanical drive gearbox 5 of a rear rotor 3, an electric generator 7, a hydraulic pressure generator 1 1 and a pneumatic pressure generator 12.
  • the electric power delivered by the generator 7 is distributed by an electrical distribution network 10 supplying the various electrical components of the helicopter.
  • FIG. 2 corresponds to a twin rotor helicopter architecture with main rotor and rear rotor comprising the system of the invention.
  • the internal combustion engines 1 a, 1 b distribute a mechanical power to a BTM 4 which, according to the example, drives the main rotor 2.
  • thermal energy recovery devices 6a, 6b are powered by heat taps 40a, 40b at the hot gas outlets of the motors 1a, 1b.
  • the thermal energy recovery devices 6a, 6b are, for example, turbines 104 according to FIG. 4, the heat taps being hot exchangers 103 according to this same figure.
  • the recovered energy is used to power the electric generators 7a, 7b, the hydraulic pressure generators 11a, 11b and the pneumatic pressure generators 12a, 12b.
  • the one or more electric generators 7a, 7b will supply an electrical network 50 supplying the electrical distribution networks 10a, 10b and a power electronics 8 for controlling an electric motor 9 driving the rear rotor 3 of the helicopter.
  • an electric motor 9 coupled to the main shaft 30 is connected to the power electronics 8 to power the latter if the thermal power recovered is insufficient.
  • the system of the invention here performs a hybrid thermal / electrical propulsion of the helicopter and can also perform, if the power recovered is sufficient, a supply of the auxiliary circuits of the aircraft and in particular the electrical network, the circuit pneumatic, for example air conditioning compressors and / or the hydraulic circuit, for example hydraulic pumps.
  • the energy recovery system describes a thermodynamic cycle between a hot source, the exhaust gas of the internal combustion engine, and a cold source, the ambient air.
  • It includes, in particular, at the level of the heat energy recuperator (s) 6a, 6b a motor element or a turbine, a steam turbine, a Stirling engine steam engine, or another engine with external combustion coupled to a generator 7a, 7b providing a mechanical conversion. electric.
  • thermoelectric generator replaces the motor element with a thermoelectric generator.
  • the system also includes a mechanical / hydraulic conversion system
  • the coupling of the thermal / electrical energy converter to an electric motor 9 of the rear rotor 3 allows greater flexibility in terms of rotational speeds compared to a direct mechanical adaptation to the gearbox 5 of the prior architecture.
  • the new architecture enabled by the invention also allows a reduction in the weight of the batteries to be shipped due to the supply at least partly direct electric motors by the heat recovery system.
  • the heat exchanger between the hot source exhaust gas and the cold source cold source ambient air can be used for a secondary function, that of heating the ambient air and thus supply the cabin with hot air. It is therefore no longer necessary to take hot air from the turbine engine compressor output as in a conventional turbine engine architecture, which improves the efficiency of the turbine.
  • the solution is based on an integration of a heat recovery / conversion system into electrical energy, a thermodynamic cycle machine coupled to a generator in the turbine nozzle or the exhaust line.
  • This system includes three main sets:
  • a second heat exchanger at the cold source located downstream of the conversion system to evacuate the heat of the thermodynamic cycle but can also heat the ambient air to supply the cabin with hot air which reduces the need air sampling in the helicopter turbine and improve its energy efficiency.
  • a turbine heat exchanger system is installed and a single system for converting the recovered thermal energy into electrical energy for the aircraft.
  • FIG. 3 represents an example of the electrical circuit of FIG. 1, in more detail for which the generators 7a, 7b feed a distribution and regulation device 13 comprising a calculator defining control laws to allow good distribution / power distribution.
  • the recovery system can be used to perform one or more of the following functions:
  • Main rotor supply in this case the BTP 4 will supply a generator similar to the generator 9 inserted between the BTP and an electric motor driving the main rotor,
  • the recovery system will power a distributed electrical grid at the voltage of 270Vdc, 1 15Vac / 200Vac, 28Vdc or any other desired AC or DC voltage level.
  • FIG. 4 represents a possible diagram of integration of a thermal energy recovery system on a turbine-type internal combustion engine 1 comprising, in known manner, stages 100, 101 of compressors and an outlet nozzle 102.
  • the thermal energy recovery device comprises a thermodynamic machine 200 using a thermodynamic cycle between a hot source, the exhaust gas of the internal combustion engine and a cold source, the ambient air.
  • thermodynamic machine or closed-cycle steam turbine including a Rankine cycle comprises a first heat exchanger 103, heat exchanger, on the hot source, here the nozzle 102 of the internal combustion engine, a second heat exchanger 105 on the cold source, for example a radiator in contact with the outside air through which the aircraft passes, a heat transfer fluid circulating between the first and the second exchangers by a tubular circuit 107 and a unit for converting thermal energy into mechanical energy here in the form of a turbine 104.
  • thermodynamic machine further comprises a pump 106 circulating the fluid in the coolant circuit 107.
  • the turbine 104 drives here an electric generator 108 which will be used as described above.
  • An advantage of the system of the invention is to reduce the exhaust temperature of the engine gas engine of the aircraft which decreases its infrared signature.
  • the invention which is not limited to the example shown, corresponding to a twin-engine apparatus, but which is particularly applicable to a single-engined aircraft, applies in particular to helicopters or rotary-wing drones and makes it possible to improve the overall efficiency of the propulsion system of the aircraft, especially in the case where the turbine or turbines of this aircraft provide work and not thrust.

Abstract

L'objet de l'invention est un système d'entraînement d'au moins un rotor d'un aéronef par énergie électrique en complément ou en remplacement d'un système mécanique caractérisé en ce que l'énergie électrique est fournie au moins partiellement par au moins un dispositif de récupération d'énergie thermique (104) issue de gaz chauds d'un moteur à combustion interne (1) de l'aéronef.

Description

ARCHITECTURE DE PROPULSION D'AERONEF INTEGRANT UN SYSTEME DE RECUPERATION D'ENERGIE
La présente invention concerne une architecture de propulsion d'un aéronef tel qu'un aéronef à rotor ou voilure tournante tel qu'un hélicoptère intégrant un système de récupération d'énergie.
L'aéronautique est un secteur historiquement marqué par une exigence continue d'innovation et de progrès technologiques. La recherche de la réduction de l'impact environnemental du transport aérien, émission de gaz à effet de serre et bruit, s'inscrit naturellement dans cette démarche.
Les aéronefs à voilure tournantes sont connus pour leurs émissions de gaz à effet de serre par passager et par kilomètre parcouru élevées.
Les futures réglementations imposeront de respecter des niveaux d'émission de plus en plus bas d'où la nécessité d'améliorer l'efficacité du système de propulsion afin de réduire les émissions polluantes.
Concernant l'optimisation de la partie propulsive des hélicoptères, des projets liés à l'amélioration du rendement des turbomoteurs ont permis certains gains de performances. D'autres projets liés à l'hybridation de l'hélicoptère en considérant différentes architectures permettent d'envisager des gains supplémentaires.
Toutefois l'énergie électrique utilisée pour l'hybridation est généralement stockée dans des batteries dont le poids est pénalisant pour la consommation de carburant et la charge utile.
Concernant les circuits auxiliaires, circuits électriques, hydrauliques et/ou pneumatiques, l'énergie est prélevée sur la boîte accessoire ou la boîte de transmission principale (BTP), consommant du carburant pour l'alimentation de ces systèmes.
La récupération d'énergie est aujourd'hui largement développée pour des applications stationnaires telles que la cogénération.
Dans le cadre des projets d'hélicoptères hybrides, les concepts de rotors hybrides mécanique/électrique ou bien entièrement électriques sont très prometteurs. Il s'agit d'architectures dans lesquelles la puissance mécanique nécessaire est fournie totalement ou en partie par un moteur électrique.
La présente invention traite de la récupération d'énergie thermique, de son utilisation et de sa conversion en énergie électrique.
La présente invention propose en particulier un aéronef pourvu d'au moins une turbine propulsive et comportant un système d'alimentation électrique d'au moins un équipement, pour lequel le système d'alimentation électrique comporte un dispositif de récupération d'énergie thermique installé sur la turbine, fonctionnant avec comme source chaude l'énergie contenue dans les gaz d'échappement de la turbine et comme source froide un fluide tel que l'air ambiant, l'huile moteur, le fuel ou autre fluide de refroidissement de la turbine.
Selon un premier mode de réalisation, le dispositif de récupération d'énergie comporte:
- un évaporateur, permettant de transférer une partie de l'énergie thermique contenue dans la source chaude à un fluide de travail, cet évaporateur étant installé au niveau d'une tuyère de la turbine;
une machine de transformation d'une énergie thermique du fluide de travail en une énergie mécanique;
- un générateur électrique alimenté par la machine de transformation; un condenseur, permettant de condenser le fluide de travail en sortie de la machine de transformation grâce à des échanges thermiques avec la source froide;
une pompe, pour compresser le fluide travail en sortie de condenseur et le faire circuler dans l'évaporateur;
un système de contrôle, permettant d'ajuster la puissance produite à la puissance désirée, par exemple via un contrôle du débit et/ou de la pression de la pompe. Selon un deuxième mode de réalisation, le dispositif de récupération d'énergie comporte:
un évaporateur, installé en sortie de la turbine, permettant de transférer une partie de l'énergie thermique contenue dans la source chaude à un gaz de travail, notamment de l'air;
une machine de transformation d'une énergie thermique du gaz de travail en une énergie mécanique;
un générateur électrique alimenté par la machine de transformation; un compresseur et son système de contrôle associé, prélevant l'air ambiant et le compressant en amont de l'évaporateur.
Selon un troisième mode de réalisation, le dispositif de récupération d'énergie comporte un ensemble de cellules thermoélectriques convertissant directement la chaleur issue d'une tuyère de la turbine en électricité.
Le dispositif comporte avantageusement un système d'électronique de puissance intégré en aval du générateur du système de récupération d'énergie, le système électronique de puissance réalisant une ou plusieurs des fonctions suivantes:
fonctionner au point de puissance maximum disponible au niveau du système de récupération, par exemple par l'intégration d'une fonction usuellement appelée « Maximum Power Point Tracking »; participer au réglage de la tension, et ainsi participer à la qualité de l'énergie électrique;
mettre en forme l'énergie électrique en sortie du générateur pour son utilisation par le (les) charge(s) ou le système de distribution alimentés, par exemple la tension nominale générée par l'électronique de puissance sera de 1 15Vac/400Hz, 28Vdc, 270Vdc, 540 Vdc ou autre;
adapter la consigne de puissance donnée au système de récupération à la puissance demandée par la ou les charges alimentées, ceci impliquant éventuellement un système de mesures / communications entre le système de récupération, l'électronique de puissance, et éventuellement la(les) charge(s) ou le réseau de distribution alimenté;
protéger le système de récupération et son générateur contre les surcharges, d'éventuels transitoires de charge indésirables, protection spécifique du générateur (par exemple délestage en cas de surchauffe de l'alternateur);
Selon un mode de réalisation particulier, le dispositif de récupération d'énergie réalise préférablement la génération de puissance optionnelle électrique en remplacement de toute ou partie des génératrices alimentées par des prises de mouvement sur une BTP/accessoires moteur.
Selon un mode de réalisation alternatif ou complémentaire, le dispositif de récupération d'énergie est dédiée à l'alimentation de charges optionnelles telles que système de dégivrage/antigivrage, compresseur de climatisation, ou système de chauffage électrique, la génération électrique du dispositif de récupération d'énergie alimentant spécifiquement un équipement optionnel ou un ensemble d'équipements optionnels.
Selon une variante, le dispositif de récupération d'énergie est relié à un système d'alimentation électrique pourvu d'un système de reconfiguration adapté à se reconfigurer de façon à alimenter une barre principale d'alimentation électrique de l'aéronef au moyen du dispositif de récupération d'énergie en cas de perte de la génération principale
Le dispositif de récupération d'énergie alimente avantageusement le réseau électrique principal de l'aéronef en remplacement ou complément (mise en parallèle) de la génération alimentée par des prises de mouvement sur la BTP ou le boîtier accessoires moteur.
De manière alternative, le dispositif de récupération d'énergie alimente un bus électrique indépendant, en supplément des barres de distribution principales alimentées par les sources BTP, créant ainsi une source supplémentaire indépendante des autres.
Selon un mode de réalisation particulier, le dispositif de récupération d'énergie alimente en outre des auxiliaires hydrauliques et/ou mécaniques/pneumatiques. Selon un mode de réalisation particulier, l'aéronef de l'invention est un hélicoptère à rotor principal et rotor arrière.
Le dispositif de récupération d'énergie constitue dans ce cas avantageusement un système d'hybridation du rotor principal et/ou arrière, la génération électrique du dispositif de récupération d'énergie étant associée en remplacement ou en complément des batteries utilisée pour l'hybridation et placée en série ou en parallèle de ces dernières.
Un système d'électronique de puissance intégré en aval du générateur du dispositif de récupération d'énergie gère avantageusement la mise en parallèle du générateur de récupération avec à au moins un générateur principal de l'aéronef en cas de besoin.
La présente invention propose en outre un système d'entraînement d'au moins un rotor d'un aéronef par énergie électrique en complément ou en remplacement d'un système mécanique pour lequel l'énergie électrique est fournie au moins partiellement par au moins un dispositif de récupération d'énergie thermique issue de gaz chauds d'un moteur à combustion interne de l'aéronef.
Avantageusement, le dispositif de récupération d'énergie thermique comprend une machine thermodynamique utilisant un cycle thermodynamique entre une source chaude, les gaz d'échappement du moteur à combustion interne, et une source froide, l'air ambiant.
La machine thermodynamique comprend préférablement un premier échangeur sur la source chaude, un second échangeur sur la source froide, un fluide caloporteur circulant entre le premier et le second échangeurs et une unité de transformation d'énergie thermique en énergie mécanique entre les échangeurs.
Avantageusement, le dispositif de récupération comprend une génératrice électrique assurant une conversion mécanique/électrique couplée à ladite unité de transformation.
Selon un mode de réalisation avantageux, le dispositif de récupération alimente tout ou partie des circuits auxiliaires tels que les circuits électriques, hydrauliques ou pneumatiques de l'aéronef. L'énergie récupérée alimentant tout ou partie des circuits auxiliaires tels que les circuits électrique, hydraulique ou pneumatique, le prélèvement d'énergie sur la boîte accessoire et BTP sera ainsi supprimé ou diminué.
Le dispositif de récupération comporte avantageusement un dispositif de conversion mécanique/pneumatique d'alimentation des circuits pneumatiques de l'aéronef et/ou un dispositif de conversion mécanique/hydraulique d'alimentation des circuits hydrauliques de l'aéronef.
Selon un mode de réalisation particulier, les gaz chauds sont les gaz d'échappement d'au moins un moteur à pistons de propulsion de l'aéronef.
Dans ce cas, le premier échangeur est avantageusement couplé à une tubulure d'échappement du moteur à piston.
Selon un mode de réalisation alternatif, les gaz chauds sont les gaz générés par au moins une turbine de propulsion de l'aéronef.
Dans ce cas le premier échangeur est avantageusement disposé dans une tuyère de sortie de la turbine.
Le rotor est avantageusement un rotor d'aéronef à voilure tournante et en particulier un rotor arrière d'hélicoptère.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront apparents à la lecture de la description qui suit d'un exemple de réalisation non limitatif de l'invention accompagné des dessins annexés qui représentent:
en figure 1 : un schéma d'une architecture conventionnelle de système de propulsion d'aéronef à voilure tournante;
en figure 2: un schéma d'une architecture de système de propulsion d'un aéronef selon l'invention;
en figure 3: un détail d'un schéma électrique d'un dispositif selon l'invention;
en figure 4: un schéma d'intégration d'un système de récupération d'énergie thermique de l'invention.
Le système proposé est adapté à produire de l'énergie électrique à partir de l'énergie thermique des gaz d'échappement d'un moteur à combustion interne d'un aéronef et en particulier d'un hélicoptère pour alimenter partiellement ou totalement des systèmes électriques et/ou les rotors principal et/ou arrière à propulsion hybride électrique ou tout électrique. Les systèmes de récupération d'énergie installés sur l'aéronef fonctionnent grâce à la présence d'une source chaude, l'énergie contenue dans les gaz d'échappement de la turbine, et une source froide, par exemple l'air ambiant, l'huile moteur, le fuel ou tout autre liquide de refroidissement. Le système de conversion de pertes thermiques en énergie, par exemple électrique, comprend notamment:
un évaporateur, permettant de transférer une partie de l'énergie thermique contenue dans la source chaude (gaz d'échappement) à un fluide de travail, cet évaporateur étant installé au niveau de la tuyère;
une turbine ou toute autre machine, par exemple à pistons, permettant de transformer une énergie thermique en une énergie mécanique;
un générateur électrique alimenté par la machine ci-dessus;
un condenseur, permettant de condenser le fluide de travail en sortie de turbine grâce à des échanges thermiques avec la source froide; une pompe, pour compresser le fluide travail en sortie de condenseur et le faire circuler dans l'évaporateur;
un système de contrôle, permettant d'ajuster la puissance produite à la puissance désirée, par exemple via le contrôle du débit / pression de la pompe.
Il existe d'autres solutions de systèmes de récupération de pertes thermiques : une variante est l'utilisation d'un système comprenant:
un échangeur de chaleur, permettant de transférer une partie de l'énergie thermique contenue dans la source chaude (gaz d'échappement) à un gaz de travail, par exemple de l'air. Cet évaporateur est installé en sortie de la turbine;
une turbine ou toute autre machine permettant de transformer une énergie thermique en une énergie mécanique;
un générateur électrique alimenté par la machine ci-dessus;
un compresseur, prélevant l'air ambiant et le compressant en amont de l'évaporateur, et son système de contrôle associé. Une autre variante est l'utilisation d'un ensemble de cellules thermoélectriques.
Quelle que soit l'application visée, alimentation de système d'hybridation ou alimentation du réseau électrique de bord, un système d'électronique de puissance sera éventuellement intégré en aval du générateur du système de récupération d'énergie. Il réalise une ou plusieurs des fonctions suivantes :
- fonctionner au point de puissance maximum disponible au niveau du système de récupération, par exemple par l'intégration d'une fonction usuellement appelée « Maximum Power Point Tracking » (suivi du point de puissance maximale);
- participer au réglage de la tension, et ainsi participer à la qualité de l'énergie électrique;
- mettre en forme l'énergie électrique en sortie du générateur pour son utilisation par le (les) charge(s) ou le système de distribution alimentés, par exemple la tension nominale générée par l'électronique de puissance sera de 1 15Vac/400Hz, 28Vdc, 270Vdc, 540 Vdc ou autre;
- adapter la consigne de puissance donnée au système de récupération à la puissance demandée par la ou les charges alimentées, ceci impliquant éventuellement un système de mesures / communications entre le système de récupération, l'électronique de puissance, et éventuellement la(les) charge(s) ou le réseau de distribution alimenté;
- protéger le système de récupération et son générateur contre les surcharges, d'éventuels transitoires de charge indésirables, protection spécifique du générateur (par exemple délestage en cas de surchauffe de l'alternateur);
- gérer la mise en parallèle du générateur de récupération par rapport au(x) générateur(s) principal(aux) , le cas échéant.
Dans la suite, l'ensemble constitué du système de récupération, son éventuel convertisseur d'électronique de puissance associé à une ou plusieurs des fonctions précitées sont appelés « génération électrique du système de récupération d'énergie ». Concernant l'alimentation des circuits électriques de bord (hors système d'hybridation), trois architectures sont envisagées.
Dans une première architecture, la génération de puissance optionnelle, par exemple toute ou partie des génératrices habituellement alimentées par des prises de mouvement sur la BTP/accessoires moteur, sont remplacées par la génération électrique du système de récupération d'énergie. Cette dernière peut être dédiée à l'alimentation de charges optionnelles, par exemple le système de dégivrage / antigivrage, un compresseur de climatisation, ou encore un système de chauffage électrique. Dans ce cas, la génération électrique du système de récupération d'énergie alimente spécifiquement un équipement optionnel ou un ensemble d'équipements optionnels. En cas de perte de la génération principale, le système peut éventuellement se reconfigurer de façon à alimenter la barre principale, grâce à un dispositif de reconfiguration. Cette architecture a le double avantage de diminuer le prélèvement de puissance sur la BTP/accessoires moteur - et donc de diminuer la consommation de carburant - et d'améliorer la disponibilité de l'énergie en cas de défaut.
Dans une seconde architecture, la génération électrique du système de récupération d'énergie alimente le réseau principal en remplacement ou complément (mise en parallèle) de la génération alimentée par des prises de mouvement sur la BTP ou le boîtier accessoires moteur permettant de diminuer la consommation spécifique du moteur. Le dimensionnement de la génératrice alimentée par la BTP / boîte accessoires moteur sera donc diminué comparé au cas où la génération par récupération n'est pas installée.
Une troisième solution est que la génération électrique du système de récupération alimente un bus essentiel indépendant, en supplément des barres de distribution principales et essentielles alimentées par les sources BTP, créant ainsi une source supplémentaire indépendante des autres.
Cette structure d'alimentation permet d'améliorer significativement la fiabilité opérationnelle mais surtout la sécurité du système électrique permettant ainsi l'installation de charges à nombre important de sources indépendantes, en particulier des actionneurs de vol électriques.
Outre l'alimentation de systèmes auxiliaires électriques, une autre utilisation possible est l'alimentation d'auxiliaires hydrauliques (pompe hydraulique par exemple) ou mécaniques/pneumatiques (compresseur de climatisation par exemple).
En ce qui concerne l'alimentation du système d'hybridation du rotor principal et/ou arrière, la génération électrique du système de récupération est associée en remplacement ou en complément des batteries utilisée pour l'hybridation et placée en série ou en parallèle de ces dernières.
Quelle que soit l'utilisation choisie, le principe de fonctionnement des systèmes de récupération d'énergie nécessite une évacuation d'énergie thermique hors du système de récupération via un échangeur de chaleur.
Usuellement, cette énergie est rejetée dans l'atmosphère mais une option consiste à récupérer tout ou partie de cette énergie pour réchauffer de l'air (par exemple la cabine - le système de chauffage), le fuel ou tout autre partie ou composant de l'aéronef.
Le schéma de la figure 1 représente une architecture traditionnelle d'hélicoptère bimoteur à rotor principal et rotor arrière pour laquelle les deux moteurs à combustion interne 1 a, 1 b, moteurs à pistons ou turbines entraînent une boîte de transmission principale 4 dite BTM au travers d'une liaison mécanique primaire 20 telle qu'un arbre de transmission.
La BTM 4 distribue une puissance mécanique au travers d'une liaison mécanique secondaire 21 vers un rotor principal 2, une boîte de transmission arrière 5 d'entraînement mécanique d'un rotor arrière 3, une génératrice électrique 7, un générateur de pression hydraulique 1 1 et un générateur de pression pneumatique 12.
Sur ce schéma la puissance électrique délivrée par la génératrice 7 est distribuée par un réseau de distribution électrique 10 alimentant les divers organes électriques de l'hélicoptère.
Le schéma de la figure 2 correspond à une architecture d'hélicoptère bimoteur à rotor principal et rotor arrière comprenant le système de l'invention.
Comme dans le schéma de la figure 1 , les moteurs à combustion interne 1 a, 1 b distribuent une puissance mécanique vers une BTM 4 qui selon l'exemple entraîne le rotor principal 2. Par contre selon l'invention, des dispositifs de récupération d'énergie thermique 6a, 6b sont alimentés par des prises de chaleur 40a, 40b au niveau des sorties de gaz chauds des moteurs 1 a, 1 b.
Les dispositifs de récupération d'énergie thermiques 6a, 6b sont par exemple des turbines 104 selon la figure 4, les prises de chaleur étant des échangeurs chauds 103 selon cette même figure.
De retour à la figure 2, l'énergie récupérée est utilisée pour alimenter les génératrices électriques 7a, 7b, les générateurs de pression hydraulique 1 1 a, 1 1 b et les générateurs de pression pneumatique 12a, 12b.
II est bien entendu possible de n'alimenter que les génératrices électriques par le système de l'invention.
Il est à noter que dans le cas d'un aéronef bimoteur comme représenté comprenant des moteurs à combustion interne à pistons ou à turbine il est possible d'associer un dispositif de récupération sur un premier des moteurs à combustion interne à une génératrice électrique, l'autre des moteurs à combustion interne aux générateurs de pression 1 1 , 12 ou tout autre arrangement tout en restant dans le cadre de l'invention.
La ou les génératrices électriques 7a, 7b vont alimenter un réseau électrique 50 alimentant les réseaux de distribution électrique 10a, 10b et une électronique de puissance 8 de commande d'un moteur électrique 9 d'entraînement du rotor arrière 3 de l'hélicoptère.
Pour accroître la puissance apportée au rotor arrière ou au système en fonction des configurations de vol, un moteur électrique 9 couplé sur l'arbre principal 30 est raccordé à l'électronique de puissance 8 pour alimenter cette dernière si la puissance thermique récupérée est insuffisante.
Ainsi, le système de l'invention réalise ici une propulsion hybride thermique/électrique de l'hélicoptère et peut réaliser en outre, si la puissance récupérée est suffisante, une alimentation des circuits auxiliaires de l'aéronef et notamment le réseau électrique, le circuit pneumatique, par exemple des compresseurs de climatisation et/ou le circuit hydraulique, par exemple des pompes hydrauliques. Le système de récupération d'énergie décrit un cycle thermodynamique entre une source chaude, les gaz d'échappement du moteur à combustion interne, et une source froide, l'air ambiant.
Il comprend notamment au niveau du ou des récupérateurs d'énergie thermique 6a, 6b un élément moteur ou une turbine, turbine vapeur, machine à vapeur moteur Stirling ou autre moteur dit à combustion externe couplés à une génératrice 7a, 7b assurant une conversion mécanique/électrique.
Une variante remplace l'élément moteur par un générateur thermoélectrique.
Le système inclut aussi un système de conversion mécanique/hydraulique
1 1 a, 1 1 b et mécanique/pneumatique 12a, 12b permettant l'alimentation de tout ou partie des circuits auxiliaires.
Cette solution permet d'augmenter sensiblement l'efficacité énergétique de la chaîne de propulsion par une valorisation des rejets thermiques du ou des moteurs à combustion interne.
Le couplage du convertisseur d'énergie thermique/électrique à un moteur électrique 9 du rotor arrière 3 permet une plus grande flexibilité au niveau des régimes de rotation comparée à une adaptation mécanique directe sur la boite de transmission 5 de l'architecture antérieure. La nouvelle architecture permise par l'invention permet également une diminution de la masse des batteries à embarquer du fait de l'alimentation au moins en partie directe des moteurs électriques par le système de récupération de chaleur.
De plus, la suppression du prélèvement d'énergie pour faire fonctionner les circuits auxiliaires sur la boîte accessoire dite BTP participe aussi à la diminution de consommation de carburant de l'aéronef.
Il est à noter qu'il reste toutefois possible dans le cadre de l'invention de faire fonctionner toute ou partie des circuits auxiliaires hors rotor arrière sur la BTP, dans le cas par exemple d'un hélicoptère monomoteur pour lequel la puissance récupérable au niveau des gaz d'échappement serait trop limitée.
Enfin, l'échangeur de chaleur entre la source chaude gaz d'échappement et la source froide l'air ambiant source froide peut être utilisé pour une fonction secondaire, celle de réchauffer l'air ambiant et ainsi alimenter la cabine en air chaud. Il n'est donc plus nécessaire de prélever de l'air chaud du turbomoteur en sortie de compresseur comme dans une architecture conventionnelle de moteur à turbine, ce qui permet d'améliorer l'efficacité de la turbine.
La solution est basée sur une intégration d'un système de récupération/conversion de chaleur en énergie électrique, machine à cycle thermodynamique couplée à une génératrice dans la tuyère de la turbine ou la ligne d'échappement.
Ce système inclus trois ensembles principaux :
- Un premier échangeur de chaleur au niveau de la source chaude, échangeur placé dans le ligne des gaz d'échappement d'un moteur à pistons ou dans la tuyère d'une turbine de l'aéronef, permettant de récupérer une partie de l'énergie thermique des gaz d'échappements,
- Un second échangeur de chaleur au niveau de la source froide placé en aval du système de conversion permettant d'évacuer la chaleur du cycle thermodynamique mais pouvant également réchauffer l'air ambiant pour alimenter la cabine en air chaud ce qui permet de réduire le besoin de prélèvement d'air dans la turbine d'hélicoptère et d'améliorer son efficacité énergétique.
- Un système de conversion de l'énergie thermique récupérée entre les deux échangeurs en énergie électrique.
Dans le cas d'un aéronef à plusieurs turbines, deux configurations sont envisagées.
Dans la première configuration on installe un système échangeur de chaleur par turbine et un seul système de conversion de l'énergie thermique récupérée en énergie électrique pour l'aéronef.
Dans la deuxième configuration on installe un système de conversion d'énergie thermique en énergie électrique par échangeur de chaleur.
La figure 3 représente un exemple du circuit électrique de la figure 1 plus détaillé pour lequel les génératrices 7a, 7b alimentent un dispositif de répartition et de régulation 13 comportant un calculateur définissant des lois de contrôle pour permettre la bonne distribution/répartition de puissance.
Au final, le système de récupération pourra être utilisé pour réaliser une ou plusieurs des fonctions suivantes : Alimentation du rotor principal, dans ce cas la BTP 4 alimentera un générateur similaire au générateur 9 intercalé entre la BTP et un moteur électrique d'entraînement du rotor principal,
Alimentation du rotor arrière comme décrit dans l'exemple de la figure 2;
Alimentation des réseaux électrique / pneumatique / hydraulique toujours selon l'exemple de la figure 2.
Le système de récupération alimentera un réseau électrique distribué à la tension de 270Vdc, 1 15Vac/200Vac, 28Vdc ou tout autre niveau de tension alternative ou continue souhaité.
Dans le cas où la puissance produite par le système de récupération est insuffisante pour alimenter l'un des rotors, on peut coupler un générateur électrique 9 à la boite de transmission d'origine pour fournir la puissance complémentaire nécessaire selon l'exemple de la figure 2.
La figure 4 représente un schéma possible d'intégration d'un système de récupération d'énergie thermique sur un moteur à combustion interne 1 de type à turbine comprenant de manière connue des étages 100, 101 de compresseurs et une tuyère de sortie 102.
Le dispositif de récupération d'énergie thermique comprend une machine thermodynamique 200 utilisant un cycle thermodynamique entre une source chaude, les gaz d'échappement du moteur à combustion interne et une source froide, l'air ambiant.
La machine thermodynamique ou turbine à vapeur à cycle fermé notamment à cycle de Rankine comprend un premier échangeur 103, échangeur chaud, sur la source chaude, ici la tuyère 102 du moteur à combustion interne, un second échangeur 105 sur la source froide, par exemple un radiateur en contact avec l'air extérieur que traverse l'aéronef, un fluide caloporteur circulant entre le premier et le second échangeurs par un circuit tubulaire 107 et une unité de transformation d'énergie thermique en énergie mécanique ici sous forme d'une turbine 104.
La machine thermodynamique comprend en outre une pompe 106 faisant circuler le fluide dans le circuit de fluide caloporteur 107. La turbine 104 entraîne ici un générateur électrique 108 qui sera utilisé comme décrit précédemment.
Un avantage du système de l'invention est de diminuer la température de sortie des gaz du moteur thermique de l'aéronef ce qui diminue sa signature infrarouge.
L'invention qui n'est pas limitée à l'exemple représenté, correspondant à un appareil bimoteur, mais qui est notamment applicable à un appareil monomoteur s'applique en particulier aux hélicoptères ou aux drones à voilure tournante et permet d'améliorer l'efficacité globale du système de propulsion de l'aéronef, notamment dans le cas où la ou les turbines de cet appareil fournissent un travail et non une poussée.

Claims

R E V E N D I C A T I O N S
1 - Aéronef pourvu d'au moins une turbine propulsive et comportant un système d'alimentation électrique d'au moins un équipement, pour lequel le système d'alimentation électrique comporte un dispositif de récupération d'énergie thermique (6a, 6b, 104) installé sur la turbine, fonctionnant avec comme source chaude l'énergie contenue dans les gaz d'échappement de la turbine et comme source froide un fluide tel que l'air ambiant, l'huile moteur, le fuel ou autre fluide de refroidissement de la turbine.
2 - Aéronef selon la revendication 1 pour lequel le dispositif de récupération d'énergie comporte:
un évaporateur, permettant de transférer une partie de l'énergie thermique contenue dans la source chaude à un fluide de travail, cet évaporateur étant installé au niveau d'une tuyère de la turbine;
une machine de transformation d'une énergie thermique du fluide de travail en une énergie mécanique;
un générateur électrique alimenté par la machine de transformation; un condenseur, permettant de condenser le fluide de travail en sortie de la machine de transformation grâce à des échanges thermiques avec la source froide;
- une pompe, pour compresser le fluide travail en sortie de condenseur et le faire circuler dans l'évaporateur;
un système de contrôle, permettant d'ajuster la puissance produite à la puissance désirée, par exemple via un contrôle du débit et/ou de la pression de la pompe.
3 - Aéronef selon la revendication 1 pour lequel le dispositif de récupération d'énergie comporte:
un évaporateur, installé en sortie de la turbine, permettant de transférer une partie de l'énergie thermique contenue dans la source chaude à un gaz de travail, notamment de l'air; une machine de transformation d'une énergie thermique du gaz de travail en une énergie mécanique;
un générateur électrique alimenté par la machine de transformation; un compresseur et son système de contrôle associé, prélevant l'air ambiant et le compressant en amont de l'évaporateur.
4 - Aéronef selon la revendication 1 pour lequel le dispositif de récupération d'énergie comporte un ensemble de cellules thermoélectriques convertissant directement la chaleur issue d'une tuyère de la turbine en électricité.
5 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 caractérisé en ce qu'il comporte un système d'électronique de puissance intégré en aval du générateur du système de récupération d'énergie, le système électronique de puissance réalisant une ou plusieurs des fonctions suivantes:
fonctionner au point de puissance maximum disponible au niveau du système de récupération, par exemple par l'intégration d'une fonction usuellement appelée « Maximum Power Point Tracking » ; participer au réglage de la tension, et ainsi participer à la qualité de l'énergie électrique;
mettre en forme l'énergie électrique en sortie du générateur pour son utilisation par le (les) charge(s) ou le système de distribution alimentés;
adapter la consigne de puissance donnée au système de récupération à la puissance demandée par la ou les charges alimentées;
protéger le système de récupération et son générateur contre les surcharges, d'éventuels transitoires de charge indésirables. 6 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le dispositif de récupération d'énergie réalise la génération de puissance optionnelle électrique en remplacement de toute ou partie des génératrices alimentées par des prises de mouvement sur une BTP/accessoires moteur. 7 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le dispositif de récupération d'énergie est dédiée à l'alimentation de charges optionnelles telles que système de dégivrage/antigivrage, compresseur de climatisation, ou système de chauffage électrique, la génération électrique du dispositif de récupération d'énergie alimentant spécifiquement un équipement optionnel ou un ensemble d'équipements optionnels.
8 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le dispositif de récupération d'énergie est relié à un système d'alimentation électrique pourvu d'un système de reconfiguration adapté à se reconfigurer de façon à alimenter une barre principale d'alimentation électrique de l'aéronef au moyen du dispositif de récupération d'énergie en cas de perte de la génération principale 9 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 pour lequel le dispositif de récupération d'énergie alimente le réseau électrique principal de l'aéronef en remplacement ou complément (mise en parallèle) de la génération alimentée par des prises de mouvement sur la BTP ou le boîtier accessoires moteur.
10 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 pour lequel le dispositif de récupération d'énergie alimente un bus électrique indépendant, en supplément des barres de distribution principales alimentées par les sources BTP, créant ainsi une source supplémentaire indépendante des autres.
1 1 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le dispositif de récupération d'énergie alimente des auxiliaires hydrauliques et/ou mécaniques/pneumatiques. 12 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel l'aéronef est un hélicoptère à rotor principal et rotor arrière.
13 - Aéronef selon la revendication 12 pour lequel le dispositif de récupération d'énergie constitue un système d'hybridation du rotor principal et/ou arrière, la génération électrique du dispositif de récupération d'énergie étant associée en remplacement ou en complément des batteries utilisée pour l'hybridation et placée en série ou en parallèle de ces dernières. 14 - Aéronef selon l'une quelconque des revendications 7 à 10 pour lequel un système d'électronique de puissance intégré en aval du générateur du dispositif de récupération d'énergie gère la mise en parallèle du générateur de récupération avec à au moins un générateur principal de l'aéronef en cas de besoin.
15 - Système d'entraînement d'au moins un rotor d'un aéronef par énergie électrique en complément ou en remplacement d'un système mécanique caractérisé en ce que l'énergie électrique est fournie au moins partiellement par au moins un dispositif de récupération d'énergie thermique (6a, 6b, 104) issue de gaz chauds d'un moteur à combustion interne (1 , 1 a, 1 b) de l'aéronef.
16 - Système d'entraînement selon la revendication 15 caractérisé en ce que le dispositif de récupération d'énergie thermique comprend une machine thermodynamique (200) utilisant un cycle thermodynamique entre une source chaude, les gaz d'échappement du moteur à combustion interne et une source froide, l'air ambiant.
17 - Système d'entraînement selon la revendication 16 caractérisé en ce que la machine thermodynamique comprend un premier échangeur (103) sur la source chaude, un second échangeur (105) sur la source froide, un fluide caloporteur circulant entre le premier et le second échangeurs et une unité (6a, 6b, 104) de transformation d'énergie thermique en énergie mécanique entre les échangeurs. 18 - Système d'entraînement selon la revendication 17 caractérisé en ce que le dispositif de récupération comprend une génératrice électrique (7a, 7b, 108) assurant une conversion mécanique/électrique couplée à ladite unité de transformation. 19 - Système d'entraînement selon l'une quelconque des revendications 15 à 18 caractérisé en ce que le dispositif de récupération alimente tout ou partie des circuits auxiliaires tels que les circuits électriques, hydrauliques ou pneumatiques de l'aéronef.
20 - Système d'entraînement selon la revendication 19 caractérisé en ce que le dispositif de récupération comporte un dispositif de conversion mécanique/pneumatique d'alimentation des circuits pneumatiques de l'aéronef. 21 - Système d'entraînement selon la revendication 19 ou 20 caractérisé en ce le dispositif de récupération comporte un dispositif de conversion mécanique/hydraulique d'alimentation des circuits hydrauliques de l'aéronef.
22 - Système d'entraînement selon l'une quelconque des revendications 15 à 21 caractérisé en ce que les gaz chauds sont les gaz d'échappement d'un moteur à pistons de propulsion de l'aéronef.
23 - Système d'entraînement selon la revendication 22 caractérisé en ce que le premier échangeur est couplé à une tubulure d'échappement du moteur à piston.
24 - Système d'entraînement selon l'une quelconque des revendications 15 à 23 caractérisé en ce que les gaz chauds sont les gaz générés par une turbine de propulsion de l'aéronef.
25 - Système d'entraînement selon la revendication 24 caractérisé en ce que le premier échangeur est disposé dans une tuyère de sortie de la turbine.
26 - Système d'entraînement selon l'une quelconque des revendications 15 à 25 caractérisé en ce que le rotor est un rotor d'aéronef à voilure tournante.
27 - Système d'entraînement selon la revendication 26 caractérisé en ce que le rotor est un rotor arrière d'hélicoptère.
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