FR 2960910 A1 20111209 FR 1054475 A 20100608 Arrière-plan de l'invention L'invention concerne un dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz. De façon habituelle, un tel dispositif d'alimentation comprend une pompe carburant basse pression recevant du carburant provenant d'un réservoir de l'avion, une pompe carburant haute pression reliée à la sortie de la pompe basse pression par une conduite de carburant basse pression et une unité de dosage reliée à la sortie de la pompe haute pression et délivrant un débit de carburant contrôlé sur une conduite de carburant haute pression alimentant des injecteurs d'une chambre de combustion de la turbine à gaz. L'unité de dosage ou FMU ("Fuel Metering Unit") est pilotée par une unité de régulation moteur ou ECU ("Engine Control Unit") afin de réguler à une valeur désirée le débit de carburant fourni au moteur. Le débit de carburant en excès fourni par la pompe haute pression est recirculé en étant renvoyé vers la conduite de carburant basse pression. Un clapet de coupure en stop et de pressurisation est généralement monté sur la conduite de carburant haute pression, ce clapet s'ouvrant lorsque la pression en sortie de la FMU dépasse un seuil prédéterminé et étant commandé en fermeture en réponse à un ordre d'arrêt moteur provenant de l'ECU ou du cockpit de l'avion. La pompe haute pression est généralement montée sur une boîte de relais d'accessoires ou AGB ("Acessory Gear Box") comprenant un train d'engrenages relié par une prise mécanique à un arbre de turbine. Le débit fourni par la pompe haute pression est donc fonction de la vitesse de rotation de l'arbre de turbine, donc du régime moteur, et de la cylindrée de la pompe. Les autorités de sécurité aérienne exigent aujourd'hui qu'un rallumage en vol d'un moteur d'avion à turbine à gaz puisse être effectué sans assistance d'un démarreur pour une vitesse d'autorotation relativement faible, par exemple de seulement 5 % de la vitesse de rotation en régime de fonctionnement nominal. Pour fournir alors le débit de carburant nécessaire au rallumage, la cylindrée de la pompe doit être élevée pour compenser sa faible vitesse d'entraînement, ce qui se traduit par une masse et un encombrement importants. Au régime nominal, la forte cylindrée de la pompe haute pression fait que le débit de carburant recirculé est relativement élevé d'où une perte de charge importante. De plus, le carburant recirculé ayant été réchauffé, un fort débit de recirculation peut se traduire par une élévation de la température du carburant circulant dans la conduite de carburant basse pression pénalisant la performance d'échangeur huile/carburant éventuellement monté sur cette conduite et utilisé pour le refroidissement d'huile de lubrification. Pour réduire l'exigence de cylindrée totale et éviter un débit de recirculation élevé en régime nominal, on pourrait envisager d'utiliser une pompe haute pression double étage, c'est-à-dire avec deux pompes volumétriques en parallèle, l'une dimensionnée pour fournir le débit minimum requis pour le rallumage en vol et l'autre pour fournir le débit requis au régime le plus élevé (décollage), avec commutation entre les deux pompes. Toutefois cette solution présente des inconvénients, notamment l'apparition de pics de pression carburant lors de la commutation. De plus, la pompe volumétrique destinée à permettre le rallumage en vol est couplée en permanence sur I'AGB et entraînée par celle-ci alors qu'elle n'est susceptible de fonctionner que très rarement. Objet et résumé de l'invention L'invention a pour but de fournir un dispositif d'alimentation en carburant pour un moteur d'avion à turbine à gaz permettant un rallumage en vol sans assistance d'un démarreur à de faibles vitesses d'autorotation tout en ne présentant pas les inconvénients précités. Ce but est atteint grâce à un dispositif comprenant une pompe carburant basse pression, une pompe carburant haute pression reliée à la sortie de la pompe basse pression par une conduite de carburant basse pression, une unité de dosage ayant une entrée reliée à la sortie de la pompe haute pression, une conduite de carburant haute pression branchée en sortie de l'unité de dosage pour délivrer du carburant au moteur, et une unité de régulation agencée pour piloter l'unité de dosage afin de délivrer en sortie de celle-ci un débit de carburant contrôlé, dispositif dans lequel un circuit de dérivation comprenant une pompe électrique est branché entre un point amont situé sur la conduite de carburant basse pression et un point aval situé sur la conduite de carburant haute pression, et en ce que l'unité de régulation est agencée pour commander l'entraînement de la pompe électrique en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol. Le dimensionnement de la pompe haute pression peut ainsi être dicté uniquement par le besoin de délivrer le débit de carburant requis aux régimes élevés du moteur. Un sur-dimensionnement n'étant pas requis pour assurer un débit minimum à de faibles vitesses de rotation, le débit recirculé au régime nominal peut être réduit, ce qui permet de limiter les pertes de charges et autres inconvénients évoqués plus haut. Quant à la pompe électrique, son fonctionnement étant limité au besoin de rallumage en vol, elle ne sera mise en marche que très rarement, voire jamais. La probabilité de panne est donc très réduite et l'impact sur la fiabilité de l'ensemble du dispositif d'alimentation en carburant pour toutes les configurations de fonctionnement attendues est très limité. De préférence, le circuit de dérivation comprend en outre une vanne de fermeture en série avec la pompe électrique et l'unité de régulation est agencée pour commander l'ouverture de la vanne de fermeture et l'entraînement de la pompe électrique en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol. Ainsi, le circuit de dérivation peut être isolé efficacement lors du fonctionnement normal du dispositif d'alimentation en carburant. De préférence, lorsque le dispositif d'alimentation en carburant comprend en outre un clapet de coupure en stop et de pressurisation monté sur la conduite de carburant haute pression, le point aval de raccordement du circuit de dérivation est situé en aval du clapet de coupure en stop et de pressurisation. L'invention vise aussi un moteur d'avion à turbine à gaz équipé d'un dispositif d'alimentation en carburant tel que défini ci-avant. Brève description des dessins D'autres particularités de l'invention ressortiront à la lecture de la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue très schématique d'un moteur d'avion 35 à turbine à gaz ; et - la figure 2 est un schéma d'un dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz selon un mode de réalisation de l'invention. Description détaillée de modes de réalisation de l'invention L'invention s'applique aux moteurs d'avion à turbine à gaz tel que notamment le moteur à turbine à gaz double corps représenté très schématiquement sur la figure 1, l'invention étant aussi applicable à des moteurs à turbine à gaz à un seul corps ou à plus de deux corps. Le moteur de la figure 1 comprend une chambre de combustion 1, les gaz de combustion issus de la chambre 1 entraînant une turbine haute-pression (HP) 2 et une turbine basse-pression (BP) 3. La turbine HP 2 est couplée par un arbre HP à un compresseur HP 4 alimentant la chambre de combustion en air sous pression tandis que la turbine BP 3 est couplée à une soufflante 5 en entrée du moteur au moyen d'un arbre BP coaxial à l'arbre HP. Une boîte de relais d'accessoires ou AGB 7 est reliée par une prise de puissance mécanique 9 à un arbre de turbine et comprend un ensemble de pignons pour l'entraînement de différents accessoires tels que des pompes, un ou plusieurs démarreurs/générateurs, un ou plusieurs générateurs à aimants permanents,... La figure 2 est un schéma d'un dispositif d'alimentation en carburant pour un moteur tel que par exemple celui de la figure 1, selon un mode de réalisation de l'invention. Le dispositif d'alimentation en carburant de la figure 2 comprend une pompe carburant basse pression 10 recevant du carburant provenant d'un réservoir (non représenté) de l'avion. Une conduite 12 de carburant basse pression relie la sortie de la pompe 10 à l'entrée d'une pompe carburant haute pression 14, par exemple une pompe volumétrique à engrenages entraînée par couplage à un pignon d'AGB. Une unité de dosage carburant, ou FMU, 20 reçoit du carburant délivré par la pompe 14 et délivre un débit de carburant contrôlé sur une conduite de carburant haute pression 30 pour alimenter des injecteurs 32 de la chambre de combustion 1 du moteur. La FMU 20 comporte une vanne de dosage 22 dont la sortie 22s est reliée à la conduite 30 et une soupape de dérivation 24 dont la sortie 24s est reliée à l'entrée de la pompe haute pression 14 via une conduite de retour 26. La sortie de la pompe haute pression 14 est reliée en commun à l'entrée 22e de la vanne de dosage 22 et à l'entrée 24e de la soupape de dérivation 24. Cette dernière a une première chambre de commande 24a portée à la pression en sortie de la pompe haute pression 14 et une deuxième chambre de commande 2412 portée à la pression en sortie de la vanne de dosage 22 pour maintenir entre l'entrée 22e et la sortie 22s de la vanne de dosage 22 une différence de pression AP sensiblement constante fonction d'un ressort de tarage 24c incorporé à la chambre 2412. La position de la vanne de dosage 22, qui détermine le débit de carburant fourni à la conduite 30, est pilotée par une servo-valve 28. La servo-valve 28 a un port haute pression 28a porté à la pression en sortie de la pompe haute pression 14, un port basse pression 2812 porté à la sortie de la pompe basse pression 12 et est commandée par une unité de régulation moteur, ou ECU, 50 afin de positionner la vanne de dosage 22 en fonction d'une valeur de consigne de débit de carburant à fournir à la chambre de combustion 1. Le carburant excédentaire fourni par la pompe haute pression 14 est recirculé via la conduite de retour 26. Une unité de coupure stop et de pressurisation 40 comprend un clapet de coupure 42 monté sur la conduite 30 et piloté par une servovalve 44. Le clapet de coupure 42 est amené en position de fermeture pour interrompre l'alimentation en carburant de la chambre de combustion 1 en réponse à un ordre d'arrêt moteur reçu par la servo-valve 44 en provenance de l'ECU 50 ou du cockpit de l'avion, ou lorsque la pression dans la conduite 30 est inférieure à un seuil d'ouverture prédéterminé. La servo-valve 44 est reliée à une chambre de commande du clapet de coupure 42a pour y appliquer une pression modulée entre les pressions présentes sur ses ports haute pression 44a et basse pression 4412. Hors ordre d'arrêt moteur, la servo-valve 44 est positionnée pour que la pression dans la chambre de commande 42a du clapet 42, augmentée de l'effort exercé par un ressort de rappel 4212, corresponde au seuil d'ouverture du clapet 42, c'est-à-dire au seuil de pressurisation du carburant autorisant l'alimentation de la chambre de combustion 1 au démarrage du moteur au sol. Un dispositif d'alimentation en carburant tel que décrit ci-avant est bien connu en soi. De façon connue également, il peut comporter divers filtres et échangeurs de chaleur, notamment montés sur la conduite de carburant basse pression 12. Conformément à l'invention, un circuit de dérivation 60 comprenant une pompe électrique 62 est branché entre un point amont 60a situé sur la conduite de carburant basse pression 12 et un point aval 60b situé sur la conduite de carburant haute pression 30, en aval de l'unité 40 de coupure en stop et de pressurisation. La pompe électrique 62 est une pompe d'assistance au rallumage du moteur en vol. Elle comprend une pompe volumétrique 62a, par exemple à engrenages, entraînée par un moteur électrique 6212 commandé par l'ECU 50. De préférence, une vanne de fermeture 64 est montée en série avec la pompe électrique 62 sur le circuit de dérivation 60. La vanne 64 est par exemple une électrovanne pilotée par un actionneur électro- magnétique 64a commandé par l'ECU 50. Lors du fonctionnement normal du moteur, la pompe électrique 62 est à l'arrêt et la vanne de fermeture 64 est en position fermée en l'absence d'excitation de l'actionneur 64a. Le circuit de dérivation 60 est ainsi coupé et ne perturbe pas l'alimentation du moteur en carburant avec débit contrôlé. Lorsqu'à la suite d'un arrêt moteur en vol, un rallumage du moteur qui se trouve en autorotation est désiré, un ordre de rallumage est envoyé à l'ECU 50 depuis le cockpit de l'avion. En réponse à l'ordre d'allumage, l'ECU 50 commande l'excitation de l'actionneur 64a pour ouvrir la vanne de fermeture 64 et commande le démarrage du moteur électrique 6212 pour entraîner la pompe électrique d'assistance 62. L'arrêt du moteur 6212 et l'interruption de l'excitation de l'actionneur 64a sont commandés par l'ECU 50 après rallumage du moteur par exemple par envoi d'un ordre d'arrêt d'assistance à l'ECU 50 depuis le cokpit de l'avion ou par détection du franchissement d'un seuil de vitesse de rotation d'un arbre de turbine, une information représentative de cette vitesse de rotation étant de toute façon reçue par l'ECU 50. Ainsi, pour le rallumage en vol, un débit minimum de carburant peut être assuré quelle que soit la vitesse de rotation du moteur. En outre, pour la définition de la pompe carburant haute pression, on s'affranchit de la contrainte de fourniture d'un débit minimum de carburant à de faibles vitesses de rotation du moteur. On peut ainsi, sans surdimensionnement de la pompe carburant haute pression, satisfaire l'exigence de rallumage en vol à une vitesse d'autorotation du moteur représentant une faible fraction de la vitesse de rotation nominale. Dans le mode de réalisation décrit ci-avant, le point de raccordement aval 60b du circuit de dérivation 60 se situe en aval du clapet de coupure 42, ce qui permet d'alimenter le moteur pour rallumage indépendamment du seuil d'ouverture du clapet de coupure 42. On pourra toutefois situer le point de raccordement aval 60b entre la FMU 20 et le clapet de coupure 42 dès lors que la pression dans le circuit de dérivation 60 après démarrage de la pompe d'assistance 62 suffit pour ouvrir le clapet de coupure 42. REVENDICATIONS1. Dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion à turbine à gaz comprenant une pompe carburant basse pression (10), une pompe carburant haute pression (14) reliée à la sortie de la pompe basse pression par une conduite de carburant basse pression (12), une unité de dosage (20) ayant une entrée reliée à la sortie de la pompe haute pression, une conduite de carburant haute pression (30) branchée en sortie de l'unité de dosage pour délivrer du carburant au moteur, et une unité de régulation (50) agencée pour piloter l'unité de dosage afin de délivrer en sortie de celle-ci un débit de carburant contrôlé, caractérisé en ce qu'un circuit de dérivation (60) comprenant une pompe électrique (62) est branché entre un point amont (60p) situé sur la conduite de carburant basse pression (12) et un point aval (6012) situé sur la conduite de carburant haute pression (30), et en ce que l'unité de régulation (50) est agencée pour commander l'entraînement de la pompe électrique en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le circuit de dérivation (60) comprend en outre une vanne de fermeture (64) en série avec la pompe électrique (62) et en ce que l'unité de régulation (50) est agencée pour commander l'ouverture de la vanne de fermeture et l'entraînement de la pompe électrique en réponse à un ordre de rallumage du moteur en vol. 3. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, comprenant en outre un clapet (42) de coupure stop et de pressurisation monté sur la conduite de carburant haute pression (30), caractérisé en ce que le point aval (60b) de raccordement du circuit de dérivation (60) est situé en aval du clapet de coupure stop et de pressurisation. 4. Moteur d'avion à turbine à gaz équipé d'un dispositif d'alimentation en carburant selon l'une quelconque des revendications 1 à 3.