FR 3030453 A1 20160624 FR 1462893 A 20141219 La présente invention concerne un dispositif auxiliaire de puissance amovible pour aéronef et un aéronef adapté à utiliser ou comportant au moins un tel dispositif auxiliaire de puissance. On sait que les utilisateurs d'aéronefs recherchent un maximum de flexibilité pour les aéronefs qu'ils exploitent, afin d'obtenir les services les mieux adaptés. Toutefois, pour des raisons de coûts de construction et de coûts d'exploitation, les performances de base de ces aéronefs sont généralement adaptées au mieux aux missions de base que ces aéronefs doivent remplir et ne peuvent être augmentées dans le cas où ces aéronefs devraient remplir des missions exigeant des performances supérieures. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients en permettant d'améliorer, en cas de besoin, les performances de base d'un aéronef sans pour autant augmenter les coûts d'exploitation lorsque ledit aéronef accomplit une mission de base ne nécessitant pas des performances accrues. La présente invention permet notamment à un aéronef d'accéder à des aéroports dont les pistes seraient trop courtes pour assurer, avec ses performances de base, des atterrissages et des décollages sans difficultés. À cette fin, selon l'invention, le dispositif auxiliaire de puissance pour aéronef est remarquable : - en ce qu'il comporte au moins un moteur électrique, une source d'alimentation pour ledit moteur électrique et une hélice (ou fan) reliée audit moteur électrique et pouvant engendrer au moins l'une des forces suivantes : une force de propulsion, une force inverse opposée à la direction de la vitesse de l'aéronef ; et - en ce qu'il est extérieurement raccordable de façon amovible audit aéronef. Ainsi, grâce à la présente invention, lorsque la mission que doit remplir l'aéronef nécessite des performances supérieures à ses performances de base, on raccorde audit aéronef au moins un dispositif auxiliaire de puissance qui peut apporter à ce dernier l'appoint de performance délivré par ladite hélice. En revanche, dès que cette mission nécessitant des performances supérieures est terminée, le dispositif auxiliaire de puissance peut être démonté, de sorte que l'aéronef retrouve sa configuration et ses performances de base. Puisque ladite hélice (ou fan) peut fonctionner en mode propulsion ou en mode inverse, on comprendra aisément que, en cas de décollage sur une piste trop courte pour les performances de base de l'aéronef, celui-ci peut recevoir, du dispositif auxiliaire de puissance fonctionnant en mode propulsion, un apport de puissance lui permettant de décoller sans encombre et que, inversement, en cas d'atterrissage sur une telle piste, ledit dispositif auxiliaire de puissance, fonctionnant alors en mode inverse, engendre une force opposée à la vitesse participant au freinage dudit aéronef. Dans un mode de réalisation simplifié, l'hélice est configurée de manière à engendrer uniquement une force de propulsion. En outre, dans un autre mode de réalisation, l'hélice est configurée de manière à pouvoir engendrer l'une ou l'autre desdites forces (force de propulsion, force inverse) selon le besoin. Une telle aptitude du dispositif auxiliaire de puissance à fonctionner en mode propulsion ou en mode inverse peut résulter du fait que l'hélice (ou fan) peut tourner dans les deux sens de rotation ou bien est équipée d'un dispositif de variation de pas La source d'alimentation électrique du dispositif auxiliaire de 20 puissance selon la présente invention peut être formée par au moins une batterie ou par au moins un supercondensateur. Notamment dans le cas particulier où le dispositif auxiliaire de puissance est destiné à un avion civil de transport, la masse de la source d'alimentation électrique peut être de l'ordre de 100 kg à plus de 1000 kg 25 et la puissance fournie par l'hélice (ou fan) peut être de l'ordre de 50 KVA à plus de 1000 KVA. De préférence, le dispositif auxiliaire de puissance comporte une nacelle enfermant au moins ledit moteur électrique et ladite source d'alimentation électrique, ainsi qu'un pylône apte à relier ladite nacelle audit 30 aéronef. À cet effet, ce dispositif auxiliaire de puissance peut comporter un dispositif de raccord amovible disposé à l'extrémité dudit pylône opposée à ladite nacelle. Dans le dispositif auxiliaire de puissance, ladite hélice (ou fan) peut être disposée en amont ou en aval de ladite nacelle par rapport à 35 l'écoulement aérodynamique autour de l'aéronef. La présente invention concerne de plus un aéronef apte à utiliser au moins un dispositif auxiliaire de puissance spécifié ci-dessus, cet aéronef étant remarquable en ce qu'il comporte au moins un dispositif de raccord amovible, accessible de l'extérieur, apte à recevoir ledit dispositif auxiliaire de puissance, notamment en coopérant avec un dispositif de raccord amovible solidaire dudit dispositif auxiliaire de puissance. Lorsque ledit aéronef comporte deux ailes symétriques par rapport à son axe longitudinal, il peut comporter au moins deux dispositifs de raccord amovible portés par lesdites ailes et, pour des raisons d'équilibrage, disposés symétriquement l'un de l'autre par rapport audit axe longitudinal. Avantageusement, le ou les dispositif(s) de raccord amovible dudit aéronef est (sont) disposé(s) à la partie inférieure de celui-ci, de façon que lesdits dispositifs auxiliaires de puissance soient suspendus audit aéronef. Ceux-ci sont alors particulièrement accessibles à des fins de maintenance. En variante, le raccordement du ou des dispositifs auxiliaires de puissance peut se situer au niveau du fuselage, par exemple de façon latérale au niveau de la partie arrière du fuselage. La présente invention concerne de plus un aéronef équipé d'au moins un dispositif auxiliaire de puissance tel que spécifié ci-dessus, ledit dispositif auxiliaire de puissance étant raccordé de manière amovible audit aéronef. Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 illustre, en perspective schématique, un exemple de réalisation du dispositif auxiliaire de puissance conforme à la présente invention, monté extérieurement sur une partie d'aéronef. La figure 2 est une vue latérale schématique du dispositif auxiliaire de puissance de la figure 1, avec arrachements partiels. La figure 3 illustre, en vue latérale schématique semblable à la figure 2, le dispositif auxiliaire de puissance séparé de la partie d'aéronef. La figure 4 montre, en perspective vue de l'avant et du haut, un aéronef équipé de deux dispositifs auxiliaires de puissance conformes à la présente invention. La figure 5 est une vue de l'avant de l'aéronef de la figure 4. La figure 6 montre, en perspective vue de l'arrière et du haut, une variante de l'aéronef des figures 4 et 5. Le dispositif auxiliaire de puissance 1, permettant d'illustrer la présente invention et représenté sur les figures 1, 2 et 3, comporte une nacelle 2 dans laquelle sont contenus au moins une source d'alimentation électrique 3, telle qu'au moins une batterie ou un supercondensateur, un moteur électrique 4 et une électronique de commande associée. La source d'alimentation 3 et le moteur électrique 4 sont aptes à entraîner en rotation une hélice 5, éventuellement carénée, extérieure à la nacelle 2 et susceptible de tourner dans les deux sens ou pourvue, de façon connue et non représentée, d'un dispositif de variation de pas. La nacelle 2 est solidaire d'un pylône 6, qui peut la relier de façon amovible à une partie extérieure 7 d'un aéronef. À cette fin, à son extrémité opposée à la nacelle 2, le pylône 6 comporte un dispositif de raccord 8, apte à coopérer de façon amovible avec un dispositif de raccord 9 prévu sur ladite partie extérieure d'aéronef 7. Sur les figures 2 et 3, les dispositifs de raccord coopérants 8 et 9 ne sont pas représentés en détail, car ils peuvent être de tous types connus, comme par exemple ceux mis en oeuvre pour l'emport de systèmes 20 d'armes par les avions de combat. Comme l'illustrent les figures 2 et 3, les dispositifs de raccord coopérants 8 et 9 permettent la fixation amovible du dispositif de puissance 1 sur la partie extérieure d'aéronef 7 (figure 2), ainsi que la séparation du dispositif de puissance de ladite partie extérieure d'aéronef 7 (figure 3). 25 Sur les figures 4 et 5, on a représenté un avion civil 10, dont les ailes 11 et 12 supportent chacune respectivement un turbomoteur 13 et 14. De plus, chacune desdites ailes supporte, de la façon décrite en regard des figures 1 à 3 pour la partie extérieure d'aéronef 7, un dispositif auxiliaire de puissance 1, les deux dispositifs auxiliaires de puissance 1 30 étant symétriques l'un de l'autre par rapport à l'axe longitudinal L-L de l'avion civil 10. Dans cet avion civil 10, il est supposé, comme le montrent les figures 4 et 5, que les hélices 5 des dispositifs auxiliaires de puissance 1 sont disposées en amont de ladite nacelle 2 par rapport à l'écoulement 35 aérodynamique autour dudit avion 10 . Au contraire, dans l'avion civil 20 à deux moteurs d'ailes 23 et 24, représenté sur la figure 6, les ailes 21 et 22 portent également deux dispositifs auxiliaires de puissance 1, symétriques l'un de l'autre par rapport à l'axe longitudinal X-X dudit avion 20, mais les hélices 5 des dispositifs auxiliaires de puissance 1 sont disposées en aval de ladite nacelle 2 par rapport à l'écoulement aérodynamique autour dudit avion 20. La puissance délivrée par l'hélice 5 de chaque dispositif 1 des avions 10 et 20 peut être de l'ordre de 50 KVA à 1000 KVA ou plus, alors que la masse de la source électrique 3 peut être de l'ordre de 100 kg à 1000 kg ou plus. De façon non représentée sur les figures 1 à 3, la nacelle 2 comporte des capots ouvrants permettant l'accès à son intérieur, notamment à des fins de maintenance de la source d'alimentation 3, du moteur électrique 4 et de l'électronique associée. Les opérations de maintenance sont nettement facilitées lorsque, comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, le dispositif auxiliaire de puissance 1 est suspendu sous la partie extérieure d'aéronef 7 par l'intermédiaire de son pylône 6. Toutefois, ce dispositif auxiliaire de puissance peut être disposé latéralement par rapport au fuselage des avions 10 et 20, par exemple dans la partie arrière de ce fuselage. De la description qui précède, on comprendra aisément que les dispositifs auxiliaires de puissance 1 peuvent être utilisés, non seulement pour permettre des décollages ou des atterrissages des avions 10 et 20 sur pistes courtes comme indiqué ci-dessus, mais encore pour déplacer ces avions au sol, notamment lorsque les turbomoteurs 13, 14 et 23, 24 sont à l'arrêt. Lorsque les dispositifs auxiliaires de puissance 1 sont mis en place sur un avion et que celui-ci se déplace sous l'action de ses turbomoteurs, les hélices de ces dispositifs auxiliaires de puissance 1 sont entraînées en rotation, grâce à l'énergie électrique provenant des générateurs associés aux turbomoteurs, ce qui permet d'améliorer le taux de dilution du système de propulsion global dudit avion. Par ailleurs, comme cela est généralement le cas pour les avions civils de transport, lorsque l'avion 10, 20 comporte une unité de puissance auxiliaire APU destinée à permettre d'effectuer des servitudes au sol alors que les turbomoteurs sont à l'arrêt, il est possible d'alimenter les dispositifs auxiliaires de puissance 1 au moins en partie à partir de cette unité APU. Ainsi, grâce à la présente invention, la puissance produite par cette dernière peut servir alors à la propulsion de l'avion. De plus, on remarquera : - que la source d'alimentation électrique 3 d'un dispositif auxiliaire de puissance 1 peut non seulement être rechargée au sol au cours d'opérations de maintenance, mais également en vol grâce à un fonctionnement en moulinet de ce dispositif 1 ; - que le positionnement des dispositifs auxiliaires de puissance 1 à l'extérieur de l'avion 10, 20 permet non seulement des accès aisés aux éléments 3, 4 qu'ils contiennent, mais encore un refroidissement efficace de ceux-ci, notamment par convection, ce qui accroît la sécurité ; et - que le ou les dispositifs de raccord 9 prévus sur les aéronefs 7, 10, 20 peuvent recevoir des dispositifs auxiliaires de puissance amovibles différents, adaptés à des besoins différents, de manière à permettre le changement de dispositif auxiliaire de puissance (1) suivant le besoin. REVENDICATIONS1. Dispositif auxiliaire de puissance (1) pour aéronef (7, 10, 20) caractérisé : - en ce qu'il comporte au moins un moteur électrique (4), une source d'alimentation électrique (3) pour ledit moteur électrique et une hélice (5) reliée audit moteur électrique (4) et pouvant engendrer au moins l'une des forces suivantes : une force de propulsion, une force inverse opposée à la direction de la vitesse de l'aéronef ; et - en ce qu'il est extérieurement raccordable de façon amovible audit aéronef (7, 10, 20). 2. Dispositif auxiliaire de puissance (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite hélice (5) peut tourner dans les deux sens. 3. Dispositif auxiliaire de puissance (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite hélice (5) est équipée d'un dispositif de variation de pas. 4. Dispositif auxiliaire de puissance (1) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la puissance délivrée par ladite hélice (5) est de 20 l'ordre de 50 à plus de 1000 KVA. 5. Dispositif auxiliaire de puissance (1) selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ladite source d'alimentation électrique (3) est au moins une batterie ou un supercondensateur et en ce que la masse de 25 ladite source d'alimentation électrique est de l'ordre de 100 à plus de 1000 kg. 6. Dispositif auxiliaire de puissance (1) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comporte une nacelle (2) enfermant au moins ledit 30 moteur électrique (4) et ladite source d'alimentation électrique (3), ainsi qu'un pylône (6) apte à relier ladite nacelle (2) audit aéronef (7, 10, 20). 7. Dispositif auxiliaire de puissance (1) selon la revendication 6, caractérisé en ce que ladite hélice (5) est disposée en amont de ladite nacelle (2) par rapport à l'écoulement aérodynamique. 35 8. Dispositif auxiliaire de puissance (1) selon la revendication 6,caractérisé en ce que ladite hélice (5) est disposée en aval de ladite nacelle (2) par rapport à l'écoulement aérodynamique. 9. Aéronef (10, 20) apte à utiliser au moins un dispositif auxiliaire de puissance (1) conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un dispositif de raccord amovible (9), accessible de l'extérieur, apte à recevoir ledit dispositif auxiliaire de puissance (1). 10. Aéronef (10, 20) selon la revendication 9, pourvu de deux ailes (11, 12 ; 21, 22) symétriques par rapport à l'axe longitudinal (L-L; X-X) dudit aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins deux dispositifs de raccord amovible (9), portés par lesdites ailes et disposés symétriquement l'un de l'autre par rapport audit axe longitudinal. 11. Aéronef (10, 20) selon l'une des revendications 9 ou 10, caractérisé en ce que le ou les dispositif(s) de raccord amovible (9) dudit aéronef est (sont) disposé(s) à la partie inférieure de celui-ci, de façon que le(s)dit(s) dispositif(s) auxiliaire(s) de puissance (1) soient suspendus audit aéronef (10, 20). 12. Aéronef (10, 20), caractérisé en ce qu'il est équipé d'au moins un dispositif auxiliaire de puissance (1) tel que spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 8, ledit dispositif auxiliaire de puissance (1) étant raccordé de manière amovible audit aéronef.