Brevet FR3161199A1 — publié le 20251017

Cette architecture électrique (1) pour alimenter un système propulsif électrique (3) d’un aéronef (5) comprenant deux moteurs (7), comprend deux sources électriques (9) destinées chacune à alimenter un des moteurs (7), un ordinateur de commande de vol (11), et deux bus électriques (13) destinés à relier chacun une source électrique (9) à un moteur (7) respectif, ainsi qu’un contrôleur de parallélisation (17) des sources électriques (9) et un organe de commutation (19) configuré pour relier électriquement les deux bus électriques (13) sur commande du contrôleur de parallélisation (17), le contrôleur de parallélisation (17) étant configuré pour ordonner la modification de la puissance d’alimentation d’au moins un moteur (7) de manière à égaliser les tensions aux bornes de l’organe de commutation (19). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Architecture pour la parallélisation de sources électriques d’un aéronef à propulsion électrique et procédé associé La présente invention concerne les architectures de réseaux de distribution électriques dans les aéronefs à propulsion électrique. En particulier, la présente invention concerne le contrôle de la mise en parallèle de sources électriques pour l’alimentation du système propulsif d’un aéronef. De manière générale, l’invention s’applique à toute architecture électrique adaptée au contrôle de la mise en parallèle d’éléments électriques. Techniques antérieures Un réseau électrique aéronautique traditionnel est en général soit un réseau à courant alternatif, d’une valeur de tension de 115V AC ou de 230V AC, associé à un réseau basse tension continue de 28V DC, soit un réseau unique d’une tension continue de 28V DC. Les aéronefs opérant via un réseau alternatif ont une puissance électrique embarquée totale allant de 50 à 500 kW, voire 1MW, tandis que les réseaux purement continus ont des puissances embarquées plus limitées et inférieures à 100kW. A ce jour, il n’existe pratiquement pas de réseau en haute tension continue, un type de réseau plutôt réservé à des réseaux locaux limitant le calibre en courants ou tensions des organes de commutation et protection. 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 Etats. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux actuellement 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 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 impacts environnementaux modérés 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 impact climatique 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 notamment sur le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion. Dans ce cadre, les nouveaux aéronefs à propulsion électrique, utilisant des batteries comme sources électriques d’alimentation principale, mettent en jeu des puissances de 100kW minimum, et opèrent donc à des tensions DC élevées supérieures à 400V DC, s’éloignant des pratiques des réseaux électriques aéronautiques connus de référence. Pour ces nouveaux aéronefs à propulsion électrique, il est nécessaire de définir de nouvelles architectures de distribution électrique. Aujourd’hui, deux topologies d’architecture de distribution sont étudiées : les architectures ségréguées et les architectures distribuées. Comme leur nom l’indique, les architectures électriques ségréguées fournissent l’énergie électrique au système propulsif à travers plusieurs canaux de distribution ségrégués les uns des autres. Autrement dit, chaque canal est composé d’une source d’énergie électrique qui alimente un ou plusieurs moteurs électriques suivant la topologie de l’aéronef, ce qui multiplie le nombre d’éléments électriques à intégrer dans l’aéronef, augmente sa masse, et complexifie l’intégration desdits éléments. En opposition aux architectures ségréguées, les architectures électriques distribuées fournissent l’énergie électrique au système propulsif à travers plusieurs canaux de distribution connectés les uns aux autres. Dans ce type d’architecture, des sources d’électricité telles que des batteries sont connectées en parallèle sur le réseau à haute tension DC. En mode nominal, les tensions entre les différentes batteries s’équilibrent de sorte que les batteries alimentent de manière partagée les différentes charges propulsives, telles que des moteurs. En cas de perte d’une batterie, les charges propulsives sont alimentées par les batteries restantes. Ceci permet de dimensionner les batteries au plus près du fonctionnement nominal, et ainsi d’optimiser la masse des batteries. Le réseau de distribution électrique devient également plus intégré car l’architecture de distribution associe plusieurs charges propulsives à plusieurs batteries. Ainsi, il devrait être possible de pouvoir mettre en parallèle, ou non, un ensemble de batteries selon leur tension. Une des difficultés de ce type d’architecture est la gestion de la parallélisation des batteries, qui peut induire de très fort courants pouvant être dommageables ou pouvant entrainer un disfonctionnement du réseau électrique si ladite gestion de la parallélisation des batteries n’est pas maitrisée. Des problèmes de sur-courant ou de transfert d’énergie d’une batterie à une autre peuvent ainsi avoir lieu en conséquence d’une mauvaise gestion de la parallélisation des batteries. Pour cela, il existe des dispositifs de parallélisation de batterie dits « passif » qui consiste à connecter une résistance entre les deux batteries, le temps que leur niveau de tension s’équilibre, permettant de les paralléliser en limitant l’appel de courant. D’autres dispositifs dits « actif » vont réguler le courant activement entre les deux batteries à paralléliser, le temps que leur niveau de tension s’équilibre permettant de les paralléliser en limitant l’appel de courant. Ces dispositifs dissipent de l’énergie le temps de la mise en parallèle des batteries. Ils sont également moins bien adaptés durant une parallélisation de batteries alors qu’une charge propulsive est connectée aux batteries, car dans ce cas le temps de la mise en parallèle pourrait être significativement augmenté et aura un impact négatif sur le dimensionnement desdits dispositifs. La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients précités et de fournir une architecture de contrôle de la parallèlisation de sources d’électricité par la modification de la consommation électrique des charges propulsives auxquelles elles sont connectées. La présente invention permet ainsi de s’affranchir de l’utilisation d’un organe spécifique de parallélisation de sources d’électricité, notamment des circuits de précharge. La présente invention a pour objet une architecture électrique pour alimenter un système propulsif électrique d’un aéronef comprenant deux moteurs, l’architecture électrique comprenant deux sources électriques destinées chacune à alimenter un des moteurs, un ordinateur de commande de vol, et deux bus électriques destinés à relier chacun une source électrique à un moteur respectif, l’architecture comprenant un contrôleur de parallélisation des sources électriques et un organe de commutation configuré pour relier électriquement les deux bus électriques sur commande du contrôleur de parallélisation, le contrôleur de parallélisation étant configuré pour ordonner la modification de la puissance d’alimentation d’au moins un moteur de manière à égaliser les tensions aux bornes de l’organe de commutation. Ainsi, on se passe d’un circuit spécifique de parallélisation des sources électriques, l’égalisation des tensions s’effectuant uniquement grâce à un changement de la consommation du système propulsif électrique. La présente invention a également pour objet un aéronef comprenant un système propulsif électrique comprenant deux moteurs, ainsi qu’une architecture électrique tel que définie précédemment. La présente invention a encore pour objet un procédé de parallélisation de sources électriques, mis en œuvre par l’architecture électrique ou par l’aéronef tels que définis précédemment, le procédé comprenant les étapes suivantes : - Réception d’une demande de parallélisation des sources électriques par le contrôleur de parallélisation ; - Mesure par le contrôleur de parallélisation de la différence de tension entre les bornes de l’organe de commutation ; - Calcul d’une loi de régulation de la puissance d’alimentation d’au moins un moteur par le contrôleur de parallélisation en fonction de la différence de tension mesurée, la loi de régulation étant calculée de manière à, une fois appliquée, égaliser les tensions aux bornes de l’organe de commutation ; - Pilotage de la puissance d’au moins un moteur par l’ordinateur de commande de vol selon la loi de régulation calculée ; - Fermeture de l’organe de commutation pour paralléliser les sources électriques dès que la différence de tension entre les bornes de l’organe de commutation est inférieure à un premier seuil prédéterminé. Avantageusement, avant l’étape de réception de la demande de parallélisation, l’ordinateur de commande de vol effectue une étape de confirmation que les conditions de vol de l’aéronef autorisent la parallélisation. Dans un mode de mise en œuvre particulier, après l’étape de réception de la demande de parallélisation, le contrôleur de parallélisation effectue une étape de vérification que l’état des sources électriques et de l’architecture électrique autorise la parallélisation. Avantageusement, le contrôleur de parallélisation effectue une étape de comparaison de la différence de tension mesurée avec un deuxième seuil prédéterminé et débute l’étape de calcul de la loi de régulation de la puissance d’alimentation d’au moins un moteur uniquement si la différence de tension mesurée est inférieure audit deuxième seuil prédéterminé. Dans un mode de mise en œuvre, l’ordinateur de commande de vol effectue une étape de comparaison de la loi de régulation calculée avec les limites de fonctionnement de l’aéronef et/ou du système propulsif électrique, et débute l’étape de pilotage d’au moins un moteur selon la loi de régulation calculée uniquement si la loi de régulation ne dépasse pas lesdites limites de fonctionnement. Avantageusement, l’étape de fermeture de l’organe de commutation n’est effectuée que si les tensions aux bornes de l’organe de commutation convergent vers une même valeur en une durée inférieure à une durée prédéterminée. Le procédé peut comprendre en outre une étape de rééquilibrage des puissances des deux moteurs après la mise en œuvre de l’étape de fermeture de l’organe de commutation. Avantageusement, les deux sources électriques sont des batteries électriques et le procédé comprend une étape de réouverture de l’organe de commutation mise en œuvre après l’étape de fermeture de l’organe de commutation si, au-delà d’un temps prédéterminé, les deux sources électriques ne sont pas dans un état identique ou dans un état prévu au préalable, les deux sources électriques ne sont pas dans un état identique de recharge ou de décharge. D’autres buts, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels : FIG. 1 est une vue schématique d’une architecture électrique selon un exemple de réalisation de l’invention pour la parallélisation de sources électriques d’un système propulsif électrique 3 d’un aéronef ; FIG. 2 est un chronogramme schématique d’une parallélisation représentant la valeur des tensions V1, V2, des intensités I1, I2 et des puissances P1 et P2 d’alimentation de deux moteurs en fonction du temps t, selon un premier mode de mise en œuvre ; FIG. 3 est un chronogramme schématique d’une parallélisation représentant la valeur des tensions V1, V2, des intensités I1, I2 et des puissances P1 et P2 d’alimentation de deux moteurs en fonction du temps t, selon un deuxième mode de mise en œuvre ; et FIG. 4 est une représentation schématique des étapes d’un procédé de parallélisation de sources électriques selon un exemple de réalisation de l’invention. Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation On a représenté schématiquement sur la FIG. 1 une architecture électrique 1 pour l’alimentation d’un système propulsif électrique 3 d’un aéronef 5. Tel qu’illustré, le système propulsif électrique 5 comprend deux moteurs 7 électriques, l’architecture électrique 1 comprenant deux sources électriques 9 destinées chacune à alimenter un des moteurs 7. Une telle représentation permet de simplifier la présente description mais un nombre supérieur de sources électriques 9 et/ou de moteurs 7 peuvent être présents dans l’aéronef 5. De préférence, l’aéronef 5 comprend autant de sources électriques 9 que de moteurs 7, sans pour autant que cela soit une obligation, les sources électriques 9 ou les moteurs 7 pouvant être présent en surnombre par rapport à l’autre. Les sources électriques 9 sont de préférence des batteries électriques, mais peuvent aussi être d’autres types de sources telles que des générateurs, par exemple des générateurs synchrones à aimants associés à des redresseurs passifs. Dans ce mode de réalisation, l’architecture électrique 1 comprend un ordinateur de commande de vol 11, ainsi que deux bus électriques 13 destinés à relier chacun une source électrique 9 à un moteur 7. Les bus électriques 13 sont de préférence des bus électriques haute tension à courant continu. On considère dans ce mode de réalisation des tensions supérieures à 400 Volts DC. L’ordinateur de commande de vol 11 pilote les moteurs 7 en leur envoyant des consignes de performances et/ou d’alimentation via un canal de communication 15. Les moteurs 7 communiquent à l’ordinateur de commande de vol 11 leur état ainsi que leurs caractéristiques de fonctionnement également via le canal de communication 15. L’architecture électrique 1 comprend en outre un contrôleur de parallélisation 17 des sources électriques 9 et un organe de commutation 19 configuré pour relier électriquement les deux bus électriques 13 sur commande du contrôleur de parallélisation 17. Ainsi, lorsque l’organe de commutation 19 est fermé, l’architecture électrique 1 est dite distribuée et les deux sources électriques 9 sont disposées en parallèle et alimentent les deux moteurs 7. A l’inverse, lorsque l’organe de commutation 19 est ouvert, l’architecture électrique 1 est ségréguée et chaque source électrique 9 n’est reliée électriquement qu’à un moteur 7. Le rôle du contrôleur de parallélisation 17 est de permettre à la présente architecture électrique 1 de passer d’une architecture ségréguée, généralement le type d’architecture initiale au démarrage de l’aéronef 5, à une architecture distribuée. Ainsi, lorsque les conditions sont réunies et que l’ordinateur de commande de vol 11 envoie une demande de parallélisation 21 des sources électriques 9 au contrôleur de parallélisation 17, ce dernier est configuré pour envoyer en retour à l’ordinateur de commande de vol 11 une consigne de pilotage 23 d’au moins un moteur 7. Par exemple, l’ordinateur de commande de vol 11 peut alors envoyer à un moteur 7 une consigne de modification de la puissance d’alimentation dudit moteur 7, de sorte que le courant d’alimentation dudit moteur 7 soit modifié de manière à égaliser les tensions V1 et V2 aux bornes de l’organe de commutation 19. En effet, afin de mettre en parallèle les sources électriques 9, il est nécessaire que la différence de tension |V1-V2| entre les bornes de l’organe de commutation 19 soit inférieure à un premier seuil prédéterminé, par exemple fixé entre 1 et 5 Volts. Les paramètres pouvant influer sur les tensions aux bornes de l’organe de commutation 19 sont les intensités I1 et I2 traversant les bus électriques 13 et les puissances P1 et P2 d’alimentation respective des moteurs 7, telles que : P1 = V1.I1 = (Vs1 – Rb1.I1).I1 ; et P2 = V2.I2 = (Vs2 – Rb2.I2).I2, avec Vs1 et Vs2 les tensions en sorties des sources électriques 9 et Rb1 et Rb2 les résistances des bus électriques 13, des harnais et des composants potentiellement positionnés entre chaque source électrique 9 et l’organe de commutation 19. On a représenté sur la FIG. 2 un chronogramme d’une parallélisation représentant schématiquement la valeur des tensions V1, V2, des intensités I1, I2 et des puissances P1 et P2 en fonction du temps t. Durant une phase initiale 27, l’architecture électrique 1 est ségréguée : les moteurs 7 fonctionnent à la même puissance P1=P2 mais les tensions V1 et V2 ne sont pas égales, dû à des conditions initiales différentes. Une fois que l’ordinateur de commande de vol 11 à pour consigne d’initier une parallélisation, il envoie à un moteur 7 une consigne de pilotage 23, autrement dit de modification de la puissance P2 d’alimentation dudit moteur 7, cette consigne étant équivalente à une consigne de modification de l’intensité I2. Tel qu’illustré, V2 étant initialement inférieure à V1, I2 et P2 diminuent durant la phase de parallélisation 29, jusqu’à ce que la différence de tension |V1-V2| entre les bornes de l’organe de commutation 19 soit inférieure au premier seuil prédéterminé. Les tensions V1 et V2 étant ainsi égalisées, le contrôleur de parallélisation 17 peut envoyer une consigne de fermeture 25 à l’organe de commutation afin de rendre l’architecture électrique 1 distribuée. Ultérieurement, durant la phase de post-parallélisation 31, il est possible pour l’ordinateur de commande de vol 11 d’envoyer des instructions 33 au moteur afin d’obtenir un rééquilibrage 35 des puissances des moteurs 7 au même niveau P1=P2. En variante au chronogramme présenté sur la FIG. 2 , il est également possible d’augmenter la puissance et l’intensité d’un moteur 7 afin de faire baisser la tension associée. Dans une autre variante illustrée sur la FIG. 3 , les puissances et intensités des deux moteurs 7 peuvent être modifiées en même temps suite à une consigne 23 de l’ordinateur de commande de vol 11. Cette variante est particulièrement avantageuse puisqu’elle est en moyenne plus rapide, ne nécessitant que quelques secondes, et permet d’éviter toute perte de puissance globale au sein du système propulsif électrique 3 de l’aéronef 5. Dans un mode de réalisation particulier dans lequel l’architecture électrique 1 comprend plus de deux sources électriques 9, la parallélisation s’effectue deux par deux, ou par groupe de sources électriques 9 déjà parallélisées entre elles, ou encore par parallélisation d’une source électrique 9 à la fois avec un groupe de sources électriques 9 déjà parallélisées. Afin de décrire de manière plus détaillée le procédé de parallélisation électrique selon l’invention, on a représenté schématiquement les étapes dudit procédé sur le logigramme illustré sur la FIG. 4 . Le procédé est généralement mis en œuvre pour le passage dans un mode de vol spécifique de l’aéronef 5 dans lequel il est avantageux d’avoir une architecture électrique 1 distribuée plutôt que ségréguée. L’architecture électrique 1 est généralement dans sa configuration ségréguée lorsque l’aéronef démarre, par exemple en raison d’une charge différente entre deux batteries faisant office de sources électriques 9. Ainsi, suite à une commande manuelle du pilote de l’aéronef 5, ou suite à un précédé automatique de passage dans un mode de vol particulier, une étape 37 de demande de parallélisation des sources électriques 9 est effectuée par l’ordinateur de commande de vol 11. Puis, l’ordinateur de commande de vol 11 effectue une étape 39 de confirmation que les conditions de vol de l’aéronef autorisent la parallélisation. Cette étape 39 permet par exemple de confirmer que l’altitude et/ou la vitesse de l’aéronef peuvent être légèrement réduites le temps d’effectuer la parallélisation, la durée étant de moins de dix secondes en général. Ces données sont à mettre en perspective avec les limites de poussée des moteurs 7. Puis, la demande de parallélisation 21 des sources électriques 9 est transmise au contrôleur de parallélisation 17 qui réceptionne cette demande au cours de l’étape 41. Le contrôleur de parallélisation 17 effectue alors une étape 43 de vérification que l’état des sources électriques 9 et de l’architecture électrique 1 autorise la parallélisation. Les sources électriques 9 communiquent directement avec le contrôleur de parallélisation 17. Si des défauts ou des pannes sont identifiés, ou si une sur-température ou un sur-courant est mesuré, alors la parallélisation des sources électriques 9 est abandonnée, selon le statut 45 illustré. De même, si les sources électriques 9 sont des batteries, il est vérifié que leur plage de charge est comprise dans une plage prédéterminée qui ne soit ni en décharge ni en surcharge, et la différence de charge entre les deux batteries doit être inférieure à un seuil limité prédéterminé. Une fois cette étape 43 de vérification effectuée, le contrôleur de parallélisation 17 effectue une étape 47 de mesure de la différence de tension |V1-V2| entre les bornes de l’organe de commutation 19. Le contrôleur de parallélisation 17 effectue une étape 49 de comparaison de la différence de tension |V1-V2| mesurée avec un premier seuil prédéterminé, par exemple de 5 Volts, et avec un deuxième seuil prédéterminé, par exemple compris entre 50 et 75 Volts. De manière évidente, si la différence de tension |V1-V2| mesurée est inférieur au premier seuil prédéterminé, le contrôleur de parallélisation 17 ordonne la mise en œuvre d’une étape 51 de fermeture de l’organe de commutation. En revanche, si la différence de tension |V1-V2| mesurée est supérieure au deuxième seuil prédéterminé, alors la parallélisation des sources électriques 9 est considérée impossible et abandonnée, selon le statut 45 illustré. Enfin, si la différence de tension |V1-V2| mesurée est comprise entre le premier seuil prédéterminé et le deuxième seuil prédéterminé, le contrôleur de parallélisation 17 effectue une étape 53 de calcul d’une loi de régulation de la puissance d’alimentation d’au moins un des moteurs 7 en fonction de ladite différence de tension |V1-V2| mesurée, la loi de régulation étant calculée de manière à, une fois appliquée auprès du ou des moteurs 7, égaliser les tensions V1 et V2 aux bornes de l’organe de commutation 19. Le calcul de la loi de régulation se fait à partir de modèles prédictifs et comprend des paramètres de la stratégie de pilotage des moteurs 7. Les modèles prédictifs prennent en compte les impédances de l’architecture électrique 1, l’état des sources électriques ainsi que celui des moteurs 7. Après que le contrôleur de parallélisation 17 a communiqué la loi de régulation calculée à l’ordinateur de commande de vol 11, ledit ordinateur de commande de vol 11 effectue une étape 55 de comparaison de la loi de régulation calculée avec les limites de fonctionnement de l’aéronef 5 et/ou du système propulsif électrique 3 afin de vérifier si la loi de régulation ne dépasse pas lesdites limites de fonctionnement si elle était mise en œuvre. Le cas échéant, la parallélisation des sources électriques 9 est considérée impossible et abandonnée, selon le statut 45 illustré. Si les limites de fonctionnement semblent respectées, l’ordinateur de commande de vol 11 effectue une étape 57 de pilotage de la puissance d’au moins un moteur 7 par l’ordinateur de commande de vol 11 selon la loi de régulation calculée. Les consignes de pilotage 23 envoyées permettent notamment de modifier l’intensité et la puissance du courant d’alimentation dudit moteur 7 afin de tenter de faire converger les tensions V1 et V2 vers une même valeur. En revanche, une étape 59 de test est effectuée pour s’assurer que les tensions V1 et V2 aux bornes de l’organe de commutation 19 convergent vers une même valeur en une durée inférieure à une durée prédéterminée, par exemple 10 secondes. Si tel n’est pas le cas, la parallélisation des sources électriques 9 est considérée impossible et abandonnée, selon le statut 45 illustré. En revanche, si la différence de tension |V1-V2| mesurée devient inférieure au premier seuil prédéterminé, le contrôleur de parallélisation 17 ordonne, via une consigne de fermeture 25, la mise en œuvre d’une étape 51 de fermeture de l’organe de commutation 19 pour paralléliser les sources électriques 9. De manière générale, la fermeture de l’organe de commutation 19 implique une convergence naturelle des tensions V1 et V2 et d’autres caractéristiques électriques de l’architecture électrique 1. On peut effectuer tout de même une dernière étape 61 de vérification du fait que, au-delà d’un temps prédéterminé, les deux sources électriques 9 sont bien dans un état identique ou dans un état prévu au préalable. Si tel n’est pas le cas, on effectue une étape 63 de réouverture de l’organe de commutation 19 afin de ségréguer à nouveau l’architecture électrique 1 et d’abandonner la parallélisation, selon le statut 45 illustré. Par exemple, si les sources électriques sont des batteries, à l’issue de la fermeture de l’organe de commutation 19, l’une peut être dans un état de décharge pendant que l’autre se recharge. Cependant, cet état n’est autorisé que pendant une durée prédéfinie et avec un courant de recherche inférieur à un seuil pré-établi. Optionnellement, et si la parallélisation n’a pas été abandonnée, le procédé comprend en outre une étape 65 de rééquilibrage 35 des puissances des deux moteurs 7 après la mise en œuvre de l’étape 61 de fermeture de l’organe de commutation 19, de manière à obtenir une poussée uniforme des moteurs 7, correspondant à la poussée initiale par exemple. Les instructions 33 de ce rééquilibrage sont envoyées par l’ordinateur de commande de vol 11. Enfin, la parallélisation est considérée comme effective selon le statut 67. Architecture électrique (1) pour alimenter un système propulsif électrique (3) d’un aéronef (5) comprenant deux moteurs (7), l’architecture électrique (1) comprenant deux sources électriques (9) destinées chacune à alimenter un des moteurs (7), un ordinateur de commande de vol (11), et deux bus électriques (13) destinés à relier chacun une source électrique (9) à un moteur (7) respectif, caractérisée en ce qu’elle comprend un contrôleur de parallélisation (17) des sources électriques (9) et un organe de commutation (19) configuré pour relier électriquement les deux bus électriques (13) sur commande du contrôleur de parallélisation (17), le contrôleur de parallélisation (17) étant configuré pour ordonner la modification de la puissance d’alimentation d’au moins un moteur (7) de manière à égaliser les tensions aux bornes de l’organe de commutation (19). Aéronef (5) comprenant un système propulsif électrique (3) comprenant deux moteurs (7), caractérisé en ce qu’il comprend une architecture électrique (1) selon la revendication 1. Procédé de parallélisation de sources électriques (9), mis en œuvre par l’architecture électrique (1) selon la revendication 1, comprenant les étapes suivantes : Réception (étape 41) d’une demande de parallélisation (21) des sources électriques (9) par le contrôleur de parallélisation (17) ; Mesure (étape 47) par le contrôleur de parallélisation (17) de la différence de tension entre les bornes de l’organe de commutation (19) ; Calcul (étape 53) d’une loi de régulation de la puissance d’alimentation d’au moins un moteur (7) par le contrôleur de parallélisation (17) en fonction de la différence de tension mesurée, la loi de régulation étant calculée de manière à, une fois appliquée, égaliser les tensions aux bornes de l’organe de commutation (19) ; Pilotage (étape 57) de la puissance d’au moins un moteur (7) par l’ordinateur de commande de vol (11) selon la loi de régulation calculée ; Fermeture (étape 51) de l’organe de commutation (19) pour paralléliser les sources électriques (9) dès que la différence de tension entre les bornes de l’organe de commutation (19) est inférieure à un premier seuil prédéterminé. Procédé selon la revendication 3, dans lequel, avant l’étape (41) de réception de la demande de parallélisation (21), l’ordinateur de commande de vol (11) effectue une étape (39) de confirmation que les conditions de vol de l’aéronef (5) autorisent la parallélisation. Procédé selon l’une des revendications 3 et 4, dans lequel, après l’étape (41) de réception de la demande de parallélisation, le contrôleur de parallélisation (17) effectue une étape (43) de vérification que l’état des sources électriques (9) et de l’architecture électrique (1) autorise la parallélisation. Procédé selon l’une quelconque des revendications 3 à 5, dans lequel le contrôleur de parallélisation (17) effectue une étape (49) de comparaison de la différence de tension mesurée avec un deuxième seuil prédéterminé et débute l’étape (53) de calcul de la loi de régulation de la puissance d’alimentation d’au moins un moteur (7) uniquement si la différence de tension mesurée est inférieure audit deuxième seuil prédéterminé. Procédé selon l’une quelconque des revendications 3 à 6, dans lequel, l’ordinateur de commande de vol (11) effectue une étape de comparaison de la loi de régulation calculée avec les limites de fonctionnement de l’aéronef (5) et/ou du système propulsif électrique (3), et débute l’étape (57) de pilotage d’au moins un moteur (7) selon la loi de régulation calculée uniquement si la loi de régulation ne dépasse pas lesdites limites de fonctionnement. Procédé selon l’une quelconque des revendications 3 à 7, dans lequel l’étape (51) de fermeture de l’organe de commutation (19) n’est effectuée que si les tensions aux bornes de l’organe de commutation (19) convergent vers une même valeur en une durée inférieure à une durée prédéterminée. Procédé selon l’une quelconque des revendications 3 à 8, comprenant en outre une étape (65) de rééquilibrage des puissances des deux moteurs (7) après la mise en œuvre de l’étape (51) de fermeture de l’organe de commutation (19). Procédé selon l’une quelconque des revendications 3 à 9, dans lequel les deux sources électriques (9) sont des batteries électriques, le procédé comprenant une étape (63) de réouverture de l’organe de commutation (19) mise en œuvre après l’étape (51) de fermeture de l’organe de commutation (19) si, au-delà d’un temps prédéterminé, les deux sources électriques (9) ne sont pas dans un état identique de recharge ou de décharge.