FR 2978728 A1 20130208 FR 1157122 A 20110803 ARCHITECTURE DE PROPULSION D4AERONEF INTEGRANT UN SYSTEME DE RECUPERATION D'ENERGIE La présente invention concerne une architecture de propulsion d'un aéronef tel qu'un aéronef à rotor ou voilure tournante tel qu'un hélicoptère intégrant un système de récupération d'énergie. L'aéronautique est un secteur historiquement marqué par une exigence continue d'innovation et de progrès technologiques. La recherche de la réduction de l'impact environnemental du transport aérien, émission de gaz à effet de serre et bruit, s'inscrit naturellement dans cette démarche. Les aéronefs à voilure tournantes sont connus pour leurs émissions de gaz à effet de serre par passager et par kilomètre parcouru élevées. Les futures réglementations imposeront de respecter des niveaux d'émission de plus en plus bas d'où la nécessité d'améliorer l'efficacité du système de propulsion afin de réduire les émissions polluantes. Concernant l'optimisation de la partie propulsive des hélicoptères, des projets liés à l'amélioration du rendement des turbomoteurs ont permis certains gains de performances. D'autres projets liés à l'hybridation de l'hélicoptère en considérant différentes architectures permettent d'envisager des gains supplémentaires. Toutefois l'énergie électrique utilisée pour l'hybridation est généralement stockée dans des batteries dont le poids est pénalisant pour la consommation de 20 carburant et la charge utile. Concernant les circuits auxiliaires, circuits électriques, hydrauliques et/ou pneumatiques, l'énergie est prélevée sur la boîte accessoire ou la boîte de transmission principale (BTP), consommant du carburant pour l'alimentation de ces systèmes. La récupération d'énergie est aujourd'hui largement développée pour des applications stationnaires telles que la cogénération. Dans le cadre des projets d'hélicoptères hybrides, les concepts de rotors hybrides mécanique/électrique ou bien entièrement électriques sont très prometteurs. Il s'agit d'architectures dans lesquelles la puissance mécanique nécessaire est fournie totalement ou en partie par un moteur électrique. La présente invention traite de la récupération d'énergie thermique, de son utilisation et de sa conversion en énergie électrique. Plus précisément la présente invention propose un système d'entraînement d'au moins un rotor d'un aéronef par énergie électrique en complément ou en remplacement d'un système mécanique pour lequel l'énergie électrique est fournie au moins partiellement par au moins un dispositif de récupération d'énergie thermique issue de gaz chauds d'un moteur à combustion interne de l'aéronef. Avantageusement, le dispositif de récupération d'énergie thermique comprend une machine thermodynamique utilisant un cycle thermodynamique entre une source chaude, les gaz d'échappement du moteur à combustion interne, et une source froide, l'air ambiant. La machine thermodynamique comprend préférablement un premier échangeur sur la source chaude, un second échangeur sur la source froide, un fluide caloporteur circulant entre le premier et le second échangeurs et une unité de transformation d'énergie thermique en énergie mécanique entre les échangeurs. Avantageusement, le dispositif de récupération comprend une génératrice électrique assurant une conversion mécanique/électrique couplée à ladite unité de transformation. Selon un mode de réalisation avantageux, le dispositif de récupération alimente tout ou partie des circuits auxiliaires tels que les circuits électriques, 30 hydrauliques ou pneumatiques de l'aéronef. L'énergie récupérée alimentant tout ou partie des circuits auxiliaires tels que les circuits électrique, hydraulique ou pneumatique, le prélèvement d'énergie sur la boîte accessoire et BTP sera ainsi supprimé ou diminué. Le dispositif de récupération comporte avantageusement un dispositif de conversion mécanique/pneumatique d'alimentation des circuits pneumatiques de l'aéronef et/ou un dispositif de conversion mécanique/hydraulique d'alimentation des circuits hydrauliques de l'aéronef. Selon un mode de réalisation particulier, les gaz chauds sont les gaz d'échappement d'au moins un moteur à pistons de propulsion de l'aéronef. Dans ce cas, le premier échangeur est avantageusement couplé à une tubulure d'échappement du moteur à piston. Selon un mode de réalisation alternatif, les gaz chauds sont les gaz 10 générés par au moins une turbine de propulsion de l'aéronef. Dans ce cas le premier échangeur est avantageusement disposé dans une tuyère de sortie de la turbine. Le rotor est avantageusement un rotor d'aéronef à voilure tournante et en particulier un rotor arrière d'hélicoptère. 15 D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront apparents à la lecture de la description qui suit d'un exemple de réalisation non limitatif de l'invention accompagné des dessins annexés qui représentent: en figure 1: un schéma d'une architecture conventionnelle de système de propulsion d'aéronef à voilure tournante; 20 en figure 2: un schéma d'une architecture de système de propulsion d'un aéronef selon l'invention; en figure 3: un détail d'un schéma électrique d'un dispositif selon l'invention; en figure 4: un schéma d'intégration d'un système de récupération 25 d'énergie thermique de l'invention. Le système proposé est adapté à produire de l'énergie électrique à partir de l'énergie thermique des gaz d'échappement d'un moteur à combustion interne d'un aéronef et en particulier d'un hélicoptère pour alimenter partiellement ou totalement les rotors principal et/ou arrière à propulsion hybride électrique ou tout 30 électrique. Le schéma de la figure 1 représente une architecture traditionnelle d'hélicoptère bimoteur à rotor principal et rotor arrière pour laquelle les deux moteurs à combustion interne 1 a, 1 b, moteurs à pistons ou turbines entraînent une boîte de transmission principale 4 dite BTM au travers d'une liaison mécanique primaire 20 telle qu'un arbre de transmission. La BTM 4 distribue une puissance mécanique au travers d'une liaison mécanique secondaire 21 vers un rotor principal 2, une boîte de transmission arrière 5 d'entraînement mécanique d'un rotor arrière 3, une génératrice électrique 7, un générateur de pression hydraulique 11 et un générateur de pression pneumatique 12. Sur ce schéma la puissance électrique délivrée par la génératrice 7 est distribuée par un réseau de distribution électrique 10 alimentant les divers organes 10 électriques de l'hélicoptère. Le schéma de la figure 2 correspond à une architecture d'hélicoptère bimoteur à rotor principal et rotor arrière comprenant le système de l'invention. Comme dans le schéma de la figure 1, les moteurs à combustion interne la, 1 b distribuent une puissance mécanique vers une BTM 4 qui selon l'exemple 15 entraîne le rotor principal 2. Par contre selon l'invention, des dispositifs de récupération d'énergie thermique 6a, 6b sont alimentés par des prises de chaleur 40a, 40b au niveau des sorties de gaz chauds des moteurs la, 1 b. Les dispositifs de récupération d'énergie thermiques 6a, 6b sont par 20 exemple des turbines 104 selon la figure 4, les prises de chaleur étant des échangeurs chauds 103 selon cette même figure. De retour à la figure 2, l'énergie récupérée est utilisée pour alimenter les génératrices électriques 7a, 7b, les générateurs de pression hydraulique 11 a, 11 b et les générateurs de pression pneumatique 12a, 12b. 25 Il est bien entendu possible de n'alimenter que les génératrices électriques par le système de l'invention. Il est à noter que dans le cas d'un aéronef bimoteur comme représenté comprenant des moteurs à combustion interne à pistons ou à turbine il est possible d'associer un dispositif de récupération sur un premier des moteurs à 30 combustion interne à une génératrice électrique, l'autre des moteurs à combustion interne aux générateurs de pression 11, 12 ou tout autre arrangement tout en restant dans le cadre de l'invention. La ou les génératrices électriques 7a, 7b vont alimenter un réseau électrique 50 alimentant les réseaux de distribution électrique 10a, 10b et une électronique de puissance 8 de commande d'un moteur électrique 9 d'entraînement du rotor arrière 3 de l'hélicoptère. Pour accroître la puissance apportée au rotor arrière ou au système en fonction des configurations de vol, un moteur électrique 9 couplé sur l'arbre principal 30 est raccordé à l'électronique de puissance 8 pour alimenter cette dernière si la puissance thermique récupérée est insuffisante. Ainsi, le système de l'invention réalise une propulsion hybride thermique/électrique de l'hélicoptère et peut réaliser en outre, si la puissance récupérée est suffisante, une alimentation des circuits auxiliaires de l'aéronef et notamment le réseau électrique, le circuit pneumatique, par exemple des compresseurs de climatisation et/ou le circuit hydraulique, par exemple des pompes hydrauliques. Le système de récupération d'énergie décrit un cycle thermodynamique entre une source chaude, les gaz d'échappement du moteur à combustion interne, et une source froide, l'air ambiant. II comprend notamment au niveau du ou des récupérateurs d'énergie thermique 6a, 6b un élément moteur ou une turbine, turbine vapeur, machine à vapeur moteur Stirling ou autre moteur dit à combustion externe couplés à une génératrice 7a, 7b assurant une conversion mécanique/électrique. Une variante remplace l'élément moteur par un générateur thermoélectrique. Le système inclut aussi un système de conversion mécanique/hydraulique 25 11a, 11 b et mécanique/pneumatique 12a, 12b permettant l'alimentation de tout ou partie des circuits auxiliaires. Cette solution permet d'augmenter sensiblement l'efficacité énergétique de la chaine de propulsion par une valorisation des rejets thermiques du ou des moteurs à combustion interne. 30 Le couplage du convertisseur d'énergie thermique/électrique à un moteur électrique 9 du rotor arrière 3 permet une plus grande flexibilité au niveau des régimes de rotation comparée à une adaptation mécanique directe sur la boite de transmission 5 de l'architecture antérieure. La nouvelle architecture permise par l'invention permet également une diminution de la masse des batteries à embarquer du fait de l'alimentation au moins en partie directe des moteurs électriques par le système de récupération de chaleur. De plus, la suppression du prélèvement d'énergie pour faire fonctionner les 5 circuits auxiliaires sur la boîte accessoire dite BTP participe aussi à la diminution de consommation de carburant de l'aéronef. Il est à noter qu'il reste toutefois possible dans le cadre de l'invention de faire fonctionner toute ou partie des circuits auxiliaires hors rotor arrière sur la BTP, dans le cas par exemple d'un hélicoptère monomoteur pour lequel la 10 puissance récupérable au niveau des gaz d'échappement serait trop limitée. Enfin, l'échangeur de chaleur entre la source chaude gaz d'échappement et la source froide l'air ambiant source froide peut être utilisé pour une fonction secondaire, celle de réchauffer l'air ambiant et ainsi alimenter la cabine en air chaud. Il n'est donc plus nécessaire de prélever de l'air chaud du turbomoteur en 15 sortie de compresseur comme dans une architecture conventionnelle de moteur à turbine, ce qui permet d'améliorer l'efficacité de la turbine. La solution est basée sur une intégration d'un système de récupération/conversion de chaleur en énergie électrique, machine à cycle thermodynamique couplée à une génératrice dans la tuyère de la turbine ou la 20 ligne d'échappement. Ce système inclus trois ensembles principaux : - Un premier échangeur de chaleur au niveau de la source chaude, échangeur placé dans le ligne des gaz d'échappement d'un moteur à pistons ou dans la tuyère d'une turbine de l'aéronef, permettant de récupérer une partie de 25 l'énergie thermique des gaz d'échappements, - Un second échangeur de chaleur au niveau de la source froide placé en aval du système de conversion permettant d'évacuer la chaleur du cycle thermodynamique mais pouvant également réchauffer l'air ambiant pour alimenter la cabine en air chaud ce qui permet de réduire le besoin de prélèvement d'air 30 dans la turbine d'hélicoptère et d'améliorer son efficacité énergétique. - Un système de conversion de l'énergie thermique récupérée entre les deux échangeurs en énergie électrique. Dans le cas d'un aéronef à plusieurs turbines, deux configurations sont envisagées. Dans la première configuration on installe un système échangeur de chaleur par turbine et un seul système de conversion de l'énergie thermique 5 récupérée en énergie électrique pour l'aéronef. Dans la deuxième configuration on installe un système de conversion d'énergie thermique en énergie électrique par échangeur de chaleur. La figure 3 représente un exemple du circuit électrique de la figure 1 plus détaillé pour lequel les génératrices 7a, 7b alimentent un dispositif de répartition et 10 de régulation 13 comportant un calculateur définissant des lois de contrôle pour permettre la bonne distribution/répartition de puissance. Au final, le système de récupération pourra être utilisé pour réaliser une ou plusieurs des fonctions suivantes : - Alimentation du rotor principal, dans ce cas la BTP 4 alimentera un 15 générateur similaire au générateur 9 intercalé entre la BTP et un moteur électrique d'entraînement du rotor principal, - Alimentation du rotor arrière comme décrit dans l'exemple de la figure 2; - Alimentation des réseaux électrique / pneumatique / hydraulique 20 toujours selon l'exemple de la figure 2. Le système de récupération alimentera un réseau électrique distribué à la tension de 270Vdc, 115Vac/200Vac, 28Vdc ou tout autre niveau de tension alternative ou continue souhaité. Dans le cas où la puissance produite par le système de récupération est 25 insuffisante pour alimenter l'un des rotors, on peut coupler un générateur électrique 9 à la boite de transmission d'origine pour fournir la puissance complémentaire nécessaire selon l'exemple de la figure 2. La figure 4 représente un schéma possible d'intégration d'un système de récupération d'énergie thermique sur un moteur à combustion interne 1 de type à 30 turbine comprenant de manière connue des étages 100, 101 de compresseurs et une tuyère de sortie 102. Le dispositif de récupération d'énergie thermique comprend une machine thermodynamique 200 utilisant un cycle thermodynamique entre une source chaude, les gaz d'échappement du moteur à combustion interne et une source froide, l'air ambiant. La machine thermodynamique ou turbine à vapeur à cycle fermé notamment à cycle Rankin comprend un premier échangeur 103, échangeur chaud, sur la source chaude, ici la tuyère 102 du moteur à combustion interne, un second échangeur 105 sur la source froide, par exemple un radiateur en contact avec l'air extérieur que traverse l'aéronef, un fluide caloporteur circulant entre le premier et le second échangeurs par un circuit tubulaire 107 et une unité de transformation d'énergie thermique en énergie mécanique ici sous forme d'une turbine 104. La machine thermodynamique comprend en outre une pompe 106 faisant circuler le fluide dans le circuit de fluide caloporteur 107. La turbine 104 entraîne ici un générateur électrique 108 qui sera utilisé comme décrit précédemment. Un avantage du système de l'invention est de diminuer la température de sortie des gaz du moteur thermique de l'aéronef ce qui diminue sa signature infrarouge. L'invention qui n'est pas limitée à l'exemple représenté, correspondant à un appareil bimoteur, mais qui est notamment applicable à un appareil monomoteur s'applique en particulier aux hélicoptères ou aux drones à voilure tournante et permet d'améliorer l'efficacité globale du système de propulsion de l'aéronef, notamment dans le cas où la ou les turbines de cet appareil fournissent un travail et non une poussée. L'invention peut toutefois s'appliquer à un rotor de propulsion dans le cas 25 d'un moteur à combustion interne de type turbopropulseur. REVENDICATIONS1 - Système d'entraînement d'au moins un rotor d'un aéronef par énergie électrique en complément ou en remplacement d'un système mécanique caractérisé en ce que l'énergie électrique est fournie au moins partiellement par au moins un dispositif de récupération d'énergie thermique (6a, 6b, 104) issue de gaz chauds d'un moteur à combustion interne (1, 1 a, 1 b) de l'aéronef. 2 - Système d'entraînement selon la revendication 1 caractérisé en ce que le dispositif de récupération d'énergie thermique comprend une machine thermodynamique (200) utilisant un cycle thermodynamique entre une source chaude, les gaz d'échappement du moteur à combustion interne et une source froide, l'air ambiant. 3 - Système d'entraînement selon la revendication 2 caractérisé en ce que la machine thermodynamique comprend un premier échangeur (103) sur la source chaude, un second échangeur (105) sur la source froide, un fluide caloporteur circulant entre le premier et le second échangeurs et une unité (6a, 6b, 104) de transformation d'énergie thermique en énergie mécanique entre les échangeurs. 4 - Système d'entraînement selon la revendication 3 caractérisé en ce que le dispositif de récupération comprend une génératrice électrique (7a, 7b, 108) assurant une conversion mécanique/électrique couplée à ladite unité de transformation. 5 - Système d'entraînement selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le dispositif de récupération alimente tout ou partie des circuits auxiliaires tels que les circuits électriques, hydrauliques ou pneumatiques de l'aéronef. 6 - Système d'entraînement selon la revendication 5 caractérisé en ce que le dispositif de récupération comporte un dispositif de conversion mécanique/pneumatique d'alimentation des circuits pneumatiques de l'aéronef. 7 - Système d'entraînement selon la revendication 5 ou 6 caractérisé en ce le dispositif de récupération comporte un dispositif de conversion mécanique/hydraulique d'alimentation des circuits hydrauliques de l'aéronef. 8 - Système d'entraînement selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que les gaz chauds sont les gaz d'échappement d'un moteur à pistons de propulsion de l'aéronef. 9 - Système d'entraînement selon la revendication 8 caractérisé en ce 5 que le premier échangeur est couplé à une tubulure d'échappement du moteur à piston. 10 - Système d'entraînement selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que les gaz chauds sont les gaz générés par une turbine de propulsion de l'aéronef. 10 11 - Système d'entraînement selon la revendication 10 caractérisé en ce que le premier échangeur est disposé dans une tuyère de sortie de la turbine. 12 - Système d'entraînement selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le rotor est un rotor d'aéronef à voilure tournante. 15 13 - Système d'entraînement selon la revendication 12 caractérisé en ce que le rotor est un rotor arrière d'hélicoptère.