Brevet FR3157851A1 — publié le 20250704

L'invention concerne une unité génératrice pour avion, comportant une machine électrique (1) et une pile à combustible (3), et comportant encore un compresseur rotatif (5), une chambre de combustion (7) et une turbine (9), la turbine (9) étant propre à être couplée par l'intermédiaire d'un arbre à la machine électrique (1) par transmission de couple, et comportant une conduite de retour (11) pour la reconduite de l'air d'échappement de la pile à combustible (3) dans le flux de gaz en amont de la pile à combustible (3) comportant encore une conduite d'alimentation pour alimenter au moins une partie de l'air d'échappement de la chambre de combustion (7) à la pile à combustible (3), comportant encore une première conduite de dérivation qui, partant de la conduite d'alimentation, passe autour de la pile à combustible (3). Figure de l’abrégé : Figure 1 Unité génératrice pour avion, à pile à combustible haute température Domaine technique de l’invention L'invention concerne une unité génératrice pour la production de courant électrique pour un avion. Etat de la technique antérieure Un grand nombre de réacteurs d’avion conventionnels utilise du carburant que l’on oxyde dans une chambre de combustion. Cette oxydation avec un oxydant tel que de l'oxygène atmosphérique est une réaction exothermique ; l'énergie libérée et utilisable est utilisée pour générer la poussée de l'avion. A cet effet, il existe plusieurs degrés de liberté dans la configuration d'une chambre de combustion. Différents types de concepts sont connus de l'art antérieur, reposant par ailleurs pour partie sur différents carburants. Alors que les carburants liquides à base d'hydrocarbures sont typiquement convertis en dioxyde de carbone et en eau dans une chambre de combustion à haute température, l'utilisation de l'hydrogène comme vecteur d'énergie offre la possibilité d'être utilisé dans une pile à combustible qui, à l’aide également d’un oxydant, typiquement l'oxygène atmosphérique, peut être utilisée en tant que source d'énergie électrique pour entraîner une machine électrique. De plus, un tel agent réducteur utilisé pour une pile à combustible, tel que par exemple l'hydrogène mentionné, peut être utilisé pour la combustion dans une configuration du moteur classique avec chambre de combustion thermique. Les piles à combustible et chambres de combustion thermique peuvent par ailleurs être utilisées ensemble, en particulier pour utiliser de l'hydrogène aussi bien dans un moteur à chambre de combustion que dans une pile à combustible comme agent réducteur pour la production d'électricité. Dans ce contexte, le document US 20220297844 A1 concerne un réacteur hybride dont les fonctions sont destinées à répondre aux exigences de poussée des avions, de débit d'air pour les passagers et de piles à combustible. Un moteur possède une chambre de combustion qui brûle le même combustible que la pile à combustible. Le moteur dispose de plus de moteurs électriques pour utiliser la puissance de la pile à combustible. Les arbres de réacteur sont équipés de pièces de serrage afin que les moteurs puissent entraîner les compresseurs et actionner les turbines. Le moteur dispose une géométrie de trajet d'écoulement variable pour contourner la chambre de combustion. Le document US 10644331 B2 concerne en outre un groupe de démarrage rapide et un procédé d’opération d’un groupe de démarrage rapide. Une pile à combustible convertit le combustible pouvant être brûlé en énergie électrique lors d’une phase de fonctionnement normale, après avoir initialement produit peu ou pas d'énergie électrique. Une chambre de combustion reçoit le combustible non brûlé émis par la pile à combustible et brûle le combustible non dépensé pour produire un premier flux de gaz chauffé. Une autre chambre de combustion reçoit du combustible pouvant être brûlé et brûle le combustible pouvant être brûlé pour produire un deuxième flux de gaz chauffé pendant la première phase de démarrage. Une turbine reçoit et est entraînée par les premier et deuxième flux de gaz chauffés pour entraîner un arbre d'entraînement. Un générateur couplé à l'arbre d'entraînement génère de l'énergie électrique pendant la première phase de démarrage et de l'énergie supplémentaire pendant la période normale de fonctionnement. Dans un autre mode de réalisation, une chambre de combustion à deux étages est utilisée au lieu de deux chambres de combustion séparées disposées en série. Le document US 20230039759 A1 concerne par ailleurs un ensemble intégré à pile à combustible et à chambre de combustion avec une chambre de combustion qui est couplée fluidement à au moins un compresseur raccordé en amont, lequel génère de l'air comprimé. Un empilement de pile à combustible doté avec une cathode et d'une anode est couplé fluidement à la chambre de combustion. L’empilement de pile à combustible est configuré de manière à recevoir du carburant d’admission et une partie de l'air comprimé sous forme d'air d’admission, pour générer une puissance de pile à combustible en utilisant le carburant d’admission et l'air d’admission, et pour conduire une évacuation de carburant et d'air vers l’extérieur de la pile à combustible jusque dans la chambre de combustion. Un système d'approvisionnement en air autarcique est couplé fluidement à l’au moins un compresseur en amont et à l’empilement de pile à combustible, et configuré de telle sorte qu'il fournit l'air d'admission à l’empilement de pile à combustible. Un régulateur à tolérance de pannes est configuré pour reconnaître un événement transitoire au sein de la chambre de combustion et commander le système d'approvisionnement en air autarcique pendant l'événement transitoire. Les piles à combustible, telles qu'utilisées dans l'art antérieur précité, nécessitent typiquement une certaine température minimale pour fonctionner que ce soit dans l’absolu ou à un rendement élevé. Dans le cas d'une pile à combustible haute température telle qu'une pile à combustible à oxyde solide (également appelée « solid oxide fuel cell », en abrégé « SOFC »), des températures d'entrée de l’agent réducteur (typiquement de l'hydrogène moléculaire) et de l’agent oxydant (typiquement de l’oxygène de l'air) d'environ 800°C peut être souhaitée ou exigée. De ce fait, un préchauffage des flux de matières alimentant la pile à combustible est nécessaire. Alors qu’un dégagement de chaleur apparaît lors de l'utilisation de la pile à combustible dans son fonctionnement propre, et peut en principe être utilisé pour le préchauffage, le dégagement de chaleur n'est pas à disposition lorsqu'une unité d'entraînement équipée d'une telle pile à combustible est mise en route depuis l'arrêt. Présentation de l’invention L’objectif de l'invention est d'améliorer une unité génératrice électrique dotée d'une pile à combustible pour la génération d’un flux d'énergie électrique pour un aéronef. Un premier aspect de l'invention concerne une unité génératrice pour avion, comportant une machine électrique et une pile à combustible, et comportant encore un compresseur rotatif avec des aubes de compresseur, une première chambre de combustion et une turbine, le compresseur, la première chambre de combustion et la turbine étant disposés en série de telle sorte qu'un flux de gaz provenant d'un air environnant est comprimé par le compresseur pendant le fonctionnement de l'unité génératrice, est en outre utilisé dans son sens d'écoulement pour la combustion d’un carburant dans la première chambre de combustion par écoulement subséquent dans la turbine pour entraîner la turbine, la turbine pouvant être couplée à la machine électrique par l'intermédiaire d'un arbre avec transmission de couple, en particulier par un accouplement commandable, ou bien être couplée de manière pérenne avec transmission de couple, et comportant une conduite de retour pour la reconduite d'air d'échappement de la pile à combustible jusque dans le flux de gaz en amont de la pile à combustible, de préférence en amont de la première chambre de combustion, comportant également une conduite d'alimentation pour alimenter au moins une partie de l'air d'échappement de la première chambre de combustion à la pile à combustible, comportant également une première conduite de dérivation qui, partant de la conduite d'alimentation et/ou partant d'une dérivation autour de la chambre de combustion ou partant d'une conduite après un mélange de la conduite d'alimentation avec une deuxième conduite de dérivation autour de la chambre de combustion, mène autour de la pile à combustible. La pile à combustible est de préférence une pile à combustible haute température, par exemple une pile à combustible à oxyde solide (d’acronyme « SOFC »). Le compresseur est fabriqué rotatif, à l'instar de la turbine, et par conséquent, contrairement aux compresseurs à pistons, il entre dans la catégorie des composants de turbomachines - d'où le terme compresseur rotatif. Le carburant pour la chambre de combustion est puisé d’un réservoir de carburant, alternativement ou en complément, des gaz d'échappement provenant de la pile à combustible, qui sont introduits dans le flux de gaz avant la chambre de combustion via la conduite de retour, peuvent encore contenir une part de carburant et peuvent être utilisés comme carburant pour la chambre de combustion. En particulier, lors de la mise en route de l’unité génératrice, on utilisera de préférence exclusivement du carburant provenant du réservoir de carburant pour la combustion dans la chambre de combustion, car dans ce cas aucun gaz d'échappement de la pile à combustible n'est encore disponible et donc aucune part de carburant dans le gaz d'échappement de la pile à combustible ne peut être utilisé. Cependant, lors du fonctionnement normal de l’unité génératrice, le carburant présent dans les gaz d'échappement de la pile à combustible peut être transféré pour sa combustion dans la chambre de combustion via la conduite de retour. Au lieu d'une chambre de combustion, plusieurs chambres de combustion peuvent aussi être prévues, qui peuvent être connectées en série ou en parallèle. En utilisant la première conduite de dérivation, il est possible de mettre en œuvre une architecture avec une conduite de retour et une conduite d'alimentation, qui sont toutes deux utilisées pour l’optimisation thermique des flux de gaz dans l’unité génératrice. Par la conduite de retour, l'air d’échappement de la pile à combustible, chauffé par la pile à combustible, peut être guidé jusque dans le flux de gaz en amont la chambre de combustion, le flux de gaz chauffé par la combustion dans la chambre de combustion pouvant à son tour être conduit au moins partiellement vers la pile à combustible au moyen de la conduite d'alimentation. L'alimentation en air frais contenant de l'oxygène aussi bien vers la pile à combustible que vers la chambre de combustion, qui sont intégrées dans ce circuit partiellement fermé, est obtenue d'une part à travers la première conduite de dérivation afin de ne pas faire passer la totalité du flux de gaz à travers la pile à combustible mais une partie autour de celle-ci, ainsi que de préférence à travers une deuxième conduite de dérivation qui mène autour de la chambre de combustion de sorte que la chambre de combustion ne puisse pas extraire un degré trop élevé d'oxygène du flux de gaz et provoquer un manque d'oxygène au niveau de la pile à combustible. Il existe donc d'une part un circuit passant par la chambre de combustion jusqu'à la pile à combustible et revenant jusqu’à l'entrée de la chambre de combustion, et d'autre part un chemin depuis l'air ambiant, qui est admis par l’unité génératrice, à travers la deuxième conduite de dérivation, puis ensuite via la première conduite de dérivation à travers la turbine vers l'environnement. Les deux chemins (dans le circuit à travers la chambre de combustion et à travers la pile à combustible ainsi que longeant la chambre de combustion et la pile à combustible) se croisent cependant, ce qui provoque un mélange constant des flux de gaz aux nœuds. Il est ainsi assuré, d'une part, qu'une quantité suffisante d'oxygène est disponible pour l'oxydation aussi bien dans la chambre de combustion que dans la pile à combustible, et d'autre part, au moins en fonctionnement stationnaire de l’unité génératrice, un flux de gaz alimentant la chambre de combustion et un flux de gaz alimentant la pile à combustible sont préchauffés. Un avantage de l'unité génératrice est que le nombre et/ou la taille des échangeurs de chaleur conventionnels peuvent être réduits, et qu’ainsi la masse et le volume d'installation peuvent également être réduits. Au lieu d'une configuration avec des échangeurs de chaleur dans l’alimentation en air, un préchauffage de l’alimentation en air à l'aide du flux d'air de retour est prévu. De plus, le chauffage de l'air alimentant la pile à combustible est soutenu par la chambre de combustion compte tenu du sens d’écoulement de l'air en amont de la pile à combustible. De plus, l’agent réducteur, tel que par exemple l'hydrogène, peut être préconditionné, notamment avec des échangeurs de chaleur qui absorbent la chaleur du flux gazeux. Les caractéristiques décrites dans les paragraphes suivants peuvent être optionnellement mises en œuvre. Elles peuvent être mises en œuvre indépendamment ou en combinaison les unes avec les autres : De manière encore plus avantageuse, la pile à combustible à oxyde solide peut être structurellement intégrée au lieu d'être fournie en tant que composant indépendant. Selon un autre mode de réalisation avantageux, l’unité génératrice comporte en outre une unité de commande, conçue pour faire fonctionner la machine électrique en un mode générateur ou éventuellement en un mode moteur, et pour mettre en marche le mode moteur au moins lors du démarrage ou de la mise en route de l'unité génératrice, et comportant des vannes commandables par l'unité de commande pour adapter les débits fluides dans l’unité génératrice. Les flux fluides incluent au moins le flux de gaz, mais peuvent également comprendre des flux de carburant : Alors que certaines vannes règlent spécifiquement les rapports des parts du débit de gaz à travers la chambre de combustion, la pile à combustible et une dérivation respective, d'autres vannes peuvent être utilisées pour régler le débit massique de l'agent réducteur, par exemple l'hydrogène. Une unité de commande optimise avantageusement le fonctionnement de l’unité génératrice grâce à un pilotage coordonné des vannes et peut ainsi garantir que la puissance utile requise de l’unité génératrice est disponible dans chaque plage de fonctionnement (démarrage, fonctionnement continu stationnaire, décollage de l’avion, etc.), et ceci dans une plage d'efficacité la plus élevée possible. En cas de panne, les vannes peuvent également être commandées de telle sorte qu'un entraînement sans pile à combustible soit possible. La pile à combustible est avantageusement dimensionnée par rapport aux autres composants de telle sorte qu'au moins pendant le fonctionnement stationnaire de l’unité génératrice, par exemple lors d'un vol de croisière de l'avion, au moins la moitié de la génération de chaleur totale dans l’unité génératrice provient de la pile à combustible. En outre, il est avantageusement prévu que lors de ce fonctionnement de l'unité génératrice, au moins la moitié du débit massique de gaz soit guidée à travers la pile à combustible elle-même, plutôt que détournée autour d'une dérivation qui l'entoure. Selon un autre mode de réalisation avantageux, l’unité génératrice comprend en outre une hélice ou soufflante, qui peut être couplée à l'arbre et/ou à la machine électrique pour la transmission de couple, et qui sert à générer une poussée aérodynamique pour l'avion. Selon un autre mode de réalisation avantageux, la machine électrique et l'arbre sont reliés l'un à l'autre par l'intermédiaire d'une transmission. En utilisant un engrenage sommateur, par exemple un engrenage planétaire, l’unité génératrice peut être mise en route sans hélice en rotation, le cas échéant, et peut par ailleurs fournir de l'électricité. En plus de l’engrenage sommateur, un couplage ou plusieurs couplages peuvent également être prévus afin que la turbine, la machine électrique et l'hélice puissent être commutées (de préférence indépendamment les unes des autres), c'est-à-dire peuvent être raccordées à la chaîne de couple à l’au moins un arbre entre la turbine et le compresseur ou peuvent en être découplées. Cette construction permet d'une part d’assurer la réglabilité du système ; d’autre part une mise en route sans mouvement d'hélice est possible. Optionnellement, il est prévu une unité de freinage, qui est reliée notamment à l'hélice pour l'arrêter et pour faire fonctionner la machine électrique sans faire tourner l'hélice par découplage de l'accouplement. Selon un autre mode de réalisation avantageux, la première branche et/ou la deuxième branche de la conduite de retour comporte un compresseur. Selon un autre mode de réalisation avantageux la conduite de retour comporte une première branche et une deuxième branche qui mènent à différents étages de pression dans et/ou derrière le compresseur. Si plusieurs étages de compresseur sont prévus, une première branche peut conduire entre les étages de compresseur. Si une autre branche est conduite derrière le dernier étage de compresseur dans le sens d'écoulement, un compresseur de conduite de retour propre est à prévoir pour cette branche de conduite de retour. Selon un autre mode de réalisation avantageux le compresseur comporte un étage basse pression et un étage haute pression, un compresseur de conduite de retour étant disposé dans la deuxième branche. Selon un autre mode de réalisation avantageux l’unité génératrice comporte de plus une deuxième conduite de dérivation autour de la première chambre de combustion, la deuxième conduite de dérivation débouchant dans la conduite d'alimentation. Selon un autre mode de réalisation avantageux la conduite de retour mène jusque dans le flux de gaz de la deuxième conduite de dérivation. Selon un autre mode de réalisation avantageux l’unité génératrice comporte de plus une deuxième chambre de combustion qui est disposée dans le sens d'écoulement du flux de gaz entre la pile à combustible et la turbine. Dans certains modes de fonctionnement de l'unité génératrice, la première chambre de combustion peut, dans un autre mode de réalisation, être déconnectée, de sorte qu'un flux de gaz complet soit guidé autour de la première chambre de combustion au moyen d'une dérivation. De préférence, une unité de commande centrale, qui sert à commander des vannes pour régler un rapport de débit massique de la dérivation et de la chambre de combustion ou de la pile à combustible ainsi qu'à commander le flux de l'alimentation en carburant, est également conçue pour la coupure de la première chambre de combustion. Selon un autre mode de réalisation avantageux une tuyère est disposée derrière la turbine dans le sens d'écoulement afin de générer une poussée pour l'avion par le flux de gaz émergeant d’à travers la tuyère dans l'environnement. La tuyère présente de préférence un tracé en section avec rétrécissement local afin d'alimenter le flux de gaz à travers l’unité génératrice à des vitesses plus élevées avant son évacuation dans l'environnement. Une pression accrue et/ou une température accrue du flux gazeux sont donc au moins partiellement converties énergétiquement en énergie cinétique. L'impulsion qui en résulte sur l'aéronef génère une poussée. Selon un autre mode de réalisation avantageux l’unité génératrice comporte de plus au moins un échangeur de chaleur conçu pour extraire de la chaleur à partir du flux gazeux et la transférer au carburant dans une conduite d'alimentation en carburant. Un autre aspect de l'invention concerne un avion doté d'une unité génératrice telle que décrite ci-dessus et ci-après. Selon un autre mode de réalisation avantageux l’unité génératrice comporte de plus au moins un échangeur de chaleur conçu pour extraire de la chaleur à partir du flux gazeux et la transférer au carburant dans une conduite d'alimentation en carburant. D'autres avantages, caractéristiques et particularités ressortent de la description suivante, dans laquelle au moins un exemple de réalisation est décrit en détail - le cas échéant en référence au dessin. Les pièces identiques, similaires et/ou fonctionnellement identiques portent les mêmes numéros de référence. Brève description des figures Ils montrent : Fig. 1 FIG. 1 est une unité génératrice selon un exemple de réalisation de l'invention en coupe. Fig. 2 FIG. 2 est un principe de fonctionnement schématique d'une unité génératrice selon un autre exemple de réalisation de l'invention. Fig. 3 FIG. 3 est un principe de fonctionnement schématique d'une unité génératrice selon un autre exemple de réalisation de l'invention. Description détaillée de l’invention Les représentations sur les figures sont schématiques et non à l'échelle. La FIG. 1 montre une unité génératrice pour avion. L'unité génératrice sert de manière primaire de source d'énergie pour des moteurs électriques, qui sont répartis le long d'une aile de l'avion et sont reliés à de petites hélices de propulsion respectives. Dans le but de produire de l'électricité, l’unité génératrice présente d'une part une machine électrique 1 ainsi qu’une pile à combustible annulaire 3. La machine électrique 1 est un moteur électrique qui est de préférence utilisé comme générateur électrique lors d'un vol de croisière. La pile à combustible 3 utilise de l'hydrogène comme carburant T et l'oxygène de l'air ambiant alimenté. Puisque la pile à combustible 3 nécessite une certaine température pour réaliser l'oxydation du combustible T et par ailleurs pour l’effectuer à un rendement élevé, deux mécanismes sont employés pour préchauffer les débits massiques d'air ambiant et de combustible T alimentés à la pile à combustible 3 : D'une part, il est prévu une conduite de retour 11 qui conduit encore les gaz d'échappement de la pile à combustible 3 vers une chambre de combustion 7. De cette manière, le flux gazeux introduit depuis l'environnement dans l’unité génératrice est chauffé à partir de l'air ambiant. Par ailleurs, lorsque de l'air ambiant est alimenté à travers une conduite d'alimentation 13 (voir FIG. 2 ), des gaz d'échappement provenant de la chambre de combustion 7 sont menés à la pile à combustible 3, lesquels à leur tour sont chauffés par combustion dans la chambre de combustion 7. Il en résulte d'une part une possibilité de générer de l'énergie électrique au moyen de la pile à combustible 3, et d'autre part une autre possibilité de générer de l'électricité à l'aide de la machine électrique 1. Après que l'air ambiant soit introduit dans l'unité génératrice à l'extrémité gauche du dessin représenté en FIG. 1 , il est comprimé par un compresseur 5 à aubes de compresseur. Le compresseur 5 comporte un premier étage 27 et un deuxième étage 29. Dans cet exemple de mode de réalisation, la conduite de retour 11 mène entre les deux étages du compresseur 5, cependant il existe des degrés de liberté de conception afin de trouver une configuration optimale de chaque unité génératrice individuelle respective. Le flux gazeux comprimé par le compresseur 5 est réchauffé par les gaz d'échappement de la pile à combustible 3 guidés à travers la conduite de retour 11 est conduit vers la chambre de combustion 7 ; Le combustible T y est brûlé et le mélange gazeux chargé énergétiquement, après chauffage supplémentaire, est conduit dans la pile à combustible 3, dans laquelle le combustible T est utilisé, et ensuite détendu dans une turbine 9. Des conduites particulières possibles du flux de gaz et des flux de carburant sont montrées en figures 2 et 3. Dans la mise en œuvre de la FIG. 1 , la turbine 9 présente également un étage haute pression et un étage basse pression, l'étage basse pression 35 de la turbine 9 (voir FIG. 2 ) étant relié à l'étage basse pression 27 du compresseur 5 avec un premier arbre, tandis que l'étage haute pression 33 de la turbine 9 est relié à l'étage haute pression 29 du compresseur 5 avec un deuxième arbre. Au moins l'un des deux arbres est en outre relié à une transmission 21, laquelle est elle-même couplée à la machine électrique 1. En outre, une hélice 15 est prévue de sorte que l’unité génératrice, en plus de la génération d'énergie électrique, puisse générer elle-même directement de la poussée de deux manières : D'une part par l’évacuation du flux gazeux derrière la turbine 9 à travers une tuyère, d'autre part par la rotation de l'hélice 15 lorsque celle-ci est accouplée avec transmission de couple avec un couplage à prévoir sur au moins un des arbres. A titre d'exemple, mais pas nécessairement dans tous les modes de réalisations, dans le mode de réalisation de la FIG. 1 , l'hélice 15 est représentée, et peut être prévue, sans être obligatoire. Lors du démarrage de l'avion, notamment, l'hélice 15 peut offrir une poussée supplémentaire, tandis que la machine électrique 1 peut en plus fonctionner en tant que moteur électrique au soutien de la rotation de l'hélice 15. Une batterie supplémentaire peut optionnellement être prévue pour entraîner la machine électrique 1. Lors de la mise en route de l’unité génératrice depuis l'arrêt, la machine électrique 1 peut également être utilisée par l’intermédiaire de courant électrique fourni, afin de démarrer le système, à partir notamment du compresseur 5 et de la turbine 9, c'est-à-dire pour mettre le flux de gaz en mouvement. Alternativement, le démarrage peut être effectué à l'aide d'air comprimé. Dans les deux cas, la pile à combustible 3 est chauffée lentement, tandis que de préférence une dérivation 12 (voir FIG. 2 ) reste fermée autour de la pile à combustible 3. Lors du démarrage de la chambre de combustion 7, la dérivation 12 autour de la pile à combustible 3 est régulée de telle sorte qu'une montée lente continue de la température se produise dans la pile à combustible 3 et que l'échangeur thermique 25 éventuellement prévu pour le préchauffage du combustible T soit efficacement mis en service (voir FIG. 2 ). Après que la pile à combustible 3 a été préchauffée avec succès, elle est mise en service. Cependant, après le démarrage de l'avion, l'hélice 15 peut optionnellement être déconnectée et la machine électrique 1 peut être utilisée en mode générateur en recevant un couple via un couplage correspondant, à au moins l'un des deux arbres, et en émettant une puissance électrique. En vol de croisière ou après avoir atteint un état stationnaire, la chambre de combustion 7 peut également être commutée sur un fonctionnement avec uniquement du carburant résiduel provenant de la pile à combustible 3. Alternativement, la chambre de combustion 7 peut être déconnectée et le carburant restant provenant de la pile à combustible 3 est alors brûlé dans une autre chambre de combustion 23 (voir FIG. 3 ). Alternativement, de l'énergie mécanique excédentaire provenant d'une connexion par arbre du compresseur 5 et de la turbine 9 peut être répartie à la machine électrique 1 et à l'hélice 15. En cas d’excès d'énergie électrique, celle-ci peut être dirigée vers une autre hélice de poussée de l'avion ou vers une batterie. Avantageusement, en cas de panne dans la pile à combustible 3, la dérivation 12 autour de la pile à combustible 3 peut être complètement ouverte, et l’unité génératrice peut être utilisée comme turbine à gaz couplée à une machine électrique 1. Selon l'architecture spécifique, l’unité génératrice permet d'autres optimisations de la commande en utilisant les degrés de liberté des couplages, des engrenages 21, des vannes 25, des batteries éventuellement raccordées, etc. ; La FIG. 2 montre une topologie d'un mode de réalisation possible de l’unité génératrice. Le carburant T est prélevé d’un réservoir et préconditionné dans une unité de préconditionnement de combustible. Lors, en particulier, de la mise en route de l’unité génératrice, cette unité de préconditionnement de combustible garantit par elle-même que le carburant T est à la bonne température. Par ailleurs, à l'extrémité gauche du schéma, de l'air ambiant est admis, comprimé par un étage basse pression 27 du compresseur 5, comprimé encore par un étage haute pression 29 du compresseur 5, et réparti dans une deuxième dérivation 17 autour d'une chambre de combustion 7 ainsi que dans l'alimentation de la chambre de combustion 7. Les gaz d'échappement de la chambre de combustion 7 et de la deuxième dérivation sont ensuite réunis pour être répartis dans une première conduite de dérivation 12 autour de la pile à combustible 3 et dans une alimentation vers la pile à combustible 3. Après mélange avec la première conduite de dérivation 12, les gaz d'échappement de la pile à combustible 3 sont partiellement renvoyés dans le flux gazeux entre les étages de compresseur 27 et 29 et derrière le compresseur 5 à travers une conduite de retour 11, un compresseur de conduite de retour 31 étant prévu, dans la reconduite, directement derrière le compresseur 5 dans cette branche. Des agencements et nombres de branches alternatifs de la conduite de retour 11 sont possibles. Par ailleurs, un grand nombre d'échangeurs de chaleur 25 est prévu, qui absorbent la chaleur le long du flux gazeux de préférence à partir de la pile à combustible 3 et la restituent au carburant T. Un guidage des flux de chaleur peut alors être prévu comme dans les chemins représentés en pointillés. En fonction de l'état de l'unité génératrice et de la conception exacte, ces échangeurs de chaleur 25 peuvent être connectés en série, ou alternativement, seule une partie de ces échangeurs de chaleur 25 peut être utilisée. Une unité de commande peut régler cela à l’aide de commandes de vannes appropriées. La FIG. 3 montre une variante de l’unité génératrice de la FIG. 2 , dans laquelle une deuxième chambre de combustion 23 est prévue derrière la pile à combustible 3 compte tenu du sens d'écoulement du flux gazeux. Cela ne rend pas la première chambre de combustion 7 totalement inutile ; au contraire, selon l'état de fonctionnement, les deux chambres de combustion 7, 23 peuvent être utilisées, ou la première chambre de combustion 7 peut être déconnectée, notamment lorsque l'avion est en vol de croisière, lorsque la pile à combustible 3 produit elle-même déjà, après un certain temps de fonctionnement de l'unité génératrice, suffisamment de chaleur pour pouvoir fournir de l'énergie électrique de manière effective et efficace. Le fonctionnement de la machine électrique 1 n’est alors, selon les circonstances, plus nécessaire ou ne l'est que dans une mesure nettement moindre, et la première chambre de combustion 7 peut être déconnectée. Bien que l'invention ait été illustrée et expliquée en détail par des exemples de modes de réalisation préférés, celle-ci n'est pas limitée par les exemples divulgués et d'autres variantes peuvent en être dérivées par l'homme du métier sans sortir de la portée de protection de l'invention. Il est donc clair qu’un grand nombre de variantes possibles existent. Il est également clair que les exemples de modes de réalisation cités ne représentent que des exemples qui ne doivent en aucun cas être interprétés comme constituant une limitation de la portée de protection, des possibilités de mise en œuvre ou de la configuration de l'invention. Au contraire, la description ci-dessus et la description des figures permettent à l'homme du métier de mettre concrètement en œuvre les exemples de modes de réalisation, l'homme du métier, mis en connaissance du concept inventif divulgué, pouvant apporter diverses modifications, par exemple en ce qui concerne la fonction ou la disposition d’éléments individuels cités dans un exemple de mode de réalisation, sans sortir du domaine de protection défini par les revendications et leurs équivalents juridiques, telles que des explications supplémentaires dans la description. Unité génératrice pour un avion, comportant une machine électrique (1) et une pile à combustible (3), comportant un compresseur rotatif (5) avec des aubes de compresseur, une première chambre de combustion (7) et une turbine (9) ; le compresseur (5), la première chambre de combustion (7) et la turbine (9) étant disposés en série de telle sorte qu'un flux de gaz provenant d'un air environnant est comprimé par le compresseur (5) pendant le fonctionnement de l'unité génératrice, le flux de gaz étant en outre utilisé dans son sens d'écoulement pour la combustion d’un carburant (T) dans la première chambre de combustion (7) par écoulement subséquent dans la turbine (9) pour entraîner la turbine (9), la turbine (9) étant propre à être couplée par transmission de couple et par l'intermédiaire d'un arbre, à la machine électrique (1), l’unité génératrice comportant une conduite de retour (11) pour la reconduite de l'air d'échappement de la pile à combustible (3) dans le flux de gaz en amont de la pile à combustible (3), l’unité génératrice comportant en outre une conduite d'alimentation (13) pour alimenter au moins une partie de l'air d'échappement de la chambre de combustion (7) à la pile à combustible (3), l’unité génératrice comportant en outre une première conduite de dérivation (12) qui passe autour de la pile à combustible (3). Unité génératrice selon la revendication 1, comportant une unité de commande, conçue pour faire fonctionner la machine électrique (1) en un mode générateur ou éventuellement en un mode moteur, et pour mettre en marche le mode moteur au moins lors du démarrage de l'unité génératrice, l’unité génératrice comportant des vannes (19) commandables par l'unité de commande pour adapter les débits de fluide dans l’unité génératrice. Unité génératrice selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre une hélice (15) ou soufflante, qui peut être couplée à l'arbre et/ou à la machine électrique (1) pour la transmission de couple, et qui sert à générer une poussée aérodynamique pour l'avion. Unité génératrice selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la machine électrique (1) et l'arbre sont reliés l'un à l'autre par l'intermédiaire d'une transmission (21). Unité génératrice selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la conduite de retour (11) comporte une première branche et une deuxième branche qui mènent à différents étages de pression dans et/ou derrière le compresseur (5). Unité génératrice selon l'une des revendications précédentes, comportant en outre une deuxième conduite de dérivation (17) autour de la première chambre de combustion (7), la deuxième conduite de dérivation (17) débouchant dans la conduite d'alimentation (13). Unité génératrice selon l'une des revendications 5 et 6, dans lequel la première branche et/ou la deuxième branche de la conduite de retour (11) comporte un compresseur (31). Unité génératrice selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre une deuxième chambre de combustion (23) qui est disposée dans le sens d'écoulement du flux de gaz entre la pile à combustible (3) et la turbine (9). Unité génératrice selon l'une des revendications précédentes, qui comprend une tuyère disposée derrière la turbine (9) dans le sens d'écoulement afin de générer une poussée pour l'avion par le flux de gaz émergeant d’à travers la tuyère dans l'environnement. Unité génératrice selon l'une des revendications précédentes, comportant au moins un échangeur de chaleur (25) conçu pour extraire de la chaleur à partir du flux gazeux et la transférer au carburant (T) dans une conduite d'alimentation en carburant.