Brevet FR2934321A1 — publié le 20100129

Arrière-plan de l'invention L'invention concerne un dispositif de régulation du débit de carburant prélevé dans un circuit carburant d'un aéronef propulsé par un moteur, en particulier mais non exclusivement d'un moteur à turbine à gaz. De façon courante, l'alimentation en carburant d'un moteur d'avion à turbine à gaz est réalisée au moyen d'une pompe volumétrique (par exemple une pompe à engrenages). Celle-ci reçoit du carburant d'un circuit carburant de l'avion et délivre un débit de carburant pour alimenter notamment la chambre de combustion du moteur. Une pompe volumétrique à engrenages présente la particularité de délivrer un débit de carburant qui est proportionnel à sa vitesse de rotation. Comme la pompe d'un moteur d'avion est généralement entraînée par le boîtier d'entraînement d'accessoires couplé à un arbre du moteur (par exemple à l'arbre haute-pression dans le cas d'une turbomachine à double corps), le débit de carburant qu'elle délivre à la chambre de combustion est mécaniquement proportionnel au régime de rotation du moteur. Or, le besoin en carburant injecté dans la chambre de combustion du moteur n'est pas linéaire avec le régime de rotation du moteur. En outre, compte tenu de son fonctionnement particulier, la pompe volumétrique à engrenages doit être dimensionnée de façon à pouvoir délivrer une quantité de carburant suffisante pour assurer le fonctionnement de la chambre de combustion du moteur pendant toutes les phases de vol de l'avion, notamment pendant le décollage ou le rallumage de celui-ci. Il en résulte que pendant la majeure partie des phases de vol de l'avion, la quantité de carburant qui est prélevée par la pompe est trop élevée par rapport à ce qui est nécessaire pour assurer le fonctionnement de la chambre de combustion, le carburant non utilisé devant alors être redirigé vers le circuit carburant par une boucle de re- circulation. Outre la complexité de réalisation des circuits pour rediriger le carburant non utilisé vers le circuit carburant, une telle solution d'alimentation du moteur en carburant présente l'inconvénient d'engendrer un prélèvement d'énergie mécanique sur l'arbre du moteur entraînant la pompe qui est supérieur aux besoins réels, ce surplus de d'énergie mécanique ne pouvant être affecté à l'entraînement d'autres équipements du moteur ou de l'avion. De plus, la présence d'une boucle de re-circulation a pour inconvénient de réchauffer le carburant et contribue donc négativement à la thermique générale du système. L'utilisation d'une pompe à géométrie variable (c'est-à-dire une pompe dont le débit peut être régulé par une commande hydraulique) permet de résoudre en partie ces problèmes. Toutefois, une telle pompe est complexe à réaliser et est sujette à de nombreuses pannes mécaniques ce qui la rend peu fiable. En outre, avec une pompe à géométrie variable, il n'existe aucune possibilité de mettre en place une redondance de commande pour pallier une éventuelle panne de celle-ci. L'utilisation d'une pompe volumétrique qui est exclusivement entraînée par un moteur électrique a également été envisagée (on pourra se référer par exemple à la publication US 4,815,278). Une telle solution permet de parfaitement doser la quantité de carburant prélevé par la pompe en fonction des besoins en carburant de la chambre de combustion pendant toutes les phases de vol de l'avion. Cependant, l'entraînement d'une pompe par un moteur électrique nécessite l'utilisation d'un moteur à forte puissance électrique (à titre d'exemple, de l'ordre de grandeur de 50 kW pour une pompe à engrenages de turbomachine), avec tous les inconvénients que cela comporte en termes d'architecture électrique (présence d'onduleurs encombrant, etc.). Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de proposer une régulation du débit de carburant prélevé dans un circuit carburant avec une commande de moteur électrique et un prélèvement mécanique optimisé qui permet de pallier aux inconvénients des solutions précitées. Ce but est atteint grâce à un dispositif de régulation du débit de carburant prélevé dans un circuit carburant d'un aéronef propulsé par un moteur, comportant : une pompe volumétrique recevant du carburant d'un circuit carburant de l'aéronef et délivrant un débit de carburant proportionnel à sa vitesse de rotation ; un différentiel mécanique ayant un rapport de transmission prédéfini, une première entrée couplée mécaniquement avec le moteur de l'aéronef, une seconde entrée couplée mécaniquement avec un moteur/générateur électrique, et une sortie couplée mécaniquement avec la pompe volumétrique pour entraîner en rotation celle-ci ; et un système électronique de commande pour réguler la vitesse de rotation du moteur/générateur électrique en fonction d'une valeur de consigne de débit de carburant à injecter. En régulant la vitesse de rotation de la pompe volumétrique par l'intermédiaire du différentiel mécanique, il est possible de limiter les cas où le carburant prélevé et non utilisé doit être redirigé vers le circuit carburant. En effet, en fonction du rapport de transmission du différentiel choisi et du régime de fonctionnement du moteur associé à la consigne de débit de carburant à injecter, le système électronique de commande adapte la vitesse de rotation du moteur/générateur électrique pour que la pompe volumétrique soit entraînée à la vitesse de rotation adéquate pour prélever la quantité souhaitée de carburant. Avec le dispositif de régulation de l'invention, la régulation du débit de carburant prélevé dans le circuit carburant de l'aéronef se trouve donc moins dépendante du régime de fonctionnement du moteur. Le prélèvement d'énergie mécanique sur le moteur pour l'entraînement de la pompe s'en trouve optimisé. Il en résulte une meilleure optimisation du dimensionnement des pompes (en termes de cylindrée et de thermique) et des échangeurs thermiques. Par ailleurs, le dispositif de régulation selon l'invention présente la particularité que le moteur/générateur électrique peut se comporter soit comme un moteur qui transforme l'énergie électrique reçue du circuit électrique en énergie mécanique pour assurer un entraînement de la pompe compatible avec les besoins en carburant du moteur de l'aéronef, soit comme un générateur qui transforme une partie de l'énergie mécanique reçue par le moteur via le différentiel en énergie électrique acheminée vers le circuit électrique et régule ainsi la vitesse de la pompe pour que celle-ci fournisse le débit souhaité de carburant. La génération d'énergie électrique au cours de certains régimes de fonctionnement du moteur est utile pour l'alimentation d'autres équipements de l'aéronef ou du moteur. Par rapport à une pompe à géométrie variable, le dispositif de régulation selon l'invention présente l'avantage d'être de conception plus simple et de meilleure fiabilité. Par rapport à une pompe à entraînement exclusivement électrique, le dispositif de régulation selon l'invention permet l'installation d'une électronique de moindre puissance et d'architecture simplifiée avec un encombrement et une masse moins élevés. Selon un mode de réalisation, le système électronique de commande comporte des moyens pour calculer une valeur de consigne de vitesse de rotation du moteur/générateur électrique à partir : de la valeur de consigne de débit de carburant à injecter, d'une vitesse réelle de rotation du moteur de l'aéronef, d'une vitesse réelle de rotation du moteur/générateur électrique et du rapport de transmission du différentiel mécanique. A cet effet, le système électronique de commande est avantageusement relié à un dispositif de mesure de la vitesse de rotation du moteur de l'aéronef et à un dispositif de mesure de la vitesse de rotation du moteur/générateur électrique. De préférence, la valeur de consigne de vitesse de rotation du moteur/générateur électrique est calculée à partir d'un débit réel de carburant délivré à la sortie de la pompe volumétrique. A cet effet, le système électronique de commande est avantageusement relié à un dispositif de mesure du débit de carburant délivré à la sortie de la pompe volumétrique. De préférence encore, la valeur de consigne de débit de carburant à prélever dans le circuit carburant est établie à partir de paramètres de fonctionnement de l'aéronef et du moteur qui le propulse. Le dispositif peut comporter en outre une pompe centrifuge ayant une entrée basse-pression recevant du carburant du circuit carburant de l'aéronef et une sortie haute-pression reliée à une entrée de la pompe volumétrique. Dans ce cas, la pompe centrifuge peut être entraînée par couplage mécanique avec la pompe volumétrique ou par couplage mécanique direct avec le moteur de l'aéronef. De préférence encore, la première entrée du différentiel mécanique est couplée mécaniquement avec un boîtier d'entraînement d'accessoires du moteur de l'aéronef. Le moteur/générateur électrique peut être relié à au moins un circuit électrique de l'aéronef par l'intermédiaire d'au moins un onduleur électrique. Le système électronique de commande peut être un module électronique d'un système de régulation automatique à pleine autorité du moteur de l'aéronef. De préférence encore, le différentiel mécanique est un train épicycldidal dont un planétaire central constitue la première entrée du différentiel mécanique, une couronne extérieure constitue la seconde entrée du différentiel mécanique et un porte satellite constitue la sortie du différentiel mécanique. Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 illustre un mode de réalisation d'un dispositif de régulation du débit de carburant conforme à l'invention ; - la figure 2 représente une chaîne cinématique d'un différentiel mécanique pouvant être utilisé dans le dispositif de la figure 1 ; - la figure 3 est un schéma montrant la chaîne de commande utilisée par le dispositif de régulation de la figure 1 ; et - la figure 4 montre des courbes représentatives de débits de carburant injecté en fonction du régime de fonctionnement d'une turbomachine d'avion. Description détaillée d'un mode de réalisation La figure 1 représente partiellement un circuit d'alimentation en carburant pour moteur d'avion à turbine à gaz. Bien entendu, l'invention s'applique à des moteurs d'aéronefs autres que des moteurs d'avions à turbine à gaz, par exemple des moteurs d'hélicoptères. Le circuit d'alimentation permet d'acheminer du carburant prélevé dans un circuit carburant 10 vers une chambre de combustion 12 du moteur à turbine à gaz. La quantité de carburant prélevée dans le circuit carburant 10 se fait par l'intermédiaire d'un dispositif de régulation 14 conforme à l'invention. Le dispositif de régulation 14 comprend une pompe centrifuge 16 constituant la pompe d'entrée du circuit et une pompe volumétrique 18, par exemple à engrenages. La pompe centrifuge 16 a une entrée basse-pression 16a reliée au circuit carburant 10 et une sortie haute- pression 16b délivrant du carburant à une pression fonction de la vitesse de rotation de la pompe. Quant à la pompe à engrenages 18, elle a une entrée 18a reliée à la sortie 1612 de la pompe centrifuge et une sortie 1812. Un circuit 20 d'échange thermique entre de l'huile de lubrification d'organes du moteur et le carburant, et un filtre à particules 22 peuvent être insérés sur la conduite de carburant 23 entre la pompe centrifuge 16 et la pompe à engrenages 18. Par ailleurs, une boucle de recirculation 24 munie d'une vanne 26 peut être insérée entre le circuit 20 d'échange thermique et le filtre à particules 22 pour rediriger du carburant dans certaines conditions de démarrage vers le circuit carburant 10. A la sortie 18b de la pompe à engrenages 18, le carburant peut traverser successivement un débitmètre de régulation 28 (pouvant être remplacé par un système utilisant un doseur et une mesure par delta de pression), une vanne de coupure et de pressurisation 30 et un débitmètre massique 32 avant d'arriver à la chambre de combustion 12 du moteur. Par ailleurs, un prélèvement de carburant (non représenté sur la figure 1) pourrait être inséré entre la sortie 18b de la pompe à engrenages 18 et le débitmètre de régulation 28 pour prélever du carburant destiné à la commande de géométries variables du moteur. La pompe à engrenages 18 est entraînée en rotation par couplage mécanique de son arbre rotatif 18ç avec un différentiel mécanique 100. Le différentiel mécanique 100 est un train épicycloïdal constitué de plusieurs engrenages. Il possède une première entrée 100a couplée mécaniquement avec le boîtier 34 d'entraînement d'accessoires du moteur, une seconde entrée 10012 couplée mécaniquement avec un moteur/générateur électrique 36, et une sortie 100c couplée mécaniquement avec l'arbre rotatif 18c. de la pompe à engrenages 18 pour entraîner celle-ci en rotation. De façon connue en soi, le boîtier 34, communément appelé AGB pour � Accessory Gear Box �, permet d'entraîner plusieurs accessoires du moteur ou d'équipements annexes à celui-ci. Ce boîtier est lui-même entraîné en rotation par prélèvement d'une partie de l'énergie mécanique produite par un arbre rotatif du moteur (tel que par exemple par l'arbre haute-pression dans le cas d'une turbomachine à double corps). La vitesse de rotation du boîtier 34 est donc proportionnelle au régime de fonctionnement du moteur. Le moteur/générateur électrique 36 est relié à au moins un circuit électrique 38 de l'avion par l'intermédiaire d'au moins un onduleur 40. Le moteur/générateur utilisé est une machine électrique réversible pouvant fonctionner comme un moteur ou comme un générateur. En fonctionnement moteur, le moteur/générateur 36 transforme l'énergie électrique reçue du circuit électrique 38 en énergie mécanique transmise sur la seconde entrée 100 du différentiel 100 via l'onduleur 40, et, en fonctionnement générateur, il transforme une partie de l'énergie mécanique reçue par la seconde entrée du différentiel en énergie électrique transmise au circuit électrique 38 via l'onduleur. Un exemple de chaîne cinématique du différentiel mécanique 100 utilisé pour entraîner en rotation la pompe à engrenages 18 est représenté sur la figure 2. D'autres différentiels pourraient bien entendu être utilisés. Sur cette figure, le différentiel 100 comporte un planétaire central 102 constituant la première entrée 100a du différentiel reliée au boîtier 34 d'entraînement d'accessoires, une couronne extérieure 104 constituant la seconde entrée 100b du différentiel reliée au moteur/générateur électrique 36, et un porte satellite 106 constituant la sortie 100c du différentiel reliée à la pompes à engrenages 18. De façon connue en soi, le différentiel mécanique 100 possède un rapport de transmission R (ou raison du train épicyclo dal) prédéfini qui est fonction du nombre de dents des divers engrenages qui le constituent. Ce rapport de transmission R est connu lors de la conception du différentiel 100. Il permet d'établir l'équation suivante de proportionnalité entre la vitesse Npompe de rotation de l'arbre rotatif 18c de la pompe à engrenages 18 (couplé à la sortie 100ç du différentiel) et les vitesses de rotation NAGE, NE respectives du boîtier 34 d'entraînement d'accessoires et du rotor du moteur/générateur électrique 36 (couplés respectivement à la première entrée 100a et à la seconde entrée 10012 du différentiel) : NE - N,mun1,e R= N.4GB ù N pompe La vitesse NAGB et le rapport de transmission R du différentiel étant connus, il est ainsi possible, en jouant sur la vitesse NE de rotation 10 du rotor du moteur/générateur électrique, de réguler la vitesse Npompe de l'arbre rotatif 18c de la pompe à engrenages 18 afin de réguler le débit de carburant prélevé par celle-ci (le débit de carburant prélevé par la pompe 18 est en effet proportionnel à la vitesse de rotation de celle-ci). A cet effet, le dispositif de régulation 14 comprend également 15 un système électronique de commande 42 (figure 3) permettant de réguler la vitesse de rotation NE du moteur/générateur électrique 36 en fonction des besoins de prélèvement de carburant par la pompe à engrenages 18. Par exemple, le système électronique de commande 42 peut 20 être un module électronique du système de régulation automatique à pleine autorité du moteur de l'avion (communément appelé FADEC pour � Full Authority Digital Engine Control �). Comme représenté sur la figure 3, le dispositif de régulation comprend aussi des dispositifs 44, 46 de mesure de la vitesse réelle 25 NAGB(réelle) de rotation du boîtier 34 d'entraînement d'accessoires (qui est proportionnelle au régime de fonctionnement du moteur) et de la vitesse réelle NE(réelle) de rotation du moteur/générateur électrique 36. De préférence, le dispositif de régulation comprend en outre un dispositif 48 de mesure du débit de carburant (Injecté délivré à la sortie de 30 la pompe à engrenages 18. Par exemple, ce dispositif de mesure peut être un débitmètre massique ou volumique. Il peut également être constitué par le débitmètre de régulation 28 décrit en liaison avec la figure 1. Par ailleurs, il peut être noté que sur l'exemple de réalisation de la figure 1, la pompe centrifuge 16 est entraînée en rotation par couplage 35 mécanique de son arbre rotatif 16c avec la pompe à engrenages 18. Alternativement, l'arbre rotatif de la pompe centrifuge pourrait être5 directement couplé mécaniquement avec le boîtier 34 d'entraînement d'accessoires pour être entraîné directement par celui-ci. Le fonctionnement du dispositif de régulation selon l'invention est le suivant. Le système électronique de commande 42 élabore une valeur de consigne représentative du débit souhaité de carburant à injecter dans la chambre de combustion. Cette valeur de consigne est établie à partir de paramètres de fonctionnement de l'avion et du moteur comme détaillé ultérieurement. Le système électronique 42 reçoit un signal Qinjecté fourni par le débitmètre 48 représentatif du débit réel de carburant à la sortie de la pompe à engrenages 18. En fonction de l'écart détecté entre la valeur de consigne et le débit réel de carburant, le système électronique établit une valeur corrective de débit de carburant Qcarburant pour réguler le débit prélevé par la pompe au débit souhaité. Le débit de carburant prélevé par la pompe à engrenages 18 étant proportionnel à sa vitesse de rotation, la valeur corrective de débit de carburant Qcarburant calculée ci-dessus est transformée en une valeur de consigne de vitesse de rotation Npompe de la pompe à engrenages. Parallèlement, le système électronique 42 reçoit des signaux fournis par les dispositifs de mesure 44, 46 représentatifs de la vitesse réelle NAGB(réeue) de rotation du boîtier 34 et de la vitesse réelle NE(réelle) de rotation du moteur/générateur électrique 36. A partir des valeurs Npompe, NAGB(réelle) et du rapport de transmission R prédéfini du différentiel 100, le système électronique 42 établit alors une valeur de consigne de vitesse de rotation du moteur/générateur électrique 36. En fonction de l'écart détecté entre cette valeur de consigne et la vitesse réelle NE(réelle) de rotation du moteur/générateur, le système électronique établit une valeur corrective de vitesse de rotation NE à appliquer au moteur/générateur. La valeur corrective NE est alors traduite par un dispositif 50 de contrôle de l'ensemble onduleur / moteur/générateur électrique en une commande de courant IE à appliquer au moteur/générateur électrique 36 afin de réguler le débit prélevé par la pompe au débit souhaité. Comme indiqué précédemment, la valeur de consigne représentative du débit souhaité de carburant à injecter est établie à partir de paramètres de fonctionnement de l'avion et du moteur. Cette valeur de consigne est notamment établie à partir d'une courbe telle que la courbe C illustrée sur la figure 4. Cette courbe Ç représente le débit de carburant nécessaire pour alimenter la chambre de combustion du moteur en fonction du régime de rotation de celui-ci. La courbe Ç présente trois points remarquables, à savoir : le point PTIO correspondant au débit de carburant nécessaire au décollage de l'avion ; le point PR correspondant au débit de carburant nécessaire pour effectuer un rallumage de la chambre de combustion du moteur ; et le point Pc correspondant au débit de carburant lors la phase de vol en croisière de l'avion. Le débit de carburant compris entre les points PT/o et Pc correspond à la phase d'ascension de l'avion. Les droites D1r D2 et D3 également illustrées sur la figure 4 représentent trois exemples différents de débits de carburant (en fonction du régime de rotation du moteur) qui sont prélevés dans le circuit carburant de l'avion par différentes variantes du dispositif de régulation de l'invention (dans le cas où la valeur corrective NE est égale à zéro). Ces débits de carburant correspondent en effet à différentes valeurs prises pour le rapport de transmission R du différentiel mécanique du dispositif de régulation de l'invention. Sur l'exemple schématisé par la droite D1, le rapport de transmission du différentiel mécanique a été choisi de sorte que le débit de carburant prélevé par le dispositif de régulation est supérieur au débit nécessaire pour alimenter la chambre de combustion du moteur quel que soit le régime de rotation du moteur (la droite D1 passe d'ailleurs � au- dessus � du point PT/0 de la courbe Ç). Dans ce premier exemple, le moteur/générateur électrique du dispositif de régulation fonctionne donc en permanence comme un générateur électrique qui transforme l'énergie mécanique reçue par le différentiel mécanique en énergie électrique transmise au circuit électrique de l'avion. Ce premier exemple de réalisation qui nécessite un moteur/générateur électrique de forte puissance présente l'avantage de ne pas être indispensable au vol si l'on prévoit une boucle de re-circulation en secours (non représentée sur la figure 1). Il permet en outre de générer une puissance électrique utile pour l'entraînement d'autres équipements de l'avion. En revanche, le prélèvement d'énergie mécanique sur l'arbre du moteur entraînant la pompe n'est quasiment pas réduit par rapport à un dispositif dépourvu de différentiel. Sur l'exemple schématisé par la droite D2, le rapport de transmission du différentiel mécanique a été choisi de sorte que le débit de carburant prélevé par le dispositif de régulation (quand NE=0) est inférieur au débit nécessaire pour les phases d'ascension et de décollage de l'avion (points de la courbe C compris entre PT/o et Pc) et lors de l'allumage de la chambre de combustion du moteur (point PR). Pendant ces phases, le moteur/générateur électrique du dispositif de régulation fonctionne donc comme un moteur électrique qui transforme l'énergie électrique reçue du circuit électrique de l'avion en énergie mécanique transmise au différentiel mécanique afin d'entraîner la pompe à engrenages à la vitesse adéquate pour alimenter correctement en carburant la chambre de combustion. Pendant toutes les autres phases de vol, le débit de carburant prélevé est supérieur au débit nécessaire pour alimenter la chambre de combustion du moteur de sorte que le moteur/générateur du dispositif de régulation fonctionne comme un générateur électrique. Par rapport au premier exemple, ce deuxième exemple de réalisation présente l'avantage de s'affranchir ou de limiter l'utilisation du moteur/générateur électrique en phase de croisière puisque le rapport de transmission du différentiel est choisi de sorte que la vitesse de rotation du boîtier d'entraînement d'accessoires en ce point permette la fourniture du débit de croisière. Toutefois, cet exemple de réalisation nécessite un moteur/générateur électrique de forte puissance pour assurer notamment le décollage de l'avion. Le débit de carburant schématisé par la droite D3 est un compromis entre les deux précédents exemples. Dans ce troisième exemple, le rapport de transmission du différentiel mécanique a été choisi de sorte que le moteur/générateur électrique du dispositif de régulation fonctionne comme un moteur électrique qui fournit de la puissance lors du décollage de l'avion et d'une partie de sa phase d'ascension, et comme un générateur électrique lors des autres phases de vol. Ce troisième exemple de réalisation offre un bon compromis entre puissance � prélevée � et puissance � générée �. En particulier, il présente l'avantage de nécessiter un moteur électrique moins puissant, de réduire le prélèvement d'énergie mécanique sur l'arbre du moteur qui entraîne la pompe et de générer en vol de croisière une puissance électrique utile pour l'entraînement d'autres équipements de l'avion. REVENDICATIONS1. Dispositif de régulation du débit de carburant prélevé dans un circuit carburant d'un aéronef propulsé par un moteur, comportant : une pompe volumétrique (18) recevant du carburant d'un circuit carburant (10) de l'aéronef et délivrant un débit de carburant proportionnel à sa vitesse de rotation ; un différentiel mécanique (100) ayant un rapport de transmission prédéfini, une première entrée (100a) couplée mécaniquement avec le moteur de l'aéronef, une seconde entrée (1001.) couplée mécaniquement avec un moteur/générateur électrique (36), et une sortie (100ç) couplée mécaniquement avec la pompe volumétrique pour entraîner en rotation celle-ci ; et un système électronique de commande (42) pour réguler la vitesse de rotation du moteur/générateur électrique en fonction d'une valeur de consigne de débit de carburant à injecter. 2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel le système électronique de commande (42) comporte des moyens pour calculer une valeur de consigne de vitesse de rotation du moteur/générateur électrique à partir : de la valeur de consigne de débit de carburant à injecter, d'une vitesse réelle de rotation du moteur de l'aéronef, d'une vitesse réelle de rotation du moteur/générateur électrique et du rapport de transmission du différentiel mécanique. 3. Dispositif selon la revendication 2, dans lequel le système électronique de commande (42) est relié à un dispositif (44) de mesure de la vitesse de rotation du moteur de l'aéronef. 4. Dispositif selon l'une des revendications 2 et 3, dans lequel le système électronique de commande (42) est relié à un dispositif (46) de mesure de la vitesse de rotation du moteur/générateur électrique (36). 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel la valeur de consigne de vitesse de rotation dumoteur/générateur électrique est calculée également à partir d'un débit réel de carburant délivré à la sortie de la pompe volumétrique. 6. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel le système électronique de commande (42) est relié à un dispositif (48) de mesure du débit de carburant délivré à la sortie de la pompe volumétrique. 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel la valeur de consigne de débit de carburant à injecter est établie à partir de paramètres de fonctionnement de l'aéronef et du moteur qui le propulse. 8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, comportant en outre une pompe centrifuge (16) ayant une entrée basse- pression (16a) recevant du carburant du circuit carburant (10) de l'aéronef et une sortie haute-pression (16b) reliée à une entrée (18a) de la pompe volumétrique (18). 9. Dispositif selon la revendication 8, dans lequel la pompe 20 centrifuge (16) est entraînée par couplage mécanique avec la pompe volumétrique (18). 10. Dispositif selon la revendication 8, dans lequel la pompe centrifuge (16) est entraînée par couplage mécanique direct avec le 25 moteur de l'aéronef. 11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la première entrée (100a) du différentiel mécanique (100) est couplée mécaniquement avec un boîtier (34) d'entraînement d'accessoires 30 du moteur de l'aéronef. 12. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, dans lequel le moteur/générateur électrique (36) est relié à au moins un circuit électrique (38) de l'aéronef par l'intermédiaire d'au moins un 35 onduleur électrique (40). 13. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, dans lequel le système électronique de commande (42) est un module électronique d'un système de régulation automatique à pleine autorité du moteur de l'aéronef. 14. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, dans lequel le différentiel mécanique (100) est un train épicycloïdal dont un planétaire central (102) constitue la première entrée (100a) du différentiel mécanique, une couronne extérieure (104) constitue la seconde entrée (10012) du différentiel mécanique et un porte satellite (106) constitue la sortie (100c) du différentiel mécanique.