FR 2898938 A1 20070928 FR 0753930 A 20070320 B07-0742FR 1 Société dite : GENERAL ELECTRIC COMPANY Ensemble auxiliaire de turbine à gaz, organe d'avion et dispositif de commande Invention de : SHOCKLING Michael SHELDON Karl Edward Priorité d'une demande de brevet déposée aux Etats-Unis d'Amérique le 27 Mars 2006 sous le n 11/389.711 ENSEMBLE AUXILIAIRE DE TURBINE A GAZ, ORGANE D'AVION ET DISPOSITIF DE COMMANDE La présente invention concerne d'une façon générale les turbines à gaz et, plus particulièrement, un ensemble auxiliaire de turbine à gaz ne servant à pas propulser un avion, à un organe d'avion de celles-ci et à un dispositif de commande pour celles-ci. Dans la technique antérieure, des turbines à gaz auxiliaires sont installées dans certains avions afin de fournir la puissance mécanique d'un arbre à des équipements électriques et hydrauliques tels que des générateurs et alternateurs électriques et des pompes hydrauliques. L'entrée du compresseur de telle turbine à gaz auxiliaire reçoit de l'air atmosphérique. Comme la densité de l'air décroît à mesure que l'altitude s'accroît, ces turbines à gaz auxiliaires, à une plus haute altitude, doivent soit travailler plus durement pour produire une puissance d'arbre voulue occasionnant un accroissement de la température de fonctionnement, ou doivent réduire la puissance de sortie de l'arbre afin de rester en-deçà d'une limite de température de fonctionnement. Des chercheurs et des ingénieurs continuent pourtant à rechercher des ensembles perfectionnés de turbines à gaz auxiliaires ne servant pas à propulser des avions, des organes d'avions de celles-ci et des dispositifs de commande pour celles-ci. Une première expression d'une première forme de réalisation de l'invention concerne un ensemble de turbines à gaz auxiliaires ne servant pas à propulser un avion, comprenant une turbine à gaz auxiliaire ne propulsant pas un avion et un registre de mélange. La turbine à gaz auxiliaire et le registre de mélange peuvent s'installer dans un avion ayant au moins une turbine à gaz principale propulsant l'avion. La turbine à gaz auxiliaire comporte un compresseur de turbine à gaz auxiliaire ayant une entrée de compresseur. Le registre de mélange comporte une première et une seconde entrées de registre de mélange et une sortie de registre de mélange. La sortie du registre de mélange peut être mise en communication de fluide avec l'entrée du compresseur. La première entrée du registre de mélange est apte à recevoir un premier flux gazeux qui a été comprimé par au moins une turbine à gaz principale. La seconde entrée du registre de mélange est apte à recevoir un second flux gazeux, différent, qui a été comprimé par au moins une turbine à gaz principale. Avantageusement, le registre de mélange est choisi dans le groupe comprenant une chambre de tranquillisation, un turbo-détendeur/compresseur et une tuyère d'éjection. Avantageusement, l'avion comprend un système de production d'oxygène embarqué ayant une entrée en communication de fluide avec de l'air de prélèvement issu d'au moins une turbine à gaz principale et ayant une sortie de gaz brûlés, le premier flux gazeux étant obtenu à partir d'au moins la sortie de gaz brûlés du I O système de production d'oxygène embarqué. En particulier, le second flux gazeux peut comporter un flux de gaz brûlés d'un système de production de gaz inertes à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés d'un système de régulation climatique à refroidissement d'air à bord de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une cabine pressurisée de l'avion, et/ou de l'air de 15 prélèvement issu de compresseur d'au moins une turbine à gaz principale, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une soufflante d'au moins une turbine à gaz principale. Avantageusement, l'avion comporte un système de production de gaz inertes embarqué ayant une entrée en communication de fluide avec de l'air de prélèvement issu d'au moins une turbine à gaz principale et ayant une sortie de gaz brûlés, le 20 premier flux gazeux étant obtenu à partir d'au moins la sortie de gaz brûlés du système de production de gaz inertes embarqué. En particulier, le second flux gazeux peut comporter un flux de gaz brûlés d'un système de production d'oxygène à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés d'un système de régulation climatique par refroidissement d'air à bord de l'avion, 25 et/ou de l'air de prélèvement issu d'une cabine pressurisée de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'un compresseur d'au moins une turbine à gaz principale, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une soufflante d'au moins une turbine à gaz principale. Avantageusement, l'avion comporte un système de régulation climatique à refroidissement par air embarqué ayant une entrée en communication de fluide avec 30 l'air de prélèvement issu d'au moins une turbine à gaz principale et ayant une sortie de gaz brûlés, le premier flux gazeux étant obtenu à partir d'au moins la sortie de gaz brûlés du système de régulation climatique à refroidissement d'air embarqué. En particulier, le second flux gazeux peut comporter un flux de gaz brûlés d'un système de production d'oxygène à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés 35 d'un système de production de gaz inertes à bord de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une cabine pressurisée de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'un compresseur d'au moins une turbine à gaz principale, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une soufflante d'au moins une turbine à gaz principale. Avantageusement, l'avion comprend une cabine pressurisée, et dans lequel le premier flux gazeux est obtenu à partir d'au moins un robinet de régulation d'air de prélèvement de la cabine pressurisée. En particulier, le second flux gazeux peut comporter un flux de gaz brûlés d'un système de production d'oxygène à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés d'un système de production de gaz inertes à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés d'un système de régulation climatique à refroidissement d'air à bord de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'un compresseur d'au moins une turbine à gaz principale, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une soufflante d'au moins une turbine à gaz principale. Une deuxième expression d'une première forme de réalisation de l'invention concerne un organe d'avion comprenant un registre de mélange installé dans un avion muni d'une turbine à gaz auxiliaire ne propulsant pas l'avion et d'au moins une turbine à gaz principale de propulsion de l'avion. La turbine à gaz auxiliaire comporte un compresseur de turbine à gaz auxiliaire pourvu d'une entrée de compresseur. Le registre de mélange comporte une première et une seconde entrées de registre de mélange et une sortie de registre de mélange. La sortie du registre de mélange est en communication de fluide avec l'entrée du compresseur. Les première et seconde entrées du registre de mélange sont chacune en communication de fluide avec au moins une turbine à gaz principale pour recevoir des premier et second courants gazeux respectifs différents. Une troisième expression d'une première forme de réalisation de l'invention concerne un dispositif de commande installable dans un avion, l'avion possédant une turbine à gaz auxiliaire ne propulsant pas l'avion, un générateur électrique couplé à la turbine à gaz auxiliaire pour être entraîné par la turbine à gaz auxiliaire, un registre de mélange, et au moins une turbine à gaz principale de propulsion de l'avion. La turbine à gaz auxiliaire comprend un compresseur de turbine à gaz auxiliaire pourvu d'une entrée de compresseur. Le registre de mélange possède une première et une seconde entrée de registre de mélange et une sortie de registre de mélange. La sortie du registre de mélange est en communication de fluide avec l'entrée du compresseur. La première entrée du registre de mélange est en communication de fluide avec au moins une turbine à gaz principale afin de recevoir un premier flux gazeux. Le dispositif de commande comporte un programme qui fournit au dispositif de commande une instruction pour accroître le premier flux gazeux en réponse à l'accroissement de la demande électrique concernant le générateur électrique et qui fournit une instruction au dispositif de commande pour réduire le premier flux gazeux en réponse à la diminution de la demande électrique concernant le générateur électrique. L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins 10 annexés sur lesquels : la Fig. 1 est une représentation schématique d'une forme de réalisation d'un avion ayant deux turbines à gaz principales pour la propulsion de l'avion, une turbine à gaz auxiliaire ne propulsant pas l'avion, un registre de mélange, un générateur électrique et un dispositif de commande, le registre de mélange ayant une première et 15 une seconde entrée de registre de mélange aptes à recevoir un premier et un second, différent, flux gazeux, l'exemple du premier flux gazeux sur la Fig. 1 étant de l'air de prélèvement de la cabine pressurisée et l'exemple de second flux gazeux est de l'air de prélèvement du compresseur d'une des turbines à gaz principales ; et la Fig. 2 est une représentation schématique d'exemples de divers flux 20 gazeux qui peuvent être commandés par le dispositif de commande et qui peuvent être inclus seuls ou en combinaison dans le premier flux gazeux et qui peuvent être inclus seuls ou en combinaison dans le second flux gazeux différent. Considérant maintenant les dessins, les figures 1 et 2 représentent une 25 première forme de réalisation de l'invention. Une première expression de la forme de réalisation des figures 1 et 2 concerne un ensemble 10 de turbine à gaz auxiliaire ne propulsant pas un avion, comprenant une turbine à gaz auxiliaire 12 ne propulsant pas un avion et un registre de mélange 14. La turbine à gaz auxiliaire 12 et le registre de mélange 14 peuvent s'installer dans un avion 16 possédant au moins une turbine à 30 gaz principale 18 de propulsion de l'avion. La turbine à gaz auxiliaire 12 comprend un compresseur 20 de turbine à gaz auxiliaire pourvu d'une entrée 22 de compresseur. Le registre de mélange 14 possède une première et une seconde entrées 24 et 26 de registre de mélange et une sortie 28 de registre de mélange. La sortie 28 de registre de mélange peut être mise en communication de fluide avec l'entrée 22 du 35 compresseur. La première entrée 24 du registre de mélange est apte à recevoir un premier flux gazeux 30 qui a été comprimé par au moins une turbine à gaz principale 18. La seconde entrée 26 du registre de mélange est apte à recevoir un second flux gazeux différent 32 qui a été comprimé par au moins une turbine à gaz principale 18. On notera que la turbine à gaz de propulsion d'un avion est une turbine à gaz d'avion dont la fonction première est la propulsion de l'avion et qu'une turbine à gaz ne propulsant pas un avion est une turbine à gaz d'avion dont la fonction première n'est pas la propulsion de l'avion. On notera que chaque flux gazeux 30 et 32 peut avoir été comprimé directement ou indirectement (par des circuits intermédiaires de l'avion) par une ou plusieurs des turbines à gaz principales 18. Dans un exemple, non illustré, le registre de mélange 14 a au moins une entrée supplémentaire de registre de mélange. Dans une mise en oeuvre de la première expression de la forme de réalisation des figures 1 et 2, le registre de mélange 14 est choisi dans le groupe comprenant une chambre de tranquillisation 14', un turbo-détendeur/compresseur et une tuyère d'éjection. De tels exemples de registres de mélange sont bien connus des spécialistes de la technique. Par exemple, dans un type de turbodétendeur/compresseur, non représenté, le détendeur (turbine) du turbodétendeur/compresseur possède une entrée apte à recevoir le premier flux gazeux et possède une sortie en communication de fluide avec l'entrée du compresseur de la turbine à gaz auxiliaire. Le compresseur du turbo-détendeur/compresseur est couplé mécaniquement au détendeur, possède une entrée apte à recevoir le second flux gazeux et possède une sortie en communication de fluide avec l'entrée du compresseur de la turbine à gaz auxiliaire. Le second flux gazeux est entraîné et comprimé, les sorties du détendeur et du compresseur du turbo- détendeur/compresseur ayant sensiblement la même pression et étant combinées pour créer un plus grand débit massique à l'entrée du compresseur de la turbine à gaz auxiliaire, comme peuvent le comprendre les spécialistes de la technique. Dans un agencement de la première expression de la forme de réalisation des figures 1 et 2, l'avion 16 comprend un système de production d'oxygène embarqué 34 ayant une entrée 36 en communication de fluide avec de l'air de prélèvement 38 issu d'au moins une turbine à gaz principale 18 et ayant une sortie 40 de gaz brûlés du système de production d'oxygène 34. On notera que l'air de prélèvement 38 est un flux gazeux qui a été comprimé par au moins une turbine à gaz principale 18. L'air de prélèvement 38 est comprimé par le compresseur d'au moins une turbine à gaz principale 18 et/ou par la soufflante d'au moins une turbine à gaz principale 18 (si la/les turbines à gaz principales 18 est/sont équipées d'une soufflante). Dans une variante, le second flux gazeux 32 comporte un flux de gaz brûlés 42 d'un système 44 de production de gaz inertes à bord de l'avion 16 et/ou un flux de gaz brûlés 46 d'un système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air à bord de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 50 issu d'une cabine pressurisée 52 de l'avion 18, et/ou de l'air de prélèvement 38' issu d'un compresseur 54 d'au moins une turbine à gaz principale 18, et de l'air de prélèvement 38" issu d'une soufflante 56 d'au moins une turbine à gaz principale 18. Dans une illustration de la première expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2, l'avion 16 comprend un système 44 de production de gaz inertes embarqué ayant une entrée 58 en communication de fluide avec de l'air de prélèvement 38 issu d'au moins une turbine à gaz principale 18 et ayant une sortie 60 de gaz brûlés, le premier flux gazeux 30 étant obtenu à partir d'au moins la sortie 60 de gaz brûlés du système 44 de production de gaz inertes. Dans une variante, le second flux gazeux 32 comporte un flux de gaz brûlés 62 d'un système de production d'oxygène 34 à bord de l'avion 16 et/ou un flux de gaz brûlés 46 d'un système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air à bord de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 50 d'une cabine pressurisée 52 de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 38' issu d'un compresseur 54 d'au moins une turbine à gaz principale 18, et/ou de l'air de prélèvement 38" issu d'une soufflante 56 d'au moins une turbine à gaz principale 18. On notera là encore que toutes les turbines à gaz principales ne sont pas équipées d'une soufflante. Dans une application de la première expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2, l'avion 16 comprend un système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air embarqué ayant une entrée 64 en communication de fluide avec l'air de prélèvement 38 issu d'au moins une turbine à gaz principale 18 et possédant une sortie 66 de gaz brûlés, le premier courant gazeux 30 étant obtenu à partir d'au moins la sortie 66 de gaz brûlés du système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air. Dans une variante, le second flux gazeux 32 comporte un flux 62 de gaz brûlés d'un système de production d'oxygène 34 à bord de l'avion 16, et/ou un flux de gaz brûlés 42 d'un système de production de gaz inertes 44 à bord de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 50 issu d'une cabinet pressurisée 52 de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 38' issu d'un compresseur 54 d'au moins une turbine à gaz principale 18, et/ou de l'air de prélèvement 38" issu d'une soufflante 56 d'au moins une turbine à gaz principale 18. Dans une mise en oeuvre de la première expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2, l'avion 16 comprend une cabine pressurisée 52, le premier flux gazeux 30 étant obtenu à partir d'au moins une vanne de régulation 68 d'air de prélèvement de la cabine pressurisée 52. Dans une variante, le second flux gazeux 32 comporte un flux 62 de gaz brûlés d'un système 34 de production d'oxygène à bord de l'avion 16, et/ou un flux 42 de gaz brûlés d'un système 44 de production de gaz inertes à bord de l'avion 16, et/ou un flux de gaz brûlés 46 d'un système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air à bord de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 38 issu d'un compresseur 54 d'au moins une turbine à gaz principale 18, et/ou de l'air de prélèvement 38" issu d'une soufflante 56 d'au moins une turbine à gaz principale 18. Dans une configuration de la première expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2, l'ensemble 10 de turbine à gaz auxiliaire comprend également un générateur électrique 70 pouvant être installé dans l'avion 16 et pouvant être couplé avec la turbine à gaz auxiliaire 12 pour tourner sous l'action de la turbine à gaz auxiliaire 12. Dans une première construction, le compresseur 20 de la turbine à gaz auxiliaire 12 est un compresseur haute pression fournissant de l'air comprimé à la chambre de combustion 72 de la turbine à gaz auxiliaire 12, et la turbine à gaz auxiliaire 12 comporte une turbine 74 accouplée mécaniquement avec le compresseur 20 par un arbre 76. Dans une variante, non illustrée, la turbine à gaz auxiliaire 12 comporte une turbine basse pression qui fait tourner un générateur électrique supplémentaire. Dans une autre variante, non représentée, un robinet de mise à l'air libre est intercalé entre le compresseur 20 et la chambre de combustion 72. Dans la même variante ou dans une variante différente, non représentée, le premier et/ou le second flux gazeux 30 et 32 sont chauffés dans un échangeur de chaleur par de la chaleur résiduelle issue du système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air. On notera que la circulation du gaz sur les figures 1 et 2 est indiquée par des lignes fléchées, les connexions électriques sont indiquées par des lignes non fléchées et les accouplements mécaniques d'arbres sont indiqués par des lignes doubles non fléchées. Une seconde expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2 concerne un organe 78 d'avion comprenant un registre de mélange 14 installé dans un avion 16 équipé d'une turbine à gaz auxiliaire 12 ne propulsant pas l'avion et d'au moins une turbine à gaz principale 18 propulsant l'avion. La turbine à gaz auxiliaire 12 comporte un compresseur 20 de turbine à gaz auxiliaire ayant une entrée 22 de compresseur. Le registre de mélange 14 possède une première et une seconde entrées 24 et 26 de registre de mélange et une sortie 28 de registre de mélange. La sortie 28 du registre de mélange est en communication de fluide avec l'entrée 22 du compresseur. Les première et seconde entrées 24 et 26 du registre de mélange sont chacune en communication de fluide avec au moins une turbine à gaz principale 18 pour recevoir des premier et second flux gazeux respectifs et différents 30 et 32. Dans une mise en oeuvre de la deuxième expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2, le registre de mélange 14 est choisi dans le groupe comprenant une chambre de tranquillisation 14', un turbo-détendeur/compresseur et une tuyère d'éjection. Dans une variante, le registre de mélange 14 mélange les premier et second flux gazeux 30 et 32 à une pression statique sensiblement commune. Dans la même mise en oeuvre ou une autre, l'avion 16 comporte un générateur électrique 70 couplé à la turbine à gaz auxiliaire 12 afin d'être entraîné par la turbine à gaz auxiliaire 12. Dans un agencement de la deuxième expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2, les premier et second flux gazeux 30 et 32 comportent chacun un flux de gaz brûlés 62 d'un système 34 de production d'oxygène à bord de l'avion 16, et/ou un flux de gaz brûlés 42 d'un système 44 de production de gaz inertes à bord de l'avion 16, et/ou un flux de gaz brûlés 46 d'un système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air à bord de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 50 issu d'une cabine pressurisée 52 de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 38' issu d'un compresseur 54 d'au moins une turbine à gaz principale 18, et/ou de l'air de prélèvement 38" issu d'une soufflante 56 d'au moins une turbine à gaz principale 18. Une troisième expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2 concerne un dispositif de commande 80 pouvant être installé dans un avion 16, l'avion 16 ayant une turbine à gaz auxiliaire 12 ne propulsant pas l'avion, un générateur électrique 70 couplé à la turbine à gaz auxiliaire 12 pour être entraîné par la turbine à gaz auxiliaire 12, un registre de mélange 14, et au moins une turbine à gaz principale 18 propulsant l'avion. La turbine à gaz auxiliaire 12 comporte un compresseur 20 de turbine à gaz auxiliaire ayant une entrée 22 de compresseur. Le registre de mélange 14 possède une première et une seconde entrées 24 et 26 de registre de mélange et une sortie 28 de registre de mélange. La sortie 28 du registre de mélange est en communication de fluide avec l'entrée 22 du compresseur. La première entrée 24 du registre de mélange est en communication de fluide avec au moins une turbine à gaz principale 18 pour recevoir un premier flux gazeux 30. Le dispositif de commande 80 comporte un programme qui fournit au dispositif de commande 80 une instruction pour accroître le premier flux gazeux 30 en réponse à l'augmentation e la demande électrique concernant le générateur électrique 70 et qui fournit au dispositif de commande 80 une instruction pour réduire le premier flux gazeux 30 en réponse à la diminution de la demande électrique concernant le générateur électrique 70. Dans un agencement de la troisième expression de la forme de réalisation des figures 1 et 2, le premier flux gazeux 30 comporte un flux de gaz brûlés 62 d'un système de production d'oxygène 34 à bord de l'avion 16, et/ou un flux de gaz brûlés 42 d'un système de production de gaz inertes 44 à bord de l'avion 16, et/ou un flux de gaz brûlés 46 d'un système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air à bord de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 50 issu d'une cabine pressurisée 52 de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 38' issu d'un compresseur 54 d'au moins une turbine à gaz principale 18, et/ou de l'air de prélèvement 38" issu d'une soufflante 56 d'au moins une turbine à gaz principale 18. Dans une mise en oeuvre de la troisième expression de la forme de réalisation selon, les figures 1 et 2, le dispositif de commande 80 coopère respectivement avec le système de production d'oxygène 34 et/ou le système de production de gaz inertes 44 et/ou le système de régulation climatique 48 et/ou une vanne de régulation d'air de prélèvement 68 de la cabine, une vanne de régulation d'air de prélèvement 82 du compresseur 54 et une vanne de régulation d'air de prélèvement 84 de la soufflante 56. Dans une application de la troisième expression de la forme de réalisation selon les figures 1 et 2, la seconde entrée 26 du registre de mélange est en communication de fluide avec un flux de gaz brûlés 62 d'un système de production d'oxygène 34 à bord de l'avion 16, et/ou un flux de gaz brûlés 42 d'un système de production de gaz inertes 44 à bord de l'avion 16, et/ou un flux de gaz brûlés 46 d'un système de régulation climatique 48 à refroidissement d'air à bord de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une cabine pressurisée 52 de l'avion 16, et/ou de l'air de prélèvement 38' issu d'un compresseur 54 d'au moins une turbine à gaz principale 18, et/ou d'air de prélèvement 38" issu d'une soufflante 56 d'au moins une turbine à gaz principale 38, et/ou l'atmosphère. Dans une utilisation, les flux d'air de prélèvement et de gaz brûlés 35 comprimés à l'origine par la/les turbines à gaz principales 18 sont employés seuls ou en combinaison pour les premier et second, différent, courants gazeux 30 et 32 pour créer un débit massique de gaz plus grand à l'entrée 2 du compresseur de la turbine à gaz auxiliaire 12, afin, dans un exemple, de produire plus d'électricité à l'aide du générateur électrique 70 (ou plus de puissance à partir d'une pompe hydraulique ou pneumatique, non représentée, tournant sous l'action de la turbine à gaz auxiliaire). LISTE DES REPERES 10 Ensemble de turbine à gaz auxiliaire 12 Turbine à gaz auxiliaire 14 Registre de mélange 14' Chambre de tranquillisation 16 Avion 18 Au moins une turbine à gaz principale 20 Compresseur de 12 22 Entrée de compresseur de 20 24 Première entrée du registre de mélange 26 Seconde entrée du registre de mélange 28 Sortie du registre de mélange 30 Premier flux gazeux reçu par 24 32 Second flux gazeux reçu par 26 34 Système de production d'oxygène embarqué 36 Entrée de 34 38 Air de prélèvement de 18 38' (du compresseur) 38" (de la soufflante) 40 Sortie de gaz brûlés de 34 20 42 Flux de gaz brûlés de 44 44 Système de production de gaz inertes embarqué 46 Flux de gaz brûlés de 48 48 Système de régulation climatique à refroidissement d'air 50 Air de prélèvement de 52 25 52 Cabine pressurisée 54 Compresseur de 18 56 Soufflante de 18 58 Entrée de 44 60 Sortie de gaz brûlés de 44 30 62 Flux de gaz brûlés de 34 64 Entrée de 48 66 Sortie de gaz brûlés de 48 68 Robinet de régulation d'air de prélèvement de 52 70 Générateur électrique 35 72 Chambre de combustion de 12 74 Turbine de 12 76 Arbre de 12 78 Organe d'avion 80 Dispositif de commande 82 Robinet de régulation d'air de prélèvement de 54 84 Robinet de régulation d'air de prélèvement de 56 REVENDICATIONS 1. Ensemble (10) de turbine à gaz auxiliaire ne propulsant pas un avion, comprenant une turbine à gaz auxiliaire (12) ne propulsant pas un avion et un registre de mélange (14), la turbine à gaz auxiliaire et le registre de mélange pouvant être installés dans un avion (16) possédant au moins une turbine à gaz principale (18) propulsant l'avion, la turbine à gaz auxiliaire comportant un compresseur (20) de turbine à gaz auxiliaire ayant une entrée (22) de compresseur, le registre de mélange ayant une première et une seconde entrée (24 et 26) de registre de mélange et ayant une sortie (28) de registre de mélange, la sortie du registre de mélange pouvant être en communication de fluide avec l'entrée du compresseur, la première entrée du registre de mélange étant apte à recevoir un premier flux gazeux (30) qui a été comprimé par au moins une turbine à gaz principale, et la seconde entrée du registre de mélange étant apte à recevoir un second flux gazeux différent (32) qui a été comprimé par au moins une turbine à gaz principale. 2. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 1, dans lequel le registre de mélange est choisi dans le groupe comprenant une chambre de tranquillisation (14'), un turbo-détendeur/compresseur et une tuyère d'éjection. 3. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 1, dans lequel l'avion comprend un système de production d'oxygène embarqué (34) ayant une entrée (36) en communication de fluide avec de l'air de prélèvement (18) issu d'au moins une turbine à gaz principale et ayant une sortie (40) de gaz brûlés, le premier flux gazeux étant obtenu à partir d'au moins la sortie de gaz brûlés du système de production d'oxygène embarqué, 4. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 3, dans lequel le second flux gazeux comporte un flux de gaz brûlés (42) d'un système de production de gaz inertes (44) à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés (46) d'un système de régulation climatique (48) à refroidissement d'air à bord de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement (50) issu d'une cabine pressurisée (52) de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement (38') issu de compresseur (54) d'au moins une turbine à gaz principale, et/ou de l'air de prélèvement (38") issu d'une soufflante (56) d'au moins une turbine à gaz principale. 5. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 1, dans lequel l'avion comporte un système de production de gaz inertes embarqué (44) ayant une entrée (58) en communication de fluide avec de l'air de prélèvement (38) issud'au moins une turbine à gaz principale (18) et ayant une sortie (60) de gaz brûlés, le premier flux gazeux étant obtenu à partir d'au moins la sortie de gaz brûlés du système de production de gaz inertes embarqué. 6. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 5, dans lequel le second flux gazeux comporte un flux de gaz brûlés (62) d'un système de production d'oxygène à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés d'un système de régulation climatique par refroidissement d'air à bord de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une cabine pressurisée de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'un compresseur d'au moins une turbine à gaz principale, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une soufflante d'au moins une turbine à gaz principale. 7. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 1, dans lequel l'avion comporte un système de régulation climatique à refroidissement par air embarqué (48) ayant une entrée (64) en communication de fluide avec l'air de prélèvement (38) issu d'au moins une turbine à gaz principale (18) et ayant une sortie (66) de gaz brûlés, le premier flux gazeux étant obtenu à partir d'au moins la sortie de gaz brûlés du système de régulation climatique à refroidissement d'air embarqué. 8. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 7, dans lequel le second flux gazeux comporte un flux de gaz brûlés d'un système de production d'oxygène à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés d'un système de production de gaz inertes à bord de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une cabine pressurisée de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'un compresseur d'au moins une turbine à gaz principale, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une soufflante d'au moins une turbine à gaz principale. 9. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 1, dans lequel l'avion comprend une cabine pressurisée (52), et dans lequel le premier flux gazeux (30) est obtenu à partir d'au moins un robinet de régulation d'air de prélèvement (68) de la cabine pressurisée. 10. Ensemble de turbine à gaz auxiliaire selon la revendication 9, dans lequel le second flux gazeux comporte un flux de gaz brûlés d'un système de production d'oxygène à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés d'un système de production de gaz inertes à bord de l'avion, et/ou un flux de gaz brûlés d'un système de régulation climatique à refroidissement d'air à bord de l'avion, et/ou de l'air de prélèvement issu d'un compresseur d'au moins une turbine à gaz principale, et/ou de l'air de prélèvement issu d'une soufflante d'au moins une turbine à gaz principale.