EP4256180A1 - Procédé de mise à l'arret d'un moteur à turbine à gaz de turbogénérateur pour l'aéronef - Google Patents

Procédé de mise à l'arret d'un moteur à turbine à gaz de turbogénérateur pour l'aéronef

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EP4256180A1
EP4256180A1 EP21840075.2A EP21840075A EP4256180A1 EP 4256180 A1 EP4256180 A1 EP 4256180A1 EP 21840075 A EP21840075 A EP 21840075A EP 4256180 A1 EP4256180 A1 EP 4256180A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
gas turbine
operating speed
speed
electric machine
turbogenerator
Prior art date
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Pending
Application number
EP21840075.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Fabien Mercier-Calvairac
Nicolas Claude PARMENTIER
Denis Antoine Julien REAL
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Helicopter Engines SAS
Safran Power Units SAS
Safran SA
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
Safran Power Units SAS
Safran SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Helicopter Engines SAS, Safran Power Units SAS, Safran SA filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Publication of EP4256180A1 publication Critical patent/EP4256180A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • 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
    • F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
    • F02C9/56—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/33—Hybrid electric aircraft
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/003—Arrangements for testing or measuring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/34—Turning or inching gear
    • F01D25/36—Turning or inching gear using electric motors
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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 aircraft turbogenerators, and relates more particularly to the cooling of the engine compartment of a gas turbine of such turbogenerators.
  • An aircraft generally comprises a powertrain formed by a plurality of turbojet engines intended to provide the thrust necessary for its propulsion.
  • VTOL Vertical Take-Off and Landing aircraft
  • STOL short take-off and landing STOL
  • the propulsion system comprises at least one electrical machine driven by a gas turbine to supply electrical power to the aircraft from fossil energy.
  • Propulsion is now provided by one or more turbogenerators which can be supplemented by a set of rechargeable batteries making it possible to supply the electrical network of the aircraft and/or to supply the electrical machine and/or to store electrical energy at high energy density, for example between 250 and 350 Wh/Kg.
  • Such a turbogenerator generally comprises a gas turbine as well as a reversible electric machine.
  • reversible is meant a rotating machine capable of transforming the mechanical power produced by the gas turbine into electricity, but also of transforming electrical energy into work by driving the gas turbine engine.
  • turbogenerator is subject to a redundancy of start-up sequences followed by use of nominal power and shutdown, without significant pause, between two journeys.
  • the engine oil and/or fuel is likely to coke at its hot parts.
  • This predetermined duration does not guarantee rapid availability of the aircraft, in particular during emergency take-offs.
  • the gas turbine thus mixes the ambient air which is much colder than the gas turbine in order to cool it.
  • Another solution consists of adding a fan dedicated to the gas turbine, but this risks significantly increasing the size of the gas turbine and making it heavier.
  • the invention proposes to overcome the aforementioned constraints by proposing a method for gradually shutting down a gas turbine for an aircraft.
  • the subject of the invention is therefore a method for shutting down at least one turbogenerator for an aircraft, comprising a reversible electric machine coupled to a gas turbine through at least one power shaft initially in a nominal speed. Operating.
  • the process includes:
  • the first operating speed here is close to the idling speed and allows, thanks to a minimum injection of fuel into the combustion chamber, to start the cooling of the gas turbine and its compartment while delivering a minimum of power output. of the motor.
  • the electric machine is stopped by cutting off the fuel injection.
  • the electric machine drives the gas turbine for the second predetermined time so that it stirs air.
  • the time needed to restart the turbogenerator is also reduced because the gas turbine is already rotated at a certain speed by the electric machine.
  • a turbogenerator comprises a multi-motor architecture, that is to say having at least two rotating shafts
  • the first and second predetermined durations as well as the speed levels may be different from one shaft to another.
  • the electric machine is coupled to electrical power supply means, the method comprising a verification, following the stop command, of the electrical energy level of the power supply means, and whether the electrical energy level is lower than a threshold value, an electrical generation control allowing the control of the gas turbine at a required level of mechanical power and the control of the electrical machine in generator mode for the generation of an electrical power during the first duration capable of being stored in the supply means so as to reach the threshold value.
  • the electric machine In order to keep the gas turbine rotating by the electric machine and without injection of fuel, it is advantageous for the electric machine to be able to be supplied with electrical energy by the supply means for the second predetermined duration.
  • the electrical energy level of the supply means is greater than a threshold value of between 0.15 and 1.5 kWh.
  • the first duration is between 30 and 120 seconds, and the first operating speed is between 50 and 70% of the nominal operating speed of the power shaft of the gas turbine.
  • the first operating speed of the turbogenerator is substantially equal to 60% of its nominal operating speed.
  • the first speed of a first rotary shaft can be between 50 and 70% of the nominal speed and that of the second rotary shaft between 50 and 70% of the nominal speed, for example.
  • the second duration is between 60 and 300 seconds, and the second operating speed is between 5 and 15% of the nominal operating speed of the gas turbine.
  • the invention also relates to a device for shutting down at least one turbogenerator for an aircraft, the turbogenerator comprising a reversible electric machine coupled to a gas turbine through a power shaft initially in a nominal speed. Operating.
  • the device includes:
  • control means capable of generating a turbogenerator shutdown setpoint signal
  • - actuating means capable of passing, for a first predetermined duration, the nominal operating speed of the power shaft to a first operating speed lower than the nominal speed
  • control means configured to stop the drive of the power shaft by the reversible electric machine and allow a progressive stoppage of the rotation of the turbogenerator.
  • the electric machine is coupled to electrical power supply means, the device comprising comparison means configured to check, following generation of the stop setpoint signal, the electrical energy level of the power supply means, and if the electrical energy level is below a threshold value, the electrical machine is able to generate, during the first duration, electrical energy capable of being stored in the supply means so as to reach the threshold value.
  • the first duration is between 30 and 120 seconds, during which the first operating speed is between 5 and 70% of the nominal operating speed of the power shaft of the gas turbine.
  • the second duration is between 60 and 300 seconds, and the second operating speed is between 5 and 15% of the nominal operating speed of the power shaft of the gas turbine.
  • the electrical power supply means comprise at least one battery capable of powering the electric machine.
  • the comparison means are configured to communicate with a management system BMS (for "Battery Management System” in English) which makes it possible to obtain information relating to the energy level battery power.
  • a management system BMS for "Battery Management System” in English
  • Another subject of the invention is an aircraft comprising at least one turbogenerator comprising at least one gas turbine, a reversible electric machine and at least one shutdown device as defined above.
  • the shutdown device is configured to drive a single-engine or multi-engine architecture.
  • FIG 1 schematically shows a sectional view of a single-engine turbogenerator according to the state of the art
  • FIG 2 schematically represents a sectional view of a multi-engine turbogenerator with a conventional compressor
  • FIG 3 schematically illustrates a sectional view of a multi-engine turbogenerator with two compressors according to the state of the art
  • FIG 4 illustrates the modules of a device for shutting down at least one gas turbine engine of the single-engine or multi-engine turbogenerator according to one embodiment of the invention
  • FIG 5 presents a flowchart of a method for shutting down the gas turbine engine implemented by said device according to one mode of implementation of the invention
  • FIG 6 represents a time evolution graph of the gas turbine engine operating regime.
  • FIG. 1 In FIG. 1 is represented a turbogenerator 1 intended to partially provide the propulsion functions of an urban aircraft intended to carry out short-duration missions repeatedly.
  • the turbogenerator 1 comprises a gas turbine 2 capable of rotating a single motor shaft 3, itself coupled to a turbine 4 and to a compressor 5 of the gas turbine 2.
  • the gas turbine 2 is so here a single-rotor turbomachine.
  • the compressor 5 comprising a set of fixed and mobile fins, intended to compress the outside air.
  • the gas turbine 2 further comprises a combustion chamber 6 capable of receiving the air compressed by the compressor 5 and carrying out combustion by mixing it with a fuel such as kerosene.
  • the turbogenerator 1 further comprises a reversible electric machine 7 capable of operating in generator mode and in motor mode. More precisely, when the electric machine 7 operates in motor mode, the latter is configured to produce a torque capable of driving the shaft 3.
  • the electric machine 7 is coupled to power supply means 8 which include one or more batteries 9.
  • the supply means 8 comprise a single battery 9 intended to supply the electric machine 7 so that the latter can operate in motor mode.
  • the electrical machine 7 is capable of supplying the battery 9 with electrical energy.
  • the power supply means 8 further comprise a 10 HVDC (High Voltage Direct Current) high voltage power supply network, delivering for example a DC voltage greater than 270 volts, coupled to the battery 9 in order to 'supply with continuous electrical energy.
  • HVDC High Voltage Direct Current
  • the high voltage power supply network 10 is also coupled to the electric machine 7 so that it can operate in motor mode.
  • the gas turbine 2 comprises two rotating shafts 3 and 12 and a second turbine 13, which can be called here free turbine because it is not linked to a compressor 6 of the gas turbine 2.
  • the second turbine 13 is connected to the electric machine 7 by the shaft 12 concentric with the shaft 3 and independent in rotation of the latter.
  • the gas turbine 2 is therefore here a twin-rotor turbomachine, since it comprises two independent rotating shafts 3 and 12.
  • the gas turbine 2 further comprises a second compressor 14 linked to the second turbine 13 by the shaft 12 concentric with the shaft 3 and independent in rotation of the latter, such that shown in figure 3.
  • turbomachine Whether the turbomachine is single-rotor or double-rotor, it comprises shaft 3 or shaft 12 respectively, through which mechanical power can be tapped to drive electrical machine 7 operating in generator mode. This tree can be called power tree.
  • power shaft 12 is also called the low pressure shaft, shaft 3 then being called the high pressure shaft.
  • the turbogenerator 1 comprises a device 15 configured to shut down at least the gas turbine 2.
  • the device 15 is configured to control the electric machine 7 as well as the gas turbine 2.
  • FIG. 4 illustrates a detailed view of the device 15.
  • the device 15 comprises control means 16, actuation means 17, comparison means 18, control means 19 as well as holding means 20.
  • the device 15 is here configured to shut down the gas turbine 2.
  • control means 16 are configured to initiate the gradual shutdown of the gas turbine 2.
  • control means 16 are capable of generating a setpoint signal to the actuation means 17 coupled to the gas turbine 2.
  • the actuating means 17 are configured to reduce the nominal operating speed of the shaft 3 to a first operating speed lower than the nominal speed.
  • the comparison means 18 are capable of simultaneously checking whether the electrical energy level of the supply means 8 is below a threshold value.
  • This threshold value may for example be between 0.15 kWh and 1.5 kWh.
  • the comparison means 18 are coupled to a management system 21.
  • the management system 21 is coupled to the supply means 8 and more particularly to the battery 9.
  • the comparison means 18 are also coupled to the electric machine 7 so as to cause it to operate in generator mode.
  • control means 19 are coupled to the gas turbine 2 and are configured to control the operation of said chamber 6.
  • the holding means 20 are configured to operate the electric machine 7 in motor mode and thus keep the power shaft 3 rotating when the fuel is no longer injected into the combustion chamber 6.
  • the device 15 further comprises control means 22 configured to gradually stop the electric machine 7.
  • FIG. 5 illustrates a flowchart of a method for shutting down the power shaft 3 and/or 12, implemented by the device 15.
  • the method begins with a step E1 during which the control means 16 initiate the progressive stopping of the shaft. power 3 and/or 12 initially in nominal operating conditions.
  • step E2 the actuating means 17 control the gas turbine 2 so as to reduce the speed of the shaft 3 and/or 12 to the first operating speed.
  • step E3 the gas turbine 2 operates at a speed lower than the nominal operating speed for a predetermined duration.
  • the first operating speed is between 50 and 70% of the nominal speed and the first predetermined duration is between 30 and 120 seconds.
  • the gas turbine 2 operates at an operating speed close to idle speed.
  • step E4 the comparison means 18 check the electrical energy level of the supply means 8.
  • the management system 21 recovers the data relating to the state of charge of the supply means 8 and particularly the battery 9.
  • step E5 as soon as the comparison means 18 have said data, they compare them with the threshold value.
  • the comparison means check whether the electric machine 7 is capable of driving the shaft 3 and/or 12 for the second predetermined duration and this without injecting fuel into the combustion chamber 6.
  • the electrical energy level of the supply means 8 is greater than the threshold value.
  • step E3 the first operating mode is maintained for the predetermined duration. Then, the method passes to step E7 at the end of this step.
  • the electrical machine 7 operates, in step E6, in generator mode during the first predetermined duration in order to increase the electrical energy level the means of supply 8.
  • step E7 the control means 19 shut down the combustion chamber 6.
  • step E8 the holding means 20 control the electric machine in motor mode to keep the shaft 3 and/or 12 rotating for the second predetermined duration comprised for example between 60 and 300 seconds.
  • the shaft 3 and/or 12 is in a second operating regime comprised for example between 5 and 15% of the nominal operating regime, which improves its cooling.
  • step E9 the control means 22 gradually stop the electric machine 7.
  • This mode of implementation makes it possible to obtain a temporal evolution in seconds of the operating speed N of the engine, in revolutions per minute, represented by a graph G 1 illustrated in figure 6.
  • the aircraft is in a cruising phase during which the shaft 3 and/or 12 of the gas turbine 2 is initially in a nominal operating speed N ref .
  • the operating speed of the shaft 3 and/or 12 decreases rapidly to reach an operating speed Ni close to the idle speed. This makes it possible to have a first level of cooling of the turbogenerator 1 by injecting little fuel into the combustion chamber 6.
  • the passage of the air flow while delivering a minimum of power at the output of the gas turbine 2 creates favorable conditions to start cooling the turbomachine in flight.
  • the first operating speed Ni is here between 50 and 70% of the speed N ref and is maintained for the predetermined duration t2 of between 30 and 120 seconds.
  • the combustion chamber 6 of the gas turbine 2 is then turned off to begin a third phase t of between 60 and 300 seconds, during which the electric machine 7 is controlled in a motor mode which makes it possible to drive the shaft 3 and/or or 12 at a second speed N2 in order to cool it by stirring air.
  • the second speed N2 is for example between 5 and 15% of the nominal speed N ref .

Landscapes

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Abstract

Ce procédé de mise à l'arrêt d'au moins un turbogénérateur (1) pour aéronef, comprend : - une commande d'arrêt (E1) du turbogénérateur (1); - un passage du régime nominal de fonctionnement (Nref) de l'arbre de puissance (3, 12) à un premier régime de fonctionnement (N1) inférieur au régime nominal (Nref), pendant une première durée prédéterminée (t2); - une commande d'extinction de la chambre de combustion (6) de la turbine à gaz (2); - un maintien en rotation de la turbine à gaz à un second régime (N2) pendant une seconde durée prédéterminée (t3), l 'arbre de puissance (3, 12) étant dans un second régime (N2) inférieur au premier régime de fonctionnement (N1) et, - un pilotage de l'arrêt de la machine électrique réversible (7) pour ne plus entraîner l'arbre de puissance (3, 12), afin de provoquer un arrêt progressif (E9, E10) de la rotation de la turbine à gaz (2).

Description

DESCRIPTION
TITRE :
PROCÉDÉ DE MISE À L'ARRET D'UN MOTEUR À TURBINE À GAZ DE TURBOGÉNÉRATEUR POUR L'AÉRONEF
Domaine technique
La présente invention concerne les turbogénérateurs d’ aéronef, et se rapporte plus particulièrement au refroidissement du compartiment moteur d’une turbine à gaz de tels turbogénérateurs.
Etat de la technique antérieure
Un aéronef comprend généralement un groupe motopropulseur formé par une pluralité de turboréacteurs destinés à fournir la poussée nécessaire à sa propulsion.
Aujourd’hui, les constructeurs aéronautiques tentent de réduire progressivement l’ impact environnemental des aéronefs dû principalement à la combustion de kérosène, et ce, tout en conservant un trafic soutenu.
Pour ce faire, il a été proposé d’ électrifier les composants participant aux fonctions propulsives de l’ aéronef, considérées comme la source principale de consommation d’ énergie.
L’ électrification concerne aussi bien les avions de ligne que des aéronefs évoluant en milieu urbain à décollage et atterrissage vertical VTOL (pour « Vertical Take-Off and Landing aircraft » selon le vocable anglosaxon) ou à décollage et atterrissage court STOL (pour « Short Take-Off and Landing aircraft » en anglais) .
Toutefois, il a été constaté que l’ électrification complète des fonctions propulsives entraîne un surpoids lié aux batteries et aux câblages.
De fait, il est avantageux d’ électrifier partiellement les fonctions propulsives. Plus particulièrement, le système propulsif comprend au moins une machine électrique entrainé par une turbine à gaz pour fournir une puissance électrique à l’ aéronef à partir d’énergie fossile.
La propulsion est dorénavant assurée par un ou plusieurs turbogénérateurs pouvant être complétés par un ensemble de batteries rechargeables permettant d’ alimenter le réseau électrique de l’ aéronef et/ou d’ alimenter la machine électrique et/ou de stocker de l’énergie électrique à forte densité énergétique, comprise par exemple entre 250 et 350 Wh/Kg.
Un tel turbogénérateur comprend généralement une turbine à gaz ainsi qu’une machine électrique réversible.
Par « réversible », on entend une machine tournante apte à transformer la puissance mécanique produite par la turbine à gaz en électricité, mais aussi de transformer une énergie électrique en travail en entrainant le moteur à turbine à gaz.
Cependant, dans le cas des aéronefs urbains qui effectuent de manière répétée des missions de courte durée, le turbogénérateur est soumis à une redondance de séquences de démarrage suivi d’une utilisation de la puissance nominale et d’un arrêt, sans pause significative, entre deux trajets.
Cela conduit à une surchauffe du turbogénérateur, à un cyclage thermique important de l’ ensemble mécanique, à un vieillissement prématuré de l’ ensemble mécanique, voire à la détérioration même du turbogénérateur.
Plus précisément, lors de fortes variations de puissance, l’huile et/ou le carburant du moteur est susceptible de se cokéfier au niveau de ses parties chaudes.
Il s’ agit généralement des injecteurs de carburant dans la chambre de combustion de la turbine à gaz.
Par ailleurs, des contraintes mécaniques telles qu’une dilatation différentielle sont aussi accentuées. Pour s’ en prémunir, il est recommandé au pilote de laisser tourner la turbine à gaz à un régime dit « ralenti » pendant une durée prédéterminée avant de procéder à son arrêt complet.
Cette durée prédéterminée, généralement définie en fonction de l’ architecture de la turbine à gaz, ne garantit pas une rapide disponibilité de l’ aéronef, en particulier lors de redécollages d’urgence.
Par conséquent, il a été proposé de réduire cette durée par la mise en œuvre d’une ventilation dite sèche de la turbine à gaz, autrement dit, sans injecter de carburant dans la chambre de combustion.
Au sol, la turbine à gaz brasse ainsi l’ air ambiant qui est beaucoup plus froid que la turbine à gaz et cela afin de la refroidir.
Une autre solution consiste en l’ ajout d’un ventilateur dédié à la turbine à gaz mais cela risque d’ augmenter significativement l’ encombrement de la turbine à gaz et de l’ alourdir.
Exposé de l’invention
Au vu de ce qui précède, l’invention se propose de pallier les contraintes précitées en proposant un procédé de mise à l’ arrêt progressif d’une turbine à gaz pour aéronef.
L’ invention a donc pour objet un procédé de mise à l’ arrêt d’ au moins un turbogénérateur pour aéronef, comprenant une machine électrique réversible couplée à une turbine à gaz au travers d’ au moins un arbre de puissance initialement dans un régime nominal de fonctionnement.
Le procédé comprend :
- une commande d’ arrêt du turbogénérateur ;
- un passage du régime nominal de fonctionnement de l’ arbre de puissance à un premier régime de fonctionnement inférieur au régime nominal pendant une première durée prédéterminée ;
- une commande d’ extinction de la chambre de combustion de la turbine à gaz ; - un maintien en rotation de la turbine à gaz à un second régime de fonctionnement en l’entraînant par la machine électrique réversible alimentée électriquement et fonctionnant en mode moteur pendant une seconde durée prédéterminée, l’ arbre de puissance étant dans le second régime inférieur au premier régime de fonctionnement et,
- un pilotage de l’ arrêt de la machine électrique réversible pour ne plus entraîner l’ arbre de puissance et provoquer un arrêt progressif de la rotation de la turbine à gaz.
Le premier régime de fonctionnement est ici proche du régime de ralenti et permet, grâce à une injection minimale de carburant dans la chambre de combustion, de commencer le refroidissement de la turbine à gaz et de son compartiment tout en délivrant un minimum de puissance en sortie du moteur.
A la fin de cette première durée prédéterminée, la machine électrique est arrêtée en coupant l’injection de carburant.
Autrement dit, il n’ y a plus de combustion de carburant, ce qui réduit rapidement la température de la turbine à gaz.
Afin d’ optimiser le refroidissement, la machine électrique entraîne la turbine à gaz pendant la seconde durée prédéterminée de manière à ce qu’ elle brasse de l’ air.
Ainsi, lorsqu’il est nécessaire d’ effectuer un appel de puissance d’urgence alors que l’ aéronef est en train d’ entamer une phase de descente caractérisée par une mise à l’ arrêt du turbogénérateur, la durée nécessaire au redémarrage du turbogénérateur est réduite car la turbine à gaz est déjà refroidie et ne craint donc pas un blocage par accumulation de chaleur.
La durée nécessaire au redémarrage du turbogénérateur est en outre réduite car la turbine à gaz est déjà entraînée en rotation à un certain régime par la machine électrique.
Il est à noter que lorsqu’un turbogénérateur comprend une architecture multimotrice, c’ est-à-dire ayant au moins deux arbres rotatifs, la première et la seconde durées prédéterminées ainsi que les niveaux des régimes, peuvent être différents d’un arbre à un autre. Avantageusement, la machine électrique est couplée à des moyens d’ alimentation électrique, le procédé comprenant une vérification, suite à la commande d’ arrêt, du niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation, et si le niveau en énergie électrique est inférieur à une valeur seuil, une commande de génération électrique permettant le pilotage de la turbine à gaz à un niveau de puissance mécanique requis et le pilotage de la machine électrique en mode générateur pour la génération d’une puissance électrique pendant la première durée apte à être stockée dans les moyens d’ alimentation de manière à atteindre la valeur seuil.
Afin de maintenir en rotation la turbine à gaz par la machine électrique et sans injection de carburant, il est avantageux que la machine électrique puisse être alimentée en énergie électrique par les moyens d’ alimentation pendant la seconde durée prédéterminée.
Ainsi, avant d’ arrêter l’ injection de carburant, on vérifie si le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation est suffisant pour alimenter la machine électrique pendant la seconde durée, ainsi que pour le redémarrage de la turbine à gaz.
A titre d’ exemple, le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation est supérieur à une valeur seuil comprise entre 0, 15 et 1 ,5 kWh.
De préférence, la première durée est comprise entre 30 et 120 secondes, et le premier régime de fonctionnement est compris entre 50 et 70% du régime nominal de fonctionnement de l’ arbre de puissance de la turbine à gaz.
A titre d’ exemple, le premier régime de fonctionnement du turbogénérateur est sensiblement égal à 60% de son régime nominal de fonctionnement.
Dans une architecture bimotrice, le premier régime d’un premier arbre rotatif peut être compris entre 50 et 70% du régime nominal et celui du second arbre rotatif entre 50 et 70% du régime nominal par exemple. Préférentiellement, la seconde durée est comprise entre 60 et 300 secondes, et le second régime de fonctionnement est compris entre 5 et 15% du régime nominal de fonctionnement de la turbine à gaz.
L’invention a également pour objet un dispositif de mise à l’ arrêt d’ au moins un turbogénérateur pour aéronef, le turbogénérateur comportant une machine électrique réversible couplée à une turbine à gaz au travers d’un arbre de puissance initialement dans un régime nominal de fonctionnement.
Le dispositif comprend :
- des moyens de commande aptes à générer un signal de consigne d’ arrêt du turbogénérateur ;
- des moyens d’ actionnement aptes à faire passer, pendant une première durée prédéterminée, le régime nominal de fonctionnement de l’ arbre de puissance à un premier régime de fonctionnement inférieur au régime nominal ;
- des moyens de commande de l’ extinction de la chambre de combustion de la turbine à gaz ;
- des moyens de maintien en rotation de la turbine à gaz à un second régime de fonctionnement en l’ entraînant par la machine électrique réversible alimentée électriquement et fonctionnant en mode moteur pendant une seconde durée prédéterminée, l’ arbre de puissance étant dans le second régime de fonctionnement inférieur au premier régime de fonctionnement et,
- des moyens de contrôle configurés pour arrêter l’ entraînement de l’ arbre de puissance par la machine électrique réversible et permettre un arrêt progressif de la rotation du turbogénérateur.
Avantageusement, la machine électrique est couplée à des moyens d’ alimentation électrique, le dispositif comprenant des moyens de comparaison configurés pour vérifier, suite à la génération du signal de consigne d’ arrêt, le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation, et si le niveau en énergie électrique est inférieur à une valeur seuil, la machine électrique est apte à générer, pendant la première durée, une énergie électrique apte à être stockée dans les moyens d’ alimentation de manière à atteindre la valeur seuil.
De préférence, la première durée est comprise entre 30 et 120 secondes, durant laquelle le premier régime de fonctionnement est compris entre 5 et 70% du régime nominal de fonctionnement de l’ arbre de puissance de la turbine à gaz.
Préférentiellement, la seconde durée est comprise entre 60 et 300 secondes, et le second régime de fonctionnement est compris entre 5 et 15% du régime nominal de fonctionnement de l’ arbre de puissance de la turbine à gaz.
Avantageusement, les moyens d’ alimentation électrique comprennent au moins une batterie apte à alimenter la machine électrique.
Pour vérifier le niveau en énergie électrique d’ au moins une batterie, les moyens de comparaison sont configurés pour communiquer avec un système de gestion BMS (pour « Battery Management System » en anglais) qui permet d’ obtenir les informations relatives au niveau en énergie électrique de la batterie.
L’ invention a encore pour objet un aéronef comprenant au moins un turbogénérateur comportant au moins une turbine à gaz, une machine électrique réversible et au moins un dispositif de mise à l’ arrêt tel que défini ci-dessus.
Autrement dit, le dispositif de mise à l’ arrêt est configuré pour piloter une architecture monomotrice ou multimotrice.
Brève description des dessins
D’ autres buts, caractéristiques et avantages de l’ invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’ exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig 1 ] présente de manière schématique une vue en coupe d’un turbogénérateur monomoteur selon l’ état de la technique ; [Fig 2] représente schématiquement une vue en coupe d’un turbogénérateur multimoteur à un compresseur classique ;
[Fig 3] illustre de manière schématique une vue en coupe d’un turbogénérateur multimoteur à deux compresseurs selon l’ état de la technique ;
[Fig 4] illustre les modules d’un dispositif de mise à l’ arrêt d’ au moins un moteur à turbine à gaz du turbogénérateur monomoteur ou multimoteur selon un mode de réalisation de l’ invention ;
[Fig 5] présente un logigramme d’un procédé de mise à l’ arrêt du moteur à turbine à gaz mis en œuvre par ledit dispositif selon un mode de mise en œuvre de l’ invention et,
[Fig 6] représente un graphique d’ évolution temporelle du régime de fonctionnement du moteur de la turbine à gaz.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation de l’invention
Sur la figure 1 est représenté un turbogénérateur 1 destiné à assurer partiellement les fonctions propulsives d’un aéronef urbain destiné à effectuer de manière répétée des missions de courte durée.
Dans cet exemple, le turbogénérateur 1 comprend une turbine à gaz 2 apte à entraîner en rotation un unique arbre moteur 3, lui-même couplé à une turbine 4 et à un compresseur 5 de la turbine à gaz 2. La turbine à gaz 2 est donc ici une turbomachine à simple rotor.
Le compresseur 5 comprenant un ensemble d’ ailettes fixes et mobiles, destiné à comprimer l’ air extérieur.
La turbine à gaz 2 comprend en outre une chambre de combustion 6 apte à recevoir l’ air comprimé par le compresseur 5 et effectuer une combustion en le mélangeant à un carburant tel que le kérozène.
Le turbogénérateur 1 comprend en outre une machine électrique réversible 7 apte à fonctionner en mode générateur et en mode moteur. Plus précisément, lorsque la machine électrique 7 fonctionne en mode moteur, celle-ci est configurée pour produire un couple apte à entraîner l’ arbre 3.
Pour ce faire, la machine électrique 7 est couplée à des moyens d’ alimentation électrique 8 qui comprennent une ou plusieurs batteries 9.
A titre d’exemple non limitatif et par souci de clarté, les moyens d’ alimentation 8 comportent une unique batterie 9 destinée à alimenter la machine électrique 7 pour que celle-ci puisse fonctionner en mode moteur.
A l’ inverse, lorsque la machine électrique 7 fonctionne en mode générateur, elle transforme en électricité la puissance mécanique qu’elle prélève de l’ arbre 3.
Dans ce cas, la machine électrique 7 est apte à alimenter en énergie électrique la batterie 9.
Les moyens d’ alimentation 8 comprennent en outre un réseau d’ alimentation électrique haute tension 10 HVDC (pour « High Voltage Direct Current » en anglais), délivrant par exemple une tension continue supérieure à 270 volts, couplé à la batterie 9 afin de l’ alimenter en énergie électrique continue.
Le réseau d’ alimentation électrique haute tension 10 est par ailleurs couplé à la machine électrique 7 pour qu’elle puisse fonctionner en mode moteur.
En variante, tel qu’ illustré sur la figure 2, la turbine à gaz 2 comprend deux arbres en rotation 3 et 12 ainsi qu’ une seconde turbine 13, pouvant être appelée ici turbine libre car elle n’ est pas liée à un compresseur 6 de la turbine à gaz 2.
Dans cette configuration, la seconde turbine 13 est reliée à la machine électrique 7 par l’ arbre 12 concentrique à l’ arbre 3 et indépendant en rotation de ce dernier.
La turbine à gaz 2 est donc ici une turbomachine à double rotor, puisqu’ elle comprend deux arbres rotatifs indépendants 3 et 12. Dans une autre variante de turbomachine à double rotor, la turbine à gaz 2 comporte en outre un second compresseur 14 lié à la seconde turbine 13 par l’ arbre 12 concentrique à l’ arbre 3 et indépendant en rotation de ce dernier, tel qu’illustré dans la figure 3.
Que la turbomachine soit à simple rotor ou à double rotor, elle comprend l'arbre 3 ou respectivement l’ arbre 12, par l’ intermédiaire duquel la puissance mécanique peut être prélevée pour entraîner la machine électrique 7 fonctionnant en mode générateur. Cet arbre peut être appelé arbre de puissance. Dans une turbomachine à double rotor, l’ arbre de puissance 12 est également appelé l’ arbre basse pression, l'arbre 3 étant alors appelé l’ arbre haute pression.
Dans le cas d’un aéronef urbain, ces configurations sont souvent sujettes à des contraintes mécaniques et/ou une cokéfaction d’huile et de carburant.
Pour s’ en prémunir tout en garantissant une disponibilité rapide de l’ aéronef, le turbogénérateur 1 comporte un dispositif 15 configuré pour mettre à l’ arrêt au moins la turbine à gaz 2.
Plus précisément, le dispositif 15 est configuré pour piloter la machine électrique 7 ainsi que la turbine à gaz 2.
On se réfère à la figure 4 qui illustre une vue détaillée du dispositif 15.
Tel qu’ illustré, le dispositif 15 comprend des moyens de commande 16, des moyens d’ actionnement 17, de comparaison 18, des moyens de commande 19 ainsi que des moyens de maintien 20.
Le dispositif 15 est ici configuré pour mettre à l’ arrêt la turbine à gaz 2.
Pour ce faire, les moyens de commande 16 sont configurés pour initier la mise à l’ arrêt progressive de la turbine à gaz 2.
Plus particulièrement, les moyens de commande 16 sont aptes à générer un signal de consigne aux moyens d’ actionnement 17 couplés à la turbine à gaz 2. Les moyens d’ actionnement 17 sont configurés pour diminuer le régime de fonctionnement nominal de l’ arbre 3 à un premier régime de fonctionnement inférieur au régime nominal.
Quant aux moyens de comparaison 18 , ils sont aptes à vérifier simultanément si le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation 8 est inférieur à une valeur seuil.
Cette valeur seuil peut être comprise par exemple entre 0, 15 kWh et 1 ,5 kWh.
Pour obtenir des informations relatives au niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation, les moyens de comparaison 18 sont couplés à un système de gestion 21.
Plus précisément, le système de gestion 21 est couplé aux moyens d’ alimentation 8 et plus particulièrement à la batterie 9.
Les moyens de comparaison 18 sont en outre couplés à la machine électrique 7 de manière à la faire fonctionner en mode générateur.
Afin de mettre à l’ arrêt la chambre de combustion 6, les moyens de commande 19 sont couplés à la turbine à gaz 2 et est configuré pour contrôler le fonctionnement de ladite chambre 6.
Quant aux moyens de maintien 20, ils sont configurés pour faire fonctionner la machine électrique 7 en mode moteur et ainsi maintenir en rotation l’ arbre de puissance 3 lorsque le carburant n’ est plus injecté dans la chambre de combustion 6.
Par ailleurs, afin de mettre en œuvre un arrêt progressif de la rotation de l’ arbre 3, le dispositif 15 comporte en outre des moyens de contrôle 22 configurés pour arrêter progressivement la machine électrique 7.
On se réfère à la figure 5 qui illustre un logigramme d’un procédé de mise à l’ arrêt de l’ arbre de puissance 3 et/ou 12, mis en œuvre par le dispositif 15.
Le procédé débute par une étape E l au cours de laquelle les moyens de commande 16 initient l’ arrêt progressif de l’ arbre de puissance 3 et/ou 12 initialement dans un régime nominal de fonctionnement.
A l’étape E2, les moyens d’ actionnement 17 pilotent la turbine à gaz 2 de manière à diminuer le régime de l’ arbre 3 et/ou 12 au premier régime de fonctionnement.
Ainsi, à l’étape E3, la turbine à gaz 2 fonctionne dans un régime inférieur au régime nominal de fonctionnement pendant une durée prédéterminée.
A titre d’ exemple, le premier régime de fonctionnement est compris entre 50 et 70% du régime nominal et la première durée prédéterminée est comprise entre 30 et 120 secondes.
En d’ autres termes, en continuant d’ injecter un minimum de carburant dans la chambre de combustion 6, la turbine à gaz 2 fonctionne dans un régime de fonctionnement proche du régime de ralenti.
Ainsi, il est possible de refroidir le compartiment de la turbine à gaz 2 tout en prévoyant que la turbine à gaz délivre un minimum de puissance à son arbre de puissance 3 et/ou 12.
Simultanément, à l’ étape E4, les moyens de comparaison 18 vérifient le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation 8.
Pour ce faire, le système de gestion 21 récupère les données relatives à l’ état de charge des moyens d’ alimentation 8 et particulièrement la batterie 9.
Au cours de l’ étape E5 , dès que les moyens de comparaison 18 disposent desdites données, ils les comparent à la valeur seuil.
Autrement dit, les moyens de comparaison vérifient si la machine électrique 7 est apte à entraîner l’ arbre 3 et/ou 12 pendant la seconde durée prédéterminée et cela sans injection de carburant dans la chambre de combustion 6.
Pour assurer cette fonction, il est avantageux que le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation 8 soit supérieur à la valeur seuil.
Ainsi, si le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation 8 est supérieur à la valeur seuil, le procédé passe à l’ étape E3 dans laquelle le premier régime de fonctionnement est maintenu pendant la durée prédéterminée. Puis, le procédé passe à l’ étape E7 à la fin de celle-ci.
A l’ inverse, lorsque le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation 8 est inférieur à la valeur seuil, la machine électrique 7 fonctionne, à l’ étape E6, en mode générateur au cours de la première durée prédéterminée afin d’ augmenter le niveau en énergie électrique les moyens d’ alimentation 8.
Au cours de l’ étape E7, les moyens de commande 19 mettent à l’ arrêt la chambre de combustion 6.
A l’ étape E8, les moyens de maintien 20 pilotent la machine électrique en mode moteur pour maintenir en rotation l’ arbre 3 et/ou 12 pendant la seconde durée prédéterminée comprise par exemple entre 60 et 300 secondes .
Ainsi, l’ arbre 3 et/ou 12 est dans un second régime de fonctionnement compris par exemple entre 5 et 15 % du régime nominal de fonctionnement, ce qui améliore son refroidissement.
Enfin, à l’ étape E9, les moyens de contrôle 22 arrêtent progressivement la machine électrique 7.
La vitesse de rotation de l’ arbre 3 et/ou 12 décroît alors rapidement jusqu’ à atteindre une vitesse nulle.
Ce mode de mise en œuvre permet d’ obtenir une évolution temporelle en secondes du régime de fonctionnement N du moteur, en tours par minute, représentée par un graphique G 1 illustré sur la figure 6.
Pendant une première phase ti, l’ aéronef est dans une phase de croisière durant laquelle l’ arbre 3 et/ou 12 de la turbine à gaz 2 est initialement dans un régime nominal de fonctionnement Nref.
Lorsque le pilote entame la descente de l’ aéronef à la fin de la phase ti , il demande l’ arrêt progressif de la turbine à gaz 2.
Suite à cela, le régime de fonctionnement de l’ arbre 3 et/ou 12 décroît rapidement pour atteindre un régime de fonctionnement Ni proche du régime de ralenti. Cela permet d’ avoir un premier niveau de refroidissement du turbogénérateur 1 en injectant peu de carburant dans la chambre de combustion 6.
Autrement dit, le passage du flux d’ air tout en délivrant un minimum de puissance en sortie de la turbine à gaz 2 crée des conditions favorables pour commencer à refroidir la turbomachine en vol.
Le premier régime de fonctionnement Ni est ici compris entre 50 et 70% du régime Nref et est maintenu pendant la durée prédéterminée t2 comprise entre 30 et 120 secondes.
On éteint ensuite la chambre de combustion 6 de la turbine à gaz 2 pour entamer une troisième phase t comprise entre 60 et 300 secondes, pendant laquelle la machine électrique 7 est commandée dans un mode moteur qui permet d’ entraîner l’ arbre 3 et/ou 12 à un deuxième régime N2 afin de le refroidir en brassant de l’ air.
Pour optimiser le refroidissement de la turbine à gaz 2, le deuxième régime N2 est compris par exemple entre 5 et 15 % du régime nominal Nref.
Enfin, dans une dernière phase t4, la machine électrique 7 est mise à l’ arrêt et n’ entraîne donc plus l’ arbre 3 et/ou 12. La vitesse de rotation de l’ arbre 3 et/ou 12 décroît alors très rapidement jusqu’ à atteindre une vitesse nulle.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de mise à l’ arrêt d’ au moins un turbogénérateur ( 1 ) pour aéronef, le turbogénérateur ( 1 ) comprenant une machine électrique réversible (7) couplée à une turbine à gaz (2) au travers d’ au moins un arbre de puissance (3, 12) initialement dans un régime nominal de fonctionnement (Nref), caractérisé en ce qu’il comprend :
- une commande d’ arrêt (E l ) du turbogénérateur ( 1 ) ;
- un passage du régime nominal de fonctionnement (Nref) de l’ arbre de puissance (3, 12) à un premier régime de fonctionnement (Ni ) inférieur au régime nominal (Nref), pendant une première durée prédéterminée (ti) ;
- une commande d’ extinction (E7) de la chambre de combustion (6) de la turbine à gaz (2) ;
- un maintien en rotation (E8) de la turbine à gaz à un second régime de fonctionnement (N2) en l’ entraînant par la machine électrique réversible (7) alimentée électriquement et fonctionnant en mode moteur pendant une seconde durée prédéterminée (t ), l’ arbre de puissance (3, 12) étant dans le second régime de fonctionnement (N2) inférieur au premier régime de fonctionnement (Ni) et,
- un pilotage de l’ arrêt de la machine électrique réversible (7) pour ne plus entraîner l’ arbre de puissance (3, 12) et provoquer un arrêt progressif (E9, E 10) de la rotation de la turbine à gaz (2) .
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel la machine électrique (7) est couplée à des moyens d’ alimentation électrique (8), le procédé comprenant une vérification (E4, E5), suite à la commande d’ arrêt (E l ) , du niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation (8), et si le niveau en énergie électrique est inférieur à une valeur seuil, une commande de génération électrique (E6) permettant le pilotage de la turbine à gaz (2) à un niveau de puissance mécanique requis et le pilotage de la machine électrique (7) en mode générateur pour la génération (E6) d’une puissance électrique pendant la première durée (ti), apte à être stockée dans les moyens d’ alimentation (8) de manière à atteindre la valeur seuil.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la première durée (ti) est comprise entre 30 et 120 secondes, et durant lequel le premier régime de fonctionnement (Ni) est compris entre 50 et 70 % du régime nominal de fonctionnement (Nref) de l’ arbre de puissance (3, 12) de la turbine à gaz (2) .
4. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la seconde durée (t ) est comprise entre 60 et 300 secondes, et dans lequel le second régime de fonctionnement (N2) est compris entre 5 et 15% du régime nominal de fonctionnement (Nref) du moteur (3, 12) à turbine à gaz (2) .
5. Dispositif de mise à l’ arrêt ( 15) d’ au moins un turbogénérateur ( 1 ) pour aéronef, le turbogénérateur ( 1 ) comportant une machine électrique réversible (7) couplée à une turbine à gaz (2) au travers d’un arbre de puissance (3, 12) initialement dans un régime nominal de fonctionnement (Nref), caractérisé en ce qu’il comprend :
- des moyens de commande ( 16) aptes à générer un signal de consigne d’ arrêt (S I ) du turbogénérateur ( 1 ) ;
- des moyens d’ actionnement ( 17) aptes à faire passer, pendant une première durée prédéterminée (ti), le régime nominal de fonctionnement (Nref) de l’ arbre de puissance (3, 12) à un premier régime de fonctionnement (Ni) inférieur au régime nominal (Nref) ;
- des moyens de commande ( 19) de l’ extinction de la chambre de combustion (6) de la turbine à gaz (2);
- des moyens de maintien en rotation (20) de la turbine à gaz (2) à un second régime de fonctionnement (N2) en l’entraînant par la machine électrique réversible (7) alimentée électriquement et fonctionnant en mode moteur pendant une seconde durée prédéterminée (t ), l’ arbre de puissance (3, 12) étant dans le second régime (N2) inférieur au premier régime de fonctionnement (Ni) et,
- des moyens de contrôle (22) configurés pour arrêter l’ entraînement de l’ arbre de puissance (3, 12) par la machine électrique 17 réversible (7) et permettre ainsi un arrêt progressif ( ) de la rotation du turbogénérateur ( 1 ) .
6. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel la machine électrique (7) est couplée à des moyens d’ alimentation électrique (8), le dispositif ( 15) comprenant des moyens de comparaison ( 18) configurés pour vérifier, suite à la génération du signal de consigne d’ arrêt, le niveau en énergie électrique des moyens d’ alimentation (8) , et si le niveau en énergie électrique est inférieur à une valeur seuil, la machine électrique (7) est apte à générer, pendant la première durée (ti), une puissance électrique apte à être stockée dans les moyens d’ alimentation (8) de manière à atteindre la valeur seuil.
7. Dispositif selon la revendication 5 ou 6, dans lequel la première durée (ti) est comprise entre 30 et 120 secondes, et durant laquelle le premier régime de fonctionnement (Ni) est compris entre 50 et 70% du régime nominal de fonctionnement (Nref) de l’ arbre de puissance (3, 12) de la turbine à gaz (2) .
8. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 5 à 7, dans lequel la seconde durée (t ) est comprise entre 60 et 300 secondes, et durant laquelle le second régime de fonctionnement (N2) est compris entre 5 et 15% du régime nominal de fonctionnement (Nref) de l’ arbre de puissance (3, 12) de la turbine à gaz (2) .
9. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel les moyens d’ alimentation électrique (8) comprennent au moins une batterie (9) apte à alimenter la machine électrique (7) .
10. Aéronef comprenant au moins un turbogénérateur ( 1 ) comportant au moins une turbine à gaz (2), une machine électrique réversible (7) et au moins un dispositif de mise à l’ arrêt ( 15) selon l’une quelconque des revendications 5 à 9.
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