Brevet FR3107308A1 — publié le 20210820

Système de soufflage pour système propulsif d’aéronef Système de soufflage (40) pour un aéronef comprenant un fuselage commun qui se divise en au moins deux queues (16A, 16B), et au moins deux soufflantes (22A, 22B) montées chacune sur une queue en aval du fuselage commun, ledit système de soufflage comprenant une ou plusieurs buses (44A, 44B) et au moins un compresseur de soufflage (42) configuré pour alimenter les une ou plusieurs buses en gaz, les buses étant configurées pour injecter du gaz en amont des soufflantes, entre les queues. Aéronef comprenant un fuselage commun qui se divise en au moins deux queues (16A, 16B), au moins deux soufflantes (22A, 22B) montées chacune sur une queue en aval du fuselage commun, et un tel système de soufflage. Figure pour l’abrégé: Fig. 4 Système de soufflage pour système propulsif d’aéronef Le présent exposé concerne un système de soufflage pour un aéronef, plus particulièrement pour un système propulsif d’aéronef, notamment lorsque l’aéronef est un aéronef à système propulsif en double pointe arrière. Afin d’améliorer la performance propulsive d’un aéronef, il est proposé de situer un système propulsif comprenant plusieurs soufflantes à propulsion sur une partie aval du fuselage de l’aéronef de sorte qu’au moins une partie d’une couche limite d’air générée autour du fuselage lors du déplacement de l’aéronef soit ingérée par les soufflantes. Pour des raisons aérodynamiques, les soufflantes du système propulsif sont aménagées dans une double pointe arrière du fuselage. Du fait de cette configuration, une zone de forte sous-pression est générée entre les pointes lors du mouvement de l’aéronef. Cette zone de forte sous-pression perturbe le fonctionnement des soufflantes, dégradant ainsi leurs performances. Le présent exposé vise ainsi à répondre au moins partiellement à ces problématiques, et propose ainsi un système de soufflagepour un aéronef comprenant un fuselage commun qui se divise en au moins deux queues, et au moins deux soufflantes montées chacune sur une queue en aval du fuselage commun. Le système de soufflage comprend une ou plusieurs buses et au moins un compresseur de soufflage configuré pour alimenter les une ou plusieurs buses en gaz. Les une ou plusieurs buses sont configurées pour injecter du gaz en amont des soufflantes, entre les queues. Le système de soufflage peut comprendre au moins deux buses. Au moins une des deux buses peut être configurée pour injecter du gaz entre les queues pour atteindre au moins une première des deux soufflantes. Au moins une autre des deux buses peut être configurée pour injecter du gaz entre les queues pour atteindre au moins une deuxième des deux soufflantes. L’au moins un compresseur de soufflage peut être configuré pour alimenter les au moins deux buses en gaz. Au moins l’une des buses peut être une buse orientable. Le système de soufflage peut comprendre au moins un actionneur pour piloter l’orientation de la buse orientable. Le système de soufflage peut comprendre une machine thermique pour entrainer l’au moins un compresseur de soufflage. La machine thermique peut être configurée pour fonctionner selon un cycle de Rankine. Le système de soufflage peut comprendre une machine thermique configurée pour être alimentée en énergie par la récupération de chaleur de gaz de sortie d’au moins une turbomachine de l’aéronef pour entrainer l’au moins un compresseur de soufflage. Le système de soufflage peut comprendre un moteur électrique configuré pour entrainer l’au moins un compresseur de soufflage. Le système de soufflage peut comprendre une batterie pour alimenter le moteur électrique. L’au moins un compresseur de soufflage peut être configuré pour être entrainé par l’un au moins parmi: au moins un arbre d’au moins une turbomachine de l’aéronef, un moteur électrique du système de soufflage, une machine thermique du système de soufflage. Le gaz injecté par une buse donnée peut être de l’air. L’au moins un compresseur de soufflage peut être configuré pour prélever de l’air depuis au moins une manche d’entrée d’au moins une turbomachine d’un système propulsif de l’aéronef. Le présent exposé propose également un aéronef comprenantun système de soufflage tel que décrit précédemment. Le présent exposé propose également un système propulsif comprenant un système de soufflage tel que décrit précédemment. Le présent exposé propose également une structure d’aéronef comprenant un système de soufflage tel que décrit précédemment Un tel système de soufflage permet d’homogénéiser l’écoulement de l’air ingéré par les soufflantes de l’aéronef, afin d’améliorer la performance des soufflantes. Le présent exposé peut être mieux compris en considérant la description détaillée suivante des aspects de l’exposé à la lumière des figures, dans laquelle: La figure 1 représente un aéronef avec un fuselage en double pointe arrière et deux soufflantes. La figure 2 représente une vue schématique de dessus d’une partie arrière de l’aéronef visible en figure 1,en absence d’un système de soufflage. La figure 3 représente une vue schématique en section selon A-A de la partie arrière de l’aéronef représentée en figure 2. La figure 4 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figure 1, avec un système de soufflage selon une première variante. La figure 5 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figure 1, avec un système de soufflage selon une deuxième variante. La figure 6 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figure 1, avec un système de soufflage selon une troisième variante. D'autres caractéristiques et avantages de l'objet du présent exposé ressortiront de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux figures annexées. On voit, en figure 1, un aéronef 10 avec un fuselage 12 en double pointe arrière, et un système propulsif 20 avec deux soufflantes 22A, 22B. Comparé aux systèmes propulsifs à soufflante unique, un système propulsif à plusieurs soufflantes offre plus de redondance et donc de sécurité. Le fuselage 12 de l’aéronef 10 est dit «en double pointe » parce que ledit fuselage 12 comprend un tronçon commun 14 qui se divise en deux queues 16A, 16B. En l’occurrence, le tronçon commun 14 est disposé de manière à ce que son axe principal 15 soit sensiblement confondu avec l’axe principal 13 du fuselage 12 entier. L’axe principal 13 du fuselage 12 est son axe avant-arrière. Les queues 16A, 16B peuvent être disposées symétriquement par rapport à l’axe principal 15 du tronçon commun 14. En l’occurrence, les queues 16A, 16B sont disposées latéralement symétriquement par rapport à l’axe principal 15 du tronçon commun 14. Le fuselage 12 est dit «en double pointe arrière» parce que les queues 16A, 16B sont orientées vers l’arrière de l’aéronef 10, à distance du nez 11 de l’aéronef. Le tronçon commun 14 peut, lui aussi, être vers l’arrière du fuselage 12. Par exemple, comme on le voit en l’occurrence, le tronçon commun 14 peut être situé de manière à ce que la voilure 17 s’attache au fuselage entre le nez 11 et la division du tronçon commun 14 en queues 16A, 16B. Les soufflantes 22A, 22B sont montées sur les queues 16A, 16B. Chaque soufflante 22A, 22B est configurée pour exercer une propulsion sur sa queue 16A, 16B correspondante. Lorsque la soufflante 22A, 22B exerce sa propulsion, la queue 16A, 16B correspondante se trouve dans de l’air aspiré par la soufflante 22A, 22B à laquelle elle correspond. On dit ainsi que la queue 16A, 16B est disposée du côté amont de la soufflante 22A, 22B. Le tronçon commun 14 est également disposé du côté amont des soufflantes 22A, 22B. On voit, en figure 2, une vue schématique de dessus d’une partie arrière de l’aéronef 10 visible en figure 1. Chaque queue 16A, 16B est réalisée en forme de pointe effilée s’étendant du tronçon commun 14 vers la soufflante 22A, 22B correspondante. Chaque queue s’effile en direction de la soufflante correspondante. L’extrémité amont 18A, 18B de la pointe effilée présente une section plus grande que l’extrémité aval 19A, 19B de l’effilement de la pointe effilée. La section de l’extrémité amont 18A, 18B de la pointe effilée peut être mesurée perpendiculairement à l’axe principal 15 du tronçon commun 14, et la section de l’extrémité aval 19A, 19B de la pointe effilée peut être mesurée dans un plan de rotation de la soufflante 22A, 22B correspondante. Lorsque l’aéronef se déplace dans une direction vers l’amont des soufflantes 22A, 22B, une couche limite d’air peut être générée autour du tronçon commun 14. Une telle géométrie des queues 16A, 16B peut permettre de guider la couche limite, qui entoure le tronçon commun 14, vers les soufflantes 22A, 22B. L’ingestion de la couche limite peut améliorer le rendement et l’efficacité du système propulsif 20 de l’aéronef. Pour entrainer les soufflantes 22A, 22B, l’aéronef peut comprendre un ou plusieurs moteurs, par exemple une ou plusieurs turbomachines. Comparé aux systèmes propulsifs à moteur unique, un système propulsif à plusieurs moteurs offre plus de redondance et donc de sécurité. En l’occurrence, le système propulsif 20 de l’aéronef comprend autant de turbomachines 24A, 24B que soufflantes 22A, 22B. Bien que les soufflantes 22A, 22B soient représentées comme étant entrainées chacune uniquement par sa propre turbomachine 24A, 24B, il est également envisagé que plusieurs turbomachines coopèrent pour entrainer la/les même/s soufflante/s, par exemple comme décrit dans la demande de brevet français n° national FR1911092, déposée le 7 octobre 2019, et/ou qu’une turbomachine donnée entraine plusieurs soufflantes. Lorsque l’aéronef se déplace dans une direction vers l’amont des soufflantes 22A, 22B, une région de relativement basse pression peut se former entre les queues 16A, 16B, par rapport à la pression de l’air aux alentours des queues et de la région entre les queues 16A, 16B. On comprend par «la région entre les queues» une région définie par l’ensemble des segments de droite joignant un point d’une queue à un point d’une autre queue, à l’exception du volume occupé par les queues elles-mêmes. Cet ensemble forme une enveloppe convexe de la réunion des queues, à l’exception du volume occupé par les queues elles-mêmes. On comprend par «aux alentours des queues et de la région entre les queues» une région entourant les queues, de même étendue axiale/longitudinale (par exemple selon l’axe principal du tronçon commun) que les queues, et ne comprenant pas les queues ni la région entre les queues. On voit, en figure 3, une vue schématique de section selon A-A de la partie arrière de l’aéronef représentée en figure 2. A cause de la région de basse pression entre les queues, la zone 30 de chaque soufflante 22A, 22B, qui est disposée entre les queues, risque d’ingérer de l’air d’une plus basse pression que la zone 32 de chaque soufflante 22A, 22B, qui est disposée à l’extérieur des queues et de la région entre les queues. Par conséquent, la performance de l’aubage de la soufflante 22A, 22B se trouvant dans la zone 30 peut être réduite par rapport à l’aubage se trouvant dans la zone 32, et le fonctionnement de la soufflante 22A, 22B peut être perturbé. Pour pallier ces inconvénients, l’aéronef peut être pourvu d’un système de soufflage qui est configuré pour souffler du gaz afin de réduire l’écart de pression entre ces zones 30, 32 des soufflantes 22A, 22B. Ainsi, l’écoulement de l’air ingéré par les soufflantes 22A, 22B peut être homogénéisé. La présence d’un système de soufflage permet de rapprocher les soufflantes de la région de relativement basse pression, donc de limiter les longueurs des queues, et donc la longueur du système propulsif et la longueur de la structure de l’aéronef. Cette économie de longueur entraine une économie de masse et donc de consommation de l’aéronef. On voit, en figure 4, une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, mais cette fois-ci avec un système de soufflage 40 selon une première variante. Le système de soufflage 40 peut faire partie de la structure de l’aéronef (par exemple son fuselage) et/ou de son système propulsif 20. Le système de soufflage 40 comprend au moins un compresseur de soufflage 42 qui alimente une ou plusieurs buses en gaz à injecter (souffler) en amont d’au moins l’une des soufflantes, entre les queues 16A, 16B. En l’occurrence, un compresseur de soufflage 42 est prévu pour alimenter deux buses 44A, 44B en air à souffler en amont des deux soufflantes 22A, 22B, entre les queues. Toutefois, il est également envisagé qu’une ou plusieurs buses soient alimentées en gaz à injecter par plusieurs compresseurs de soufflage, ou même qu’un compresseur de soufflage donné alimente une seule buse correspondante. Au moins une partie du gaz injecté peut ensuite atteindre les soufflantes 22A, 22B, et être ingéré par celles-ci. L’injection du gaz peut permettre d’accélérer de l’air se trouvant entre les queues 16A, 16B, et d’homogénéiser son écoulement vers les soufflantes 22A, 22B, et sa pression, avec ceux de l’air aux alentours des queues et de la région entre les queues. A titre d’exemple, l’air injecté entre les queues peut être dirigé vers les zones de relativement basse pression des soufflantes 22A, 22B (zones 30 en figure 3). L’homogénéisation de l’air entre les queues avec l’air aux alentours des queues et de la région entre les queues permet de réduire la distorsion maximale de pression et/ou de débit massique autour de sa valeur moyenne azimutale en amont d’une soufflante donnée. Cette distorsion est évaluée pour toute distance radiale du passage d’air de la soufflante. Toute réduction de distorsion peut donner lieu à des améliorations du rendement du système propulsif. A titre d’exemple, l’air est injecté entre les queues à un débit suffisant pour limiter la distorsion de pression et/ou de débit massique autour de la valeur moyenne azimutale en amont de chaque soufflante à 5% ou moins, voire 2% ou moins, ou même 1% ou moins. L’orientation de chaque buse 44A, 44B peut être fixe ou variable. Lors du vol, il est possible que la géométrie et/ou l’emplacement de la zone d’ingestion d’air depuis entre les queues de chaque soufflante 22A, 22B (zones 30 en figure 3) puisse évoluer, par exemple en fonction de la vitesse et/ou de l’angle d’attaque de l’aéronef et/ou des vents incidents sur l’aéronef. Une buse à orientation variable peut permettre ainsi d’adapter l’injection de gaz en fonction de ces évolutions. Pour piloter l’orientation d’une buse à orientation variable, le système de soufflage peut comprendre au moins un actionneur 46A, 46B. Lorsque plusieurs buses sont des buses à orientation variable, leurs orientations peuvent être pilotées indépendamment l’une de l’autre. Il est également envisagé de fixer l’orientation d’une buse à orientation variable par rapport à une autre buse à orientation variable. Il est également envisagé de combiner au moins une buse à orientation fixe avec au moins une buse à orientation variable. En l’occurrence, toutes les deux buses 44A, 44B sont des buses à orientation variable, dont les orientations peuvent être pilotées indépendamment l’une de l’autre, et le système de soufflage comprend plusieurs actionneurs 46A, 46B à cet effet. Chaque actionneur peut comprendre au moins un vérin, par exemple, pour piloter son mouvement. Indépendamment du fait que les buses soient des buses à orientation fixe ou variable, lorsque le système de soufflage comprend plusieurs buses, une première des plusieurs buses peut être destinée à réduire l’écart de pression auquel une première des soufflantes est exposée, et une deuxième des plusieurs buses peut être destinée à réduire l’écart de pression auquel une deuxième des soufflantes est exposée. En l’occurrence, la première buse 44A à orientation variable est destinée principalement à réduire l’écart de pression auquel la première soufflante 22A est exposée, et la deuxième buse 44B à orientation variable est destinée principalement à réduire l’écart de pression auquel la deuxième soufflante 22B est exposée. Toutefois, il est également envisagé, indépendamment de la quantité de buses, qu’une buse soit destinée à réduire l’écart de pression auquel plusieurs soufflantes sont exposées. Le compresseur de soufflage 42 peut prélever de l’air en dehors de l’espace entre les queues 16A, 16B. Par exemple, le compresseur de soufflage 42 peut prélever de l’air en amont des queues 16A, 16B. Lorsque l’aéronef comprend au moins une turbomachine, le compresseur de soufflage peut prélever de l’air en amont de la chambre de combustion d’au moins une turbomachine, pour éviter les gaz de combustion générés par l’au moins une turbomachine. En l’occurrence, le compresseur de soufflage 42 est configuré pour prélever de l’air depuis les manches d’entrée d’air 26A, 26B des turbomachines 24A, 24B du système propulsif 20 de l’aéronef. Le compresseur de soufflage 42 est au moins partiellement alimenté en énergie par des moyens d’alimentation du système de soufflage 40. Par «alimenter en énergie» on comprend par exemple de l’énergie électrique et/ou mécanique. Les moyens d’alimentation peuvent comprendre une machine thermique 50 pour générer de l’énergie mécanique à partir de l’énergie thermique. En l’occurrence, les moyens d’alimentation du système de soufflage 40 comprennent une machine thermique 50 qui est configurée pour récupérer de la chaleur des gaz de combustion qui s’échappent d’au moins une turbomachine 24A, 24B de l’aéronef, et pour convertir cette chaleur en énergie mécanique. Ainsi, l’alimentation de la machine thermique peut se faire avec de l’énergie thermique qui serait autrement perdue par l’aéronef. Par ailleurs, lorsqu’une soufflante est exposée à des gaz de combustion qui s’échappent d’une turbomachine, la présence d’une telle machine thermique peut permettre de réduire la température de ces gazde combustion et donc de protéger les soufflantes. La machine thermique 50 peut comprendre au moins un premier échangeur de chaleur, une turbine, et une pompe configurée pour acheminer du fluide caloriporteur dans l’au moins un premier échangeur de chaleur vers la turbine de la machine thermique 50. La machine thermique 50 peut également comprendre un réservoir pour stocker du fluide caloriporteur à acheminer vers l’au moins un premier échangeur de chaleur, pour replacer le fluide caloriporteur acheminé vers la turbine. L’au moins un premier échangeur de chaleur est configuré pour chauffer le fluide caloriporteur de la machine thermique 50 (par exemple un évaporateur). En l’occurrence, la machine thermique 50 comprend deux évaporateurs 52A, 52B. Afin de chauffer le fluide caloriporteur dans l’au moins un premier échangeur de chaleur, l’au moins un premier échangeur de chaleur peut être configuré pour être disposé dans une conduite de gaz qui est apte à recevoir du gaz de combustion d’une turbomachine. En l’occurrence, un premier des deux évaporateurs 52A est disposé dans une première conduite de gaz 25A reliant une première des soufflantes 22A à une première des turbomachines 24A, et un deuxième des deux évaporateurs 52B est disposé dans une deuxième conduite de gaz 25B reliant une deuxième des soufflantes 22B à une deuxième des turbomachines 24B. Il est également envisagé, cependant, qu’un ou plusieurs premiers échangeurs de chaleur soient disposés dans une même conduite de gaz. En l’occurrence, la machine thermique 50 comprend également au moins un deuxième échangeur de chaleur configuré pour refroidir le fluide caloriporteur, et un circuit de fluide caloriporteur configuré pour acheminer du fluide caloriporteur dans la turbine vers l’au moins un premier échangeur de chaleur en passant par l’au moins un deuxième échangeur de chaleur. En l’occurrence, la machine thermique 50 comprend un ou plusieurs condenseurs, par exemple autant de condenseurs que d’évaporateurs. A titre d’exemple, chaque deuxième échangeur de chaleur peut être disposé de manière à dégager de la chaleur du fluide caloriporteur dans de l’air en amont d’au moins une soufflante ou turbomachine du système propulsif. Lorsque la machine thermique 50 comprend également le réservoir, le circuit de fluide caloriporteur peut être configuré pour acheminer du fluide dans l’au moins un deuxième échangeur de chaleur vers l’au moins un premier échangeur de chaleur en passant par le réservoir. La machine thermique 50 peut être configurée pour fonctionner selon un cycle de Rankine. En l’occurrence, la machine thermique 50 est configurée pour fonctionner selon un cycle organique de Rankine. A cet effet, le fluide caloriporteur peut être du R-245fa (pentafluoropropane), par exemple. En l’occurrence, le système de récupération 49 est représenté comme étant configuré pour récupérer de la chaleur du gaz de combustion d’une turbomachine 24A, 24B en amont d’une soufflante 22A, 22B entrainée par ladite turbomachine 24A,24B. Toutefois, il est également envisagéde récupérer de la chaleur du gaz de combustion en amont d’une soufflante traversée par ledit gaz de combustion lorsque ladite soufflante n’est pas entrainée par la source du gaz de combustion. L’énergie mécanique délivrée par la machine thermique 50 est ensuite transférée au compresseur de soufflage 42 pour l’entrainer, alimentant au moins partiellement ce dernier en énergie mécanique, du fait de leur liaison mécanique. En l’occurrence, l’énergie mécanique est délivrée par une turbine de la machine thermique 50. On voit, en figure 5, une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, mais cette fois-ci avec un système de soufflage 140 selon une deuxième variante. La deuxième variante du système de soufflage 140 diffère de la première variante du système de soufflage en ce que les moyens d’alimentation de la deuxième variante du système de soufflage 140 comprennent un système électrique 150. Le système électrique 150 comprend un moteur électrique 152 pour alimenter le compresseur de soufflage 42 au moins partiellement en énergie mécanique. Le système électrique 150 peut également comprendre au moins une batterie 154 pour alimenter le moteur électrique 152 au moins partiellement en énergie électrique. Bien qu’un système électrique 150 est présenté comme une alternative à la machine thermique représentée dans la première variante du système de soufflage, il est également envisagé de combiner le système électrique 150 de la deuxième variante du système de soufflage 140 avec la machine thermique de la première variante du système de soufflage. Par exemple, la machine thermique et le moteur électrique 152 peuvent tous les deux alimenter (par exemple entrainer) le compresseur de soufflage 42 au moins partiellement en énergie mécanique. En complément ou en alternative, par exemple, les moyens d’alimentation peuvent comprendre un générateur électrique qui est entrainé par la machine thermique pour alimenter le système électrique 150 au moins partiellement en énergie électrique. L’énergie électrique peut être convertie en énergie mécanique par le moteur électrique 152 pour entrainer le compresseur de soufflage 42. Lorsque le système électrique comprend une batterie 154, l’énergie électrique peut être stockée dans celle-ci pour être utilisée ultérieurement par le moteur électrique 152. Lorsque l’aéronef comprend un groupe auxiliaire de puissance, il est également envisagé que le moteur électrique 152 soit alimenté en énergie électrique au moins partiellement par le biais du groupe auxiliaire de puissance. On voit, en figure 6, une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, mais cette fois-ci avec un système de soufflage 240 selon une troisième variante. La troisième variante du système de soufflage 240 diffère des première et deuxième variantes du système de soufflage en ce que les moyens d’alimentation comprennent au moins une transmission pour relier le compresseur de soufflage 42 à au moins un arbre d’au moins une turbomachine de l’aéronef. En l’occurrence, l’aéronef comprend deux turbomachines 24A, 24B pour faire tourner les deux soufflantes, et deux transmissions 250A, 250B reliant le compresseur de soufflage 42 à au moins un arbre de chacune de ces turbomachines 24A, 24B. Indépendamment du fait qu’une turbomachine donnée soit utilisée ou non pour faire tourner une soufflante, lorsqu’une turbomachine donnée comprend un corps «haute pression» et un corps «basse pression», il est envisagé qu’une transmission reliant le compresseur de soufflage à ladite turbomachine donnée relie le compresseur de soufflage à l’arbre de l’un quelconque des corps, ou même aux arbres de plusieurs de ces corps. En l’occurrence, les turbomachines 24A, 24B comprennent chacune un corps basse pression et un corps haute pression, et les transmissions 250A, 250B assurent l’entrainement du compresseur de soufflage 42 par les arbres 28A, 28B des corps basse pression, en reliant ces arbres 28A, 28B au compresseur de soufflage 42. Bien que l’entrainement du compresseur de soufflage 42 par un arbre de turbomachine est présenté comme une alternative à la machine thermique représentée dans la première variante du système de soufflage, et au système électrique représenté dans la deuxième variante du système de soufflage, il est également envisagé de combiner l’entrainement par arbre de turbomachine de la troisième variante du système de soufflage avec la machine thermique de la première variante du système de soufflage et/ou le système électrique de la deuxième variante du système de soufflage. Par exemple, la machine thermique de la première variante du système de soufflage et/ou le système électrique de la deuxième variante du système de soufflage, et/ou la transmission de la troisième variante du système de soufflage peuvent tou(te)s les deux/trois alimenter (par exemple entrainer) le compresseur de soufflage 42 au moins partiellement en énergie mécanique. En complément ou en alternative, par exemple, lorsque les moyens d’alimentation comprennent un générateur électrique, le générateur électrique peut être configuré pour être entrainé par la/les transmission/s (et éventuellement aussi par la machine thermique, lorsqu’il y en a) pour alimenter le système électrique au moins partiellement en énergie électrique. L’énergie électrique peut être convertie en énergie mécanique par le moteur électrique pour entrainer le compresseur de soufflage. Lorsque le système électrique comprend une batterie, l’énergie électrique peut être stockée dans celle-ci pour être utilisée ultérieurement par le moteur électrique. Bien que la présente description se réfère à des exemples de réalisation spécifiques, des modifications peuvent être apportées à ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés ou mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif. Système de soufflage(40, 140, 240) pour un aéronef (10) comprenant un fuselage (12) commun qui se divise en au moins deux queues (16A, 16B), et au moins deux soufflantes (22A, 22B) montées chacune sur une queue en aval du fuselage commun, ledit système de soufflage comprenant une ou plusieurs buses (44A, 44B) et au moins un compresseur de soufflage (42) configuré pour alimenter les une ou plusieurs buses en gaz, les buses étant configurées pour injecter du gaz en amont des soufflantes, entre les queues. Système de soufflage (40, 140, 240) selon la revendication 1, au moins l’une des buses (16A, 16B) étant une buse orientable. Système de soufflage (40, 140, 240) selon la revendication 2, comprenant au moins un actionneur (46A, 46B) pour piloter l’orientation de la buse orientable. Système de soufflage (40, 140, 240) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, comprenant une machine thermique (50) configurée pour fonctionner selon un cycle de Rankine et pour entrainer l’au moins un compresseur de soufflage (42). Système de soufflage (40, 140, 240) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, comprenant une machine thermique (50) configurée pour être alimentée en énergie par la récupération de chaleur de gaz de sortie d’au moins une turbomachine (24A, 24B) de l’aéronef (10) pour entrainer l’au moins un compresseur de soufflage (42). Système de soufflage (40, 140, 240) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, comprenant un moteur électrique (152) configuré pour entrainer l’au moins un compresseur de soufflage (42). Système de soufflage (40, 140, 240) selon la revendication 6, comprenant une batterie (154) pour alimenter le moteur électrique (152). Système de soufflage (40, 140, 240) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, l’au moins un compresseur de soufflage (42) étant configuré pour être entrainé par l’un au moins parmi: au moins un arbre (28A, 28B) d’au moins une turbomachine (22A, 22B) de l’aéronef (10), un moteur électrique (152) du système de soufflage, une machine thermique (50) du système de soufflage. Système de soufflage (40, 140, 240) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, l’au moins un compresseur de soufflage (42) étant configuré pour prélever de l’air depuis au moins une manche d’entrée (26A, 26B) d’au moins une turbomachine (22A, 22B) d’un système propulsif (20) de l’aéronef (10). Aéronef (10) comprenantun fuselage (12) commun qui se divise en au moins deux queues (16A, 16B), au moins deux soufflantes (22A, 22B) montées chacune sur une queue en aval du fuselage commun, et un système de soufflage (40, 140, 240) selon l’une quelconque des revendications précédentes.