Brevet FR3154710A1 — publié le 20250502

Architecture d’alimentation (1) comportant deux turbines à gaz (2a, 2b), un réseau propulsif (5) et un réseau non propulsif (6) ; le réseau propulsif comportant deux premières voies (5a, 5b) associées chacune à une turbine à gaz distincte et comprenant chacune un premier générateur AC (9), un premier convertisseur AC/DC (10) et une première batterie (11), pour alimenter des équipements propulsifs ; le réseau non propulsif comportant deux deuxièmes voies (6a, 6b) associées chacune à une turbine à gaz distincte et comprenant chacune un deuxième générateur AC (20), un deuxième convertisseur AC/DC (21) et une deuxième batterie (22), pour alimenter des équipements non propulsifs de l’aéronef. FIGURE DE L’ABREGE : Fig.1 Alimentation d’un aéronef à propulsion hybride-électrique, utilisant deux TAGs L’invention concerne le domaine de l’alimentation électrique des équipements propulsifs et non propulsifs des aéronefs à propulsion hybride-électrique. ARRIERE PLAN DE L’INVENTION Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi à ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. De plus en plus d’avionneurs proposent ainsi des architectures pour des aéronefs à propulsion hybride-électrique. En effet, ces architectures semblent prometteuses pour réduire le bilan carbone des aéronefs, en particulier sur des avions de type « commuter » ou régional, de faible capacité de transport (typiquement inférieure à 30 passagers). Les moteurs électriques propulsifs nécessitent pour opérer une puissance élevée, par exemple de l’ordre de 100 kW à 250 kW, sous une haute tension, typiquement de l’ordre de 800 Vdc. Les aéronefs, dans lesquels est intégré un réseau de puissance alternative, embarquent généralement une puissance totale capable d’alimenter des systèmes requérant des puissances comprises entre 50 kW et 500 kW (voire 1 MW), tandis que les réseaux en basse tension continue (BT) ont des puissances embarquées plus limitées et inférieures à 100 kW. Les réseaux continus sont classiquement conçus pour opérer à une tension de 28 VDC, et sont réservés aux faibles puissances. A ce jour, il n’existe pas, ou pratiquement pas, de réseaux en haute tension continue. De ce fait, il n’existe pas de composants permettant d’opérer sous une haute tension continue et à des puissances suffisamment élevées qui répondraient à des besoins de réseaux propulsifs. Il faut donc concevoir de nouvelles architectures pour générer et transporter la tension continue et la puissance continue requises pour alimenter les équipements propulsifs de l’aéronef. On parle ici de « réseau d’alimentation propulsif ». Les équipements propulsifs comprennent notamment les moteurs électriques propulsifs de l’aéronef. Il faut aussi concevoir et intégrer dans l’aéronef le réseau d’alimentation des équipements non propulsifs (on parle ici de « réseau d’alimentation non propulsif »). Or, dans la plupart des architectures envisagées aujourd’hui par les avionneurs pour des avions à propulsion électrique, qu’ils soient hybrides ou alimentés seulement par des batteries, le réseau d’alimentation non propulsif est en général alimenté par des convertisseurs qui prélèvent leur énergie du réseau d’alimentation propulsif. Cette solution, bien que naturelle pour l’homme du métier, amène beaucoup de contraintes. Les sources d’énergie du réseau d’alimentation doivent donc embarquer aussi l’énergie nécessaire au fonctionnement des équipements non propulsifs. La masse supplémentaire (notamment quand il s’agit de batteries) induite par ce bilan de consommation des charges non propulsives est importante, bien que souvent négligée par les avionneurs dans leurs premières analyses. Les contraintes de non propagation de panne du réseau d’alimentation propulsif vers le réseau d’alimentation non propulsif (ou inversement) ont un très fort impact sur la conception des convertisseurs. Les contraintes de qualité réseau (variation de tension, contenu harmonique, etc.) sont en effet généralement plus fortes sur les réseaux non propulsifs que sur les réseaux propulsifs. Cela demande un fort niveau de filtrage sur ces convertisseurs, ce qui a tendance à les alourdir. Par ailleurs, la maturité de ces convertisseurs est encore basse vis-à-vis de leur capacité à être intégrés dans un aéronef. De plus, les puissances relativement élevées des réseaux non propulsifs (typiquement de l’ordre de 100 kW à 150 kW) incitent les fournisseurs à proposer des convertisseurs à refroidissement liquide afin de réduire la masse et le volume. Cela implique donc la mise en place d’un nouveau système, dédié au refroidissement de ces équipements, qui est non seulement coûteux (à concevoir, à fabriquer) mais qui est aussi lourd et encombrant. OBJET DE L’INVENTION L’invention a pour objet une architecture d’alimentation électrique pour aéronef : permettant un fonctionnement en mode hybride ; réduisant les contraintes de surdimensionnement des équipements du réseau d’alimentation propulsif ; limitant toute propagation de panne du réseau d’alimentation propulsif vers le réseau d’alimentation non propulsif ; ayant un coût, une masse et un encombrement réduits. En vue de la réalisation de ce but, on propose une architecture d’alimentation électrique, destinée à être intégrée dans un aéronef à propulsion hybride-électrique, et comportant deux turbines à gaz, un réseau d’alimentation propulsif et un réseau d’alimentation non propulsif ; le réseau d’alimentation propulsif comportant deux premières voies associées chacune à une turbine à gaz distincte et à un ensemble d’équipements propulsifs distinct, chaque première voie comprenant : - un premier générateur AC connecté mécaniquement à la turbine à gaz associée à ladite première voie, et agencé pour produire une première tension alternative à partir d’une énergie mécanique d’alimentation produite par ladite turbine à gaz ; - au moins un premier convertisseur AC/DC connecté au premier générateur AC ; - au moins une première batterie ; le au moins un premier convertisseur AC/DC et la au moins une première batterie de chaque première voie étant agencés pour alimenter l’ensemble d’équipements propulsifs associé à ladite première voie ; le réseau d’alimentation non propulsif comportant deux deuxièmes voies associées chacune à une turbine à gaz distincte, chaque deuxième voie comprenant : - un deuxième générateur AC connecté mécaniquement à la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie, et agencé pour produire une deuxième tension alternative à partir de l’énergie mécanique d’alimentation produite par ladite turbine à gaz ; - au moins un deuxième convertisseur AC/DC connecté au deuxième générateur AC ; - au moins une deuxième batterie ; le au moins un deuxième convertisseur AC/DC et la au moins une deuxième batterie étant agencés pour alimenter des équipements non propulsifs de l’aéronef. Pour chaque turbine à gaz, la première voie du réseau d’alimentation propulsif et la deuxième voie du réseau d’alimentation non propulsif associées à ladite turbine à gaz n’ont donc aucun point électrique commun. Le premier générateur AC et le deuxième générateur AC de ces voies, situés en amont desdites voies (côté turbines), sont connectés mécaniquement à la même turbine (par exemple via une boîte d’engrenages de puissance et/ou via une boîte d’engrenages accessoire connectées à ladite turbine), de sorte que la première voie et la deuxième voie n’ont aucune connexion électrique entre elles. Il n’est donc pas nécessaire de surdimensionner les sources du réseau d’alimentation propulsif, puisque le réseau d’alimentation non propulsif est alimenté par les turbines à gaz et par ses propres batteries. Par ailleurs, l’absence de connexion électrique entre le réseau d’alimentation propulsif et le réseau d’alimentation non propulsif permet de limiter la propagation de pannes entre ces réseaux. Il n’est donc pas nécessaire de surdimensionner les moyens de protection (filtrage notamment) du réseau propulsif pour le rendre compatible avec les exigences liées au réseau non propulsif (règlementations type MIL-STD-704, DO160, etc.). L’invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, chaque turbine à gaz comportant un corps à basse pression, le premier générateur AC de chaque première voie étant connecté via une boîte d’engrenages de puissance au corps à basse pression de la turbine à gaz associée à ladite première voie. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, le deuxième générateur AC de chaque deuxième voie étant aussi connecté via la boîte d’engrenages de puissance au corps à basse pression de la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie, chaque turbine à gaz comportant de plus un corps à haute pression, chaque deuxième voie comprenant en outre un générateur-démarreur connecté via une boîte d’engrenages accessoire au corps à haute pression de la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, chaque turbine à gaz comportant de plus un corps à haute pression, le deuxième générateur AC de chaque deuxième voie étant connecté via une boîte d’engrenages accessoire au corps à haute pression de la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie, le au moins un deuxième convertisseur AC/DC de chaque deuxième voie comprenant un convertisseur bidirectionnel agencé pour produire une tension alternative de démarrage agencée pour être appliquée sur un port du deuxième générateur AC pour démarrer ladite turbine à gaz. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle chaque première voie comprend un premier convertisseur AC/DC et une première batterie agencés pour alimenter des premiers équipements propulsifs de l’ensemble d’équipements propulsifs associé à ladite première voie, et un autre premier convertisseur AC/DC et une autre première batterie agencés pour alimenter des deuxièmes équipements propulsifs de l’ensemble d’équipements propulsifs associé à ladite première voie. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle chaque deuxième voie comprend en outre un convertisseur DC/DC connecté au deuxième convertisseur AC/DC, le au moins un deuxième convertisseur AC/DC produisant une moyenne tension continue pour mettre en œuvre un réseau d’alimentation en moyenne tension alimentant certains équipements non propulsifs, le convertisseur DC/DC produisant une basse tension continue à partir de la moyenne tension continue pour mettre en œuvre un réseau d’alimentation basse tension continue alimentant d’autres équipements non propulsifs. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle chaque première voie comprend en outre une turbine à air dynamique utilisant une hélice d’un moteur électrique propulsif alimenté par ladite première voie. On propose de plus un aéronef dans lequel est intégrée une architecture tel que précédemment décrite. On propose de plus un procédé d’alimentation utilisant l’architecture telle que précédemment décrite, comprenant l’étape, lorsque l’aéronef est au sol, d’utiliser un groupe de parc pour recharger les premières batteries et les deuxièmes batteries et pour alimenter les équipements non propulsifs. On propose de plus un procédé d’alimentation tel que précédemment décrit, comprenant l’étape, pour mettre en œuvre un mode tout électrique lorsque l’aéronef est en vol, d’utiliser uniquement les premières batteries pour alimenter les ensembles d’équipements propulsifs et les deuxièmes batteries pour alimenter les équipements non propulsifs. On propose de plus un procédé d’alimentation tel que précédemment décrit, comportant les étapes, pour mettre en œuvre un mode hybride lorsque l’aéronef est en vol, de démarrer chaque turbine à gaz en utilisant une énergie électrique provenant de la deuxième voie associée à ladite turbine à gaz pour produire une énergie mécanique de démarrage appliquée en entrée d’une boîte d’engrenages accessoire qui est connectée à un corps haute pression de ladite turbine à gaz, et d’utiliser les turbines à gaz pour alimenter au moins partiellement les ensembles d’équipements propulsifs et les équipements non propulsifs. L’invention sera mieux comprise à la lumière de la description qui suit de modes de mise en œuvre particuliers non limitatifs de l’invention. Il sera fait référence aux dessins annexés parmi lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 représente une architecture d’alimentation électrique selon un premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 2 la FIG. 2 représente un graphique illustrant les temps de charge et de décharge des batteries pour une mission courte en mode « tout électrique » ; FIG. 3 la FIG. 3 est une figure similaire à la FIG. 2 , pour une mission longue en mode « hybride » ; FIG. 4 la FIG. 4 est une figure similaire à la FIG. 1 , illustrant une phase dans laquelle l’aéronef est au sol avec le groupe de parc connecté ; FIG. 5 la FIG. 5 est une figure similaire à la FIG. 1 , illustrant une phase dans laquelle l’aéronef est en mode « tout électrique » ; FIG. 6 la FIG. 6 est une figure similaire à la FIG. 1 , illustrant une phase de démarrage de la turbine à gaz de droite en vol ; FIG. 7 la FIG. 7 illustre aussi la phase de démarrage de la turbine à gaz de droite en vol, selon une variante de la FIG. 6 ; FIG. 8 la FIG. 8 est une figure similaire à la FIG. 1 , illustrant une phase dans laquelle l’aéronef est en mode « hybride » ; FIG. 9 la FIG. 9 représente une architecture d’alimentation électrique selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 10 la FIG. 10 représente une architecture d’alimentation électrique selon un troisième mode de réalisation de l’invention. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la FIG. 1 , l’architecture d’alimentation électrique 1 selon un premier mode de réalisation de l’invention est ici intégrée dans un avion 0 à propulsion hybride-électrique. L’architecture comprend tout d’abord deux turbines à gaz 2a, 2b. Chaque turbine à gaz 2a, 2b est ici une turbine à double corps comprenant un premier corps et un deuxième corps. Le premier corps est ici un corps dit « corps à basse pression » (ou LP spool ) et le deuxième corps est ici un corps dit « corps à haute pression » (ou HP spool ). L’architecture 1 comprend de plus, pour chaque turbine à gaz 2a, 2b, une boîte d’engrenages de puissance 3 (PGB, pour Power Gear Train ) et une boîte d’engrenages accessoire 4 (AGB, pour Accessory Gear Box ). Le corps à basse pression de chaque turbine à gaz 2a, 2b est connecté à la boîte d’engrenages de puissance 3 associée. Le corps à haute pression de chaque turbine à gaz 2a, 2b est connecté à la boîte d’engrenages accessoire 4 associée. L’architecture 1 comprend un réseau d’alimentation propulsif 5 et un réseau d’alimentation non propulsif 6. Le réseau d’alimentation propulsif 5 est destiné à alimenter les équipements propulsifs de l’avion 0, qui comprennent notamment des moteurs électriques propulsifs 7 (utilisés pour propulser l’avion) et des composants électriques qui produisent les courants d’alimentation fournis aux moteurs électriques et qui pilotent lesdits moteurs 7. Le réseau d’alimentation non propulsif 6 est destiné à alimenter les équipements non propulsifs 8 de l’avion 0. Ces équipements 8 comprennent les équipements du système de contrôle de l’environnement (ECS, pour Environmental Control System ), du système de dégivrage des ailes (EWIPS, pour Electric Wing Ice Protection System ), du système de train d’atterrissage (L/G, pour Landing Gear ), du système de freinage des roues, des charges essentielles ( ESS loads ) comprenant des équipements d’avionique essentiels, des charges commerciales ( commercial loads ), des charges alimentées en 28 VDC, des commandes de vol, des calculateurs FADEC (pour Full Authority Digital Engine Control ), etc. Le réseau d’alimentation propulsif 5 comporte deux premières voies 5a, 5b, associées chacune à une turbine à gaz 2a, 2b distincte et à un ensemble d’équipements propulsif distinct 7a, 7b. Chaque première voie 5a, 5b comprend : - un premier générateur AC 9 connecté mécaniquement à la turbine à gaz 2a, 2b associée à ladite première voie, et agencé pour produire une première tension alternative Va1 à partir d’une énergie mécanique d’alimentation produite par ladite turbine à gaz 2a, 2b ; - au moins un premier convertisseur AC/DC 10 connecté au premier générateur AC 9 ; - au moins une première batterie 11. Le au moins un premier convertisseur AC/DC 10 et la au moins une première batterie 11 de chaque première voie 5a, 5b sont agencés pour alimenter l’ensemble d’équipements propulsifs 7a, 7b associé à ladite première voie 5a, 5b. Dans chaque première voie 5a, 5b, le premier générateur AC 9 génère ici une puissance apparente de 500 kVa. Dans chaque première voie 5a, 5b, l’entrée du premier générateur AC 9 est connectée via la boîte d’engrenages de puissance 3 au corps à basse pression de la turbine à gaz 2a, 2b associée à ladite première voie 5a, 5b. La sortie du premier générateur AC 9 est connectée à un busbar 12 ( AC ) sur lequel est appliquée une haute tension alternative (Va1), égale ici à 350 Vac, et sur lequel circule une haute puissance alternative. Le terme « busbar » est équivalent aux termes « barre bus » ou « barre omnibus », et désigne selon la définition donnée par la commission électronique internationale, un conducteur de faible impédance auquel peuvent être reliés plusieurs circuits électriques en des points séparés. Chaque première voie 5a, 5b comporte de plus des premiers moyens de connexion 14 (comprenant au moins un connecteur d’un type quelconque) à un dispositif de recharge de batteries qui produit une tension de charge alternative (haute tension). Le dispositif de recharge est par exemple intégré dans le groupe de parc conventionnel (GPU, pour Ground Power Unit ). Cette tension de charge alternative est appliquée sur le busbar 12. La première batterie 11 comprend un port connecté à un convertisseur DC/DC 15. On note ici qu’on parlera de « port » pour désigner l’interface d’un composant au fonctionnement bidirectionnel, qui est donc à la fois une entrée et une sortie. On note aussi que certains composants qui sont utilisés ici en monodirectionnel, et donc pour lesquels on utilise les termes « entrée », « sortie », pourraient très bien être des composants bidirectionnels (et inversement, en cas de modification des architectures présentées, couverte par l’invention). L’entrée du premier convertisseur AC/DC 10 est connectée au busbar 12. Le premier convertisseur AC/DC 10 convertit une tension d’entrée de 350 Vac en une tension de sortie de 800 Vdc. La puissance apparente produite est 250 kVA. La sortie du premier convertisseur AC/DC 10 et un port du convertisseur DC/DC 15 sont connectées à un busbar 13 ( HV DC , pour High Voltage Direct Current ) sur lequel est appliquée une haute tension continue (ici 800 Vdc) et sur lequel circule une haute puissance continue. Chaque première voie 5a, 5b comprend de plus un busbar 17 et un busbar 18, qui sont connectés au busbar 13. Dans la première voie 5a, le moteur 7a1 et le moteur 7a2 sont alimentés via le busbar 17 ( HV ) . Le moteur 7a3 et le moteur 7a4 sont alimentés via le busbar 18 ( HV ). Dans la première voie 5b, le moteur 7b1 et le moteur 7b2 sont alimentés via le busbar 17 ( HV ). Le moteur 7b3 et le moteur 7b4 sont alimentés via le busbar 18 ( HV ). Dans chaque première voie, le courant tiré sur le premier convertisseur AC/DC 10 via chaque busbar 17 ou 18 est typiquement de 500 A. On note ici que les moteurs 7a1, 7a2, 7b3, 7b4 entraînent chacun une seule hélice, alors que les moteurs 7a3 et 7a4 entraînent ensemble une même hélice, et les moteurs 7b1 et 7b2 entraînent ensemble une même hélice. Le réseau d’alimentation non propulsif 6 comporte deux deuxièmes voies 6a, 6b associées chacune à une turbine à gaz 2a, 2b distincte, chaque deuxième voie comprenant : - un deuxième générateur AC 20 connecté mécaniquement à la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie, et agencé pour produire une deuxième tension alternative Va2 à partir de l’énergie mécanique d’alimentation produite par ladite turbine à gaz ; - au moins un deuxième convertisseur AC/DC 21 connecté au deuxième générateur AC 20 ; - au moins une deuxième batterie 22. Le deuxième convertisseur AC/DC 21 et la deuxième batterie 22 sont agencés pour alimenter les équipements non propulsifs 8 de l’avion 0. Dans chaque deuxième voie 6a, 6b, le deuxième générateur AC 20 génère ici une puissance apparente de 500 kVa. Ici, pour chaque deuxième voie 6a, 6b, le deuxième générateur AC 20 de ladite deuxième voie 6a, 6b est aussi connecté via la boîte d’engrenages de puissance 3 au corps à basse pression de la turbine à gaz 2a, 2b associée à ladite deuxième voie. Chaque deuxième voie 6a, 6b comprend en outre un générateur-démarreur 23 connecté via la boîte d’engrenages accessoire 4 au corps à haute pression de la turbine à gaz 2a, 2b associée à ladite deuxième voie. La sortie du deuxième générateur AC 20 est connectée à un busbar 24 ( Main AC ) sur lequel est appliquée une haute tension alternative et sur lequel circule une haute puissance alternative. Le réseau 6 comprend de plus des moyens de connexion 25 (comprenant au moins un connecteur d’un type quelconque) au groupe de parc. Le groupe produit une tension alternative 115 Vac/400 Hz. Cette tension est appliquée sur le bubar 24. L’entrée de chaque deuxième convertisseur AC/DC 21 est connectée au busbar 24 associé. Les deux busbars 24 des deux deuxièmes voies 6a, 6b sont connectés entre eux. Les deuxièmes voies 6a, 6b mettent donc en œuvre un réseau d’alimentation en haute tension alternative. Le deuxième convertisseur AC/DC 21 convertit une haute tension alternative en une basse tension continue (28 Vdc). Dans chaque deuxième voie 6a, 6b, la sortie du deuxième convertisseur AC/DC 21 est connectée à un busbar 26 ( MAIN LVDC 1 , MAIN LVDC 2 ) sur lequel est appliquée une basse tension continue et sur lequel circule une basse puissance continue. Chaque deuxième voie 6a, 6b comprend aussi un busbar auxiliaire 27 ( EMER LVDC ), sur lequel est appliquée une basse tension continue et sur lequel circule une basse puissance continue, et qui est connecté au busbar 26 de ladite deuxième voie 6a, 6b. Les deux busbars 27 des deux deuxièmes voies 6a, 6b sont connectés entre eux. La deuxième batterie 22 (25 Ah) de chaque deuxième voie 6a, 6b a un port connecté au busbar 27 de ladite deuxième voie 6a, 6b. Les deuxièmes voie 6a, 6b mettent donc en œuvre un réseau d’alimentation en basse tension continue. Tous les équipements non propulsifs précédemment cités sont alimentés via les deux busbars 24 (équipements 8a), sauf les commandes de vol, les calculateurs FADEC et les équipements d’avionique essentiels (équipements 8b), qui sont alimentés via les deux busbars 26 et les deux busbars 27. L’architecture proposée permet le fonctionnement de l’avion en mode « tout électrique » et en mode « hybride ». En mode tout électrique, seules les batteries sont utilisées. Le réseau d’alimentation non propulsif embarque sa propre énergie, ce qui permet de ne pas installer de convertisseurs entre les réseaux propulsifs et non-propulsifs. On note que les technologies utilisées pour les composants cités peuvent être quelconques. Par exemple, en ce qui concerne les couples « premier générateur AC et premier convertisseur AC/DC » et « deuxième générateur AC et deuxième convertisseur AC/DC », la seule contrainte sur chaque couple est de pouvoir réguler la tension de sortie. On peut donc envisager les solutions suivantes : - Machine à aimants permanents (pour le générateur), et redresseur actif (pour le convertisseur) ; - Machine trois étages, et redresseur passif ; - Machine à inducteur piloté, et redresseur passif. En mode tout électrique, en référence à la FIG. 2 , l’avion est tout d’abord au parking. Le système électrique de l’avion est mis sous tension. Les batteries sont chargées. A la fin de la charge des batteries, le roulage débute. L’avion décolle, vole à son altitude de croisière. Puis, la descente débute. Suite à la descente, l’avion atterrit, roule vers le parking puis est stoppé. Les batteries sont chargées entre les temps T1 et T2. Les batteries se déchargent entre les temps T2 et T7. En mode hybride, en référence à la FIG. 3 , les turbines à gaz démarrent suite à la fin de charge des batteries. Les batteries se déchargent jusqu’à la fin de la montée (entre les temps T3 et T5), puis se rechargent en phase de croisière (à partir de T5). En référence à la FIG. 4 , lorsque l’avion est au sol, le groupe de parc est connecté aux moyens de connexion 14 et 25 pour recharger les premières batteries 11 et les deuxièmes batteries 22, et pour alimenter tous les équipements non propulsifs 8. La recharge est effectuée à travers les premiers convertisseurs AC/DC 10 et les deuxièmes convertisseurs AC/DC 21. La puissance électrique circule selon les flèches F. Sur les figures 4 à 8, les zones grisées de l’architecture sont non actives ou non alimentées. En référence à la FIG. 5 , en mode tout électrique, lorsque l’avion est en vol, seules les premières batteries 11 sont utilisées pour alimenter les équipements propulsifs 7, et les deuxièmes batteries 22 sont utilisées pour alimenter les équipements non propulsifs 8. La quantité d’énergie embarquée est celle nécessaire à la mission, avec les réserves pour les déroutements. En référence à la FIG. 6 , on s’intéresse au démarrage en vol de la turbine à gaz 2b (alors que la turbine à gaz 2a a déjà démarré et contribue à l’alimentation de l’ensemble d’équipements propulsifs 7a). Il s’agit d’un mode hybride. Durant la phase de démarrage, le générateur-démarreur 23 de la turbine à gaz 2b est mode starter et est alimenté par la batterie 22 de la deuxième voie 6b. L’ensemble d’équipements propulsifs 7b est alimenté par la batterie 11 de la première voie 5b. Les équipements non propulsifs 8a, normalement alimentés par la première voie 5b, sont éteints pendant la phase de démarrage. En référence à la FIG. 7 , on s’intéresse à nouveau au démarrage en vol de la turbine à gaz 2b. Cette fois, cependant, pendant la phase de démarrage, les équipements non propulsifs 8a, normalement alimentés par la première voie 5b, ne sont pas éteints mais sont alimentés par le busbar 24 (MAIN AC) du côté opposé, c’est-à-dire de la deuxième voie 6a. On note que la position du contacteur 40 dans une zone grisée indique qu’il est ouvert. L’état des autres contacteurs n’est pas précisé mais est évident pour l’homme du métier. En référence à la FIG. 8 , lorsque les turbines à gaz 2a, 2b ont démarré, elles sont utilisées pour alimenter au moins partiellement les équipements propulsifs et les équipements non propulsifs. Les turbines à gaz 2a, 2b rechargent aussi les premières batteries et les deuxièmes batteries. Les turbines à gaz 2a, 2b sont donc dimensionnées pour fournir la puissance propulsive correspondant à la croisière, ainsi que la puissance nécessaire aux charges non propulsives, avec aussi une capacité à charger les batteries en vol (propulsives et non-propulsives). L’architecture de la FIG. 1 permet de mettre en œuvre une hybridation faible. La puissance est donc distribuée via un réseau d’alimentation propulsif HVDC, qui comprend deux voies indépendantes, chaque voie étant associée à l’une des turbines à gaz. Chaque voie alimente la moitié du système propulsif. Le nombre de moteurs propulsifs par busbar HV et le nombre de busbars HV sont dictés par l’architecture propulsive de l’aéronef, et peuvent donc être différents de ceux décrits ici. On a ici une architecture à deux busbars HV par côté avec deux moteurs propulsifs par busbar HV. Chaque busbar HV est alimenté par un réseau HVDC. La batterie sur chaque réseau HVDC, lors des phases à forte puissance requise, typiquement le décollage, peut fournir un léger complément de puissance. Elle permet également de stabiliser la tension du busbar HV DC sur laquelle elle est montée. Lorsque la puissance requise par la propulsion est plus faible, la batterie peut être rechargée. En référence à la FIG. 9 , l’architecture d’alimentation électrique 101 selon un deuxième mode de réalisation de l’invention est intégrée dans un avion 100 et comprend à nouveau deux turbines à gaz 102a, 102b, un réseau d’alimentation propulsif 105 et un réseau d’alimentation non propulsif 106. Le réseau d’alimentation non propulsif 106 est semblable à celui de l’architecture 1 de la FIG. 1 . Sur la FIG. 9 , on ajoute « 100 » aux références des éléments qui sont identiques à ceux de la FIG. 1 et qui ne sont pas évoqués à nouveau dans la description. Le réseau d’alimentation propulsif 105 comporte deux premières voies 105a, 105b, associées chacune à une turbine à gaz 102a, 102b distincte et à un ensemble d’équipements propulsif distinct 107a, 107b. Cette fois, chaque première voie 105a, 105b comprend un premier convertisseur AC/DC 110a et une première batterie 111a agencés pour alimenter des premiers équipements propulsifs de l’ensemble d’équipements propulsifs 107a associé à ladite première voie, et un autre premier convertisseur AC/DC 110b et une autre première batterie 111b agencés pour alimenter des deuxièmes équipements propulsifs de l’ensemble d’équipements propulsifs 107b associé à ladite première voie. Dans chaque première voie 105a, 105b, l’entrée du premier convertisseur AC/DC 110a est connectée au busbar 112 qui est lui-même connecté à la sortie du premier générateur AC 109. L’entrée du premier convertisseur AC/DC 110b est connectée aussi au busbar 112. La sortie du premier convertisseur AC/DC 110a et un port de la première batterie 111a sont connectés au busbar 117. La sortie du premier convertisseur AC/DC 110b et un port de la première batterie 111b sont connectées au busbar 118. Dans la première voie 105a, les premiers équipements propulsifs alimentés par le premier convertisseur AC/DC 110a et la première batterie 111a comprennent les moteurs 107a1 et 107a2, qui sont connectés au busbar 117. Les premiers équipements propulsifs alimentés par le premier convertisseur AC/DC 110b et la première batterie 111b comprennent les moteurs 107a3 et 107a4, qui sont connectés au busbar 118. Dans la deuxième voie 105b, les premiers équipements propulsifs alimentés par le premier convertisseur AC/DC 110a et la première batterie 111a comprennent les moteurs 107b1 et 107b2, qui sont connectés au busbar 117. Les premiers équipements propulsifs alimentés par le premier convertisseur AC/DC 110b et la première batterie 111b comprennent les moteurs 107b3 et 107b4, qui sont connectés au busbar 118. L’architecture de la FIG. 9 permet de mettre en œuvre une hybridation forte. La puissance est distribuée via un réseau AC ( Alternative Current ) indépendant par TAG. Chaque réseau alimente la moitié du système propulsif. Le nombre de moteurs propulsifs par barre HV et le nombre de barres HV sont dictés par l’architecture propulsive de l’aéronef. On a ici une architecture à deux barres HV par côté avec deux moteurs propulsifs par barre. Chaque barre HV est alimentée par un réseau AC via une électronique de puissance. Lors de phases requérant le maximum de puissance propulsive, la batterie sur chaque barre fournit de la puissance et définit la tension sur la barre. Le complément de puissance est fourni par la génératrice via l’électronique de puissance qui adapte la tension fournie à celle de la batterie. Lorsque la génératrice seule permet de fournir plus de la totalité de la puissance propulsive sur son côté, l’excédent de puissance est utilisé pour recharger la batterie. En référence à la FIG. 10 , l’architecture d’alimentation électrique 201 selon un troisième mode de réalisation de l’invention, intégrée dans un avion 200, comprend à nouveau deux turbines à gaz 202a, 202b, un réseau d’alimentation propulsif 205 et un réseau d’alimentation non propulsif 206. Le réseau d’alimentation propulsif 205 est semblable à celui de la FIG. 9 , si ce n’est que chaque première voie 205a, 205b comprend en outre une turbine à air dynamique 230 (RAT, pour Ram Air Turbin ). Sur la FIG. 10 , on ajoute « 100 » aux références des éléments qui sont identiques à ceux de la FIG. 9 et qui ne sont pas évoqués à nouveau dans la description, et 200 à ceux de la FIG. 1 . Dans chaque première voie 205a, 205b, la turbine à air dynamique 230 est intégrée dans un moteur électrique propulsif: moteur 207a1 pour la première voie 205a et moteur 207b4 pour la première voie 205b. Chaque turbine 230 utilise l’hélice 231 du moteur 207a1, 207b4 dans lequel elle est intégrée. Chaque moteur 207a1, 207b4 comporte de plus un générateur 232, ici de type PMG ( Permanent Magnet Generator , c’est-à-dire une machine synchrone à aimants permanents), dont le rotor est connecté à l’hélice 231, pour produire de l’énergie électrique. Chaque moteur 207a1, 207b4 comporte de plus un système d’embrayage et de désembrayage (roue libre par exemple) pour déconnecter le générateur 232 du moteur lorsque ce dernier est alimenté électriquement (par une batterie ou une turbine à gaz). Le réseau d’alimentation non propulsif 206 comporte à nouveau une deuxième voie 206a et une deuxième voie 206b. Cette fois, dans chaque deuxième voie 206a, 206b, le deuxième générateur AC 220 est connecté via la boîte d’engrenages accessoire 204 au corps à haute pression de la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie 206a, 206b. Le deuxième générateur AC 220 est un générateur qui comprend un port connecté mécaniquement à la boîte d’engrenages accessoire 204 et un port connecté à un busbar 224 (bus de transfert), sur lequel est appliquée une haute tension alternative et sur lequel chemine une haute puissance alternative. Les deux busbars 224 sont connectés entre eux. Le réseau 206 comprend de plus des moyens de connexion 225 au groupe de parc, grâce auxquels le groupe de parc applique la tension de recharge sur les deux busbars 224. Chaque deuxième voie 206a, 206b comporte de plus un deuxième convertisseur AC/DC 221 et une deuxième batterie 222. Dans chaque deuxième voie 206a, 206b, le deuxième convertisseur AC/DC 221 est bidirectionnel (il peut produire une tension continue à partir d’une tension alternative, et inversement). Il comprend un port connecté au busbar 224 et un port connecté à un busbar 235 ( MAIN MVDC ). La deuxième batterie 222 a une sortie connectée au busbar 235. Le deuxième convertisseur AC/DC 221 convertit une haute tension alternative en une moyenne tension continue, et inversement. Cette moyenne tension continue (270 Vdc ou 540 Vdc par exemple) est appliquée sur le busbar 235, et une moyenne puissance continue chemine sur le busbar 235. Le réseau 206 met donc en œuvre un réseau d’alimentation en moyenne tension continue. Tous les équipements non propulsifs précédemment cités sont alimentés via les deux busbars 235, et donc par le réseau d’alimentation en moyenne tension continue, sauf les commandes de vol, les calculateurs FADEC et les équipements d’avionique essentiels. Chaque deuxième voie 206a, 206b comprend de plus un convertisseur DC/DC 236, bidirectionnel, ayant un port connecté au busbar 235. Le convertisseur DC/DC 236 convertit une moyenne tension continue en une basse tension continue, et inversement. Chaque deuxième voie 206a, 206b comprend un busbar 226 ( MAIN LVDC1 , MAIN LVDC 2 ), un busbar auxiliaire 227 ( EMER LVDC ) connecté au busbar 226, et une troisième batterie 238 ayant un port connecté au busbar 227. Les deux busbars 227 sont connectés entre eux. Dans chaque deuxième voie 206a, 206b, le convertisseur DC/DC 236 a un port connecté au busbar 226. Les deuxièmes voies 206a, 206b mettent donc en œuvre un réseau d’alimentation en basse tension continue. Les commandes de vol, les calculateurs FADEC et les équipements d’avionique essentiels (208b) sont alimentés via les busbars 226 et les busbars 227 et donc par le réseau d’alimentation en basse tension continue. On voit que, dans ce mode de réalisation, on a supprimé un générateur AC par deuxième voie 206a, 206b du réseau d’alimentation non propulsif 206. Il n’y a plus de générateur-démarreur dédié uniquement à cette fonction. Le démarrage des turbines à gaz 202a, 202b est réalisé via le réseau d’alimentation en moyenne tension continue du réseau d’alimentation non propulsif. Dans chaque deuxième voie 206a, 206b, le deuxième convertisseur AC/DC 221 (bidirectionnel) génère à partir d’une moyenne tension continue une tension de démarrage (haute tension alternative) qui est appliquée sur un port du deuxième générateur AC 220 pour démarrer la turbine à gaz 2a, 2b associée à ladite deuxième voie 206a, 206b via la boîte d’engrenages accessoire 4 (et le bus 224). Il est donc possible d’utiliser des turbines à gaz nécessitant un plus fort couple de démarrage. Cette solution peut également être utilisée avec les deux architectures précédentes. Cette architecture 201 apporte de plus une fonction complémentaire en ultime secours, réalisée aujourd’hui sur les avions par l’ajout d’une turbine à air dynamique. Classiquement, pour les avions comprenant des commandes de vol électriques, les spécifications de certification CS-25 exigent de mettre en œuvre une fonction permettant de garantir le maintien d’une source électrique à 10 -9 quelle que soit la panne impactant l’avion, y compris l’arrêt des moteurs. Cette fonction est classiquement assurée par le déploiement des turbines à air dynamique. Cette fonction, qui est obligatoire pour des avions à commandes de vol électrique certifiés sous CS-25, pourrait être nécessaire aussi sur des avions à commandes de vol mécaniques si ceux-ci intègrent des modes de pilotages plus autonomes. Ici, deux des quatre réseaux LVDC sont alimentés via des génératrices elles même entrainées chacune par un moteur électrique propulsif. En cas de perte des turbines à gaz 2a, 2b et si les premières batteries 211 sont déchargées, les deux moteur 207a1, 207b4 ne sont plus alimentés mais continuent malgré tout de tourner en windmilling (en moulinet) et fournissent de la puissance aux génératrices pour alimenter les fonctions secours. L’avion peut donc planer tout en étant piloté via les commandes de vol électriques alimentées grâce aux turbines à air dynamiques, ce qui permet de sauver l’avion. La FIG. 10 illustre donc une évolution de l’architecture dans laquelle deux des réseaux d’alimentation en basse tension continue utilisent une énergie électrique générée par deux génératrices non pas directement entraînées par les turbines à gaz, mais par les systèmes propulsifs. Cette architecture permet d’avoir quatre réseaux basse tension totalement indépendants, et deux réseaux utilisables en mode secours en cas de perte des deux turbines à gaz. Chaque petite génératrice est montée sur l’arbre entre un moteur propulsif et son hélice. Elle peut être découplée, si la fonction est nécessaire, en cas de panne du moteur via un système d’embrayage, une roue libre. Elle peut être également entrainée via un système d’engrenage au lieu d’être montée directement sur l’arbre. Les principes constitutifs de l’architecture selon les différents modes de réalisation sont les suivants : - une séparation électrique totale entre le réseau propulsif et le réseau non propulsif ; - le pilotage de la recharge des batteries en garantissant la stabilité du réseau électrique pour le système propulsif ; - une optimisation des masses en fonction du niveau d’hybridation ; - la génération de 4 réseaux LVDC ( Low Voltage Direct Current ) indépendants en configuration normale en vol. L’architecture permet donc : - de minimiser les cas de panne et de garantir une meilleure disponibilité du réseau basse tension ; - d’assurer la stabilité des réseaux haute tension quel que soit le niveau d’hybridation tout en limitant la masse et le nombre de composants sur le réseau ; - de couvrir les cas de pannes grâce aux reconfigurations possibles ; - d’utiliser des générateurs « classiques » couramment utilisés pour les systèmes ATA24 en aviation civile, et donc des charges conventionnelles. L’architecture proposée répond donc aux problèmes suivants : - réduire les contraintes de surdimensionnement des équipements du réseau propulsif devant porter des fonctions non-propulsives (soumises à des règlementations type MIL-STD-704, DO160, etc.) ; - limiter toute propagation de panne du réseau d’alimentation propulsif vers le réseau d’alimentation non propulsif (et inversement : plus d’impact d’un court-circuit d’une charge non-propulsive sur le réseau propulsif); - éliminer les injections non désirées de tension HVDC vers les réseaux MVDC et LVDC ; - permettre le fonctionnement en mode hybride ; - démarrer les turbines à gaz dans toutes les phases sol et vol ; - recharger les batteries en vol ; - gérer les cas de pannes dimensionnant ; - fournir 3 ou 4 alimentations basse tension indépendantes aux calculateurs abritant des fonctions critiques. L’architecture propose aussi un avantage en terme de bilan masse, comparée aux architectures à base de convertisseurs. En effet, les générateurs présentent une plus forte densité de puissance que les convertisseurs. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits mais englobe toute variante entrant dans le champ de l’invention tel que défini par les revendications. Toutes les valeurs numériques fournies ici, et notamment les valeurs de tension, courant, puissance, le sont à titre d’exemples et pourraient être différentes. Le nombre de premières voies et de deuxièmes voies pourrait être différent de celui décrit ici, tout comme le nombre de composants par voie : générateur, convertisseur, batterie, etc. Architecture d’alimentation électrique (1), destinée à être intégrée dans un aéronef à propulsion hybride-électrique, et comportant deux turbines à gaz (2a, 2b), un réseau d’alimentation propulsif (5) et un réseau d’alimentation non propulsif (6) ; le réseau d’alimentation propulsif comportant deux premières voies (5a, 5b) associées chacune à une turbine à gaz distincte et à un ensemble d’équipements propulsifs distinct (7a, 7b), chaque première voie comprenant : - un premier générateur AC (9) connecté mécaniquement à la turbine à gaz associée à ladite première voie, et agencé pour produire une première tension alternative (Va1) à partir d’une énergie mécanique d’alimentation produite par ladite turbine à gaz ; - au moins un premier convertisseur AC/DC (10) connecté au premier générateur AC ; - au moins une première batterie (11) ; le au moins un premier convertisseur AC/DC et la au moins une première batterie de chaque première voie étant agencés pour alimenter l’ensemble d’équipements propulsifs associé à ladite première voie ; le réseau d’alimentation non propulsif comportant deux deuxièmes voies (6a, 6b) associées chacune à une turbine à gaz distincte, chaque deuxième voie comprenant : - un deuxième générateur AC (20) connecté mécaniquement à la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie, et agencé pour produire une deuxième tension alternative (Va2) à partir de l’énergie mécanique d’alimentation produite par ladite turbine à gaz ; - au moins un deuxième convertisseur AC/DC (21) connecté au deuxième générateur AC ; - au moins une deuxième batterie (22) ; le au moins un deuxième convertisseur AC/DC et la au moins une deuxième batterie étant agencés pour alimenter des équipements non propulsifs (8) de l’aéronef. Architecture selon la revendication 1, chaque turbine à gaz comportant un corps à basse pression, le premier générateur AC de chaque première voie étant connecté via une boîte d’engrenages de puissance (3) au corps à basse pression de la turbine à gaz associée à ladite première voie. Architecture selon la revendication 2, le deuxième générateur AC (20) de chaque deuxième voie (6a, 6b) étant aussi connecté via la boîte d’engrenages de puissance (3) au corps à basse pression de la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie, chaque turbine à gaz comportant de plus un corps à haute pression, chaque deuxième voie comprenant en outre un générateur-démarreur (23) connecté via une boîte d’engrenages accessoire (4) au corps à haute pression de la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie. Architecture selon la revendication 2, chaque turbine à gaz comportant de plus un corps à haute pression, le deuxième générateur AC (220) de chaque deuxième voie étant connecté via une boîte d’engrenages accessoire (204) au corps à haute pression de la turbine à gaz associée à ladite deuxième voie, le au moins un deuxième convertisseur AC/DC (221) de chaque deuxième voie comprenant un convertisseur bidirectionnel agencé pour produire une tension alternative de démarrage agencée pour être appliquée sur un port du deuxième générateur AC pour démarrer ladite turbine à gaz. Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle chaque première voie (105a, 105b) comprend un premier convertisseur AC/DC (110a) et une première batterie (111a) agencés pour alimenter des premiers équipements propulsifs (107a1, 107a2 ; 107b1, 107b2) de l’ensemble d’équipements propulsifs associé à ladite première voie, et un autre premier convertisseur AC/DC (110b) et une autre première batterie (111b) agencés pour alimenter des deuxièmes équipements propulsifs (107a3, 107a4 ; 107b3, 107b4) de l’ensemble d’équipements propulsifs associé à ladite première voie. Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle chaque deuxième voie comprend en outre un convertisseur DC/DC (236) connecté au deuxième convertisseur AC/DC (221), le au moins un deuxième convertisseur AC/DC produisant une moyenne tension continue pour mettre en œuvre un réseau d’alimentation en moyenne tension alimentant certains équipements non propulsifs (8a), le convertisseur DC/DC (236) produisant une basse tension continue à partir de la moyenne tension continue pour mettre en œuvre un réseau d’alimentation basse tension continue alimentant d’autres équipements non propulsifs (8b). Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle chaque première voie (205a, 205b) comprend en outre une turbine à air dynamique (230) utilisant une hélice (232) d’un moteur électrique propulsif (207a1, 207b4) alimenté par ladite première voie. Aéronef (0) dans lequel est intégrée une architecture selon l’une des revendications précédentes. Procédé d’alimentation utilisant l’architecture (1) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant l’étape, lorsque l’aéronef est au sol, d’utiliser un groupe de parc pour recharger les premières batteries et les deuxièmes batteries et pour alimenter les équipements non propulsifs. Procédé d’alimentation selon la revendication 9, comprenant l’étape, pour mettre en œuvre un mode tout électrique lorsque l’aéronef est en vol, d’utiliser uniquement les premières batteries (11) pour alimenter les ensembles d’équipements propulsifs et les deuxièmes batteries (22) pour alimenter les équipements non propulsifs. Procédé d’alimentation selon l’une des revendications 9 ou 10, comportant les étapes, pour mettre en œuvre un mode hybride lorsque l’aéronef est en vol, de démarrer chaque turbine à gaz (2a, 2b) en utilisant une énergie électrique provenant de la deuxième voie associée à ladite turbine à gaz pour produire une énergie mécanique de démarrage appliquée en entrée d’une boîte d’engrenages accessoire qui est connectée à un corps haute pression de ladite turbine à gaz, et d’utiliser les turbines à gaz pour alimenter au moins partiellement les ensembles d’équipements propulsifs et les équipements non propulsifs.