FR 3013007 A1 20150515 FR 1302586 A 20131108 DISPOSITIF D'OPTIMISATION DE CONFIGURATIONS D'UN ENSEMBLE DE BATTERIES D'UN AERONEF, AERONEF. DOMAINE Le domaine de l'invention concerne les dispositifs gérant l'alimentation des aéronefs légers à motorisation électrique utilisant des ensembles de batteries. ETAT DE L'ART Les aéronefs légers à motorisation électrique, par exemple de type « mini-UAV », comprennent généralement une motorisation électrique et une propulsion par hélice. Les UAV désignent dans la terminologie anglo-saxonne : « Unmanned Air Vehicle ». Les mini UAV sont des aéronefs généralement de poids inférieur à 10Kg. De tels aéronefs sont généralement conçus pour réaliser des missions de surveillance d'une zone géographique, la mission ayant une durée prédéfinie de l'ordre de quelques heures. La réserve d'énergie doit donc être optimisée pour permettre l'accomplissement de la mission et donc permettre à l'aéronef de revenir à un point d'atterrissage prévu. La réserve d'énergie peut être obtenue à partir d'un ensemble de batteries, noté également « pack de batteries », dont le nombre est prévu en quantité suffisante. La tenue de l'autonomie se fait en dimensionnant correctement le pack de batteries. Un problème se pose alors pour augmenter la durée des missions. Les missions de plus longues durées imposent une augmentation de la capacité des batteries ou de leur nombre. Cette contrainte impose généralement une augmentation du poids de l'aéronef et donc nécessite plus d'énergie et de puissance notamment par une augmentation accrue de sa consommation. Une situation insoluble se pose sauf à dimensionner les capacités de l'aéronef au détriment de son volume, sa discrétion ou encore à limiter la durée des missions à des missions de courtes durées. Par ailleurs, la propulsion de l'aéronef impose selon les phases des vols différents types de fonctionnements qui n'ont pas les mêmes profils 35 de consommation et de gestion de l'énergie. Un premier fonctionnement correspond à la phase de fonctionnement du décollage. L'aéronef doit déployer une puissance maximale pour assurer le décollage et utiliser le maximum de ses ressources. A minima, les capacités des batteries doivent permettre le déploiement de la toute la puissance nécessaire au décollage. Un second fonctionnement est celui du vol de croisière qui est effectué selon un rendement optimal. Les puissances nécessaires maximales sont moindres qu'au décollage et le rendement peut être optimisé pour une consommation à minima. Or il est très difficile pour un ensemble de propulsion d'être optimisé en termes de rendement pour les deux points de fonctionnement : au décollage et en vol de croisière. En général, le dimensionnement d'un pack de batteries est réalisé pour atteindre des puissances élevées au décollage, au moins pour assurer le décollage de l'aéronef. Du fait de ce dimensionnement, le vol de croisière qui représente plus de 90% du temps de la mission souffre d'un rendement non optimisé. L'autonomie de la mission est donc affectée et sa durée doit être écourtée. Une solution pour pallier à ce problème est d'utiliser des hélices à pas variable pour optimiser le rendement de la propulsion à tous les régimes moteurs. Une autre solution consiste à changer le rapport de rotation entre l'hélice et le moteur notamment grâce à une boite de vitesse. Une autre solution consiste à utiliser un système d'aide au décollage tel qu'une catapulte de manière à réduire l'énergie nécessaire au décollage. Il peut s'agir également d'un apport d'élan permise grâce à un opérateur qui cours et lance l'aéronef en faisant bénéficier ce dernier de son élan. Sur certains aéronefs légers, voire très légers, ces solutions sont parfois difficiles à mettre en oeuvre ou sont complexes à intégrer et entrainent un surpoids de l'appareil. Les aéronefs ultralégers ou les mini-drones actuels volent pendant plus de 99% du temps avec une configuration de rendement de propulsion 35 sous-optimale, notamment à cause d'un surdimensionnement des batteries pour cette phase de décollage. De ce fait, les packs de batteries sont plus lourds et plus volumineux, une partie de leur capacité s'envole en calories inutiles. En outre, cette configuration peut entrainer des surchauffes du moteur. RESUME DE L'INVENTION L'invention vise à pallier à aux inconvénients précités. Un objet de l'invention concerne un dispositif d'optimisation d'un ensemble de batteries embarqué dans un aéronef à propulsion électrique, ledit dispositif comprend un dispositif de commutation permettant le passage d'au moins une première configuration de l'ensemble de batteries pour le décollage à au moins une seconde configuration pour le vol de croisière. Un avantage de l'invention est d'offrir un mode de fonctionnement optimisé pour le décollage et un mode de fonctionnement optimisé pour le vol de croisière. Cette optimisation duale de l'aéronef permet d'allonger les durées des missions d'un aéronef léger et son autonomie. En outre, la dissociation des régimes de décollage et de vol croisière permet de limiter la dépendance du régime de croisière au dimensionnement de l'alimentation prévue pour effectuer un décollage. Avantageusement, la première configuration permet de délivrer un courant maximal supérieur au courant maximal délivré par la seconde configuration de l'ensemble de batteries. Un avantage est de permettre une première configuration propice au décollage qui nécessite un débit de courant important pendant une courte période. Avantageusement, la première configuration permet d'atteindre un régime comprenant la délivrance d'une poussée supérieure à premier seuil de l'aéronef et que la seconde configuration permet d'atteindre un régime de rendement entre l'énergie électrique et l'énergie mécanique supérieur à second seuil. Le dispositif d'optimisation de l'invention permet d'offrir au moins deux configurations qui répondent à des différentes exigences de fonctionnement. Avantageusement, le premier seuil correspond à 90% de la poussée maximale de l'aéronef et le second seuil correspond à un coefficient de 0,65 par rapport à un rendement théorique maximal de 1. Avantageusement, l'ensemble de batteries comprend un premier sous-ensemble de batteries et un second sous-ensemble de batteries, la première configuration comprenant la mise en série des premier et second sous-ensembles de batteries et la seconde configuration comprenant la mise en parallèle des premier et second sous-ensembles de batteries. Cette première possibilité permet d'offrir des niveaux de courants 15 différents au variateur de courant du ou des moteurs. Avantageusement, l'ensemble de batteries comprend un premier sous-ensemble de batteries et un second sous-ensemble de batteries, la première configuration comprenant la mise en série du premier et du second sous-ensembles de batteries, le dispositif d'optimisation comprenant, en 20 outre, un commutateur permettant d'alterner l'alimentation en courant de l'aéronef entre le premier sous-ensemble de batteries et le second sous-ensemble de batteries. Cette seconde possibilité permet d'éviter un problème secondaire: la mise en parallèle de batteries avec la possibilité qu'un sous-ensemble de 25 batteries ne se charge ou ne se décharge dans le second sous-ensemble. Avantageusement, le commutateur est un composant du dispositif de commutation. Avantageusement, le commutateur ou le dispositif de commutation comprend des relais électromécaniques. 30 Lorsque deux sous-ensembles de batteries sont utilisés, deux relais électromécaniques permettent d'assurer la fonction de commutation et/ou la fonction d'alternateur (au sens d'alternance de la source électrique) entre les deux sous-ensembles dans la seconde configuration. Avantageusement, les premier et second sous-ensembles de 35 batteries sont identiques. Lorsque le dispositif d'optimisation comprend une pluralité de sous-ensembles de batteries, chaque sous-ensemble peut comprendre avantageusement le même nombre d'éléments unitaires et le même agencement. Avantageusement, le dispositif d'optimisation comprend une pluralité de sous-ensembles de batteries et un dispositif de commutation comprenant une matrice de points de commutation permettant de définir une pluralité de configurations dont au moins une configuration correspond à la mise en série de tous les sous-ensembles de batteries. Cette configuration est avantageusement utilisée pour la phase de décollage de l'aéronef. Ce mode de réalisation permet de définir différentes phases de vol optimisées selon le rendement moteur ou selon la poussée. Une configuration pourrait être adaptée par exemple selon la durée de vol ou d'autres paramètres. Lorsqu'une configuration ne correspond pas à la mise en série de tous les sous-ensembles de batteries, le dispositif de l'invention comprend des moyens tels qu'un commutateur par exemple sous forme de relais électromécanique et une matrice de commutation qui permet d'alterner la prise d'alimentation de chaque sous-ensemble. Selon un mode de réalisation les sous-ensembles peuvent être configurés pour être en parallèle. Avantageusement, le dispositif comprend un calculateur permettant de calculer la valeur d'un paramètre et de générer une consigne de commutation permettant l'engagement d'un basculement d'une configuration à une autre configuration en fonction de la valeur de ce 25 paramètre. Avantageusement, le paramètre peut être un paramètre prédéfini ou un paramètre relatif au plan de vol de l'aéronef ou un paramètre avion. - le paramètre prédéfini peut être une durée prédéfinie ; 30 - le paramètre avion peut être compris dans la liste suivante : {une vitesse de l'aéronef ; un poids de l'aéronef ; une donnée de consommation électrique ; une donnée de régime moteur, une autonomie restante} ; - le paramètre relatif au plan de vol de l'aéronef peut être 35 compris dans la liste suivante : {une donnée d'altitude ; une donnée de cap ; une donnée d'inclinaison ; de coordonnées d'un point de l'espace à atteindre}. Avantageusement, le calculateur bascule d'une configuration à 5 une autre en fonction d'une combinaison de valeurs atteintes d'au moins un paramètre prédéfini, d'au moins un paramètre avion, ou d'au moins un paramètre relatif au plan de vol de l'aéronef. Avantageusement, l'ensemble de batteries comprend des 10 batteries de type Lithium Polymère, par exemple : Lithium Ion. En outre un autre objet de l'invention concerne un aéronef comprenant un dispositif d'optimisation et un ensemble de propulsion comprenant au moins un moteur et une hélice, le moteur comprenant un 15 variateur permettant de réguler la vitesse de l'hélice en fonction du courant délivré par le dispositif d'optimisation. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront à 20 la lecture de la description détaillée qui suit, en référence aux figures annexées, qui illustrent : ^ figure 1 : un aéronef ultra léger comprenant un dispositif d'optimisation de l'invention pour la gestion des configurations d'un ensemble de batteries B ; 25 ^ figure 2 : des courbes indiquant les points de fonctionnement de la vitesse de rotation de l'hélice et de la poussée de l'aéronef au décollage et en vol de croisière avec un premier arrangement de batteries; ^ figure 3 : des courbes indiquant les points de fonctionnement de la 30 vitesse de rotation de l'hélice et de la poussée de l'aéronef au décollage et en vol de croisière avec un second arrangement de batteries; ^ figure 4 : un dispositif d'optimisation de l'invention permettant une première configuration des batteries ; 35 ^ figure 5 : un dispositif d'optimisation de l'invention permettant une seconde configuration des batteries ; ^ figure 6: un dispositif d'optimisation de l'invention selon deux configurations correspondant au décollage et au vol de croisière avec un exemple d'arrangements de batteries prédéfinis. ^ figure 7A : un dispositif d'optimisation dans une première sous s configuration comprenant un commutateur permettant d'alterner entre deux sous-configurations de batteries dans la seconde configuration ; ^ figure 7B : un dispositif d'optimisation dans une seconde sous configuration comprenant un commutateur permettant d'alterner 10 entre deux sous-configurations de batteries dans la seconde configuration ; ^ figure 7C : un dispositif d'optimisation de l'invention comprenant un commutateur permettant d'alterner entre les deux sous-ensembles de batteries dans la première configuration. 15 DESCRIPTION La figure 1 représente un aéronef ultra léger 1 tel qu'un drone équipé d'une hélice 11, d'un moteur électrique M, d'un fuselage 10 et d'un pack batterie B. Une caméra C embarquée dans l'aéronef est représentée à 20 titre d'illustration. La figure 2 représente un premier graphique 15, dite « courbe moteur », illustrant le nombre de tour minutes de l'hélice par une courbe 22 associée : - d'une part à la puissance motrice, sur une échelle notée P[W], 25 correspondant à la courbe 20, et ; - d'autre part au rendement moteur, sur une échelle notée Eta[%], correspondant à la courbe 21. Selon l'axe des abscisses, une échelle de courant 1[A] indique les niveaux pour chaque point de chaque courbe représentée. 30 La courbe 21 représente le rendement du moteur M dans les différentes phases du vol, décollage et croisière. Lors du décollage, correspondant, à la zone de fonctionnement 31, le courant délivré par l'ensemble des batteries nécessaire est élevé, et est de l'ordre de 75A. Lors du vol de croisière le courant nécessaire est de l'ordre de 10A selon la seconde zone de fonctionnement 32 de vol croisière. Une courbe 20 représente la puissance motrice dans les différentes phases du vol, décollage et croisière. Ces courbes sont obtenues avec une configuration des batteries notée 6S. Une configuration 6S est une configuration dans laquelle 6 batteries sont agencées en série. Une notation 6S1P équivalente permet de comprendre que 6 éléments de batteries sont en série et forment qu'une branche. Dans cette configuration aucune batterie n'est en parallèle. On constate que la zone de fonctionnement 31 correspondant au décollage impose une puissance élevée de l'ordre 1250 Watt et un rendement proche de 90%. On constate également que la zone de fonctionnement 32 15 correspondant au vol de croisière pour cette même configuration de batteries nécessite une puissance moindre de l'ordre de 100 Watts et un rendement dégradé de l'ordre de 57%. De manière similaire, un second graphique 16, dite « courbe 20 propulseur », illustre la poussée de l'aéronef par une courbe 24 associée à la puissance motrice, courbe 23. La poussée est exprimée en grammes sur une échelle notée Thrust[g]. La courbe 23 représente la puissance motrice dans les différentes phases du vol : décollage et croisière. 25 Ces courbes sont obtenues avec la même configuration de batteries que le graphique 15. On constate que la zone de fonctionnement 33 correspondant au décollage impose une poussée maximale de l'ordre de 9000g, soit 9kg, pour la puissance précédemment relevée de l'ordre 1250 Watt. Pour réaliser le 30 décollage cette poussée doit être maintenue une certaine durée. Dans le cas d'exemple de la figure 2, une durée de 15s permet de faire décoller l'aéronef. On constate également que la zone de fonctionnement 34 correspondant au vol de croisière pour cette même configuration de batteries nécessite une puissance moindre de l'ordre de 100 Watts et une poussée de 35 l'ordre de 2kg. Cette phase est aussi appelée phase de vol stabilisée. En revanche, le graphique 15 montre le rendement dans cette phase de vol stabilisé est de l'ordre de 55%, ce constitue un régime non optimisé. Les graphiques 15 et 16 illustrent que l'aéronef a deux points de 5 fonctionnement qui ne peuvent être assurés par une unique configuration de batteries au risque de pénaliser le rendement du moteur dans la phase de vol de croisière. La figure 3 illustre les mêmes graphiques 17 et 18 avec une autre 10 configuration de batteries, notée 3S2P. Une configuration 3S2P est une configuration dans laquelle 2 ensembles de 3 batteries en série sont agencés en parallèles. La configuration 3S2P permet de délivrer 2 fois plus d'Ampère heure et deux fois moins de tension que la configuration 6S1P, à nombre de 15 cellules constant et à masse constante. Un graphique 17 illustre la courbe moteur. Elle représente comme la courbe 15 le nombre de tours par minute de l'hélice par une courbe 26 associée : 20 - d'une part, à la puissance motrice, sur une échelle notée P[W], correspondant à la courbe 27, et ; - d'autre part, au rendement moteur, sur une échelle notée Eta[%], correspondant à la courbe 42. Selon l'axe des abscisses, une échelle de courant 1[A] indique les 25 niveaux pour chaque point de chaque courbe représenté. La courbe 42 représente le rendement du moteur M dans les différentes phases du vol dont le décollage et le vol de croisière. Lors du décollage, correspondant, à la zone de fonctionnement 41, le courant délivré 30 par l'ensemble des batteries nécessaire est de l'ordre de 30A. Lors du vol de croisière le courant nécessaire est de l'ordre de 10A selon la seconde zone de fonctionnement 42 de vol croisière La courbe 27 représente la puissance motrice dans les différentes 35 phases du vol : décollage et croisière. -10- On constate que la zone de fonctionnement 41 correspondant au décollage impose une puissance motrice qui ne peut être atteinte par l'aéronef seul. Une aide extérieure comme une catapulte doit être mise en place. Cette aide au décollage permet d'obtenir un rendement proche de 80%. On constate également que la zone de fonctionnement 42 correspondant au vol de croisière pour cette même configuration de batteries nécessite une puissance moindre de l'ordre de 100 Watts et un rendement légèrement supérieur à 70%. Ce rendement est meilleur que celui de la configuration 6S1P en phase de vol de croisière. De manière similaire, un second graphique 18 illustre la courbe propulseur par la représentation de la poussée de l'aéronef. Une courbe 28 associée à la puissance motrice, courbe 29. La poussée est exprimée en 15 grammes sur une échelle notée Thrust[g]. La courbe 29 représente la puissance motrice dans les différentes phases du vol : décollage et croisière. Ces courbes sont obtenues avec la même configuration de batteries que le graphique 17. 20 On constate que la zone de fonctionnement 43 correspondant au décollage impose une poussée maximale d'un peu plus de 3kg. Or une telle poussée ne peut être atteinte par l'aéronef par sa seule puissance motrice. Une catapulte est nécessaire pour faire décoller l'aéronef. On constate également que la zone de fonctionnement 44 25 correspondant au vol de croisière pour cette même configuration de batteries nécessite une puissance moindre de l'ordre de 100 Watts et une poussée de 1,5kg. Cette dernière configuration de batteries, dite 3S2P, montre de 30 meilleurs résultats de rendement moteur notamment pour la phase de vol croisière. En revanche, il est nécessaire d'utiliser des moyens supplémentaires pour aider l'aéronef lors du décollage, telle qu'une catapulte ou un dispositif équivalent. Le dispositif d'optimisation de l'invention permet de commuter d'un agencement de batteries par exemple 6S1P à un agencement 3S2P correspondant à au moins deux configurations de batteries. Ces configurations sont commutées selon la phase du vol de l'aéronef. Un commutateur permet de basculer d'une configuration à une autre. La figure 4 représente un mode de réalisation d'un dispositif d'optimisation 2 d'un ensemble de batteries de l'invention. L'ensemble de batteries comprend deux sous-ensembles B1 et B2 de batteries. Le dispositif 2 comprend un commutateur permettant de basculer d'une première configuration dans laquelle B1 et B2 sont en série dans une seconde configuration dans laquelle B1 et B2 sont en parallèles. La première configuration, illustrée par la figure 4, permet d'obtenir deux ensembles de batteries B1 et B2 en série. Cette configuration est propice à libérer la puissance nécessaire au décollage. Cette configuration est maintenue pendant une certaine durée relativement courte de l'ordre de quelques secondes à quelques minutes. Une durée envisagée est de l'ordre de 15s pendant laquelle l'aéronef délivre une poussée maximale ou proche. La seconde configuration, illustrée par la figure 5, permet d'obtenir deux ensembles de batteries B1 et B2 en parallèle. Cette configuration est propice à optimiser le rendement moteur en vol de croisière. Cette phase de vol peut durer de quelques minutes à quelques heures. Une durée cible de mission peut être de 1h à 2h. La commutation d'une configuration à une autre permet l'optimisation du rendement dans toutes les phases du vol. Le commutateur permet de piloter un ensemble de relais 50, 51 de manière simultanément de sorte à permettre le passage d'une configuration à une autre pendant le vol. La figure 6 représente un mode de réalisation dans lequel chaque sous ensemble de batteries B1 et B2 comprend un ensemble de batteries ayant un arrangement prédéfini, notamment dans la figure 6 sont représentés 12 éléments de batteries dans chaque circuit 19 et 19'. -12- Différents modes de réalisations sont possibles selon les arrangements de batteries de chaque sous ensemble B1, B2. Un premier arrangement définit une première configuration 6S2P qui signifie que deux ensembles de 6 batteries en séries sont en parallèles. Lorsque que le commutateur engage la première configuration selon le circuit 19, les deux ensembles de batteries 3S2P définissent une configuration 6S2P dans laquelle deux ensembles de 6 batteries en séries sont en parallèles. Lorsque que le commutateur engage la seconde configuration selon le circuit 19', les deux ensembles de batteries 3S2P définissent une configuration 3S4P dans laquelle quatre ensembles de 3 batteries en séries sont en parallèles. D'autres configurations peuvent être définies telles qu'une première configuration avec un arrangement de 12S2P et une seconde configuration avec un arrangement de 6S4P avec deux sous-ensembles de batteries chacune ayant un arrangement de 6S2P qui sont soient mis en série soient en parallèle. Dans la seconde configuration, afin d'afin d'éviter qu'un premier sous-ensemble de batteries ne se charge ou se décharge dans le second sous-ensemble agencés en parallèle au premier sous-ensemble, des composants d'équilibrage des batteries peuvent être implémentés pour améliorer le fonctionnement de cette seconde configuration. Selon un mode de réalisation, ces éléments d'équilibrage peuvent comprendre par exemple des diodes. Ces éléments permettent d'éviter une perte de rendement dû à cet effet indésirable de charge ou de décharge électrique d'un sous ensemble dans un autre sous ensemble lorsqu'ils sont en parallèle. En conséquence, pour éviter qu'un sous ensemble de batteries ne 30 se vide dans un autre sous-ensemble de batteries et pour éviter tout court-circuit ou quelque problème électrique, le dispositif d'optimisation de l'invention peut comprendre des diodes de blocage agencées entre les deux sous-ensembles agencés en parallèle. Le système de diodes permet de répartir la consommation des 35 deux sous-ensembles de batteries en alternance, ce qui permet de -13- consommer de l'énergie d'un sous ensemble en alternance avec le second sous-ensemble. Selon un autre mode de réalisation, pour éviter l'utilisation de diodes, il peut être mis en oeuvre une connectique entre le moteur M s comprenant l'organe de commande électrique, non représenté, et les deux sous-ensembles B1 et B2 de batteries permettant une utilisation alternée de chaque sous ensemble pour éviter les charges et décharges mutuelles. La figure 7A représente un mode de réalisation de ce commutateur. Deux relais 52 et 53 permettent de passer d'un premier sous- 10 ensemble B1 de batteries à un second sous-ensemble de batteries B2. Alternativement, les relais sont dans une position puis dans l'autre permettant d'alterner l'utilisation des deux sous-ensembles de batteries. Cette possibilité permet d'éviter les inconvénients de la mise en parallèle des deux batteries tout en étant adaptée à l'obtention d'un régime de vol de 15 croisière offrant un rendement optimisé des ressources d'alimentation. La figure 7A représente le dispositif dans une première sous-configuration de la seconde configuration dans laquelle le moteur M est alimenté par l'ensemble de batteries B1. La figure 7B représente le dispositif dans une seconde sous- 20 configuration de la seconde configuration dans laquelle le moteur M est alimenté par l'ensemble de batteries B2. Le passage de la première sous-configuration de la figure 7A à la seconde sous-configuration de la figure 7B est réalisé par une commutation du relais 52. 25 La figure 7C représente le dispositif lorsque la première configuration est activée, c'est-à-dire préférentiellement au décollage. Dans ce cas, le moteur est alimenté par les ensemble de batteries B1 et B2 qui sont alors en parallèle. Un agencement des relais 52 et 53 permet de l'activation de cette configuration. 30 Selon un mode de réalisation comme représenté aux figures 7A à 7C, les commutateurs utilisés pour le passage de la première à la seconde configuration peuvent être utilisés pour définir des sous-configurations de la seconde configuration. Un premier agencement des relais 52 et 53 permet 35 de définir différentes configurations répondant soit à une configuration -14- croisière ou soit une configuration de décollage. Un second agencement permet de définir en vol de croisière différentes sources d'énergie qui délivrent alternativement un courant au moteur M. L'alternance entre les ensembles de batteries B1 et B2 permet s alors d'offrir une bonne alternative à la configuration de mise en parallèle des deux ensembles de batteries B1 et B2. Selon un cas d'exemple, les batteries peuvent de type LiPo, Lithium-ion polymère. Chaque élément unitaire d'une batterie ou d'un ensemble ou d'un sous-ensemble de batterie peut dans un mode de réalisation avoir les caractéristiques suivantes : Une tension de 3.7V et une capacité de 5Ah (ampère/heure). Ce qui permet de délivrer en continu un courant de 5A pendant une heure ou un courant de 10A pendant 1/2 heure ou encore 2,5A pendant 2h. D'autres configurations sont possibles. 15 Une caractéristique de chaque élément est la possibilité de délivrer un courant maximal exprimé en fonction de la capacité de l'élément. Par exemple un élément de 5Ah et de courant max 10C permet de délivrer des crêtes de courant de 50A. Ceci est une caractéristique favorisant la phase de vol correspondant au décollage. 20 Un ensemble de batteries de configuration 3S2P comprend 3x2 = 6 éléments unitaires. De manière analogue, un ensemble de batteries de configuration 6S2P comprend 6x2 = 12 éléments unitaires, c'est-à-dire le même nombre d'éléments qu'une configuration 3S4P. 25 Pour une configuration d'un ensemble 6S2P, on aura les caractéristiques suivantes: - Tension 6 x 3.7V = 22.2V, tension calculée vis-à-vis des 6 batteries en série - Capacité 2 x 5Ah = 10Ah, capacité calculée vis-à-vis des deux 30 ensembles de 6 batteries en parallèle. - Courant max: 100A Un arrangement 6S2P défini par la première configuration de batteries est utilisé au maximum de ses performances en courant crête lors 35 du décollage, c'est-à-dire pour un courant de -50A à 100A. Un autre -15- arrangement, noté 3S4P, obtenu grâce au basculement dans la seconde configuration est ensuite utilisé au maximum de ses performances pour l'optimisation du rendement électrique de l'aéronef. Les capacités des sous-ensembles de batteries sont optimisées pour l'endurance de l'aéronef et son autonomie. Pour l'exemple précédent, un courant d'environ -6A en moyenne permet d'obtenir une autonomie 13h0 environ. La solution apportée par le dispositif d'optimisation de l'invention permet de reconfigurer en vol la batterie selon un arrangement à nombre d'éléments constants. En conservant les hypothèses de l'exemple précédent, une batterie ayant un arrangement 6S2P est constituée de 12 éléments qui peuvent être reconfigurés en un arrangement 3S4P. ce dernier arrangement permet de définir une seconde zone de fonctionnement de l'aéroenf plus adaptée au vol de croisière, on obtient : - Tension 3 x 3.7V = 11.1V - Capacité 4 x 5=20Ah - Courant max: 200A Cette reconfiguration peut aisément s'effectuer à l'aide de deux relais inverseurs typiquement représentés à la figure 6. D'autres configurations sont possibles. Selon les cas de figures, notamment en fonction de la motorisation, du poids de l'aéronef et des durées de missions prévues, le pack de batteries B est dimensionné pour que soit délivré: - Une tension - Un courant - Une charge électrique exprimée en ampère heure. La poussée maximale au décollage et le rendement en vol de 30 croisière sont les exigences correspondantes aux données d'entrées qui permettent de choisir la meilleure configuration du pack de batteries et des deux configurations qui peuvent être commutées. Le dispositif d'optimisation de l'invention peut comprendre une 35 unité de commande permettant d'engager le basculement des configurations -16- en vol. L'unité de commande peut comprendre un calculateur qui engage le basculement d'une configuration à une autre configuration selon des paramètres avion, des paramètres prédéfinis ou encore des paramètres relatifs au plan de vol. On entend par « paramètres avion », des paramètres pouvant être la vitesse de l'aéronef, le poids de l'aéronef, une donnée de consommation électrique ou encore une donnée de régime moteur. On entend par « paramètre prédéfinis », une durée prédéfinie qui correspond à une durée de décollage pré-calculée. On entend par « paramètres relatifs au plan de vols » de l'aéronef, une donnée d'altitude ; une donnée de cap ; une donnée d'inclinaison ; de coordonnées d'un point de l'espace à atteindre. L'unité de commande peut être l'autopilote de l'aéronef. Selon un mode de réalisation, le passage d'une configuration à 15 une autre, peut être engagé au moyen d'une télécommande de l'aéronef qui permet de piloter l'aéronef à distance. L'autopilote permet notamment de réguler le courant délivrer par les batteries et permet de gérer la vitesse de l'aéronef. Le dispositif de l'invention permet à l'autopilote de réguler le courant dans chacune des 20 configurations possibles des batteries et permet de commuter dans une configuration donnée pour obtenir le meilleur point de fonctionnement de l'aéronef selon les commandes avion souhaitées, du type des commandes en vitesse, en rendement moteur, en altitude, etc. 25 La commande des relais permet de passer d'une configuration 6S2P à une configuration 3S4P. Le basculement inverse est également possible mais de correspond pas au passage du décollage au vol de croisière. Or c'est ce dernier passage qui pose problème dans l'optimisation du vol de l'aéronef. 30 L'avantage technique de cette solution, outre qu'elle ajoute peu de poids par l'ajout de 2 relais d'environ 100grammes, est que le moteur peut travailler à un meilleur point de fonctionnement pour de faibles puissances lors de sa phase de vol croisière. -17- En effet, lors de la phase de vol de croisière, la tension est réduite, de ce fait la forme de la courbe de rendement se décale et le rendement pour une puissance donnée s'améliore sensiblement. L'amélioration du rendement signifie que la conversion de l'énergie consommée électrique des batteries en énergie mécanique produite par l'hélice est meilleure. En conséquence, en optimisant le rendement de la phase de vol de croisière, pour une énergie constante électrique produite le nombre de Watts mécanique produit lors de la commutation des batteries dans la seconde configuration est supérieur au nombre de Watts mécanique sans commutation dans la seconde configuration. Dans la configuration 3S4P, le moteur ne pourra plus délivrer la puissance maximale nécessaire au décollage mais sera adaptée à un meilleur rendement pendant le vol de croisière. L'amélioration de rendement dépend beaucoup des constituants de l'aéronef tels que le moteur, la ou les hélice(s) et éventuellement un réducteur tel qu'une boite de vitesses. Le dispositif de l'invention pourrait être adapté selon la configuration de l'aéronef à une pluralité de configurations de batteries paramétrables au moyen d'un commutateur ou d'une matrice de commutation commandée par un organe de commande. Par exemple, si 12 éléments de batteries sont présents dans le dispositif d'optimisation, ils peuvent définir 3 arrangements différents : un premier arrangement correspond un sous-ensemble de batteries en série : 12S1P. Un second arrangement correspond à deux sous-ensembles de batteries 3S2P pouvant être connectés en série ou utilisés en alternance ou encore en série. Un troisième arrangement correspond à quatre sous-ensembles de batteries 4S1P pouvant être connectés en série ou utilisés en alternance 30 ou encore en série. Chaque sous-ensemble peut être utilisé en alternance lorsque l'aéronef est en vol de croisière. Le gain de rendement serait, dans ce cas, calculé au cas par cas 35 selon la configuration avion. -18- Grâce au dispositif de l'invention, un ordre de grandeur du gain en rendement est à minima pour des arrangements précédemment évoqués de l'ordre de 20%. Comme ce gain est réalisé sur la configuration de propulsion correspondant à 99% du temps, cette amélioration de 20% du rendement se traduit immédiatement par une amélioration d'autonomie équivalente. Pour une autonomie de 1h3Omn, on passerait à environ 1h5Omn. Le dispositif d'optimisation de l'invention permet au moyen au minimum de deux relais d'allonger la durée du vol en conservant une masse de batterie quasi constante. En conséquence, le dispositif d'optimisation de l'invention permet d'allonger les distances des missions. Le dispositif de l'invention est particulièrement efficace lorsqu'une performance importante est nécessaire au décollage, c'est-à-dire pour une poussée supérieure au poids de l'aéronef. Dans ce cas, l'optimisation du rendement à bas régime, pendant la phase de vol de croisière, est importante. Le dispositif d'optimisation de l'invention reste néanmoins intéressant lorsque la poussée initiale nécessaire au décollage est inférieure 20 à la masse de l'aéronef, même si la différence de gain de rendement est moindre. Dans ce cas, le dispositif de l'invention est compatible d'une aide extérieure au décollage, tel qu'un opérateur courant pour « lancer » l'aéronef au décollage. 25 Un avantage du dispositif de l'invention est qu'il rend deux phases de vol possibles avec des écarts importants des régimes associés à ces phases. Car avec une seule configuration de batterie, un écart trop important de régime impose soit l'utilisation de moyens extérieurs au décollage soit la dégradation du rendement en vol de croisière. 30 De ce fait, le dispositif de l'invention autorise des configurations de poussée au décollage importante. La première configuration permet d'atteindre un régime comprenant la délivrance d'une poussée supérieure à premier seuil S1 de l'aéronef. Ce seuil peut correspondre à un pourcentage de la poussée -19- maximale délivrable par l'aéronef. Dans un mode de réalisation, ce premier seuil S1 correspond à 90% de la poussée maximale de l'aéronef. En revanche, la seconde configuration permet d'atteindre un régime de rendement entre l'énergie électrique et l'énergie mécanique supérieur à second seuil S2 qui peut être défini par rapport à un rendement théorique maximal de 1. Ce second seuil peut être selon les cas de figures autour de 0,65 ou encore 0,75 en vol de croisière. Selon un mode de réalisation, le changement de configurations peut être réversible et permettre en cas de manoeuvre urgente de revenir à la première configuration. Par exemple, en cas d'une montée rapide pour éviter un obstacle, le dispositif d'optimisation permet le passage de la seconde configuration à la première configuration. Ainsi l'aéronef peut bénéficier d'une poussée maximale en cours de vol. Le dispositif d'optimisation de l'invention s'applique également à la commutation à une pluralité de configurations. Par exemple, les phases de vol peuvent être segmentées en prenant en compte différentes vitesses de 20 vol croisière, à des phases de descente. Dans ce dernier cas, une matrice de points de commutation permet le passage d'une configuration à une autre. Les sous-ensembles de batteries comprennent des éléments de batterie qui peuvent être mis en série ou parallèle avec d'autres éléments de batteries d'un ou de plusieurs 25 autres sous-ensembles de batteries. Selon un mode de réalisation, un calculateur permet d'optimiser la configuration en fonction du régime moteur. L'invention est compatible de l'utilisation d'un pas variable de 30 l'hélice de l'aéronef. Lorsque l'aéronef comprend deux moteurs, lorsqu'il est bimoteur, le dispositif de l'invention peut piloter deux ensembles B de batteries comprenant chacun une pluralité de sous-ensembles de batteries B1, B2. 35 REVENDICATIONS1. Dispositif (2) d'optimisation d'un ensemble (B1, B2) de batteries (b1, b2) embarqué dans un aéronef (1) à propulsion électrique, caractérisée en ce que le dispositif (2) comprend un dispositif de commutation permettant le passage d'au moins une première configuration (16) de l'ensemble (B1, B2) de batteries (b1, b2) pour le décollage à au moins une seconde configuration (15) pour le vol de croisière. 2. Dispositif (2) d'optimisation d'un ensemble (B1, B2) de batteries selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première configuration permet de délivrer un courant maximal supérieur au courant maximal délivré par la seconde configuration de l'ensemble (B1, B2) de batteries (b1, b2). 3. Dispositif (2) d'optimisation d'un ensemble (B1, B2) de batteries selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que la première configuration permet d'atteindre un régime comprenant la délivrance d'une poussée supérieure à premier seuil (S1) de l'aéronef et que la seconde configuration permet d'atteindre un régime de rendement entre l'énergie électrique et l'énergie mécanique supérieur à second seuil (S2). 4. Dispositif (2) d'optimisation d'un ensemble (B1, B2) de batteries selon la revendication 3, caractérisé en ce que le premier seuil (S1) correspond à 90% de la poussée maximale de l'aéronef et que le second seuil (S2) correspond à un coefficient de 0,65 par rapport à un rendement théorique maximal de 1. 5. Dispositif d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l'ensemble (B1, B2) de batteries comprend un premier sous-ensemble (B1) de batteries (b1) et un second sous- ensemble (B2) de batteries (b2), la première configuration (16)- 21 - comprenant la mise en série du premier (B1) et du second (B2) sous-ensembles de batteries (b1, b2) et la seconde configuration (15) comprenant la mise en parallèle du premier (B1) et du second (B2) sous-ensembles de batteries (b1, b2). 6. Dispositif d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l'ensemble (B1, B2) de batteries comprend un premier sous-ensemble (B1) de batteries (b1) et un second sous-ensemble (B2) de batteries (b2), la première configuration (16) comprenant la mise en série du premier (B1) et du second (B2) sous- ensembles de batteries (b1, b2), le dispositif d'optimisation comprenant en outre un commutateur permettant d'alterner l'alimentation en courant de l'aéronef entre le premier sous-ensemble (B1) de batteries (b1) et le second sous-ensemble (B2) de batteries (b2). 7. Dispositif d'optimisation selon la revendication 6, caractérisé en ce que le commutateur est un composant du dispositif de commutation. 8. Dispositif d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le commutateur ou le dispositif de commutation comprend des relais électromécaniques. 9. Dispositif d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 5 à 8, caractérisé en ce que le premier (B1) et le second (B2) sous- ensembles de batteries sont identiques. 10. Dispositif d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de sous-ensembles de batteries et un dispositif de commutation comprenant une matrice de points de commutation permettant de définir une pluralité de configurations dont au moins une configuration correspond à la mise en série de tous les sous-ensembles de batteries. 11. Dispositif d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que le dispositif comprend un calculateur permettant de calculer la valeur d'un paramètre et de générer une- 22 - consigne de commutation permettant 1"engagement d'un basculement d'une configuration à une autre configuration en fonction de la valeur de ce paramètre. 12. Dispositif d'optimisation selon la revendication 11, caractérisé en ce que le paramètre peut être un paramètre prédéfini ou un paramètre relatif au plan de vol de l'aéronef ou un paramètre avion. 13. Dispositif d'optimisation selon la revendication 12, caractérisé en ce que : - le paramètre prédéfini peut être une durée prédéfinie ; - le paramètre avion peut être compris dans la liste suivante : {une vitesse de l'aéronef ; un poids de l'aéronef ; une donnée de consommation électrique ; une donnée de régime moteur} ; - le paramètre relatif au plan de vol de l'aéronef peut être compris dans la liste suivante : {une donnée d'altitude ; une donnée de cap ; une donnée d'inclinaison ; de coordonnées d'un point de l'espace à atteindre}. 14. Dispositif d'optimisation selon la revendication 13, caractérisé en ce que le calculateur bascule d'une configuration à une autre en fonction d'une combinaison de valeurs atteintes d'au moins un paramètre prédéfini, d'au moins un paramètre avion, ou d'au moins un paramètre relatif au plan de vol de l'aéronef. 15. Dispositif d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisé en ce que l'ensemble de batteries (b1, b2) comprend des batteries de type Lithium Polymère. 16. Aéronef comprenant un dispositif d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 1 à 15 et un ensemble de propulsion comprenant au moins un moteur et une hélice, le moteur comprenant un variateur permettant de réguler la vitesse de l'hélice en fonction du courant délivré par le dispositif d'optimisation.35