FR 2623774 A1 19890602 FR 8716499 A 19871127 La présente invention est relative à un dispositif de transfert de combustible entre les réservoirs et les moteurs d'un avion. Le combustible pour les moteurs des avions est emmagasiné dans plusieurs réservoirs qui sont répartis en différents emplacements. Les plus importants parmi ces réservoirs sont habituellement logés dans les ailes et le fuselage et également parfois dans la dérive. Ces différents réservoirs sont reliés entre eux et aux moteurs de l'avion par un circuit de conduits et des pompes permettant l'alimentation sélective des moteurs à partir de certains réservoirs. Lors du décollage les moteurs sont alimentés à partir des réservoirs situés dans la voilure, jusqu'à ce que l'avion ait atteint l'altitude dite "de sécurité", puis ensuite à partir du ou des réservoir du milieu situés dans le fuselage, qui sont épuisés avant de revenir à une alimentation par les réservoirs de la voilure. Ceci exige l'exécution, jusqu'ici manuelle, de différentes opérations de manoeuvres de vannes et de coupures des pompes d'alimentation situées dans les réservoirs, ces opérations étant fastidieuses ét pouvant par suite être la source d'erreurs risquant d'entraSner de fausses manoeuvres ou des pannes de pompes. Pour remédier à ces inconvénients il est nécessaire de disposer d'un circuit suplémentaire agencé de manière à permettre de transférer du combustible de l'un quelconque des réservoirs vers l'un ou l'autre des autres. On connait déjà différents systèmes de transfert du combustible entre les différents réservoirs d'un avion. US-A-3.627.239 décrit un agencement caractéristique de la technique antérieure comprenant deux réservoirs situés dans les ailes et un réservoir central situé dans le fuse- lage,un premier système de conduits reliant le réservoir central à chacun des moteurs et un second système de conduits pour transférer le combustible des réservoirs d'ailes dans le réservoir central. Des pompes situées dans les réservoirs sont alimentées par un fluide sous pression dérivé du dispositif d'alimentation des moteurs. Des moyens sont prévus pour chauffer et filtrer le combustible. GB-A-1.352.394 et US-A-3.669.136 décrivent des dispositifs de transfert de combustible d'un réservoir à l'autre dans un aéronef, commandés par des capteurs dans les réservoirs, par l'intermédiaire de systèmes de conduits qui sont totalement indépendants des conduits d'alimentation des moteurs en combustible. Ces dispositifs connus s'ajoutent avec leurs pompes aux systèmes d'alimentation des moteurs, augmentant ainsi la complication, le poids et le prix. Le but de l'invention est par conséquent de réaliser un dispositif simplifié pour l'alimentation des moteurs en combustible et pour le transfert de celui-ci entre les réservoirs, ne nécessitant pas d'intervention manuelle. Elle a pour objet à cet effet un dispositif pour l'alimentation des moteurs d'un avion en combustible et de transfert de celui-ci entre les réservoirs, comportant au moins un réservoir central dans le fuselage et un réservoir dans chaque aile comportant chacun un détecteur de niveau, un conduit d'alimentation reliant chaque réservoir d'aile au moteur associé à celle-ci, un conduit d'intercommunication reliant lesdits conduits d'alimentation entre eux et relié lui-même au réservoir central, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de commandes intercalés dans ledit conduit d'intercommunication, de part et d'autre dudit réservoir central et reliés par des conduits aux réservoirs d'ailes respectifs, adaptés pour relier sélectivement le conduit d'intercommunication auxdits conduits d'alimentation ou aux réservoirs d'ailes, ou pour interrompre toute liaison. Suivant une autre caractéristique de l'invention lesdits moyens de commande sont du type à une entrée et deux voies de sortie et sont reliés aux détecteurs de niveaux par l'intermédiaire d'un calculateur électronique programmable. D'une façon avantageuse lesdits moyens de commande sont constitués par des vannes à deux voies ou des distributeurs àtiroirs, actionnés par un moteur électrique, des électro-vannes ou autres. Suivant encore une autre caractéristique de l'invention, lesdits moyens de commande comportent un organe limitant leurs positions possibles aux deux liaisons de ladite entrée avec une seule des deux voies de sortie, et à une position de fermeture complète. Suivant un mode de réalisation, chacun desdits moyens de commande est constitué par deux robinets montés l'un entre le conduit d'intercommunication et le conduit d'alimentation du moteur associé et l'autre entre le premier robinet et un conduit relié au réservoir d'aile associé. La description qui va suivre, en regard des dessins annexés à titre d'exemples non limitatifs, permettra de bien comprendre comment l'invention peut être mise en pratique. La figure 1 est un schéma d'un dispositif classique d'alimentation en combustible pour un avion comportant deux moteurs, un réservoir dans chaque aile et un réservoir central dans le fuselage. La figure 2 est un schéma du dispositif de la figure 1, modifié suivant l'invention. Les figures 3a, 3b et 3c montrent les trois positions autorisées d'une vanne à deux voies constituant les moyens de commande dans le dispositif suivant l'invention. Les figures 4a, 4b et 4c montrent les positions de deux robinets pouvant être utilisés en variante, à la place d'une vanne à deux voies. En se référant à la figure 1, un dispositif classique d'alimentation des moteurs d'un avion en combustible comprend un réservoir (2) dans l'aile gauche, un réservoir central 3 dans le fuselage et un réservoir 4 dans l'aile droite. Chaque réservoir 2, 3, 4 comporte un détecteur de niveau 6, 7, 8 respectlvement. Le réservoir 2 de l'aile gauche est pourvu de deux pompes 10 qui distribuent du combustible à un moteur 11 de l'aile gauche par l'intermédiaire d'un conduit d'alimentation 12 et d'une vanne basse pression 13. De même, le réservoir 4 de l'aile droite est pourvu de deux pompes 14 qui distribuent du combustible a un moteur 15 de l'aile droite par l'intermédiaire d'un conduit d'alimentation 16 et d'une vanne basse-pression 17. Les conduits d'alimentation 12 et 16 sont reliés ensemble par un conduit 18 d'intercommunication au milieu duquel est intercalée une vanne de coupure 19. Le réservoir central de fuselage 3 est relié au conduit d'intercommunication 18 de part et d'autre de la vanne de coupure 19 par deux pompes 20. Ce dispositif permet non seulement l'alimentation de chaque moteur 11, 15 par le réservoir correspondant 2, 4, mais également l'alimentation du moteur gauche 11 par le réservoir 4 d'aile droite et inversement celle du moteur droit 15 par le réservoir 2 d'aile gauche, et également l'alimentation des moteurs par gravité, mais il ne permet pas de transférer du combustible de l'un quelconque des réservoirs dans les autres. Après la phase de décollage, lorsque l'altitude de sécurité est atteinte, le pilote doit commander manuellement les pompes 10, 14 pour interrompre leur fonctionnement et mettre en marche les pompes 20 du réservoir central 3 et, après épuisement de ce dernier, procéder à la manoeuvre inverse. On a représenté à la figure 2 un mode de réalisation de l'invention, dans lequel les organes identiques à ceux de la figure 1 sont désignés par les mêmes références. Suivant cet exemple il est prévu une vanne à deux voies 21 entre le conduit d'intercommunication 18 et le conduit d'alimentation 12 du moteur gauche 11 et, d'une façon identique, il est prévu une vanne à deux voies 22 entre le conduit 18 et le conduit 16 d'alimentation du moteur droit 15. Le troisième conduit de chaque vanne 21, 22 est relié au réservoir correspondant 2, 4, par un conduit 23, 24 respectivement. Enfin, les détecteurs de niveaux 6, 7 et 8 sont reliés à un calculateur électronique programmable 9, ainsi que les vannes 21 et 22. Chaque vanne 21, 22 comporte des moyens d'arrêt, comme connu en soi, pour limiter ses positions de la façon suivante Vanne 21 : position 1 : liaison 18-12 figure 3a figure 3a coupure 23 position 2 : liaison 18-23 figure 3b coupure 12 position 3 : coupure totale figure 3c et d'une façon analogue pour la vanne 22 position 1 : liaison 18-16 coupure 24 position 2 : liaison 18-24 coupure 16 position 3 : coupure totale. Suivant l'invention également les pompes 10 et 14 des réservoirs d'ailes sont maintenues en fonctionnement en permanence et, dans la position 1 des vannes 21, 22, le dispositif est analogue à celui de la figure 1 lorsque la vanne 19 est ouverte. Dans la seconde position des vannes, 21, 22 le combustible du réservoir central 3 est transféré dans les réservoirs d'ailes 2 et 4 tandis que ceux-ci alimentent les moteurs 11 et 15. Les vannes étant reliées électriquement au calculateur 9 celui-ci les commande en fonction des signaux reçus des détecteurs de niveaux 6, 7, 8 et de son programme. La figure 4 montre une variante dans laquelle les vannes 21 et 22 sont remplacées chacune par deux robinets 21a, 21b, le robinet 21a étant monté entre le conduit d'intercommunication 18 et le conduit d'alimentation 12 (16) et le robinet 21b étant monté entre le conduit 18 et le conduit 23 (24) menant au réservoir 2 (4). Dans cette variante, il est nécessaire que les robinets soient couplés, par exemple mécaniquement ou électriquement, afin d'interdire une quatrième position dans laquelle ils seraient tous deux ouverts. On .comprend bien entendu que les vannes 21, 22 ou les robinets 21a, 21b peuvent être remplacés par d'autres organes équivalents, par exemple des électrovannes, des distributeurs à tiroirs ou analogues. On remarquera enfin, que le dispositif existant sur un avion peut très facilement être modifié suivant l'invention sans augmentation importante de la masse, qu'il peut également assurer l'alimentation par gravité et enfin qu'il supprime la possibilité d'une panne, à l'état latent, non encore identifiée. REVENDICATIONS 1. Dispositif pour l'alimentation des moteurs d'un avion en combustible et de transfert de celui-ci entre les réservoirs, comportant au moins un réservoir central dans le fuselage et un réservoir dans chaque aile comportant chacun un détecteur de niveau, un conduit d'alimentation reliant chaque réservoir d'aile au moteur associé à celle-ci, un conduit d'intercommunication reliant lesdits conduits d'alimentation entre eux et relié lui-même au réservoir central, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de commande (21, 22, 21a, 21b) intercalés dans ledit conduit d'întercommunication, (18) de part et d'autre dudit réservoir central (3) et reliés par des conduits (23, 24) aux réservoirs d'ailes respectifs (2, 4), adaptés pour relier sélectivement le conduit d'intercommunication (18) auxdits conduits d'alimentation (12, 16) ou aux réservoirs d'ailes (2, 4),ou pour interrompre toute liaison. 2. Dispositif suivant la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (21, 22, 21a, 21b) sont du type à une entrée et deux voies de sortie et sont reliés aux détecteurs de niveaux (6, 7, 8) par l'intermédiaire d'un calculateur électronique programmablè-(9). 3. Dispositif suivant la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (21, 22, 21a, 21b) sont reliés électriquement audit calculateur (9). 4. Dispositif suivant la revendication 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (21, 22) sont constitués par des vannes à deux voies ou des distributeurs à tiroirs, actionnés par un moteur électrique, des électrovannes ou autres. 5. Dispositif suivant la revendication 3, caractérisé en ce que chacun desdits moyens de commande est constitué par deux robinets (21a, 21b) montés l'un entre le conduit d'intercommunication (18) et le conduit d'alimentation (12, 16) du moteur associé (11, 15) et l'autre (21b) entre le premier robinet (21a) et un conduit (23, 24) relié au réservoir d'aile associé (2, 4). 6. Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 4 ou 5, caractérisé en Qe que lesdits moyens de commande (21, 22, 21a, 21b) comportent un organe limitant leurs positions possibles aux deux liaisons de ladite entrée avec une seule des deux voies de sortie, et à une position de fermeture complète.