Brevet FR2944260A1 — publié le 20101015

�Système de génération de puissance électrique pour aéronef à propulsion arrière� La présente invention relève du domaine de la génération de puissance électrique à bord des aéronefs. De façon classique, les avions commerciaux, par exemple à moteurs de type turboréacteurs, utilisent pour la production d'électricité des générateurs électriques entraînés par les turbines des réacteurs. Ces générateurs sont de type à fréquence variable (VFG). Un générateur auxiliaire de puissance (APU), qui est en fait un réacteur de plus petite taille que les réacteurs principaux de l'appareil, monté en général dans le cône arrière de l'appareil, fournit une source complémentaire de courant pour les cas où l'avion est au sol moteur à l'arrêt et pour couvrir certains cas de panne en vol des systèmes de puissance avion. C'est particulièrement le cas des vols dit ETOPS (vol long courrier au-dessus de zones inhabitées et à grande distance de vol d'un aéroport) où l'APU peut constituer une source d'énergie embarquée indépendante des moteurs. Le générateur monté sur l'APU est également de type à fréquence variable. Pour des raisons de redondance, notamment sur les appareils bimoteurs contrôlés par des commandes de vols électriques, chaque moteur entraîne éventuellement deux générateurs. Grâce à cette configuration, il est possible de traiter la plupart des cas dimensionnants pour la sécurité de l'aéronef, et par exemple le cas d'une panne moteur conjuguée à une panne d'un générateur sur le moteur encore en marche. Le second générateur sur ce moteur permet encore de piloter l'appareil, même si la puissance disponible est alors réduite. Dans une telle configuration, l'appareil comporte cinq générateurs électriques, correspondant à une puissance installée nettement supérieure à la puissance requise par le vol (dans la pratique, une puissance triple de la puissance nécessaire se trouve finalement disponible à bord dans cette configuration). Il est évident que cette redondance pose des problèmes de complexité du système, de masse d'équipements à embarquer dans l'appareil, alors que la 2 tendance est en permanence à un allègement des appareils, et en coût de ces équipements, dont la plupart ne sont appelés à fonctionner que dans de rares cas de pannes de systèmes. L'objectif de la présente invention est alors de proposer un nouveau système de génération de puissance électrique pour aéronefs, qui soit moins lourd et moins cher à fabriquer, à niveau de puissance et de sécurité globalement identique à des systèmes existants. A cet effet, l'invention vise un dispositif de génération de puissance électrique pour aéronef comportant : des moyens de transformer une partie de l'énergie mécanique du propulseur sous la forme d'énergie hydraulique, sur au moins un propulseur, des moyens de transférer cette énergie hydraulique à distance du propulseur, et des moyens de convertir l'énergie hydraulique en énergie mécanique puis en énergie électrique. On comprend que cette disposition permet de déporter les moyens de génération d'électricité à distance des moteurs, et donc de les mutualiser en prévoyant des alimentations hydrauliques de chacun de ces moyens par n'importe quel moteur. Dans le cas où l'aéronef est du type comportant deux propulseurs en position arrière du fuselage, les moyens de convertir l'énergie hydraulique en énergie mécanique puis en énergie électrique sont constitués par au moins un moteur hydraulique entraînant un générateur électrique, et ces moyens sont disposés sensiblement au milieu du fuselage. On comprend que le transfert d'énergie sous forme hydraulique est rendue avantageuse par la faible distance existant entre les propulseurs arrières et le fuselage, ce qui limite les pertes de charge. La disposition des générateurs électriques à distance des moteurs constitue un des avantages significatifs du dispositif selon l'invention, en ce qu'elle réduit les contraintes vibratoires, thermiques et volumiques existants dans l'art antérieur sur les générateurs électriques disposés au voisinage immédiat des moteurs de l'avion. 3 Préférentiellement, l'entraînement du générateur électrique par le moteur hydraulique se fait au travers d'une boîte de vitesse. Celle-ci est favorablement une connexion mécanique avec un rapport de réduction de vitesse. Selon une mise en oeuvre préférée, le dispositif comporte des moyens de mutualisation d'au moins deux générateurs électriques, rendant ainsi chacun de ces générateurs mutualisés d'électricité susceptibles d'être alimentés en énergie par l'un ou l'autre d'au moins deux des moteurs. Selon une mise en oeuvre avantageuse, au moins deux générateurs sont reliés par un embrayage mécanique. Cette disposition permet également de faire tourner les deux générateurs avec une seule ligne hydraulique opérationnelle, et donc de maintenir une alimentation électrique d'un niveau de puissance suffisant, même dans un cas de panne moteur. Dans le cas où l'aéronef est du type comportant sur chaque propulseur arrière : - au moins une prise d'air pressurisé, - cette prise étant reliée à une ligne principale d'air pressurisé, - un refroidisseur de l'air issu de ces prises d'air - une valve, reliant ces deux lignes principales d'air pressurisé, et comportant également une ligne d'air APU alimentant un groupe auxiliaire de puissance électrique comportant un générateur électrique, le système comprend en outre une turbine à air arrière alimentée par une dérivation de la ligne d'air APU et entraînant ledit générateur électrique. Par ce moyen, le générateur électrique de l'APU peut être utilisé en vol de façon normale, en cas par exemple de panne d'un des deux générateurs électriques principaux, sans mise en marche de l'APU elle-même. Alternativement, l'aéronef étant du type comportant un groupe auxiliaire de puissance électrique comportant un générateur électrique arrière, le dispositif comprend un moteur hydraulique alimenté par une dérivation d'une ligne hydraulique et entraînant ledit générateur électrique. Préférentiellement, la turbine à air est de type à stator à calage variable. 4 Cette disposition, rendue possible par le choix de l'utilisation de l'énergie hydraulique ou pneumatique prélevée sur le moteur, au lieu de l'énergie mécanique prélevée en direct sur l'arbre dudit moteur, entraîne une amélioration substantielle du bilan de masse du système de génération électrique dans son ensemble. L'invention vise également un aéronef comportant un dispositif tel qu'exposé. La description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple d'un mode de réalisation de l'invention, est faite en se référant aux figures annexées dans lesquelles : la figure 1 illustre de façon schématique un système de génération de puissance électrique selon l'art antérieur, la figure 2 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une première version, la figure 3 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une seconde version comprenant une seconde ligne d'air pour chaque propulseur, la figure 4 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une troisième version, comprenant une turbine à air et un générateur sur l'APU, la figure 5 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une version comportant deux turbines à air pour chaque générateur, la figure 6 illustre de la même façon un système de génération de puissance électrique selon l'invention, dans une version de conversion de puissance hydraulique en puissance électrique. La présente invention est ici décrite dans le cas d'installation sur un aéronef de type à propulsion par deux turbopropulseurs "propfan", disposés en position arrière du fuselage, en arrière des ailes et de la zone de cabine pressurisée. La figure 1 illustre d'abord la disposition des générateurs électriques, telle que connue dans l'art antérieur. On reconnaît sur cette figure la partie arrière d'un avion 1, de forme principalement conique. La cabine pressurisée 2 est fermée par une paroi arrière 3. Les deux propulseurs 4g, 4d, ici de type à deux hélices contrarotatives Hg, Hd, sont attachés à des mats 5g, 5d disposés en arrière de cette paroi arrière 3 de la cabine pour des raisons de sécurité. Chacun des moteurs 4g, 4d entraîne deux générateurs électriques 5 principaux 6g, 6d, 7g, 7d, par exemple de type à fréquence variable (dit VFG de l'anglais Variable Frequency Generator) dans le présent exemple nullement limitatif. Dans cette configuration de générateurs VFG, ceux-ci, (couplés mécaniquement aux étages haute pression des propulseurs), ont une vitesse de rotation directement proportionnelle à celle des propulseurs, et fournissent donc une fréquence variable en sortie (de l'ordre de 400 à 800 Hz), nécessitant en sortie une électronique de régulation de fréquence. Des générateurs de type IDG (Integrated Drive Generator) sont fréquemment utilisés au lieu de générateurs VFG. Ils comportent alors un régulateur mécanique de vitesse sur leur mécanisme d'entraînement, et fournissent un courant alternatif à 400 Hz. Dans le présent exemple, correspondant à un appareil moyen courrier de 150 places environ, les générateurs électriques principaux 6g, 6d, 7g, 7d ont une puissance d'environ 80 kVA chacun. On reconnaît également sur la figure 1 un groupe auxiliaire de puissance 9 (APU de l'anglais Auxiliary Power Unit) dont l'échappement 10 est situé en extrémité du cône arrière. Ce groupe auxiliaire 9 est un réacteur entraînant un générateur électrique 11, également de type VFG, et ici d'une puissance d'environ 160 kVA. Le groupe auxiliaire 9, utilisé essentiellement au sol, génère par ailleurs de l'air pressurisé nécessaire au démarrage des moteurs principaux 4g, 4d de l'avion et à la climatisation de la cabine tant que l'avion est au sol. Chacun de ces générateurs électriques principaux 6g, 7g, 6d, 7d, et auxiliaire 11 est relié aux équipements cabine et cockpit par des câbles (figurés ici par des lignes) 12g, 12d. La puissance électrique totale installée est ici de 480 kVA pour les générateurs à fréquence variable. En vol normal, l'appareil a besoin de 160 6 kVA pour les systèmes de pilotage, le confort et le divertissement des passagers en cabine. Cette configuration, très sûre en termes de fonctionnement en cas de pannes, ne comporte aucune mutualisation des générateurs. Par exemple, dans le cas d'une panne d'un moteur combinée à une panne d'un générateur disposé sur le moteur opposé et d'un groupe auxiliaire APU non opérationnel en vol, l'avion comporte encore quatre générateurs électriques fonctionnels, mais un seul peut être effectivement utilisé dans cette configuration, et la puissance disponible pour le pilotage et les passagers est, de ce fait, nettement réduite. Cette configuration est également coûteuse au niveau des équipements associés (une électronique de puissance par générateur installé). Elle est également exigeante en volume pour installer les générateurs à proximité immédiate des moteurs, alors que les nacelles moteurs sont, de façon connue, aussi petites que possible pour réduire leur traînée. L'installation de ces générateurs entraîne par ailleurs l'installation d'entraînements mécaniques qui augmentent encore la complexité des nacelles moteurs. On peut encore signaler le niveau de vibration élevé des moteurs, qui contraint à utiliser des générateurs électriques robustes. En dehors de ces systèmes électriques, les moteurs 4g, 4d fournissent également de l'air pressurisé, prélevé au niveau de deux prises d'air 13g, 13d, 14g, 14d sur chaque moteur, au niveau des étages haute pression (HP) et pression intermédiaire (IP) respectivement. Pour chaque moteur, les deux prises d'air 13, 14 sont reliées par une valve 15 à une ligne d'air 16 qui traverse un refroidisseur 17 à pression constante, rendu nécessaire par la température élevée de l'air prélevé sur les moteurs. Ces deux lignes d'air 16g, 16d traversent les mats 5g, 5d et se rejoignent dans le fuselage au niveau d'une valve dite Crossbleed 18, normalement maintenue fermée sauf en cas de panne d'un des deux moteurs. Chacune des lignes d'air alimente par une dérivation un équipement de climatisation (ECS Pack) 19g, 19d, également redondants. Une autre dérivation alimente un dispositif de dégivrage (WIPS) 20 des ailes. 7 Enfin, une ligne d'air APU 21, située dans le fuselage, relie le groupe auxiliaire 9, à travers une valve anti-retour 22, à la ligne d'air principale 16g, 16d pour alimenter les moteurs lors de leur démarrage. Ces divers dispositifs sont de type connu de l'homme de l'art et ne sont donc pas détaillés plus avant ici. La figure 2 illustre alors une première configuration du système de génération électrique selon l'invention. Le principe est d'exploiter le réseau pneumatique existant (prise d'air, lignes d'air) pour entraîner des turbines à air, qui présentent un rendement correct (de l'ordre de 80-85%), et par ces turbines à air des générateurs électriques. Comme on le voit sur cette figure par comparaison avec la figure 1, l'architecture générale du système pneumatique est en effet conservée (prises d'air HP, IP, valves, refroidisseurs, Crossbleed, seconde ligne d'air etc.). Par contre, on constate l'absence des quatre générateurs électriques principaux 6g, 7g, 6d, 7d de 80 kVA chacun de la configuration de l'art antérieur. Ceux-ci sont en effet fonctionnellement remplacés par deux générateurs électriques 23g, 23d, de 120 kVA chacun, entraînés par des turbines à air 24g, 24d, alimentées par des dérivations 43g, 43d sur les lignes d'air 16g, 16d correspondantes, chacune de ces dérivations 43g, 43d comportant une vanne 25g, 25d disposée en amont de la turbine. Les turbines à air 24g, 24d sont de type à stator à calage variable, ce qui permet de réguler le flux d'air entrant dans la turbine et donc le point de fonctionnement (vitesse) de la turbine. Ce type de turbine à air est connu en soi, par exemple pour les moteurs de camions turbocompressés. Les générateurs électriques 23g, 23d sont alors de type à vitesse constante (CSG de l'anglais Constant Speed Generator). En effet, le choix de turbines à air 24g, 24d à stator à calage variable permet d'utiliser des générateurs à vitesse constante, qui offrent pour avantage significatif une plus grande simplicité de l'électronique en aval, donc moins coûteuse, nécessitant moins de volume, et moins sujette à pannes. On obtient grâce aux générateurs CSG une fréquence électrique de sortie constante, au lieu de la fréquence 8 variable obtenue précédemment avec les générateurs VFG, qui nécessitaient entre autres en aval un régulateur électronique de fréquence. De tels générateurs CSG sont également connus en soi, et leur technologie n'est donc pas détaillée plus avant dans la présente description. Il 5 en va de même de l'électronique de contrôle de ces générateurs. Dans une variante de réalisation, un embrayage mécanique 33, débrayable, est intégré entre les deux générateurs électriques 23g, 23d, pour permettre l'entraînement des deux générateurs par une seule turbine à air si nécessaire. L'existence de cet embrayage mécanique implique de placer une 10 roue libre entre la turbine à air et le générateur électrique Les générateurs électriques fournissent en sortie un courant électrique utilisable sans adaptation particulière des systèmes avion, par rapport aux générateurs de l'art antérieur. Les turbines à air 24g, 24d et les générateurs électriques 23g, 23d 15 sont disposés sensiblement dans le fuselage au milieu du cône arrière de l'aéronef 1 (donc à une distance de quelques mètres des moteurs). De cette manière, ils peuvent utiliser un volume supérieur pour leur installation, et sont nettement plus accessibles en cas de maintenance que les générateurs de l'art antérieur, disposés dans les nacelles moteurs. Ils se trouvent par ailleurs moins 20 soumis aux niveaux de vibrations élevés créés par les moteurs. Préférentiellement de manière à améliorer la sécurité de fonctionnement du système de génération électrique, et tel qu'illustré figure 3, une seconde ligne d'air 26g, 26d est installée à partir de chaque moteur 4g, 4d pour alimenter chaque turbine à air 24g, 24d. 25 Ces secondes lignes d'air 26g, 26d sont reliées à des prises d'air pressurisé 34g, 34d au niveau du moteur (par exemple une autre prise d'air sur l'étage haute pression du moteur). A leur autre extrémité, elles sont reliées à la vanne 25g, 25d en amont de la turbine à air 24g, 24d, cette vanne étant ici de type vanne à trois voies et servant de vanne tout ou rien. 30 De manière à éviter d'avoir trois prises de prélèvement d'air au niveau de chaque moteur, ce qui est pénalisant en termes de performances moteurs, de complexité mécanique et de sécurité, la prise d'air de la seconde ligne d'air est avantageusement commune avec la prise d'air haute pression 13g, 13d 9 déjà installée, et une vanne trois voies, de type connu, permet ensuite de dispatcher l'air vers la première 16g, 16d ou la seconde 26g, 26d ligne d'air pressurisé (cette disposition n'est pas illustrée figure 3). Il est à noter que cette seconde ligne d'air 26g, 26d n'est utilisée qu'en cas de panne sur la ligne d'air principale 16g, 16d. En effet, elle ne comporte pas de refroidisseur, au contraire de la ligne d'air principale 26g, 16d, et envoie donc de l'air très chaud aux turbines à air, ce qui n'est pas leur mode normal de fonctionnement. La seconde ligne d'air 26g, 26d ne comporte par ailleurs pas de valve anti-retour et la régulation de pression doit être faite directement au niveau des stators à calage variable des turbines à air. Pour augmenter la sécurité, cette seconde ligne d'air n'est pas placée, au sein des mats 5g, 5d portant les moteurs, à proximité immédiate de la première ligne d'air. La seconde ligne d'air est de type sensiblement similaire à la ligne d'air principale, et ses détails de réalisation sortent du cadre de la présente invention. Toujours dans le but d'augmenter la disponibilité du système de génération électrique de l'aéronef, le système selon l'invention comporte, au niveau du groupe auxiliaire de puissance 9, un générateur électrique arrière 27 entraîné par une turbine à air arrière 28 de type à stator à calage variable ici encore, selon un principe analogue à ce qui a été décrit plus haut pour les générateurs électriques 23g, 23d (voir figure 4). Ce générateur électrique arrière 27, de type à vitesse constante (CSG) vient remplacer le générateur électrique 11 de type fréquence variable (VFG) de la configuration de base (figure 1). Sa puissance reste de 160 kVA. La turbine à air arrière 28 est alimentée par une ligne d'air arrière 29, via une valve 30, cette ligne d'air arrière 29 venant se greffer en dérivation sur la ligne d'air APU 21 pré-existante. De manière à rendre ce générateur électrique arrière 27, normalement entraîné par le groupe auxiliaire de puissance 9, indépendant du fonctionnement de celui-ci, une roue libre 31, de type connu en soi, est montée entre eux. 10 De la même manière, une autre roue libre 32 est montée entre la turbine à air arrière 28 et la générateur électrique arrière 27, pour tenir compte des cas de fonctionnement du groupe auxiliaire de puissance 9, entraînant le générateur électrique arrière 27 indépendamment de la turbine à air 28 En fonctionnement, en conditions nominales (hors pannes), les deux générateurs électriques 23g, 23d fournissent 240 kVA à l'aéronef, ce qui couvre les besoins d'utilisation normale. Différents cas de pannes peuvent alors être envisagés pour justifier la configuration du dispositif selon l'invention. Le premier cas envisagé est celui d'une panne d'un moteur, par exemple le moteur droit 4d. Dans l'art antérieur (configuration dite "de base"), les deux générateurs situés sur le moteur du côté opposé suffisaient à fournir la puissance nécessaire à un mode de fonctionnement normal. Dans ce même cas, avec le dispositif selon l'invention, les lignes d'air droites 16d, 26d ne sont plus alimentées par le moteur droit. De manière à faire fonctionner les deux générateurs électriques 23g, 23d, la vanne principale Crossbleed 18 est ouverte et la turbine à air droite 24d est alimentée par la ligne d'air gauche 16g. Les deux générateurs électriques étant en fonctionnement, la puissance électrique nominale est délivrée, le système électrique reste en mode normal dit "normal". Dans le cas ou une panne de ligne d'air gauche 16g s'ajoute à cette panne moteur droit 4d (sans modification de traitement avec la configuration de base), on utilise, dans une première option, la seconde ligne d'air gauche 26g pour alimenter la turbine à air 24g, et donc le générateur électrique 23g. L'APU est dans ce cas démarré. Un cas de panne de refroidisseur d'air gauche 17g, qui rend également la ligne d'air gauche 16g inutilisable, peut être traité de façon identique. Dans ces deux cas, cette option ne peut être utilisée très longtemps, la turbine gauche 24g ne pouvant fonctionner longtemps avec l'air très chaud issu de la seconde ligne d'air gauche 26g. Le système électrique passe alors en 11 mode dégradé "panne", et alimente alors prioritairement les équipements de pilotage et de vol, puis de confort passager. Une seconde option est d'utiliser l'embrayage mécanique 33 situé entre les générateurs 23g, 23d, dans la variante de réalisation où celui-ci est installé. Dans ce cas, il n'est pas nécessaire d'allumer l'APU, les deux générateurs électriques étant entraînés par une seule turbine à air, ce qui limite les exigences de disponibilités de l'APU. Dans le cas de panne d'un générateur électrique principal 23, on choisit également d'utiliser le générateur arrière 27 alimenté par la ligne d'air APU 21. On retrouve alors une puissance électrique conforme au mode "d ispatch". De la même manière, et sans entrer ici dans l'énumération complète des cas de pannes multiples envisageables, il est possible avec la configuration selon l'invention de produire la puissance électrique dans des conditions de puissance et de durabilité généralement équivalentes à celles de la configuration de base. Il est à noter que les générateurs de 120 kVA utilisés comme générateurs principaux 23g, 23d dans le dispositif selon l'invention peuvent, si nécessaire, être surchargés temporairement à 160 kVA, ce qui fournit une souplesse supplémentaire de pilotage du système de génération électrique. Le système de génération de puissance électrique selon l'invention apporte plusieurs avantages. La puissance totale des générateurs installés est, dans l'exemple utilisé à titre explicatif, de 2 x 120 + 160 kVA soit 400 kVA, à comparer avec 4 x 80 + 160 kVA soit 480 kVA. On a donc obtenu une réduction d'un sixième de la puissance installée nécessaire pour traiter sensiblement les mêmes conditions de vols normales ou dégradées, grâce à une meilleure mutualisation des moyens de génération d'électricité. Cette réduction de puissance installée entraîne une réduction de la masse totale du système de génération électrique de l'aéronef. L'installation de trois générateurs électriques seulement au lieu de cinq (cas de l'art antérieur) limite également à trois le nombre d'électroniques de 12 puissance associées à ces générateurs et embarquées sur l'aéronef, ce qui contribue également à la réduction de masse. Par ailleurs, la capacité de reconfiguration du système est améliorée, et l'électronique associée aux générateurs CSG est simplifiée, ce qui réduit encore la masse d'équipements embarqués. Le dispositif selon l'invention permet d'obtenir une fréquence de courant constante, sans avoir à recourir à une régulation par une électronique de puissance (cas de générateurs VFG), ou à une régulation hydro-mécanique de la vitesse des générateurs (dans le cas de générateurs IDG). On a donc une simplification de l'architecture électrique. Le fait d'avoir un système de génération électrique plus simple se traduit également par un coût des équipements réduit, une maintenance simplifiée, une fiabilité et donc une disponibilité accrue de ces équipements. De plus, comme on l'a dit, la disposition des générateurs électriques au sein du fuselage les éloigne des sources de vibrations liées aux moteurs, ainsi que de la source de chaleur également représentée par ces moteurs, ce qui réduit les contraintes sur leur conception (en particulier nécessité d'un système de refroidissement dédié). Ce système de génération électrique par prélèvement de puissance sur les moteurs sous forme pneumatique puis transformation de cette énergie pneumatique en énergie mécanique puis électrique, est particulièrement bien adapté aux appareils dotés de moteurs disposés à l'arrière de l'appareil. En effet, pour ceux-ci, la distance entre les moteurs et le centre du fuselage, où sont disposés les générateurs, est d'environ deux mètres de chaque côté, ce qui limite les inévitables pertes de charges liées aux lignes d'air. La déperdition d'énergie liée à la double transformation d'énergie pneumatique en énergie mécanique, puis en énergie électrique (au lieu du cas de l'art antérieur, dans lequel l'énergie mécanique du moteur est directement transformée en énergie électrique), est alors compensée par les économies de masse embarquée et de coût des équipements. La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art. 13 Dans une variante illustrée figure 5, la seconde ligne d'air 26g, 26d n'est pas reliée à l'alimentation normale de la turbine à air 24g, 24d, via une vanne trois voies 25g, 25d, mais est au contraire reliée à une turbine à air de secours 35g, 35d, qui entraîne le générateur 23g, 23d. Une roue libre 36g, 36d sépare la turbine à air de secours 35g, 35d et le générateur électrique 23g, 23d, de même qu'une roue libre sépare la turbine à air principale 24g, 24d et le générateur électrique 23g, 23d, de manière à permettre l'entraînement du générateur par l'une ou l'autre turbine à air, selon le mode de fonctionnement choisi. Comme on l'a vu, la seconde ligne d'air 26 n'est pas destinée à être utilisée fréquemment, le générateur électrique arrière 27 étant utilisé par préférence dans tous les cas de pannes d'un moteur et d'une ligne d'air principale. En conséquence, dans cette variante, la turbine à air de secours 35g, 35d n'est pas de type à stator à calage variable, pour réduire son coût. En cas d'utilisation (panne multiple dont le générateur électrique arrière 27), elle provoque la génération de courant électrique à fréquence variable qui doit alors être traité en conséquence. Dans une autre variante, les générateurs électriques sont disposés au voisinage des propulseurs, et chacun d'entre eux est entraîné par une turbine à air alimentée soit par le propulseur dont il est voisin, soit, par le moyen de la ligne d'air principale 16g, 16d, par le propulseur opposé. Dans une autre variante, un seul générateur électrique 23 (ici de 240 kVA de puissance) est disposé au milieu du fuselage, et il comporte deux turbines à air, alimentées, pour la turbine à air principal 24, par la ligne d'air principale, et pour l'autre par la seconde ligne d'air 26. Cette disposition est rendue possible par la présence du générateur électrique arrière 27 dans le réseau électrique, qui offre ainsi une redondance en cas de panne du générateur électrique principal 23. Une variante différente, basée sur l'utilisation intermédiaire d'énergie hydraulique au lieu d'énergie pneumatique, est illustrée figure 6. Dans cette variante, deux installations symétriques sont réalisées, disposées de chaque côté de l'avion, entre le voisinage du moteur et le centre 14 du cône arrière du fuselage. Une pompe hydraulique 37g, 37d est installée sur chaque moteur 4g, 4d. Ces pompes hydrauliques, entraînées grâce à l'énergie mécanique du moteur, sont de type connu de l'homme de l'art, de petites dimensions et de poids réduit. Chaque pompe hydraulique 37g, 37d pressurise une ligne hydraulique 38g, 38d, qui traverse le mat 5g, 5d, et vient alimenter un moteur hydraulique 39g, 39d. Ce moteur hydraulique entraîne à son tour, à travers une boîte de vitesse 44g, 44d, un générateur électrique 23g, 23d, de type à vitesse constante, ici d'une puissance de 120 kVA. Le moteur hydraulique tournant à une vitesse généralement inférieure à celle d'un générateur électrique 23g, 23d, de type VFG, il apparait nécessaire de rajouter un rapport d'engrenage entre les deux éléments. Ce rapport d'engrenage peut être disposé soit dans le générateur électrique VFG 23g, 23d, soit dans le moteur hydraulique 39g, 39d, afin de profiter du circuit de lubrification de l'un ou de l'autre. La boîte de vitesse 44g, 44d est ici une simple connexion mécanique avec un rapport de réduction de vitesse, et non un variateur mécanique. Le retour de fluide hydraulique en sortie du moteur hydraulique 39g, 39d vers la pompe hydraulique 37g, 37d se fait via une ligne de retour 40g, 40d, un réservoir de fluide hydraulique 41g, 41d, et une ligne de retour principale 42g, 42d. Tous les éléments du circuit hydraulique, ainsi que les pressions de travail et débits, sont connus de l'homme de l'art et ne sont donc pas détaillés plus avant ici. Un embrayage mécanique 33 relie les deux générateurs électriques 23g, 23d, de manière à permettre l'entraînement des deux générateurs électriques 23g, 23d par un seul moteur hydraulique 39g, 39d. Dans cette variante, on conserve le générateur arrière 27 entraîné par une turbine à air 32, elle-même alimentée par la ligne d'air APU 21 (il est à noter qu'un entraînement par moteur hydraulique de ce générateur arrière 27 est également envisageable, en créant une dérivation sur une ligne hydraulique 38g, 38d). Le système électrique dispose alors de trois sources d'énergie : les 15 deux générateurs principaux 23g, 23d, entraînés par l'énergie hydraulique transportée par les lignes hydrauliques 38g, 38d, et le générateur arrière 27 entraîné par l'énergie pneumatique transportée par les lignes d'air pressurisé 16g, 16d, 21. Des variantes hybrides sont naturellement envisageables, en ajoutant à chaque générateur électrique 23g, 23d une turbine à air de sauvegarde alimentée par une dérivation 45 sur la ligne d'air principale 16. Une autre variante de la configuration hydraulique consiste à monter sur chaque générateur électrique 23g, 23d deux moteurs hydrauliques d'entraînement, l'un d'entre eux étant alimenté par la ligne hydraulique droite, l'autre par la ligne hydraulique gauche. De cette manière, indépendamment de l'embrayage mécanique entre les générateurs, il est possible de faire fonctionner les deux générateurs électriques avec un seul circuit hydraulique opérationnel. REVENDICATIONS1. Dispositif de génération de puissance électrique pour aéronef caractérisé en ce qu'il comporte : des moyens (37) de transformer une partie de l'énergie mécanique d'un propulseur (4) sous la forme d'énergie hydraulique, sur au moins un propulseur, des moyens (38, 40, 41, 42) de transférer cette énergie hydraulique à distance du propulseur (4), et des moyens (39, 44, 23) de convertir l'énergie hydraulique en énergie mécanique puis en énergie électrique. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'aéronef est du type comportant deux turbopropulseurs (4) en position arrière du fuselage (1), en ce que les moyens de convertir l'énergie hydraulique en énergie mécanique puis en énergie électrique sont constitués par au moins un moteur hydraulique (39) entraînant un générateur électrique (23), et en ce que ces moyens sont disposés sensiblement au milieu du fuselage (1). 3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'entraînement du générateur électrique (23) par le moteur hydraulique (39) se fait au travers d'une boîte de vitesse (44). 4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que la boîte de 25 vitesse (44) est une connexion mécanique avec un rapport de réduction de vitesse. 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de mutualisation d'au moins deux 30 générateurs électriques (23), rendant ainsi chacun de ces générateurs17 mutualisés d'électricité susceptibles d'être alimentés en énergie par l'un ou l'autre d'au moins deux des moteurs. 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens 5 de mutualisation comprennent un embrayage mécanique (33). 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, l'aéronef étant du type comportant sur chaque propulseur arrière (4) : - au moins une prise d'air pressurisé (13, 14), 10 - cette prise étant reliée à une ligne principale d'air pressurisé (16), - un refroidisseur (17) de l'air issu de ces prises d'air, - une valve (18), reliant ces deux lignes principales (16) d'air pressurisé, et comportant également une ligne d'air APU (21) alimentant un 15 groupe auxiliaire de puissance électrique (9) comportant un générateur électrique (27), caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre une turbine à air arrière (28) alimentée par une dérivation (29) de la ligne d'air APU (21) et entraînant ledit générateur électrique (27). 20 11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, l'aéronef étant du type comportant un groupe auxiliaire de puissance électrique (9) comportant un générateur électrique (27), caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre un moteur 25 hydraulique (28) alimenté par une dérivation d'une ligne hydraulique (38) et entraînant ledit générateur électrique (27). 12. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que la turbine à air arrière (28) est de type à stator à calage variable. 13. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9. 30