FR2897340A1 - Dispositif d'alimentation en electricite et en air d'un avion au sol - Google Patents

Abstract

Afin de ne pas risquer de générer une surpression de l'air dans la cabine d'un avion (1) au sol pendant les opérations de préparation de l'avion, il convient de n'envoyer de l'air dans la cabine de l'avion que lorsque les vannes du système de conditionnement d'air sont ouvertes. Un dispositif pour alimenter au sol un avion (1) en électricité et en air comporte des moyens de génération électrique (2) aptes à être raccordé à au moins un circuit électrique de l'avion et comporte des moyens de génération d'un flux d'air (3). Il dispose en outre de moyen pour déterminer si l'avion (1) est effectivement sous tension électrique ou n'est pas effectivement sous tension électrique et de moyens pour inhiber le flux d'air (4) envoyé vers l'avion (1) lorsque l'avion n'est pas effectivement électriquement sous tension, c'est à dire tant qu'il n'est pas certain que les vannes du système de conditionnement d'air sont ouvertes.

Description

DISPOSITIF D'ALIMENTATION EN ELECTRICITE ET EN AIR D'UN AVION AU SOL La

présente invention concerne un dispositif pour alimenter en électricité et en air un avion au sol qui évite que la cabine de l'avion ne soit accidentellement mise en pression lors de la mise en route des moyens de conditionnement d'air raccordés à l'avion depuis le sol lors des opérations de préparation de l'avion au parking. Lorsqu'un avion civil n'est pas utilisé pendant une certaine durée et qu'aucune personne de l'équipage ou de la maintenance n'a besoin d'accéder de façon durable dans la cabine de l'avion, les portes et issues de ce dernier sont fermées, en particulier pour éviter l'entrée d'humidité et d'animaux marchants, rampants ou volants dans la cabine. Cette fermeture est complète dans la mesure ou non seulement les portes et issues de l'avion sont closes mais où les vannes utilisées par le conditionnement d'air de l'avion, vanne d'entrée d'air et vanne de régulation de pression sur les ouvertures d'évacuation de l'air cabine, sont également dans des positions fermées. Ainsi les entrées d'air situées en partie basse de l'avion sont placées en position dite d'amerrissage, c'est à dire obturées par des volets étanches destinés à retarder l'entrée d'eau dans l'avion dans le cas où celui-ci serait forcé de se poser sur l'eau et la ou les vannes de sortie d'air utilisées pour réguler la pression de la cabine pendant le vol sont positionnées pour fermer totalement l'ouverture de sortie. Avant de remettre l'avion en service, il est nécessaire de procéder à des contrôles de sécurité ainsi qu'à des opérations de routine. Pour que les équipes de maintenance au sol de l'avion puissent effectuer ces opérations et pour que la cabine de l'avion soit dans des conditions de température et d'alimentation électrique lui permettant d'accueillir l'équipage et les passagers, la première action consiste à raccorder l'avion à des moyens sol extérieurs à l'avion d'alimentation électrique et de conditionnement d'air. 2 Ainsi l'avion est relié à une source d'énergie électrique au sol au moyen d'un connecteur électrique, dit prise de parc, par un câble électrique qui assure l'alimentation en énergie primaire lorsque les moteurs et le groupe auxiliaire de puissance embarqué sont à l'arrêt, et au moyen d'un connecteur pneumatique, par un tuyau pouvant atteindre quelques dizaines de centimètres de diamètre dans lequel est envoyé de l'air conditionné par un groupe de ventilation et de conditionnement d'air au sol, souvent placé à proximité de l'avion. Lors de la remise en condition de l'avion, le personnel en charge de cette opération commence, le câble électrique et le tuyau d'arrivée d'air étant raccordés, par mettre la prise de parc sous tension. Cette prise étant sous tension, une personne pénètre dans l'avion par une des issues et met l'avion proprement dit sous tension par l'intermédiaire d'un contacteur général. Cette action a pour effet d'ouvrir les vannes du conditionnement d'air et ainsi d'être certain que la cabine de l'avion est à la pression de l'air extérieur même en cas de fermeture des portes d'accès. Dans une étape suivante, l'air est envoyé dans le tuyau pour conditionner l'atmosphère de la cabine de l'avion. Cette procédure ne pose pas de difficulté particulière mais cependant il a été constaté que des personnes chargées de la maintenance et souhaitant gagner du temps dans les opérations de remise en condition envoient l'air vers la cabine, par exemple en mettant en marche le groupe de conditionnement d'air au sol, avant de monter dans l'avion pour engager les contacteurs de mise sous tension de l'avion. En procédant ainsi, l'air arrive dans la cabine avant que les vannes ou des issues ne soient ouvertes pour équilibrer la pression entre l'intérieur et l'extérieur de la cabine. En quelques secondes de fonctionnement du groupe sol de conditionnement d'air la pression différentielle à l'intérieur de la cabine peut alors atteindre quelques milliers de Pascals. Sur une porte de passagers, d'environ deux mètres carrés, la force exercée par la pression atteint des niveaux très élevés, 200 DaN pour 1000 Pa de pression différentielle. Dans de telles conditions la personne qui déverrouille la porte pour pénétrer dans l'avion afin d'engager le contacteur de mise sous tension de l'avion peut se trouver violemment projetée par un mouvement brutal de la porte soumise à cette force. Heureusement fort rares, des incidents de ce type ont pu être constatés avec des conséquences plus ou moins graves, et qui donnent l'occasion de 3 rappeler aux équipes au sol les consignes de sécurité dans la procédure de remise en condition d'un avion. Afin de remédier à ce problème et éviter le risque de pressurisation accidentel d'un avion lors de sa remise en condition, la présente invention propose un dispositif pour alimenter au sol un avion en électricité et en air comportant des moyens de génération électrique, des moyens de génération d'un flux d'air et des moyens qui autorisent ou inhibent le flux d'air en direction de l'avion suivant que l'avion est effectivement électriquement sous tension ou n'est pas effectivement électriquement sous tension.

Des moyens spécifiques déterminent si l'avion est ou non effectivement sous tension par exemple en mesurant un paramètre qui caractérise la puissance électrique utilisée par l'avion. En particulier cette valeur mesurée du paramètre caractéristique de la puissance utilisée par l'avion est comparée par rapport à une valeur seuil dudit paramètre qui est de préférence choisie dans un intervalle défini par une valeur minimale correspondant à l'énergie électrique maximale utilisée par l'avion lorsque celui-ci n'est pas effectivement sous tension et une valeur maximale correspondant à l'énergie électrique minimale utilisée par l'avion lorsque celui-ci est effectivement sous tension. Dans un mode particulier de réalisation l'intensité I du courant entre les moyens de génération électrique et l'avion sur au moins un conducteur électrique assurant la liaison électrique entre l'avion et les moyens sol est utilisé comme paramètre caractéristique de la puissance utilisée par l'avion. L'intensité I du courant électrique utilisé comme paramètre est mesuré par exemple au moyen d'un transformateur de courant tel qu'une pince ampèremétrique ou au moyen d'un shunt électrique. Les moyens pour déterminer si l'avion est ou non effectivement sous tension génère un signal d'état S, avec une valeur caractéristique du fait que l'avion est effectivement sous tension lorsque l'avion est déterminé comme étant effectivement sous tension, qui peut être émis soit par les moyens sol soit par l'avion. Dans un mode de réalisation dans lequel le signal d'état S est émis par l'avion, la caractéristique du fait que l'avion est effectivement sous tension est obtenue lorsque des moyens de connexion de l'avion avec les moyens sol sont détectés 4 comme étant sous tension et qu'un contacteur général d'alimentation électrique de l'avion est détecté en position fermée. Dans un mode particulier de réalisation les moyens pour autoriser ou inhiber le flux d'air agissent sur les moyens de génération du flux d'air.

Lorsque ces moyens de génération du flux d'air comporte un moteur électrique d'entraînement, l'alimentation électrique du moteur est inhibée lorsque l'avion n'est pas effectivement sous tension. Lorsque ces moyens de génération du flux d'air comporte un moteur thermique d'entraînement, l'alimentation du circuit électrique de démarrage dudit moteur thermique est inhibée lorsque l'avion n'est pas effectivement sous tension de sorte que le démarrage du moteur thermique soit impossible. Avantageusement de manière alternative ou complémentaire les circuits électriques d'allumage dudit moteur thermique sont inhibés lorsque l'avion n'est pas effectivement sous tension de sorte que le moteur thermique soit arrêté. De façon alternative ou complémentaire des moyens sont agencés pour interrompre l'arrivée du carburant au moteur thermique lorsque l'avion n'est pas effectivement sous tension. Dans une forme particulière de réalisation les moyens pour inhiber ou autoriser le flux d'air vers l'avion agissent sur les moyens de génération du flux d'air par l'intermédiaire d'un embrayage qui déconnecte la turbine générant le flux d'air du moteur d'entraînement de ladite turbine lorsque l'avion n'est pas effectivement sous tension. Dans une autre forme de réalisation les moyens pour autoriser ou inhiber le flux d'air agissent sur des moyens aptes à interdire la propagation du flux d'air jusqu'à l'avion. Par exemple une vanne d'arrêt dans le circuit d'air entre la turbine de génération du flux d'air et l'avion est utilisée pour empêcher le flux d'air de se propager vers l'avion. Avantageusement des moyens, en amont de l'écoulement du flux d'air par rapport aux moyens d'interdiction de la propagation du flux d'air, sont associés à cette forme de réalisation pour limiter la pression dans le circuit d'air lorsque le flux d'air vers l'avion est inhibé. L'information S caractéristique du fait que l'avion est effectivement sous tension est transmise aux moyens pour autoriser ou inhiber le flux d'air vers l'avion en utilisant au moins une liaison par fils, électrique ou optique, et ou au moins une liaison sans fil, radio ou infrarouge. Avantageusement le dispositif suivant l'invention comporte des moyens visuels ou sonores associés aux moyens pour autoriser ou inhiber le flux d'air qui 5 émettent des signaux caractéristiques du fait que l'avion est effectivement sous tension ou non. Dans une forme particulière de réalisation de l'invention les moyens de génération électrique au sol et les moyens de génération du flux d'air sont séparés l'un de l'autre et les moyens de détection de l'état du fait que l'avion est effectivement sous tension comporte une pince ampèremétrique apte à être positionné sur l'un des conducteurs du câble électrique reliant un groupe de puissance électrique des moyens de génération électrique à l'avion, ladite pince ampèremétrique étant connecté par une liaison électrique à des moyens d'inhibition du flux d'air associés aux moyens de génération du flux d'air.

Lesdits moyens d'inhibition agissent pour autoriser le flux d'air vers l'avion lorsque la pince ampèremétrique mesure dans l'un des conducteurs du câble électrique un courant I supérieur à un courant seuil IO prédéterminé. La description qui suit d'un mode préféré de réalisation de l'invention est faite en référence aux illustrations suivantes : - Figure 1 : vue générale en position opérationnelle d'un dispositif d'alimentation en électricité et en air d'un avion au sol. - Figure 2 : principe de détection du fait qu'un avion raccordé à une source électrique au sol est effectivement sous tension. - Figure 3 : principe d'inhibition des moyens de génération d'air par coupure de l'alimentation d'un moteur d'entraînement électrique. - Figure 4 : principe d'inhibition des moyens de génération d'air par coupure des alimentations d'un moteur d'entraînement thermique. - Figure 5 : principe d'inhibition des moyens de génération d'air par fermeture d'une vanne sur le circuit d'alimentation en air de l'avion. 25 30 6 - Figure 6 : illustration d'un mode particulier de réalisation en position opérationnelle. - Figure 7 : principe de fonctionnement d'un dispositif dont les moyens de génération électriques et les moyens de génération du flux d'air utilise une source d'entraînement commune et dont les moyens d'inhibition des moyens de génération d'air utilise un embrayage sur l'arbre mécanique d'entraînement d'une turbine. Le dispositif suivant l'invention comporte des moyens 2 pour générer au sol la puissance électrique nécessaire pour alimenter en énergie électrique un avion 1 pendant les opérations qui requièrent cette énergie lorsque les moteurs et les moyens de génération d'électricité autonomes de l'avion sont à l'arrêt et des moyens 3 pour générer un flux d'air conditionné à destination de la cabine de l'avion 1 afin d'en assurer une ventilation et une température satisfaisante pendant les opérations d'entretien et ou d'embarquement des passagers. Les moyens 2 de génération de l'énergie électrique comportent au moins un groupe de puissance électrique 20 apte à assurer l'alimentation électrique, c'est à dire les tensions, fréquences et courants, attendue par l'avion 1. Un groupe de puissance 20 consiste par exemple en un convertisseur 26, tel qu'un convertisseur statique ou un ensemble tournant (générateur entraîné par un moteur), d'une énergie électrique disponible sur le réseau de distribution ordinaire 27 des installations au sol en une énergie électrique ayant les caractéristiques voulues pour l'avion. Dans une autre forme de réalisation le groupe de puissance électrique 20 comporte un moteur thermique qui entraîne une génératrice électrique dont les caractéristiques correspondent à l'alimentation électrique attendue sur l'avion. Le au moins un groupe de puissance 20 est raccordé à l'avion 1 par un câble électrique 21 de préférence par l'intermédiaire d'une prise électrique de parking 11 prévue à cet effet soit sur le fuselage soit sur une structure telle que le train d'atterrissage avant pour une meilleure accessibilité. De préférence les conducteurs du câble électrique 21 sont isolés du convertisseur 26 au moyen d'un contacteur 25 qui assure la mise sous tension de la prise de parking 11 sur commande. Pour les avions de dimensions importantes qui font appel à de tels moyens, l'alimentation électrique est le plus souvent réalisée par un courant triphasé, la norme la plus 7 couramment utilisée prévoit l'usage d'une tension de 115 volts alternative à 400 hertz. Dans ce cas le câble électrique 21 de liaison comporte au moins quatre conducteurs : trois phases (p1, cp2, cp3 et un neutre N. Bien que l'invention et en particulier les figures soient détaillées dans cet exemple particulier, on comprend aisément qu'elle ne se limite pas à ce seul type d'alimentation électrique. Le groupe de puissance électrique 20 peut être fixe ou mobile et installé plus ou moins distant de l'avion 1 sans inconvénient majeur car il est possible d'utiliser des câbles électriques 21 de grande longueur, pouvant être enterrés ou placés dans des galeries techniques, sans pénalité particulière. Les moyens 3 de génération du flux d'air conditionné comporte un groupe de génération d'air 30, physiquement associé au groupe de puissance électrique 20 ou bien dissocié de celui-ci, qui est raccordé à l'avion 1, au niveau d'une ouverture 12 prévue à cet effet, à l'aide d'un tuyau 31 dont la section est adaptée au débit de l'air nécessaire au conditionnement de la cabine. Le groupe de génération d'air 30 peut être distant de l'avion, par exemple installé à poste fixe dans un bâtiment, et dans ce cas l'air est amené à l'avion 1 ou à chaque avion concerné par des tuyaux 31 de relativement grandes longueurs, mais de préférence le groupe de génération d'air 30 est d'une conception lui permettant d'être amené à proximité de l'avion 1 pour y être raccordé par un tuyau 31 relativement court afin d'éviter les pertes de charge et faciliter la manipulation dudit tuyau. Le groupe de génération d'air 30 comporte des moyens pour générer un flux d'air 4, par exemple une turbine 32, et éventuellement des moyens (non représentés) pour refroidir, par exemple un groupe de réfrigération, et ou réchauffer l'air. La turbine 32 et les autres moyens de ce groupe de génération d'air 30 nécessitant une puissance mécanique sont entraînés par au moins un moteur électrique 33 comme dans le mode de réalisation de la figure 3, qui est alors raccordé à une source électrique extérieure 332 pour son alimentation en énergie, ou par au moins un moteur thermique 34 comme dans le mode de réalisation de la figure 4. Des moyens aptes à détecter que l'avion est effectivement électriquement sous tension agissent sur les moyens de génération d'air 30 de telle sorte que l'envoi de l'air dans le tuyau 31 connecté à l'avion est inhibé 8 lorsque l'avion 1 n'est pas effectivement électriquement sous tension et est autorisé lorsque l'avion 1 est effectivement électriquement sous tension. Les moyens de détection que l'avion 1 est effectivement électriquement sous tension sont des moyens sol ou des moyens de l'avion qui émettent un signal caractéristique de l'état de mise sous tension effective de l'avion 1. Dans un mode préféré de réalisation de l'invention ces moyens sont associés aux moyens 2 de génération au sol de l'énergie électrique. Dans ce cas une mesure de la charge électrique effective desdits moyens donne la puissance ou une valeur W caractéristique de la puissance, par exemple l'intensité I d'un courant électrique absorbé par l'avion 1 mesuré au moyen d'un transformateur de courant 231 a et ou d'un shunt électrique 231 b, à des moyens 23 de traitement et de génération d'un signal d'état S. Si la valeur mesurée W ou son équivalent est supérieure à une valeur seuil WO le signal d'état S est mis à la valeur correspondant à la condition PRESENT , caractéristique du fait que l'avion est effectivement sous tension, et si elle est inférieure ou égale à cette valeur seuil WO le signal d'état S est mis à une valeur correspondant à la condition ABSENT , caractéristique du fait que l'avion n'est pas effectivement sous tension. La valeur seuil WO est déterminée pour être représentative sans ambiguïté du fait que I `avion est effectivement sous tension ou non. La valeur WO est choisie comme une valeur intermédiaire entre une valeur Wmin qui est caractéristique de la puissance maximale absorbée par l'avion 1 qui est raccordée mais non effectivement sous tension (cette valeur est non nulle par exemple en raison de certains éclairages techniques 14 ou d'un calculateur de gestion de l'énergie qui sont sous tension dés que la prise de parking 11 est mise sous tension lorsque le contacteur 25 est fermé) et une valeur Wmax qui est caractéristique de la puissance minimale absorbée par l'avion 1 qui est effectivement sous tension, c'est à dire lorsque le contacteur général 13 de l'avion 1 est fermé et que peu de charges électriques sont sous tension. Par exemple on retient une valeur WO égale à la valeur médiane entre ces deux valeurs soit WO = (Wmin + Wmax ) / 2. Dans une autre forme de réalisation de l'invention le signal d'état S caractéristique de la mise sous tension effective de l'avion est généré par des moyens de l'avion 1 lui-même. Par exemple des moyens de l'avion 1, tel qu'un calculateur 15 de gestion de l'alimentation électrique ou un autre moyen dédié, 9 détermine si la tension d'alimentation sol est présente ou non sur la prise de parking 11 et si les contacteurs d'alimentation 13 sont activés ou non. Lorsque les conditions qui caractérisent le fait que l'avion 1 est effectivement sous tension sont réunies, lesdits moyens de l'avion 1 génèrent alors un signal d'état S correspondant à la condition PRESENT . Le signal d'état S correspondant à la condition PRESENT ou ABSENT est transmis à des moyens d'inhibition 35, 36 du flux d'air 4 envoyé vers le tuyau 31 connecté à l'avion 1. Avantageusement l'absence de signal d'état est équivalent à la condition ABSENT .

Le signal d'état S peut être transmis depuis les moyens 2 de génération de l'énergie électrique ou depuis l'avion 1 comme illustré sur la figure 1 et la figure 2 vers les moyens 3 de génération du flux d'air conditionné par une liaison filaire respectivement 211, 111, ou non respectivement 212, 112, par exemple une liaison radio ou une liaison infrarouge sans fil.

Dans un mode préféré de réalisation, particulièrement adapté lorsque les moyens 3 de génération du flux d'air conditionné sont des moyens conçus pour être raccordés à un seul avion simultanément, les moyens d'inhibition 35, 36 comportent des moyens aptes à interdire le démarrage du ou des moteurs 33, 34 du groupe de génération d'air 30 desdits moyens de génération 3 ou à en provoquer l'arrêt. Dans le cas d'un groupe de génération d'air 30 entraîné par un moteur électrique 33 comme illustré sur la figure 3 un contacteur 331 placé entre la source d'alimentation électrique 332 et le moteur 33 reçoit le signal d'état S, amplifié si nécessaire, pour être dans une position ouverte si le signal d'état S correspond à la condition ABSENT , l'alimentation du moteur 33 par la source 332 étant alors interrompu, et pour être dans une position fermée si le signal d'état S correspond à la condition PRESENT , le moteur 33 pouvant alors être alimenté. Dans un mode préféré de réalisation, le contacteur 331 est dans une position ouverte au repos ou en l'absence de signal d'état S pour interdire le démarrage du moteur en cas de défaut des moyens permettant de générer le signal d'état S. Dans le cas d'un groupe de génération d'air 30 entraîné par un moteur thermique 34 comme illustré sur la figure 4 le contacteur 342 sera suivant le même principe avantageusement placé sur le circuit électrique 344 du système d'alimentation électrique 345 et de démarrage 346 10 du moteur thermique 34, condamnant la possibilité d'activer le démarreur 347 tant que le signal d'état S ne correspond pas à la condition PRESENT . Dans le cas particulier d'un groupe de génération d'air 30 fonctionnant avec un moteur thermique 34 sans allumage électrique en fonctionnement, moteur de type Diesel en particulier, des moyens 343 aptes à arrêter ou à autoriser l'alimentation en carburant du moteur 34 sont avantageusement prévus sur le circuit carburant 341. Ces moyens 343, par exemple une vanne d'arrêt à commande électrique, interrompent l'alimentation en carburant lorsque le signal d'état S correspond à la condition ABSENT ce qui a pour effet non seulement d'empêcher le démarrage du moteur 34 mais également d'arrêter ledit moteur et donc le flux d'air 4 vers le tuyau d'alimentation en air 31 raccordé à l'avion 1 si l'alimentation électrique effective de l'avion est stoppée avant l'arrêt des moyens de génération d'air 30. Dans un autre mode de réalisation, les moyens d'inhibition 35 agissent sur une vanne 36 qui interdit le passage de l'air vers le tuyau 31 relié à l'avion lorsque le signal d'état S ne correspond pas à la condition PRESENT . Une telle vanne consiste par exemple en un clapet, disposé sur le circuit d'air, mobile et relié à un actionneur pouvant positionner le clapet de telle sorte qu'il laisse passer le flux d'air lorsque le signal d'état S correspond à la condition PRESENT ou arrêter celui-ci lorsque ledit signal S correspond à la condition ABSENT . Dans une forme particulière de réalisation, l'air, pour la condition ABSENT , est dévié pour être évacué à l'air libre, par exemple au moyen d'un clapet de surpression 37, et éviter que le groupe ne fonctionne sans débit d'air.

De préférence au moins un voyant 351 indiquant la valeur du signal d'état S, par exemple vert pour la condition PRESENT et rouge pour la condition ABSENT , et ou un dispositif d'émission de signaux sonores 352, est associé aux moyens de génération d'air 30, par exemple prés d'un panneau de contrôle et de commande desdits moyens, afin d'informer les opérateurs de la situation électrique de l'avion 1 ou le cas échéant de leur signaler une défaillance dans la chaîne des mesures et des traitements qui génère le signal d'état S de la situation électrique effective de l'avion 1. Dans une forme particulière de réalisation de l'invention dont un exemple est présenté sur la figure 6, la valeur W caractéristique de la puissance 11 électrique utilisée par l'avion 1 est déterminé par une mesure de l'intensité I du courant sur une phase au moyen d'un transformateur de courant 221, tel qu'une pince ampèremétrique, positionné sur le câble 21 entre le groupe de puissance électrique 20 et la prise de parking 11. Ledit transformateur de courant 221 est reliée par une connexion souple 222 suffisamment longue, en pratique quelques mètres, au groupe de génération d'air 30 qui comporte, en plus des moyens d'inhibition et de commande desdits moyens d'inhibition, les moyens logiques pour déterminer la valeur du signal d'état S. Grâce audit prolongateur 222, l'opérateur place aisément le transformateur de courant 221 sur un des conducteurs correspondant à une phase du câble électrique 21 qui alimente l'avion 1. Dans ce mode de réalisation il est possible de limiter les modifications par rapport aux systèmes traditionnels au seul groupe de génération d'air 30 et il est possible de mettre en oeuvre l'invention sans modification des moyens de génération de l'énergie électrique 2 existants ni de l'avion 1. En outre il est possible de transformer les groupes de génération d'air existants afin de les rendre conformes à l'invention. Dans une forme voisine de réalisation, non représentée, le transformateur de courant 221, tel qu'une pince ampèremétrique, est placé fixe sur le groupe de génération d'air 30 dans un guide de câble en forme de gouttière apte à recevoir une section du câble électrique qui alimente l'avion 1. Dans cette gouttière une zone correspondant à l'ouverture du transformateur de courant est disposée pour recevoir un des conducteurs correspondant à une phase du câble électrique 21. Dans un autre mode de réalisation dont une forme de réalisation est présentée sur la figure 7, le groupe de puissance électrique et le groupe de génération d'air sont remplacés par un ensemble unique 40 regroupant les deux fonctions et le ou les capteurs 42 pour la mesure de la charge électrique effective, par exemple un shunt électrique ou une pince ampèremétrique, et les moyens 41 de génération du signal d'état S. Ces dits capteurs 42 de mesure de la charge électrique effective sont positionnés de manière fixe sur au moins une phase 210 du circuit électrique 21 destiné à alimenter l'avion. Dans ce mode de réalisation, lorsque les moyens de génération de l'énergie électrique 43 et les moyens de génération 44 du flux d'air utilisent un même moteur 45 entraînant mécaniquement les deux moyens de génération 43, 44 par exemple au moyen 12 d'un dispositif à engrenages 48, l'inhibition de l'alimentation en air du tuyau 31 raccordé à l'avion sera avantageusement réalisé au moyen d'une vanne 36 suivant le mode de réalisation présenté sur la figure 5 ou au moyen d'un embrayage 46 comme présenté sur la figure 7. Dans ce dernier mode de réalisation mettant en oeuvre un embrayage 46, par exemple un embrayage électromécanique, ledit embrayage 46 est apte à découpler les moyens 44 de génération d'air d'un arbre 47 entraîné par le moteur 45 en réponse à un signal d'état S correspondant à la condition ABSENT , et ou à interdire le couplage desdits moyens 44 avec l'arbre 47, et ou à coupler ceux ci en réponse à un signal d'état S correspondant à la condition PRESENT .

Claims (25)

REVENDICATIONS

1- Dispositif pour alimenter au sol un avion (1) en électricité et en air comportant des moyens de génération électrique (2) aptes à être raccordé à au moins un circuit électrique de l'avion et comportant des moyens de génération d'un flux d'air (3) caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens pour autoriser ou inhiber le flux d'air (4) en direction de l'avion (1) suivant que l'avion est effectivement électriquement sous tension ou n'est pas effectivement électriquement sous tension.

2- Dispositif suivant la revendication 1 comportant des moyens pour déterminer si l'avion (1) est ou non effectivement sous tension.

3- Dispositif suivant la revendication 2 dans lequel les moyens pour déterminer si l'avion (1) est effectivement ou non sous tension mesurent une grandeur physique W caractéristique de la puissance électrique effectivement utilisée par l'avion (1).

4- Dispositif suivant la revendication 3 dans lequel l'avion (1) est considéré effectivement sous tension lorsque la grandeur physique W mesurée caractéristique de la puissance électrique effectivement utilisée par l'avion (1) est supérieure à une valeur seuil WO prédéterminée.

5- Dispositif suivant la revendication 4 dans lequel la valeur seuil WO est choisie entre une valeur minimale Wmin correspondant à l'énergie électrique maximale utilisée par l'avion (1) lorsque celui-ci n'est pas effectivement sous tension et une valeur maximale Wmax correspondant à l'énergie électrique minimale utilisée par l'avion (1) lorsque celui-ci est effectivement sous tension.

6- Dispositif suivant l'une des revendications 3 à 5 dans lequel les moyens pour déterminer si l'avion (1) est effectivement sous tension ou non mesurent l'intensité I du courant entre un groupe de puissance (20) des moyens (2) de génération électrique et l'avion (1) sur au moins un conducteur électrique (21) assurant la liaison électrique entre l'avion (1) et les moyens sol. 14

7- Dispositif suivant la revendication 6 utilisant un transformateur de courant (231) pour la mesure de l'intensité I du courant électrique.

8- Dispositif suivant la revendication 6 utilisant un shunt électrique (232) pour la mesure de l'intensité I du courant électrique.

9- Dispositif suivant l'une des revendications 1 à 8 dans lequel des moyens (23) associés aux moyens sols (2, 3) génèrent un signal d'état S avec une valeur caractéristique du fait que l'avion (1) est effectivement sous tension lorsque l'avion (1) est déterminé comme étant effectivement sous tension.

10- Dispositif suivant la revendication 1 dans lequel des moyens (15) pour déterminer si l'avion (1) est ou non effectivement sous tension génère un signal d'état S, avec une valeur caractéristique du fait que l'avion (1) est effectivement sous tension lorsque l'avion (1) est déterminé comme étant effectivement sous tension, qui est émis par l'avion.

11-Dispositif suivant la revendication 10 dans lequel le signal d'état S émis par l'avion (1) est caractéristique du fait que l'avion (1) est effectivement sous tension lorsque des moyens de connexion (11) de l'avion (1) avec les moyens sol (2) sont détectés comme étant sous tension et qu'un contacteur général d'alimentation électrique (13) de l'avion est détecté en position fermée.

12- Dispositif suivant l'une des revendications 1 à 11 dans lequel les moyens (35, 41) pour autoriser ou inhiber le flux d'air (4) agissent sur les moyens (33, 34, 47) d'entraînement d'une turbine (32, 44) de génération du flux d'air (4).

13- Dispositif suivant la revendication 12 dans lequel les moyens (3) de génération du flux d'air comporte un moteur électrique (33) d'entraînement dont l'alimentation électrique est inhibée par des moyens (331) de coupure de l'alimentation lorsque l'avion (1) n'est pas effectivement sous tension.

14- Dispositif suivant la revendication 12 dans lequel les moyens (3) de génération du flux d'air comporte un moteur thermique (34) d'entraînement dont un circuit électrique de démarrage (346) est inhibé lorsque l'avion (1) n'est pas effectivement sous tension de sorte que le démarrage du moteur thermique (34) soit impossible.

15- Dispositif suivant la revendication 12 ou la revendication 14 dans lequel les moyens (3) de génération du flux d'air comporte un moteur thermique (34) 15 d'entraînement dont les circuits électriques d'allumage (345) sont inhibés lorsque l'avion (1) n'est pas effectivement sous tension de sorte que le moteur thermique (34) soit stoppé ou maintenu à l'arrêt.

16- Dispositif suivant l'une des revendications 12, 14 ou 15 dans lequel les moyens (3) de génération du flux d'air comporte un moteur thermique (34) d'entraînement dont les circuits (341) d'alimentation en carburant comportent des moyens (343) apte à interrompre l'arrivée du carburant au moteur (34) lorsque l'avion (1) n'est pas effectivement sous tension de sorte que le moteur thermique soit stoppé ou maintenu à l'arrêt.

17- Dispositif suivant l'une des revendications 13 à 16 dans lequel un moteur (45) est couplé à une turbine (44) par l'intermédiaire d'un embrayage (47) qui déconnecte ladite turbine dudit moteur lorsque l'avion (1) n'est pas effectivement sous tension.

18- Dispositif suivant l'une des revendications 1 à 11 dans lequel les moyens (35) pour autoriser ou inhiber le flux d'air (4) agissent sur des moyens (36) aptes à interdire la propagation du flux d'air (4) jusqu'à l'avion (1).

19- Dispositif suivant la revendication 18 dans lequel les moyens (35) pour interdire la propagation du flux d'air (4) jusqu'à l'avion (1) comporte une vanne d'arrêt (36) dans le circuit d'air entre la turbine (32) de génération du flux d'air (4) et l'avion (1).

20- Dispositif suivant la revendication 18 ou la revendication 19 dans lequel des moyens (37) pour limiter la pression dans le circuit d'air sont disposés en amont de l'écoulement du flux d'air (4) par rapport aux moyens (36) d'interdiction de la propagation du flux d'air (4).

21- Dispositif suivant l'une des revendications précédentes dans lequel une information S caractéristique du fait que l'avion (1) est effectivement sous tension est transmise aux moyens (35) pour autoriser ou inhiber le flux d'air (4) vers l'avion (1) en utilisant au moins une liaison par fils (111, 211), électrique ou optique.

22- Dispositif suivant l'une des revendications précédentes dans lequel une information S caractéristique du fait que l'avion (1) est effectivement sous tension est transmise aux moyens (35) pour autoriser ou inhiber le flux d'air (4) vers l'avion (1) en utilisant au moins une liaison sans fil (112, 212), radio ou infrarouge. 16

23- Dispositif suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des moyens lumineux (351) et ou sonores (352) associés aux moyens (35) pour autoriser ou inhiber le flux d'air (4) émettent des signaux caractéristiques du fait que l'avion (1) est effectivement sous tension ou non.

24- Dispositif suivant la revendication 1 ou l'une des revendications 12 à 20 dont les moyens (2) de génération électrique au sol et les moyens (3) de génération du flux d'air sont séparés et dont les moyens de détection de l'état du fait que l'avion (1) est effectivement sous tension comporte une pince ampèremétrique (221) apte à être positionné sur l'un des conducteurs du câble électrique (21) reliant un groupe de puissance (20) des moyens (2) de génération électrique à l'avion (1), ladite pince ampèremétrique 0221 étant connecté par une liaison électrique (222) à des moyens d'inhibition du flux d'air associés au moyens (3) de génération du flux d'air.

25- Dispositif suivant la revendication 24 dans lequel les moyens d'inhibition agissent pour autoriser le flux d'air (4) vers l'avion lorsque la pince ampèremétrique (221) mesure dans l'un des conducteurs du câble électrique (21) un courant I supérieur à un courant seuil IO prédéterminé.