FR 3080608 A1 20191101 FR 1853678 A 20180426 SYSTEME DE PROPULSION HYBRIDE POUR UN AERONEF DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne la propulsion d'aéronef, et plus particulièrement la propulsion hybride d'un aéronef. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE La propulsion hybride d'un aéronef permet d'augmenter la puissance de l'aéronef par rapport à une propulsion purement thermique. Par exemple, EP 2 144 811 divulgue une telle architecture de propulsion hybride. Cette architecture comporte un moteur à combustion interne, dont la puissance motrice entraîne une hélice. Le moteur à combustion interne coopère avec une machine électrique connectée à un stockeur d'energie électrique via un réseau électrique dédié. La machine électrique peut être utilisée, dans un premier mode de fonctionnement, comme moteur électrique et, dans un second mode de fonctionnement, comme générateur électrique. EP 2 962 885 divulgue une architecture de propulsion hybride parallèle qui permet un vol purement électrique dans lequel l'hélice de l'aéronef est entrainée en rotation par le moteur électrique tandis que le moteur à combustion interne est arrêté et découplé de l'hélice par l'ouverture d'un système d'embrayage. Le découplage du moteur à combustion interne et de l'hélice est réalisé par un système d'embrayage qui est un dispositif lourd et complexe à gérer. Par exemple, le pilote de l'aéronef doit gérer l'embrayage en cas de panne du moteur à combustion interne. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention vise à résoudre les problèmes de la technique antérieure en fournissant un système de propulsion hybride pour un aéronef comportant un moteur à combustion interne et un circuit de puissance électrique dédié, reliés en parallèle à un 5 système de transmission pour entrainer une hélice en rotation, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une roue libre de découplage entre le moteur à combustion interne et le système de transmission. Le découplage du moteur à combustion interne et de l'hélice étant réalisé par une roue libre, est de type passif. Il n'y a pas de fonction de pilotage complexe 10 et source de panne pour réaliser ce découplage. La roue libre est également un dispositif léger, par exemple par rapport à un embrayage. Elle offre une capacité de vol électrique efficace qui a pour effet d'améliorer la distance de point de posé et de décharger l'activité du pilote qui n'a alors pas d'embrayage à gérer en cas de panne du moteur à combustion interne. 15 Selon une caractéristique préférée, l'aéronef comportant un circuit électrique conventionnel pour alimenter des équipements électriques embarqués, le système de propulsion hybride pour un aéronef comporte en outre un convertisseur relié au circuit de puissance électrique dédié et apte à alimenter les équipements électriques embarqués. 20 L'utilisation d'un convertisseur relié au circuit de puissance électrique dédié permet de fournir à l'aéronef une source d'alimentation électrique alternative pour les équipements électriques, voire même de supprimer une batterie de secours du circuit d'alimentation électrique conventionnel. Le poids d'un convertisseur est faible par rapport à celui d'une batterie de secours, ce mode de réalisation permet donc un 25 allègement de l'aéronef. Selon une caractéristique préférée, le système de propulsion hybride pour un aéronef comporte en outre un circuit électrique de dégivrage intégré sur les bords d'attaque des ailes, le circuit électrique de dégivrage étant relié au circuit de puissance électrique dédié. 2 3 Ce mode de réalisation offre des capacités de vol en conditions givrantes grâce à l'alimentation électrique, via le circuit de puissance électrique dédié, du circuit électrique de dégivrage. Selon une caractéristique préférée, le circuit de puissance électrique 5 dédié comporte en outre une batterie rechargeable par branchement sur un réseau d'alimentation électrique externe à l'aéronef. Ce mode de réalisation permet d'augmenter le rayon d'action de l'aéronef. Selon une caractéristique préférée, le convertisseur est réversible et la 10 recharge de la batterie est effectuée via le convertisseur. Selon une caractéristique préférée, le système de propulsion hybride pour un aéronef comporte en outre un système de récupération d'énergie thermique à partir du moteur à combustion interne pour alimenter électriquement le circuit de puissance électrique dédié. 15 Selon une caractéristique préférée, le système de récupération d'énergie thermique est une machine à cycle organique de Rankine. Ce mode de réalisation permet de récupérer de l'énergie thermique contenue dans les gaz d'échappement du moteur thermique et la convertir en énergie électrique. 20 Selon une caractéristique préférée, le système de propulsion hybride pour un aéronef comporte en outre un réservoir additionnel de carburant pour alimenter le moteur à combustion interne. Ce mode de réalisation permet d'augmenter le rayon d'action de l'aéronef. 25 L'invention concerne aussi un aéronef équipé d'un système de propulsion hybride, tel que précédemment présenté. L'aéronef équipé du système de propulsion hybride présente des avantages analogues à ceux précédemment présentés. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages apparaîtront à la lecture de la description suivante d'un mode de réalisation préféré, donné à titre d'exemple non limitatif, décrit en référence aux figures dans lesquelles : 5 La figure 1 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un premier mode de réalisation de l'invention, La figure 2 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, La figure 3 représente un système de propulsion hybride pour un 10 aéronef, selon un troisième mode de réalisation de l'invention, La figure 4 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un quatrième mode de réalisation de l'invention, La figure 5 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un cinquième mode de réalisation de l'invention, 15 Les figures 6a à 6f représentent des modes de fonctionnement du système de propulsion hybride selon un mode de réalisation de l'invention, Les figures 7a et 7b représentent des exemples de missions de vol de l'aéronef équipé d'un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un mode de réalisation de l'invention, 20 Les figures 8a et 8b représentent des exemples de missions de vol de l'aéronef équipé d'un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un mode de réalisation de l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS 25 Selon un premier mode de réalisation préféré, représenté de manière schématique à la figure 1, un système de propulsion hybride pour un aéronef comporte un moteur à combustion interne 1 qui est alimenté en carburant provenant d'un réservoir de carburant 2. Dans l'exemple représenté, le moteur est un moteur à piston, mais d'autres types de moteur à combustion sont envisageables dans le cadre de l'invention. 4 5 Seuls les éléments utiles à la compréhension de l'invention sont décrits et représentés. Selon une variante, un réservoir additionnel de carburant 3 est en outre prévu et est relié au réservoir 2. 5 Le moteur 1 entraine un premier arbre de transmission 4 relié à un réducteur mécanique 5. La liaison entre le premier arbre de transmission 4 et le réducteur mécanique 5 est réalisé par l'intermédiaire d'une roue libre 6. Le réducteur mécanique 5 est d'autre part relié à une hélice 7. Le système de propulsion hybride comporte un circuit de puissance 10 électrique dédié comportant un générateur/moteur électrique 10 électriquement relié à un stockeur d'énergie électrique, de type stockeur électrochimique, par exemple une batterie 11. Le générateur/moteur électrique 10 est également relié mécaniquement à un second arbre de transmission 12 lui-même relié au réducteur mécanique 5. La chaine électrique du système de propulsion est ainsi en parallèle de 15 la chaine thermique du système de propulsion. Le système de propulsion hybride comporte aussi un organe de couplage 20, par exemple une courroie, pour coupler le premier arbre de transmission 4 avec un troisième arbre de transmission 21. Le troisième arbre de transmission 21 est relié à un circuit 20 d'alimentation électrique conventionnel des différents systèmes de bord de l'aéronef. Le circuit d'alimentation électrique conventionnel comporte un générateur 22 auquel est relié le troisième arbre de transmission 21. Le générateur 22 délivre par exemple un courant continu en sortie du circuit d'alimentation électrique vers un circuit de distribution électrique conventionnel, non représenté, qui est relié aux différents 25 systèmes de bord de l'aéronef. Le circuit d'alimentation électrique conventionnel comporte également une batterie de secours 23 qui est reliée en sortie du circuit d'alimentation électrique conventionnel pour délivrer elle aussi par exemple un courant continu. Le fonctionnement du système de propulsion hybride est le suivant. Lorsque le moteur à combustion interne 1 fonctionne, l'hélice 7 est entrainée en rotation 6 par le moteur 1. Lorsque le moteur 1 est à l'arrêt, il n'entraine plus en rotation l'hélice 7, qui peut néanmoins continuer de tourner librement grâce à la roue libre 6. De même, lorsque le générateur/moteur électrique 10 fonctionne en tant que moteur, il entraine en rotation l'hélice 7. Ce cas peut être simultané ou non avec 5 le fonctionnement du moteur 1. Lorsque le générateur/moteur 10 ne fonctionne plus en tant que moteur, mais en tant que générateur électrique, la rotation de l'hélice 7 entraine le générateur qui recharge la batterie 11. L'architecture hybride parallèle permet ainsi un vol purement électrique plus efficace. Le vol purement électrique correspond au cas où l'hélice est entrainée en 10 rotation par le moteur électrique 10 mais est découplée du moteur à combustion interne qui est à l'arrêt. Le vol purement électrique permet par exemple d'aider le pilote à atterrir en sécurité en cas de panne du moteur à combustion interne. Le découplage du moteur à combustion interne et de l'hélice étant réalisé par une roue libre, est de type passif. Il n'y a pas de fonction de pilotage complexe 15 et source de panne pour réaliser ce découplage. La roue libre est également un dispositif léger, par exemple par rapport à un embrayage. Elle offre une capacité de vol électrique efficace qui a pour effet d'améliorer la distance de point de posé et de décharger l'activité du pilote qui n'a alors pas d'embrayage à gérer en cas de panne du moteur à combustion interne. 20 La figure 2 représente de manière schématique un deuxième mode de réalisation de l'invention, qui comporte tous les éléments du premier mode de réalisation de l'invention. Pour faciliter la compréhension, ces éléments reçoivent les mêmes références numériques qu'à la figure 1. Le deuxième mode de réalisation comporte en outre un convertisseur 25 de tension 13 relié au circuit de puissance électrique dédié. Plus précisément, le convertisseur 13 est relié en sortie du générateur/moteur électrique 10 et en sortie de la batterie 11. Une sortie du convertisseur 13 est reliée au circuit de distribution électrique conventionnel destiné à alimenter les différents systèmes de bord de l'aéronef. 7 Le convertisseur 13 est un convertisseur continu/continu, qui délivre en sortie un courant continu apte à alimenter le circuit de distribution électrique conventionnel. Ainsi, la batterie de secours 23 peut être de capacité plus réduite, voire 5 même supprimée, par rapport au premier mode de réalisation. Le poids du convertisseur 13 est inférieur à celui de la batterie de secours 23, ce mode de réalisation permet donc un allègement de l'aéronef. La figure 3 représente de manière schématique un troisième mode de réalisation de l'invention, qui comporte tous les éléments du deuxième mode de 10 réalisation de l'invention. Pour faciliter la compréhension, ces éléments reçoivent les mêmes références numériques qu'aux figures 1 et 2. Le troisième mode de réalisation comporte en outre un circuit électrique 14 de dégivrage des bords d'attaque des ailes relié au circuit de puissance électrique dédié. Le circuit électrique de dégivrage est relié en sortie du 15 générateur/moteur électrique 10 et en sortie de la batterie 11. Le circuit électrique de dégivrage comporte des tapis chauffants intégrés sur les bords d'attaque des ailes. Ce mode de réalisation offre des capacités de vol en conditions givrantes. A la figure 3, ce mode de réalisation intègre le convertisseur 13 du 20 deuxième mode de réalisation. Il est à noter cependant que ce mode de réalisation peut également ne pas intégrer le convertisseur 13. La figure 4 représente de manière schématique un quatrième mode de réalisation de l'invention, qui comporte tous les éléments du troisième mode de réalisation de l'invention. Pour faciliter la compréhension, ces éléments reçoivent les 25 mêmes références numériques qu'aux figures précédentes. Le quatrième mode de réalisation comporte en outre un système 15 relié au circuit de puissance électrique dédié, pour recharger la batterie 11 par branchement via une prise de parc sur un réseau d'alimentation électrique externe à l'aéronef, lorsque celui-ci est au sol. 8 Ce mode de réalisation permet d'augmenter le rayon d'action de l'aéronef en maximisant la valorisation de l'energie électrique contenu dans la batterie 11 durant un vol purement électrique ou hybride. Ces modes de fonctionnement sont décrits dans la suite. 5 Selon une variante, le convertisseur 13 est de type réversible et la prise de parc est reliée au convertisseur 13. Quand la connexion de la prise de parc au réseau d'alimentation électrique externe est détectée et qu'une charge de la batterie 11 est requise, alors la charge est effectuée depuis la prise de parc vers la batterie 11 via le convertisseur 13. De même, la prise de parc peut aussi être reliée à la batterie de secours 10 23. Quand la connexion de la prise de parc au réseau d'alimentation électrique externe est détectée et qu'une charge de la batterie de secours 23 est requise, alors la charge est effectuée depuis la prise de parc vers la batterie de secours 23. A la figure 4, ce mode de réalisation intègre le convertisseur 13 du deuxième mode de réalisation et le circuit électrique 14 de dégivrage des bords d'attaque 15 des ailes du troisième mode de réalisation. Il est à noter cependant que ce mode de réalisation peut également ne pas intégrer ces deux éléments, ou intégrer seulement l'un des deux. La figure 5 représente de manière schématique un cinquième mode de réalisation de l'invention, qui comporte tous les éléments du quatrième mode de 20 réalisation de l'invention. Pour faciliter la compréhension, ces éléments reçoivent les mêmes références numériques qu'aux figures précédentes. Le cinquième mode de réalisation comporte en outre un circuit thermodynamique 16 relié au moteur à combustion interne 1 pour récupérer de l'énergie thermique contenue dans les gaz d'échappement du moteur thermique et la convertir en 25 énergie électrique pour l'injecter dans le circuit de puissance électrique dédié. Le circuit thermodynamique 16 est relié électriquement au générateur/moteur électrique 10, à la batterie 11, au convertisseur 13 et au circuit électrique 14 de dégivrage. Le circuit thermodynamique 16 comporte un module ORC d'après l'anglais « Organic Rankine Cycle ». Il s'agit d'une machine à cycle organique de Rankine. 9 A la figure 5, ce mode de réalisation intègre les éléments des deuxième, troisième et quatrième modes de réalisation. Il est à noter cependant que ce mode de réalisation peut également ne pas intégrer ces trois éléments, ou intégrer seulement un ou deux des trois. 5 Les figures 6a à 6f représentent des modes de fonctionnement possibles du système de propulsion hybride selon la présente invention. Le troisième mode de réalisation a plus particulièrement été représenté dans ces figures, mais les modes de fonctionnement sont transposables à tous les modes de réalisation précédemment décrits. 10 A la figure 6a, un mode d'augmentation de puissance, ou mode hybride, comporte le fonctionnement simultané d'une part de la chaîne thermique du système de propulsion pour entrainer en rotation l'hélice et alimenter le générateur 22 et d'autre part de la chaîne électrique du système de propulsion pour entrainer en rotation l'hélice. Le générateur/moteur électrique 10 fonctionne ici en moteur et est alimenté par la 15 batterie 11. La puissance fournie pour entrainer l'hélice est ainsi augmentée, ce qui peut être utile lors des phases de décollage ou de montée de l'aéronef. La batterie 11 peut également alimenter le circuit électrique de dégivrage 14. A la figure 6b, un mode de recharge électrique comporte le 20 fonctionnement simultané d'une part de la chaîne thermique du système de propulsion pour entrainer en rotation l'hélice et alimenter le générateur 22 et d'autre part de la chaîne électrique du système de propulsion pour recharger la batterie 11. Le générateur/moteur électrique 10 fonctionne ici en générateur et recharge la batterie 11. Le générateur/moteur électrique 10 peut également alimenter le circuit 25 électrique de dégivrage 14, si besoin. Le mode de recharge électrique peut être utilisé en phase de croisière de l'aéronef. A la figure 6c, un mode de maintien comporte le fonctionnement simultané d'une part de la chaîne thermique du système de propulsion pour entrainer en 30 rotation l'hélice et alimenter le générateur 22 et d'autre part de la chaîne électrique du 10 système de propulsion pour alimenter le convertisseur 13 et le circuit électrique de dégivrage 14 si besoin. Le générateur/moteur électrique 10 fonctionne ici en générateur. Le mode de maintien peut être utilisé lorsque la batterie 11 est complètement chargée, par exemple en phase de croisière ou en phase de descente ou 5 encore d'atterrissage de l'aéronef. A la figure 6d, un mode planeur comporte l'arrêt simultané d'une part de la chaîne thermique du système de propulsion et d'autre part du générateur/moteur électrique 10. Seule la batterie 11 alimente le convertisseur 13 pour alimenter électriquement les systèmes embarqués de l'aéronef. La batterie 11 peut également 10 alimenter le circuit électrique de dégivrage 14 si besoin. A la figure 6e, un mode de redémarrage du moteur à combustion interne comporte le fonctionnement de la chaîne électrique du système de propulsion pour entrainer en rotation l'hélice. Le générateur/moteur électrique 10 fonctionne ici en moteur et est alimenté par la batterie 11. La batterie 11 alimente également le 15 convertisseur 13 et le circuit électrique de dégivrage 14 si besoin. Dans ce mode, le moteur à combustion interne est en phase de démarrage, par le biais d'un démarreur dédié non représenté. A la figure 6f, un mode purement électrique comporte l'arrêt du moteur à combustion interne et le fonctionnement de la chaîne électrique du système de 20 propulsion pour entrainer l'hélice en rotation. La batterie 11 alimente le générateur/moteur électrique 10 et peut alimenter le convertisseur 13 et le circuit électrique de dégivrage 14 si besoin. Le mode purement électrique permet d'augmenter le rayon d'action en cas d'utilisation nominale (hors panne moteur) ou d'améliorer la distance d'un point de 25 posé en cas de panne moteur. Ce mode de fonctionnement est particulièrement intéressant énergétiquement à cause du non entrainement du moteur à combustion interne grâce à la roue libre. Les figures 7a et 7b représentent deux exemples de missions de vol de l'aéronef dans lesquelles les différents modes de fonctionnement du système de 30 propulsion hybride précédemment présentés sont utilisés. Les figures 7a et 7b 11 représentent des phases successives de décollage 100, montée 200, croisière 300, descente 400 et atterrissage 500 de l'aéronef, en fonction du temps. La phase de croisière correspond à une altitude de croisière souhaitée ALT. La figure 7a représente une mission de vol de l'aéronef sans défaillance 5 du moteur à combustion interne. En phases de décollage et de montée de l'aéronef, le mode d'augmentation de puissance est utilisé. Au début de la phase de croisière de l'aéronef, quand l'aéronef atteint l'altitude souhaitée, le mode de recharge électrique est utilisé. Lorsque la recharge de la 10 batterie 11 est terminée, le mode de maintien est utilisé. Le mode de maintien est utilisé en phases de croisière, de descente et d'atterrissage de l'aéronef. En variante, le mode purement électrique est utilisé en phases de descente et d'atterrissage de l'aéronef. Il peut aussi être utilisé en phase de roulage, ou taxiage, de l'aéronef. 15 La figure 7b représente une mission de vol de l'aéronef avec différents cas de défaillance du moteur à combustion interne. Si une défaillance du moteur à combustion interne survient pendant la phase de montée de l'aéronef, le système de propulsion hybride passe en mode purement électrique. L'aéronef entame alors une phase de descente puis d'atterrissage. 20 Si une défaillance du moteur à combustion interne survient à la fin de la phase de montée de l'aéronef, et si par exemple l'énergie contenue dans la batterie 11 a été complètment utilisée, le système de propulsion hybride passe en mode planeur. L'aéronef entame alors une phase de descente puis d'atterrissage. Si une défaillance du moteur à combustion interne survient pendant la 25 phase de croisière de l'aéronef, mais après la recharge de la batterie 11, ou à la fin de la phase de croisière, le système de propulsion hybride passe en mode purement électrique. L'aéronef entame alors une phase de descente puis d'atterrissage. Les figures 8a et 8b représentent deux autres exemples de missions de vol de l'aéronef dans lesquelles les différents modes de fonctionnement du système de 30 propulsion hybride précédemment présentés sont utilisés. Les figures 8a et 8b 12 représentent des phases successives de décollage 100, montée 200, croisière 300, descente 400 et atterrissage 500 de l'aéronef, en fonction du temps. La phase de croisière correspond à une altitude de croisière souhaitée maximale ALTI_ et une altitude de croisière souhaitée minimale ALT2. 5 La figure 8a représente une mission de vol de l'aéronef sans défaillance du moteur à combustion interne. En phases de décollage et de montée de l'aéronef, le mode d'augmentation de puissance est utilisé. Par rapport à la figure 7a, la phase de montée dure plus longtemps, de 10 sorte que l'aéronef atteint l'altitude maximale ALTI_ Lorsque l'altitude maximale ALTI_ est atteinte, le système de propulsion hybride passe en mode planeur. L'aéronef perd progressivement de l'altitude, et lorsque qu'il atteint l'altitude minimale souhaitée ALT2, le système de propulsion hybride passe en mode de redémarrage du moteur à combustion interne. 15 Après redémarrage du moteur à combustion interne, le système de propulsion hybride passe en mode de recharge électrique. Après la recharge complète de la batterie 11, le système de propulsion hybride passe en mode d'augmentation de puissance. Comme précédemment, ce mode est conservé jusqu'à ce que l'altitude 20 maximale ALTI_ soit atteinte. Ensuite, le mode planeur puis le mode redémarrage du moteur à combustion interne, et le mode d'augmentation de puissance peuvent être utilisés successivement, pendant toute la phase de croisière de l'aéronef, de sorte qu'il demeure entre les altitudes maximale ALTI_ et minimale ALT2. 25 Le mode de maintien est ensuite utilisé en phase d'atterrissage de l'aéronef. La figure 8b représente une mission de vol avec différents cas de défaillance du moteur à combustion interne. Une défaillance du moteur à combustion interne peut survenir pendant 30 la phase de montée ou la phase de croisière de l'aéronef. 13 Quelle que soit la phase de vol de l'aéronef, si une défaillance du moteur à combustion interne survient, le système de propulsion hybride passe en mode planeur. L'aéronef entame alors une phase de descente puis d'atterrissage. 5 Les différentes possibilités (variantes et modes de réalisation) doivent être comprises comme n'étant REVENDICATIONS1. Système de propulsion hybride pour un aéronef comportant un moteur à combustion interne (1) et un circuit de puissance électrique dédié, reliés en parallèle à un système de transmission (5) pour entrainer une hélice (7) en rotation, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une roue libre de découplage (6) entre le moteur à combustion interne et le système de transmission. 2. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon la revendication 1, l'aéronef comportant un circuit électrique conventionnel pour alimenter des équipements électriques embarqués, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un convertisseur (13) relié au circuit de puissance électrique dédié et apte à alimenter les équipements électriques embarqués. 3. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un circuit électrique (14) de dégivrage intégré sur les bords d'attaque des ailes, le circuit électrique de dégivrage étant relié au circuit de puissance électrique dédié. 4. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le circuit de puissance électrique dédié comporte en outre une batterie (11) rechargeable par branchement sur un réseau d'alimentation électrique externe à l'aéronef. 5. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon les revendications 2 et 4, 15 caractérisé en ce que le convertisseur (13) est réversible et en ce que la recharge de la batterie est effectuée via le convertisseur. 6. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon l'une 5 quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un système de récupération d'énergie thermique (16) à partir du moteur à combustion interne pour alimenter électriquement le circuit de puissance électrique dédié. 10 7. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon la revendication 6, caractérisé en ce que le système de récupération d'énergie thermique (16) est une machine à cycle organique de Rankine. 15 8. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un réservoir additionnel (3) de carburant pour alimenter le moteur à combustion interne. 20 9. Aéronef équipé d'un système de propulsion hybride, selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.