DOMAINE TECHNIQUE

[0001] L'invention concerne un procédé d'optimisation du rendement global de l'énergie fournie à bord d'un aéronef, cette énergie pouvant être propulsive ou non propulsive, ainsi qu'un groupe de puissance principal de mise en œuvre d'un tel procédé.

[0002] L'invention s'applique à la motorisation des aéronefs, c'est-à-dire essentiellement aussi bien à la motorisation d'avions (réacteurs, turboréacteurs, turbopropulseurs), qu'à la motorisation d'hélicoptères (turbomoteur).

[0003] Classiquement, dans un aéronef, la cabine qui accueille les passagers est climatisée et/ou pressurisée. Une entrée d'air de la cabine est connectée à un système de contrôle de l'environnement ECS (initiales de « Environmental Control System » en terminologie britannique) qui règle le débit, la température et/ou la pression de l'air en liaison avec, éventuellement, un circuit de recyclage entre le système ECS et la cabine.

ÉTAT DE LA TECHNIQUE

[0004] Il est connu de récupérer de l'énergie entre l'air en sortie de cabine, qui présente une pression et une température élevées - typiquement 0,8 bar et 24°C -, et l'air hors de l'aéronef, de pression et température sensiblement inférieures - typiquement 0,2 bar et -50°C -. Par exemple, le document de brevet US 5 482 229 propose d'augmenter la température de l'air provenant d'un canal de sortie de la cabine via un échangeur thermique, traversé par de l'air circulant dans un canal issu d'un compresseur de moteur de l'aéronef et couplé au système ECS de la cabine. L'air provenant de la cabine, réchauffé par la traversée de l'échangeur, entraîne alors une turbine d'une unité de conversion de puissance qui fournit de l'énergie mécanique ou électrique à des accessoires de fonctionnement (pompes, compresseur de charge, alternateurs, etc.), avant d'être rejeté hors de l'aéronef. [0005] Cependant une telle configuration ne permet pas d'utiliser l'air en sortie de cabine de manière fiable. En effet, la pression de cet air est régulée en cabine à un certain niveau, par exemple à 0,8 bar, et les variations de pression entre l'intérieur et l'extérieur de l'aéronef - par exemple 0,8 bar en interne et 0,2 bar en externe lorsque l'aéronef monte ou est à haute altitude - induisent des pertes de charge et des phénomènes intrusifs: la régulation ne peut plus se faire correctement car la pression dans la cabine est supérieure à la valeur de régulation initiale et les transitoires de pression inacceptables pour l'oreille des passagers. L'air ne peut plus s'échapper correctement car la turbine crée à tout instant des contre-pressions de blocage d'air en sortie de cabine. Dans ces conditions, la turbine de l'unité de conversion ne peut plus être opérationnelle, en particulier pendant les phases transitoires de montée en altitude et en haute altitude.

[0006] De plus, l'échangeur thermique n'est plus opérationnel au sol quand la porte de la cabine est ouverte. Cette architecture nécessite alors une installation thermique avec un échangeur supplémentaire couplée à un circuit d'air extérieur.

[0007] Par ailleurs, en cas de panne d'un équipement entraîné par l'unité de conversion, cette dernière part en survitesse. [0008] En outre, l'utilisation d'air provenant d'un compresseur de moteur de l'aéronef est pénalisant en termes de bilan énergétique, par la déperdition dans les canalisations du fait de la distance entre l'échangeur et la sortie moteur. De plus, la puissance fournie au décollage par les moteurs au système ECS est surestimée par rapport à ses besoins en énergie. Le point de dimensionnement de la fourniture de puissance au système ECS est en effet déterminé à la vitesse minimale du corps HP (haute pression) du moteur principal, pour être toujours capable - même au ralenti - de fournir la puissance suffisante au système ECS.

[0009] De manière générale, les moteurs principaux sont dimensionnés pour pouvoir fournir, ponctuellement, une puissance propulsive importante, par exemple au décollage de l'aéronef, c'est-à-dire à vitesse élevée du corps HP, alors que dans les autres phases ils fournissent une puissance propulsive moyenne voire minimale, par exemple en descente, c'est-à-dire à vitesse faible du corps HP. La puissance propulsive se rapporte essentiellement à la poussée fournie par les réacteurs des avions et à la puissance mécanique fournie par les turbopropulseurs des avions et les turbomoteurs des hélicoptères. Ce surdimensionnement de fourniture de puissance entraîne en général une surconsommation spécifique, dans les phases de vol autres qu'au ralenti.

EXPOSÉ DE L'INVENTION

[0010] L'invention vise précisément à limiter la consommation spécifique par une adéquation entre le dimensionnement en fourniture de puissance et les besoins réels en puissance du système ECS de la cabine et plus généralement de l'aéronef, afin de supprimer les fournitures de puissances inutiles.

[0011] L'invention vise également à fournir de l'énergie de manière suffisamment fiable pour faire face aux cas de panne d'aéronef qui risquent d'entraîner des survitesses. Un autre but de l'invention est de favoriser l'association d'un grand nombre de moyens consommateurs d'énergie non propulsive, en particulier les consommateurs électriques, mécaniques et/ou hydrauliques, pour conserver dans toutes les phases de vol un bilan global énergétique positif entre la fourniture d'énergie et la consommation au regard des configurations connues, en particulier en phase transitoire. De plus, la présente invention va pouvoir permettre de récupérer de l'énergie thermique en sortie de cabine sans risque de contre-pression nuisible à la régulation, avec un échange thermique optimisé.

[0012] Pour ce faire, l'invention consiste, à proximité de la sortie de cabine, à fournir de l'énergie, en particulier de l'énergie pneumatique à la cabine, par une génération de puissance de classe moteur. Une génération de puissance est dite de classe moteur lorsque l'architecture de cette génération de puissance est apte à la certification moteur d'utilisation pendant toutes les phases de vol, au même titre qu'une génération de puissance fournie par un moteur principal. [0013] Plus précisément, la présente invention a pour objet un procédé d'optimisation du rendement global de l'énergie fournie à bord d'un aéronef, cette énergie pouvant être propulsive ou non propulsive, l'aéronef étant équipé d'une cabine de passagers à flux d'air régulé, et de sources de puissance comprenant des moteurs principaux. Une telle optimisation consiste à prévoir, dans un environnement situé à proximité de la cabine, au moins une génération de puissance principale de classe moteur dimensionnée comme autre source de puissance de génération unique d'énergie pneumatique pour la cabine et de génération au plus partielle d'énergies propulsive, hydraulique et/ou électrique pour le reste de l'aéronef, et à minimiser l'écart en puissance entre le point nominal des sources de puissance en situation de fonctionnement de ces sources et le point de dimensionnement des contributions en énergie non propulsive de ces sources en situation de panne d'un moteur principal, par une équipartition des contributions de puissance des moteurs principaux et de la génération de puissance principale en fonctionnement nominal et en cas de panne d'un moteur principal.

[0014] La génération de puissance principale permet d'adapter l'apport en énergie pneumatique selon le strict besoin de la cabine, alors que les moteurs principaux fournissaient inutilement une puissance sensiblement supérieure au strict nécessaire, typiquement deux fois supérieure : ils sont surdimensionnés en bilan énergétique pneumatique car leur dimensionnement est calé sur le régime minimal du corps HP du moteur principal. L'apport en énergie pneumatique ne relevant plus des moteurs principaux selon l'invention, ceux-ci présentent un rendement sensiblement améliorés et le rendement global s'en trouve alors également sensiblement amélioré.

[0015] Par ailleurs, le rendement thermique global d'une génération de puissance principale ainsi dimensionnée est sensiblement égal à celui des moteurs principaux pour la fourniture de puissance non propulsive, en phase de descente ou en phase nominale de vol, typiquement de l'ordre de 20%. Une équipartition des puissances électriques est alors appliquée sans pénalité significative de consommation. A contrario, en phase de montée, la fourniture d'énergie électrique par les moteurs principaux sera privilégiée car le rendement des moteurs principaux est supérieur du fait d'une vitesse plus élevée du corps haute pression (HP) que celui d'une génération de puissance principale.

[0016] De plus, la contribution d'une génération de puissance principale supplémentaire fournit une redondance de moyens moteurs et donc renforce la tolérance aux pannes et la disponibilité de l'aéronef.

[0017] L'invention se rapporte également à un groupe de puissance principal ci-après groupe GPP, apte à optimiser le rendement énergétique global selon le procédé ci-dessus. Un tel groupe de puissance principal a pour base un groupe de puissance du type groupe auxiliaire de puissance, en abrégé GAP (ou APU, initiales de « Auxiliary Power Unit », en terminologie anglaise), fiabilisé pour être de classe moteur et combiné à une structure de récupération d'énergie.

[0018] Les GAP équipent habituellement les aéronefs pour alimenter au sol les différents équipements consommateurs d'énergie (puissances électrique, pneumatique et hydraulique, conditionnement d'air), et démarrer les moteurs principaux. Lorsqu'un moteur est en panne, certains GAP sont suffisamment sécurisés pour pouvoir être redémarrés pendant le vol afin de tenter de redémarrer le moteur défaillant et/ou de fournir une partie de l'énergie électrique aux équipements en vol. [0019] Un GAP se compose classiquement d'un générateur de gaz - comprenant au moins un compresseur d'entrée, une chambre de combustion et au moins une turbine de puissance - ainsi que des moyens d'entraînement direct des équipements (compresseur de charge, pompes à carburant et hydraulique, générateur électrique et/ou démarreur/générateur électrique, etc.), ou via une boîte de transfert de puissance avec une adaptation des vitesses de rotation. Un prélèvement d'air en sortie du compresseur de charge ou du compresseur d'entrée sert au démarrage pneumatique des moteurs principaux.

[0020] L'utilisation d'un GAP même sécurisé pendant toutes les phases de vol pour fournir de l'énergie non propulsive est considérée comme irréaliste du fait d'un rendement d'énergie défavorable par rapport aux moteurs principaux : faire fonctionner un GAP pendant toute la durée du vol présente une consommation supplémentaire de carburant.

[0021] Or, transformé en groupe de puissance de classe moteur pour fournir de l'énergie pneumatique au strict besoin de la cabine en utilisation permanente, un aéronef intégrant un tel groupe présente alors un bilan favorable.

[0022] A ce titre, dans un aéronef comportant des équipements consommateurs d'énergie, en particulier une cabine renouvelée en air et régulée en température et/ou en pression à l'aide d'un système de régulation ECS, des moteurs principaux de génération de puissance et une unité de contrôle de vol, un groupe de puissance principal selon l'invention intégré dans un compartiment isolé par une cloison feu des autres zones de l'aéronef et équipé d'une entrée d'air extérieur et d'une tuyère de sortie, comporte un groupe de puissance de classe moteur du type décrit ci-dessus équipé d'un générateur de gaz et d'une turbine de puissance d'entraînement d'équipements comprenant un compresseur de charge. Le compresseur de charge est couplé, via une commande de régulation qui communique avec l'unité de contrôle, au système ECS afin de fournir l'énergie pneumatique nécessaire à la cabine.

[0023] Selon des modes de réalisation particuliers : - le groupe de puissance principal est couplé à une structure de récupération comportant au moins une turbine de récupération d'énergie d'entraînement des équipements avec la turbine de puissance et couplée, en entrée d'air, à la sortie de la cabine pour refroidir, en sortie d'air, les équipements, le compresseur de charge étant intégré à cette structure de récupération comme fournisseur d'énergie pneumatique à la cabine ;

- le compresseur de charge comporte un diffuseur d'air à calage variable comportant des pales d'orientation asservie par la commande de régulation apte à adapter strictement le débit d'air à la fourniture de pression et de débit demandée par ECS dans chaque phase de vol ; - une variation du calage du diffuseur du compresseur de charge induit une variation du débit d'air avec un rapport de pression sensiblement constant : l'adéquation fourniture/besoin est ainsi satisfaite sans gaspillage significatif ;

- le compresseur de charge est couplé directement à la turbine de puissance, afin d'éviter toute perte d'énergie par un transfert de puissance autre que mécanique ;

- le générateur de gaz comporte un compresseur d'entrée qui peut servir de compresseur de charge

- la turbine de récupération est une turbine, de préférence centripète, à distributeur à calage variable comportant des pales d'orientation asservie par la commande de régulation ;

- au moins un capteur de pression régule l'ouverture et la fermeture des pales du diffuseur et du distributeur en liaison avec la commande d'asservissement ; - la turbine de récupération éjecte un flux d'air en sortie dans le compartiment du groupe de puissance principal qui, après avoir refroidi les équipements et accessoires contenus dans le compartiment arrière, est évacué dans la tuyère d'échappement par un effet de trompe induit par la vitesse d'éjection des gaz du flux d'air chaud de la turbine de puissance ; - la turbine de récupération est couplée à un dispositif d'insonorisation pour éviter la remontée des bruits aérodynamiques en cabine ;

- les positions de calage les plus ouvertes possibles peuvent aller au- delà de la pleine ouverture en position radiale dite position zéro ;

- une régulation du calage variable, entre une ouverture totale au sol et une fermeture progressive du flux d'air avec la montée en altitude, peut être automatisée par la commande de régulation en fonction de la pressurisation en cabine. [0024] De manière générale, il a été pris en compte le fait que la perte de capacité de fourniture d'énergie du groupe principal, qui augmente avec l'altitude, soit au moins partiellement compensée en vol par une optimisation des positions des calages variables de la turbine de récupération en position la plus fermée compatible avec les contre-pressions en sortie de la cabine et du compresseur de charge dans la position la plus ouverte possible.

[0025] Le niveau en puissance thermodynamique compatible avec les contraintes de vol du groupe principal est minimisé : même si au sol les positions appropriées des calages variables pénalisent le rendement de la turbine de récupération et du compresseur de charge, le groupe de puissance principal ainsi dimensionné en puissance thermodynamique est alors capable de fournir suffisamment d'énergie au sol. Il a ainsi été préféré d'optimiser les rendements en vol. Le rendement global de ce compresseur ou de cette turbine de récupération, dans tout le domaine de vol, devient alors optimisé par la présence d'un diffuseur et/ou d'un distributeur à calages variables.

[0026] Selon d'autres modes de réalisation avantageux :

- des moyens de transmission de puissance des turbines de puissance et de récupération aux équipements mécaniques, pneumatiques, hydrauliques et/ou électriques de l'aéronef sont prévus, en particulier sous la forme d'une boîte de transfert de puissance ;

- la structure de récupération comporte un échangeur thermique présentant deux circuits d'échange thermique, un circuit primaire relié, en entrée, à la sortie de flux d'air chaud de la turbine de puissance et, en sortie, à la tuyère d'échappement, et un circuit secondaire relié, en entrée, à une sortie de flux d'air de la cabine et, en sortie, à la turbine de récupération ;

- le distributeur à calage variable de la turbine de récupération, couplé à des moyens de régulation, est apte à orienter le flux d'air provenant de l'échangeur, en particulier pendant les phases transitoires de l'aéronef ainsi qu'en altitude - les phases transitoires se rapportant aux phases de décollage, de montée, de descente et d'atterrissage -.

[0027] Dans ces conditions, la récupération d'énergie en sortie de cabine - sous forme de pression et/ou de température - est optimisée par la proximité de la source de puissance principale, tout en garantissant une sortie de flux d'air en sortie de cabine avec une contre-pression contrôlée dans la cabine. En outre, atteler la récupération d'énergie à une source de génération de puissance principale, et non à un simple compresseur ou un alternateur, permet d'absorber des survitesses, qui peuvent se déclencher en cas de panne, grâce à l'inertie produite par l'effet de masse des composants de la source de génération de puissance et de l'ensemble des consommateurs.

[0028] De plus, la récupération d'énergie en sortie de cabine peut être effectuée en complétant l'énergie potentielle contenue dans le flux d'air sortie cabine par de l'énergie thermique utilisée pour refroidir des systèmes dédiés à des équipements de l'aéronef avant d'être de nouveau enrichi par l'échange thermique entre lesdits flux d'air.

BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES

[0029] D'autres aspects, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront dans la description non limitative qui suit, relative à des modes de réalisation particuliers, en référence aux dessins annexés qui représentent, respectivement :

- en figure 1 , un bloc diagramme d'un exemple de groupe de puissance principal selon l'invention dans un compartiment arrière d'aéronef, en liaison avec une cabine d'aéronef équipée d'un système de contrôle d'environnement ECS ; - en figure 2, une vue en coupe schématisée d'un exemple de turbine de récupération centripète munie d'un distributeur à calage variable du groupe de puissance principal ; - en figure 3, une vue en coupe schématisée d'un exemple de compresseur de charge muni d'un distributeur à calage variable du groupe de puissance principal, et

- en figure 4, un graphique de la puissance fournie à un aéronef en fonction du rendement thermique des sources de puissance sur lequel sont portés le point nominal et le point de dimensionnement.

DESCRIPTION DETAILLEE DE MODES DE REALISATION

[0030] Dans toutes les figures, les éléments identiques ou semblables, exerçant une même fonction, sont identifiés avec des signes de référence identiques ou dérivés.

[0031] En référence à la figure 1 d'un bloc diagramme schématisé, un groupe de puissance principal 1 est agencé dans un compartiment arrière 2 situé en aval de l'aéronef 3. La cabine des passagers 4 est située plus en amont et couplée au compartiment arrière 2 via un compartiment intermédiaire 5. Une cloison de pressurisation 6 sépare la cabine 4 du compartiment intermédiaire et une cloison feu 7 isole le compartiment intermédiaire 5 du compartiment arrière 2, équipé d'une entrée d'air extérieur 21 et d'une tuyère de sortie 22.

[0032] Le groupe de puissance principal 1 comporte un moteur 10 de type APU mais de classe moteur, combiné à une structure de récupération d'énergie. Le moteur auxiliaire se compose d'un générateur de gaz ou corps HP 1 1 , comprenant un compresseur d'entrée 1 10 d'un flux d'air F1 provenant de l'entrée d'air 21 , une chambre de combustion 1 1 1 et une turbine 1 12 d'entraînement du compresseur 1 10 par un arbre HP 1 13. Ce générateur de gaz est couplé en entrée à un canal de circulation d'air K1 monté sur l'entrée d'air extérieur 21 et, en sortie, à une turbine de puissance 12 qui délivre un flux d'air chaud F2, typiquement d'environ 500 à 600°C .

[0033] La structure de récupération d'énergie est centrée sur une turbine de récupération 13 en liaison avec un dispositif d'insonorisation 14, afin d'éviter la remontée des bruits aérodynamiques hors du compartiment, en particulier dans la cabine.

[0034] Cette turbine de récupération 13 est couplée à la turbine de puissance 12 pour entraîner des équipements 100 - mécaniques, pneumatiques (compresseurs), électriques (alternateurs) et/ou hydrauliques (pompes) - en particulier un compresseur de charge 15 et un démarreur/générateur 16, via une boîte de transfert de puissance 17 dans l'exemple. Cette boîte 17 est équipée de réducteurs et de renvois (non représentés) adaptés à la transmission de puissance. La turbine de puissance 12 fournit sa puissance à la boîte 17 via un arbre 121 , cet arbre étant traversant dans l'exemple illustré. Alternativement cet arbre peut être non traversant ou un arbre extérieur par un boîtier de réduction approprié (non représenté). Ce boîtier est avantageusement équipé d'une roue libre pour sa déconnexion dans les phases de non récupération (par exemple dans le cas de porte de cabine avion ouverte). [0035] Le compresseur de charge 15 alimente en air un système de contrôle d'environnement dit système ECS 41 de la cabine 4 pour lui transmettre, via un mélangeur de recyclage 42, de l'air comprimé provenant de l'entrée d'air extérieur 21 par une branche K1 1 du canal K1 . Le compresseur de charge 15 est régulé par une commande de régulation 19 qui communique avec l'unité de contrôle (non représentée) afin de fournir l'énergie pneumatique nécessaire à la cabine. En variante, le compresseur d'entrée 1 10 peut servir de compresseur de charge 15 par un prélèvement d'air approprié.

[0036] Au moins une vanne variable 40, dite de régulation de pression cabine, fait circuler le flux d'air F3 de la sortie 43 de la cabine 4 à la structure de récupération d'énergie via un canal K2. Avantageusement, le canal K2 passe dans le compartiment intermédiaire 5 pour que le flux d'air F3 refroidisse les électroniques de puissance 50 d'une armoire 51 - ces accessoires étant dédiées à différents systèmes de fonctionnement de l'aéronef (train d'atterrissage, etc.), bien entendu non opérationnels lorsque la porte cabine est ouverte. En sortie du compartiment 5, le flux d'air F3 a une température d'environ 40°C. Le distributeur à calage variable peut avantageusement remplacer les vannes régulatrices de pression en sortie cabine.

[0037] La structure de récupération comporte dans cet exemple un échangeur thermique 18 équipé d'un circuit primaire C1 , relié en entrée à la sortie du flux d'air chaud F2 et en sortie à la tuyère 22 - le flux F2 passant alors typiquement d'une température de l'ordre de 550°C à 300°C - et d'un circuit secondaire C2 relié en entrée au flux d'air F3 provenant de la cabine 4 et en sortie à la turbine de récupération 13. Le flux F3 a alors une température sensiblement plus élevée qu'à l'entrée (environ 40°), par exemple de l'ordre de 150°C. En sortie de la turbine de récupération 13, le flux d'air F3 est dispersé dans le compartiment arrière 2 pour refroidir les équipements 100 (à environ 40°) puis récupéré sous forme de flux F'3, par réflexion sur les parois 200 du compartiment, dans la tuyère 22. La récupération a lieu par un effet de trompe induit, à l'entrée élargie 221 de cette tuyère, par la vitesse d'éjection des gaz du flux d'air chaud F2 de la turbine de puissance 12 au sortir de l'échangeur 18.

[0038] La turbine de récupération 13 est détaillée en référence à la vue en coupe schématisée de la figure 2. La turbine de récupération est une turbine centripète équipée d'une chambre annulaire 131 d'amenée d'air (flux F3). Cet air est ensuite orienté par le distributeur à calage variable 136. La turbine 133 comporte un aubage fixe 132. Le flux d'air F3 en sortie est traité acoustiquement et diffusé dans le compartiment arrière 2 pour conditionner en température les équipements 100 et autres accessoires (incendie, vérins, etc.) non représentés. Alternativement, d'autres types de turbines peuvent être utilisées : axiale ou mixte (inclinée). [0039] Le distributeur 136 est constitué de pales orientables 134 par calage variable qui guident le flux d'air provenant de l'échangeur 18 et accélère son écoulement. Ces pales sont à calage variable et leur orientation est adaptée par la commande de régulation 19 pendant les phases transitoires de l'aéronef ainsi qu'en altitude. En fonctionnement, un capteur de pression 135 régule l'ouverture et la fermeture des pales 134 du distributeur 132 en liaison avec la commande 19. [0040] Le compresseur de charge 15 est détaillé ci-après au regard de la vue en coupe schématisée de la figure 3. Ce compresseur de charge reprend une structure semblable à celle de la turbine de récupération mais inversée par rapport à la circulation du flux d'air F1 : chambre annulaire 151 - diffuseur variable 156 comportant des pales orientables 154 - et un compresseur centrifuge 153 équipé de pales fixes 152. Les pales orientables 154 à calage variable sont pilotées par la commande de régulation 19, en particulier pendant les phases transitoires et en altitude. Un capteur de pression 155 régule l'orientation des pales 154 via la commande 19 pour respecter les caractéristiques définies par le système ECS, à savoir un débit d'air 151 adapté à la fourniture de pression et de débit demandée (flèche F1 ).

[0041] Dans un exemple concret, le besoin en puissance pneumatique, pour un système ECS d'un avion classique, est typiquement de 180 kW. Un moteur principal est dimensionné pour fournir ces 180 kW au ralenti alors qu'en fonctionnement normal il délivre 360 kW dans la quasi-totalité des phases de vol. Un groupe de puissance principal selon l'invention est alors dimensionné pour fournir les 180 kW de puissance pneumatique strictement suffisants pour répondre aux besoins du système ECS.

[0042] La fourniture de puissance par le groupe de puissance principal selon l'invention ne se limite pas à la fourniture d'énergie pneumatique. Ce groupe peut en effet fournir de la puissance sur le corps HP des moteurs principaux via le démarreur/générateur 16 utilisé comme générateur électrique couplé au démarreur/générateur des moteurs principaux utilisé en mode moteur.

[0043] Ainsi, avec un bilan total des besoins en puissance pneumatique (180 kW) pour le système ECS, hydraulique (60 kW) pour les vérins et électrique (180 kW) pour les alternateurs, pompes, etc., soit typiquement 420 kW pour l'ensemble, l'utilisation d'un compresseur de charge, d'une turbine de récupération et/ou d'un échangeur selon la structure de récupération de l'invention permet de baisser sensiblement la perte d'énergie qui serait générée par l'utilisation exclusive de moteurs principaux pour ces postes : un compresseur de charge à diffuseur à calage variable permet par exemple un gain de 180 kW, une turbine de récupération à calage variable peut générer typiquement un gain de 90 kW et un échangeur un gain de 15 à 20 kW, soit en tout 285 à 290 kW. Les moteurs principaux ne contribuent alors à l'ensemble (420 kW) de ces fournitures de puissance hors puissance pneumatique (180 kW) qu'à hauteur d'un tiers, soit environ 80 kW, c'est-à-dire une fourniture sensiblement inférieure à celle du groupe de puissance principal qui lui fournit alors dans cet exemple 150 kW (70 kW et un tiers des 240 kW restants, soit 80 kW pour alimenter respectivement en énergie pneumatique et électrique/hydraulique). [0044] Compte tenue d'un rendement du groupe de puissance principal (typiquement 20%) similaire à celui d'un moteur principal dans les phases de vol autres qu'en montée ou en cas de panne d'un des moteurs, et inférieur à celui d'un moteur principal (40%) en pleine utilisation (phase de montée ou autre moteur en panne), une équipartition de fourniture d'énergie entre les moteurs, que ce soit un moteur principal ou le groupe de puissance principal, permet d'optimiser le rendement global couvrant toutes les phases de vol, en fonctionnement nominal ou en cas de panne : par exemple l'équipartition de fourniture d'énergie hydraulique et électrique est de 1/3, 1/3, 1/3 pour deux moteurs principaux et un groupe de puissance principal en fonctionnement, et de 1/2, 1/2 en cas de panne d'un moteur principal.

[0045] De plus, l'équipartition permet d'optimiser le rendement de l'ensemble des sources de puissances formant une turbomachine comme illustré, en figure 4, par le graphique G de variation de rendement thermique en fonction de la puissance Pw fournie pour un moteur. Sont portés sur ce graphe : - le point de dimensionnement de puissance (Pd)0 de la turbomachine ce point de dimensionnement est établi dans les conditions les plus sévères de demande de puissance (en général le cas de panne d'un moteur ou un décollage particulièrement difficile); - le point nominal (Pn)0 de la turbomachine sans le groupe de puissance principal, et le point nominal (Pn)1 de la turbomachine avec le groupe de puissance principal en équipartition;

[0046] La variation de rendement thermique lié à la consommation de carburant, est optimisée lorsque la turbomachine intègre le groupe de puissance principal pour les raisons suivantes. Sans groupe de puissance principal, la variation DO de rendement entre les points (Pn)0 et (Pd)0 est supérieure à la variation D1 entre les points (Pn)1 et (Pd)0 lorsque l'aéronef intègre un groupe de puissance principal, mais avec des puissances fournies sensiblement plus faibles. Cette situation traduit l'optimisation obtenue avec l'équipartition par minimisation de l'écart entre le point nominal et le point de dimensionnement. En effet, la première D0 correspond au passage de 50 à 100 % (correspondant à 200 % à fournir en cas de panne) de puissance fournie par un moteur passant des conditions nominales aux conditions de dimensionnement, soit 50% d'écart. La deuxième variation D1 correspond au passage de 33% (1/3 plus exactement) à 50% pour passer des premiers aux deuxièmes types de conditions. Avec un groupe de puissance principal, la turbomachine présente une diminution de puissance à fournir de 1/3 soit de 33% pour l'ensemble des moteurs principaux, avec un rendement global (correspondant à la variation de rendement) augmenté de l'écart (D0 - D1 ). Cet exemple ne tient pas compte de la possibilité de délestage qui peut être appliqué aux cas de panne. Que ce soit avec ou sans délestage, le rendement est amélioré.

[0047] L'exposé ci-dessus se réfère au fonctionnement d'un groupe de puissance principal. Le cas de panne de ce groupe n'a pas été évoqué mais il est bien entendu possible de prévoir, dans cette éventualité, d'autres équipements de secours pouvant se substituer à ce groupe par exemple en mode dégradé, en particulier au moins l'un des deux moteurs principaux qui fourniront alors une puissance supplémentaire, ou un APU de réserve, ou équivalent ou une combinaison de ces sources. [0048] Par ailleurs, l'équipartition qui est évoqué dans le présent exposé signifie que les sources de puissance sont conçues pour permettre une telle équipartition dans les conditions présentées. Les contraintes physiques et réglementaires, en particulier mécaniques, à prendre en compte ne permettent, en général, que de tendre dans la mesure du possible vers les conditions idéales d'équipartition.