FR 3134079 A1 20231006 FR 2202814 A 20220329 La présente invention concerne un avion (1) comportant une première hélice (11) et une deuxième hélice (12). L’avion (1) comprend un premier moteur thermique (21) ainsi qu’une première machine électrique (31) configurés pour la mise en rotation de la première hélice (11), ledit avion (1) comprenant au moins une deuxième machine électrique (32) configurée pour la mise en rotation de la deuxième hélice (12), ledit avion (1) ayant une chaîne de transmission d’énergie électrique (35) reliant électriquement la première machine électrique (31) et la deuxième machine électrique (32). Figure d’abrégé : figure 1 Avion à hélices La présente invention concerne un avion à hélices. Un avion peut comprendre deux hélices portées par deux ailes disposées transversalement de part et d’autre d’une cellule. Les deux hélices peuvent être mises en rotation indépendamment par deux moteurs thermiques respectifs. L’expression moteur thermique désigne un moteur fonctionnant à l’aide d’un carburant, tel que par exemple un moteur à piston, un turbopropulseur dénommé parfois « turboprop » ou encore un turbomoteur à turbine libre. Un autre exemple d’avion comprend deux hélices montées tête-bêche dans une configuration parfois dénommée « push-pull » en langue anglaise. L’hydravion connu sous la marque « SeaStar® » comporte deux hélices tête-bêche mues par deux moteurs disposés dans une nacelle commune déportée au-dessus d’une aile. Les deux hélices sont sensiblement alignées sur un axe parallèle à une direction longitudinale de l’avion. A chaque instant, le rendement d’un moteur peut être évalué au travers de sa consommation spécifique, dénommée parfois « specific fuel consumption » en langue anglaise. La consommation spécifique d’un moteur quantifie le rendement énergétique d'un moteur par rapport à la puissance développée par le moteur. La consommation spécifique en carburant d’un moteur et en particulier d’un turbomoteur ou d’un turbopropulseur tend à diminuer avec l’augmentation de la puissance développée par ce moteur, au moins tant que la puissance développée est inférieure à un seuil haut. Sur un avion à deux hélices mises en rotation par deux moteurs respectifs, chaque moteur peut être dimensionné pour assurer le vol en cas de panne de l’autre moteur. Dès lors, dans des conditions normales de fonctionnement, les moteurs développent chacun une puissance inférieure à la puissance maximale pouvant être développable et dénommée plus simplement « puissance maximale ». A titre d’exemple, la puissance nécessaire au vol peut être répartie en vol de croisière de manière égale entre les hélices et chaque moteur peut développer une puissance sensiblement égale à la moitié de sa puissance maximale. Par conséquent, la consommation spécifique de chacun des moteurs n’est alors pas optimisée. Pour optimiser une consommation spécifique, une solution consiste à prévoir une installation totalement électrique. L’article présent à l’adresse internet « https://www.usinenouvelle.com/article/promotion-ratee-pour-l-avion-electrique-un-biplace-pipistrel-atterrit-en-urgence-en-norvege.N875615 » le 11 février 2022 évoque un avion électrique à une hélice. Un avion à deux hélices muni d’une hybridation thermique – électrique est évoqué dans l’article présent le 11 février 2022 à l’adresse internet « https://www.usinenouvelle.com/editorial/video-premier-vol-reussi-pour-l-avion-hybride-electrique-cassio-de-voltaero.N939521 ». La présente invention a alors pour objet de proposer un avion à deux hélices susceptible d’avoir une consommation spécifique d’un moteur optimisé au moins durant une phase de vol de croisière. Ainsi, la présente invention vise un avion comportant une première hélice et une deuxième hélice. L’avion comprend un premier moteur thermique ainsi qu’une première machine électrique configurés pour la mise en rotation de la première hélice, ledit avion comprenant au moins une deuxième machine électrique configurée pour la mise en rotation de la deuxième hélice, ledit avion ayant une chaîne de transmission d’énergie électrique reliant électriquement la première machine électrique et la deuxième machine électrique. Un tel avion peut mettre en œuvre une phase de vol à consommation spécifique optimisée, par exemple durant une phase de vol de croisière. Durant une telle phase de vol à consommation spécifique optimisée, selon le procédé de l’invention, le premier moteur thermique développe une puissance élevée, relativement proche de la puissance engendrant une consommation spécifique minimale. Ainsi, le premier moteur thermique peut fonctionner selon un point de fonctionnement lui conférant une consommation spécifique relativement faible, à savoir proche voire égale à sa consommation spécifique minimale. Eventuellement, le premier moteur thermique peut alors être le seul moteur thermique de l’avion en fonctionnement, à savoir le seul moteur thermique développant une puissance mécanique pour mettre en rotation une hélice de l’avion. Eventuellement, l’avion peut comprendre une interface homme-machine pour mettre en œuvre la phase de vol à consommation spécifique optimisée. Eventuellement, l’avion peut comprendre un contrôleur en communication avec des senseurs pour mettre automatiquement en œuvre la phase de vol à consommation spécifique optimisée dans des conditions prédéterminées. L’avion peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques qui suivent, prises seules ou en combinaison. Selon une possibilité, la première hélice et la deuxième hélice sont identiques. Alternativement, la première hélice et la deuxième hélice peuvent être différentes. Selon une possibilité compatible avec les précédentes, la première machine électrique peut être configurée pour fonctionner en mode générateur électrique afin de générer une énergie électrique injectée dans la chaîne de transmission d’énergie électrique durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée Selon une possibilité compatible avec les précédentes, la chaîne de transmission d’énergie électrique peut comporter au moins un organe de stockage d’énergie électrique, éventuellement rechargeable. Un tel organe de stockage d’énergie électrique peut comprendre au moins une batterie électrique, une pile, un accumulateur… L’organe de stockage d’énergie électrique peut être rechargeable pour par exemple permettre de stocker de l’énergie électrique produite par la première machine électrique ou un générateur électrique distinct. L’organe de stockage d’énergie électrique peut alimenter électriquement un démarreur si besoin, voire peut également alimenter électriquement la première machine électrique et/ou la deuxième machine électrique voire un autre moteur électrique si besoin. Selon une possibilité compatible avec les précédentes et une première alternative, le premier moteur thermique et la première machine électrique peuvent être connectés à une première chaîne de transmission de puissance mettant en rotation la première hélice, la première machine électrique pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la première machine électrique en mode générateur électrique étant configurée pour générer une énergie électrique injectée dans la chaîne de transmission d’énergie électrique durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée. Dès lors, durant la phase de vol à consommation spécifique optimisée, le premier moteur thermique peut fonctionner selon un point de fonctionnement générant une consommation spécifique relativement faible. La puissance motrice développée par le premier moteur thermique est alors transmise à la première chaîne de transmission de puissance. Une première partie de cette puissance motrice est transmise par la première chaîne de transmission de puissance à la première hélice alors qu’une deuxième partie de la puissance motrice est prélevée par la première machine électrique sur la première chaîne de transmission de puissance. La première machine électrique fonctionne en mode générateur électrique et génère alors une énergie électrique transmise à la chaîne de transmission d’énergie électrique. Eventuellement, cette énergie électrique transmise à la chaîne de transmission d’énergie électrique peut être stockée dans un organe de stockage d’énergie électrique et /ou transmise à la deuxième machine électrique mettant en mouvement la deuxième hélice. Selon une première variante de la première alternative, l’avion peut comporter un deuxième moteur thermique connecté à une deuxième chaîne de transmission de puissance mettant en rotation la deuxième hélice, la deuxième machine électrique étant connectée à la deuxième chaîne de transmission de puissance, la deuxième machine électrique pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la deuxième machine électrique étant configurée pour fonctionner en mode moteur en étant alimentée électriquement par la chaîne de transmission d’énergie électrique durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée, le deuxième moteur thermique étant configuré pour être mis à l’arrêt ou au ralenti durant la phase de vol à consommation spécifique optimisée. L’architecture est alors symétrique dans le sens où chaque hélice est associée à une machine électrique dédiée et à un moteur thermique dédié. Le terme « ralenti » signifie que le moteur concerné ne transmet pas un couple moteur. Par exemple, un turbomoteur à turbine libre peut avoir au ralenti un générateur de gaz en mouvement et une turbine libre à l’arrêt. Par suite, l’avion comporte deux moteurs thermiques aptes à mettre en mouvement respectivement la première hélice et la deuxième hélice. Durant une phase de vol à consommation spécifique non optimisée, les deux moteurs thermiques peuvent développer une puissance moyenne pour mettre en rotation indépendamment les hélices respectives. Durant la phase de vol à consommation spécifique optimisée, le premier moteur thermique est actif en développant une puissance plus élevée que dans la phase de vol à consommation spécifique non optimisée pour mettre en rotation la première hélice. La consommation spécifique du premier moteur thermique est ainsi optimisée. A l’inverse, le deuxième moteur thermique est mis à l’arrêt ou au ralenti. Une partie de la puissance motrice développée par le premier moteur thermique est transmise par la première chaîne de transmission de puissance à la première hélice. L’autre partie de la puissance motrice développée par le premier moteur thermique est transmise par la première chaîne de transmission de puissance à la première machine électrique qui génère une énergie électrique afin d’alimenter électriquement la deuxième machine électrique, via la chaîne de transmission d’énergie électrique. La deuxième machine électrique fonctionne alors en mode moteur électrique pour entraîner la deuxième hélice. Le deuxième moteur thermique peut être redémarré à tout moment en fonction du besoin de puissance ou en cas de panne. Le cas échéant, un organe de stockage d’énergie électrique peut fournir transitoirement une puissance électrique à la première machine électrique et/ou à la deuxième machine électrique. Ainsi, la première hélice et la deuxième hélice restent entraînées en rotation le temps que le deuxième moteur thermique redémarre et atteigne la puissance nominale nécessaire. Durant d’autres phases de vol, et par exemple au décollage ou en montée, le premier moteur thermique et le deuxième moteur thermique peuvent être actifs en même temps. Ainsi, si un des moteurs thermiques tombe en panne, une reconfiguration sur un seul moteur thermique peut être rapidement réalisée. Un tel avion peut offrir une bonne faculté de reconfiguration et une sécurité optimisée face aux diverses pannes possibles en raison de la redondance des machines électriques et des moteurs thermiques ainsi que de la symétrie de l’architecture. Selon une deuxième variante de la première alternative, la deuxième machine électrique peut comporter un mode de fonctionnement en tant que moteur électrique et est reliée mécaniquement à la deuxième hélice, la deuxième machine électrique recevant une énergie électrique provenant de la chaîne de transmission d’énergie électrique. La deuxième machine électrique peut être un moteur électrique ou une machine électrique fonctionnant en mode moteur électrique et générateur électrique. L’avion comporte alors un unique moteur thermique et une architecture dissymétrique. En effet, la première hélice est associée à une machine électrique et un moteur thermique, et la deuxième hélice est associée à une machine électrique uniquement. Par suite, l’avion comporte un unique moteur thermique apte à mettre en mouvement la première hélice. Une partie de la puissance motrice développée par le premier moteur thermique est transmise à la première hélice par la première chaîne de transmission de puissance et l’autre partie permet de mettre en mouvement la première machine électrique pour alimenter électriquement la deuxième machine électrique via la chaîne de transmission d’énergie électrique, la deuxième machine électrique entraînant en rotation la deuxième hélice. Le cas échéant, un organe de stockage d’énergie électrique de la chaîne de transmission d’énergie électrique peut fournir transitoirement une puissance électrique à la première machine électrique et/ou à la deuxième machine électrique, par exemple en cas de panne du premier moteur thermique. L’organe de stockage d’énergie électrique peut être dimensionné pour que la première hélice et la deuxième hélice restent entraînées en rotation le temps nécessaire pour poser l’avion. Selon une deuxième alternative, le premier moteur thermique peut être connecté mécaniquement à la première machine électrique, la première machine électrique pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la deuxième machine électrique pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la deuxième machine électrique étant connectée à un deuxième moteur thermique, le deuxième moteur thermique étant connecté à la deuxième hélice, et en ce que l’avion comportant un dispositif de mise en drapeau de ladite deuxième hélice, durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée, le premier moteur thermique est configuré pour mettre en rotation la première hélice et le dispositif de mise en drapeau est configuré pour mettre en drapeau la deuxième hélice. Dans ce cas, la deuxième machine électrique est configurée pour la mise en rotation de la deuxième hélice en agissant sur le deuxième moteur thermique. La deuxième machine électrique peut par exemple mettre en mouvement des organes du deuxième moteur thermique, le deuxième moteur thermique étant connecté à la deuxième hélice. Durant la phase de vol à consommation spécifique optimisée, seul le premier moteur thermique est actif en mettant en mouvement la première hélice. Le deuxième moteur thermique est éteint ou au ralenti et la deuxième hélice peut être mise en drapeau de manière usuelle. Ainsi le premier moteur thermique peut développer une puissance élevée optimisant sa consommation spécifique. Le deuxième moteur thermique peut être redémarré à tout moment en fonction du besoin de puissance ou en cas de panne. Le cas échéant, un organe de stockage d’énergie électrique peut fournir transitoirement une puissance électrique à la première machine électrique et/ou à la deuxième machine électrique. Ainsi, la première hélice et la deuxième hélice restent entraînées en rotation le temps que le deuxième moteur thermique redémarre et atteigne la puissance nominale nécessaire. Eventuellement, l’organe de stockage d’énergie peut être dimensionné pour fournir uniquement l’énergie électrique nécessaire au redémarrage du deuxième moteur thermique à l’arrêt ou au ralenti, éventuellement en urgence en cas de panne du premier moteur thermique en service. Durant d’autres phases de vol, et par exemple au décollage ou en montée, le premier moteur thermique et le deuxième moteur thermique peuvent être actifs en même temps. Ainsi, si un des moteurs thermiques tombe en panne, une reconfiguration peut être rapidement réalisée pour solliciter uniquement le moteur thermique restant fonctionnel. Selon la deuxième alternative notamment, l’avion peut comporter une dérive connectée à un actionneur, ledit actionneur étant configuré pour braquer ladite dérive dans une position prédéterminée dans la phase de vol à consommation spécifique optimisée pour contrer un moment de lacet généré sur l’avion par la première hélice en rotation. Selon une troisième alternative, la première hélice et la deuxième hélice peuvent être agencées tête-bêche. Les deux hélices peuvent être mobiles en rotation autour d’un même axe. La première hélice et la deuxième sont dans une configuration « push-pull ». Cette architecture peut permettre notamment d’obtenir un entraînement permanent des hélices en mode contrarotatif ce qui maximise leur rendement aérodynamique. Selon la troisième alternative, la première machine électrique peut être configurée pour fonctionner au moins en mode moteur électrique, ladite première machine électrique étant connectée à la première hélice directement ou indirectement par une première chaîne de transmission de puissance, ladite deuxième machine électrique étant configurée pour fonctionner au moins en mode moteur électrique, ladite deuxième machine électrique étant connectée à la deuxième hélice directement ou indirectement par une deuxième chaîne de transmission de puissance. Selon des variantes d’agencement en série de la troisième alternative, ladite première machine électrique peut comporter un mode de fonctionnement en tant que moteur électrique et est connectée à la première hélice, ladite deuxième machine électrique étant connectée à la deuxième hélice, le premier moteur thermique étant connecté à un premier générateur d’énergie électrique de la chaîne de transmission d’énergie électrique. Selon une première variante d’agencement en série de la troisième alternative, un deuxième moteur thermique peut être connecté à un deuxième générateur d’énergie électrique de la chaîne de transmission d’énergie électrique, et en ce que durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée, le deuxième moteur thermique est configuré pour être à l’arrêt ou au ralenti alors que la première machine électrique est configurée pour fonctionner en mode moteur électrique. Durant la phase de vol à consommation spécifique optimisée, un des deux moteurs thermiques peut être éteint ou au ralenti afin que l’autre moteur thermique développe une puissance importante pour générer l’énergie électrique nécessaire aux deux machines électriques. Le moteur thermique en fonctionnement met en mouvement le générateur électrique associé pour que la première machine électrique et la deuxième machine électrique puissent fonctionner en mode moteur. Le cas échéant, un organe de stockage d’énergie électrique peut fournir transitoirement une puissance électrique à un démarreur électrique du moteur inactif, par exemple en urgence ou durant une phase de vol nécessitant une forte puissance pour l’entraînement des hélices. Un vol réalisé entièrement électriquement peut éventuellement être possible dans la limite de capacité du ou des organes de stockage d’énergie électrique, par exemple pour des cas nominaux nécessitant des émissions sonores et gazeuses réduites éventuellement lors d’un survol d’une zone habitée. Selon une deuxième variante d’agencement en série de la troisième alternative, le premier moteur thermique peut être connecté à un deuxième générateur d’énergie électrique de la chaîne de transmission d’énergie électrique. Cette deuxième variante est donc une variante monomoteur. Le premier moteur thermique est dimensionné pour permettre la génération de l’énergie électrique requise. Le cas échéant un organe de stockage d’énergie électrique est dimensionné en conséquence. Le poids plus important de l’organe de stockage d’énergie électrique par rapport à la première variante d’agencement en série peut être compensé par la suppression d’un moteur thermique. Selon des variantes d’agencement en parallèle de la troisième alternative, ladite première machine électrique peut être configurée pour fonctionner en mode moteur électrique et générateur électrique, la première machine électrique et le premier moteur thermique étant connectés à une première chaîne de transmission de puissance mettant en rotation la première hélice, ladite deuxième machine électrique étant configurée pour fonctionner en mode moteur électrique et générateur électrique, la deuxième machine électrique étant connectée à une deuxième chaîne de transmission de puissance mettant en rotation la deuxième hélice. Cette architecture d’hybridation parallèle peut permettre d’optimiser le rendement de transmission du mouvement entre un moteur thermique et l’hélice associée. Cette architecture d’hybridation parallèle permet aussi aux machines électriques de compléter la puissance fournie par le ou les moteurs thermiques en puisant le cas échéant de l’énergie électrique dans un organe de stockage d’énergie électrique. Selon une première variante d’agencement en parallèle de la troisième alternative, un deuxième moteur thermique peut être connecté à la deuxième chaîne de transmission de puissance, et en ce que durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée le deuxième moteur thermique est configuré pour être à l’arrêt ou au ralenti. Ainsi, le premier moteur thermique peut fonctionner selon un point de fonctionnement générant une consommation spécifique relativement faible. En cas de panne ou d’arrêt d’un moteur thermique, chaque hélice peut être entraînée en rotation par la machine électrique associée en utilisant l’énergie électrique produite à l’aide de l’autre machine électrique et/ou en utilisant l’énergie électrique stockée dans un organe de stockage électrique. Une phase de vol réalisée entièrement avec une énergie électrique peut éventuellement être possible dans la limite de capacité du ou des organes de stockage d’énergie électrique, par exemple pour des cas nominaux nécessitant des émissions sonores et gazeuses réduites éventuellement lors d’un survol d’une zone habitée. Selon une deuxième variante d’agencement en parallèle de la troisième alternative, le premier moteur thermique peut être connecté à la deuxième chaîne de transmission de puissance. Cette deuxième variante d’agencement en parallèle est donc une variante monomoteur. Le premier moteur thermique est dimensionné pour permettre mécaniquement l’entraînement des deux hélices. Dès lors, l’installation peut être suffisamment compacte pour être logée dans une nacelle. Le cas échéant, un organe de stockage d’énergie électrique est dimensionné en conséquence. Le poids plus important de l’organe de stockage d’énergie électrique par rapport à la première variante en parallèle peut être compensé par la suppression d’un moteur thermique. Une phase de vol réalisée entièrement avec une énergie électrique peut éventuellement être possible dans la limite de capacité du ou des organes de stockage d’énergie électrique, par exemple pour des cas nominaux nécessitant des émissions sonores et gazeuses réduites éventuellement lors d’un survol d’une zone habitée. L’invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : la , un schéma illustrant un avion selon l’invention, la , un schéma illustrant un avion selon l’invention, la , un schéma illustrant un avion selon l’invention, la , une vue d’un avion selon l’invention, la , un schéma illustrant un avion selon l’invention, la , un schéma illustrant un avion selon l’invention, la , un schéma illustrant un avion selon l’invention, et la , un schéma illustrant un avion selon l’invention, Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d’une seule et même référence. Les figures 1 à 8 illustrent des réalisations d’un avion 1 selon l’invention. Quelle que soit la réalisation et en référence à la , l’avion 1 comporte une cellule 2 qui s’étend longitudinalement d’un nez 3 vers une queue 4. La queue 4 peut comprendre une dérive 7, éventuellement déplaçable par un actionneur 8 et/ou des commandes de vol. La dérive 7 peut être totalement déplaçable ou peut comprendre un ou plusieurs volets qui sont mobiles par rapport à un moins une surface de dérive fixe. L’avion 1 comporte en outre des ailes 5, 6 qui sont disposées transversalement de part et d’autre de la cellule 2. Les ailes 5,6 peuvent former conjointement une aile continue ou discontinue. Par ailleurs, l’avion 1 comporte une première hélice 11 et une deuxième hélice 12. Selon les exemples des figures 1 à 3, la première hélice 11 et la deuxième hélice 12 sont agencées respectivement sur la première aile 5 et la deuxième aile 6. Selon l’exemple de la , la première hélice 11 et la deuxième hélice 12 peuvent être agencées tête-bêche. La première hélice 11 et la deuxième hélice 12 peuvent être contrarotatives et/ou agencées au dessus de la cellule 2 et/ou mises en rotation selon un même axe de rotation. Selon un autre aspect, l’avion 1 peut comporter un dispositif de mise en drapeau pour au moins une hélice 11,12, tel que par exemple un embrayage 90. La première hélice 11 et la deuxième hélice 12 peuvent être différentes, en présentant des diamètres et/ou des nombres de pales distincts, ou identiques. Par ailleurs et en référence à la , l’avion 1 comporte une installation 20 pour mettre en rotation la première hélice 11 et la deuxième hélice 12 autour de leurs axes de rotation respectifs. Cette installation 20 comporte un premier moteur thermique 21 coopérant avec une première machine électrique 31 pour mettre en rotation de la première hélice 11. De plus, au moins une deuxième machine électrique 32 est configurée pour la mise en rotation de la deuxième hélice 12, éventuellement en coopération avec un deuxième moteur thermique 22. Le premier moteur thermique 21 et le deuxième moteur thermique 22 éventuel peuvent comprendre un moteur à piston, un turbomoteur à turbine libre ou liée, un turbopropulseur ou autres. L’avion 1 comporte dès lors au moins un réservoir 25 de carburant alimentant en carburant le premier moteur thermique 21 et le deuxième moteur thermique 22 éventuel. Le premier moteur thermique 21 et le deuxième moteur thermique 22 éventuel peuvent être identiques ou différents. La première machine électrique 31 et la deuxième machine électrique 32 peuvent éventuellement servir de démarreur pour le ou les moteurs thermiques 21,22. Le premier moteur thermique 21 et le deuxième moteur thermique 22 éventuel peuvent comprendre un calculateur moteur. Le calculateur moteur peut notamment être configuré pour piloter un doseur de carburant en fonction d’un signal de commande reçu. Un calculateur est une unité de traitement qui peut comprendre par exemple au moins un processeur et au moins une mémoire, au moins un circuit intégré, au moins un système programmable, au moins un circuit logique, ces exemples ne limitant pas la portée donnée à l’expression « unité de traitement ». Le terme processeur peut désigner aussi bien une unité centrale de traitement connue sous l’acronyme CPU, une unité graphique de traitement GPU, une unité digitale connue sous l’acronyme DSP, un microcontrôleur… La première machine électrique 31 et la deuxième machine électrique 32 sont configurées pour pouvoir fonctionner au moins en mode moteur électrique, voire aussi en mode générateur électrique. En outre, l’avion 1 est muni d’une chaîne de transmission d’énergie électrique 35 qui relie électriquement la première machine électrique 31 et la deuxième machine électrique 32. La chaîne de transmission d’énergie électrique 35 comporte une ou plusieurs liaisons électriques 37. Par ailleurs, la chaîne de transmission d’énergie électrique 35 peut comporter au moins un organe de stockage d’énergie électrique 36, éventuellement rechargeable. Un tel organe de stockage d’énergie électrique 36 peut par exemple comprendre une pile électrique, une batterie électrique, un accumulateur électrique. Selon un autre aspect, l’avion 1 peut fonctionner selon une phase de vol à consommation spécifique optimisée. Le ou les moteurs thermiques 21, 22 et les machines électriques 31, 32 sont pilotés pour réaliser une telle phase de vol à consommation spécifique optimisée. Selon un exemple, l’avion 1 comporte une interface homme-machine 51 pour mettre en œuvre la phase de vol à consommation spécifique optimisée, par exemple de type bouton, levier, écran tactile ou autres. Suite à une sollicitation d’un pilote, l’interface homme-machine 51 émet un signal de commande porteur d’un ordre de mettre en œuvre la phase de vol à consommation spécifique optimisée. Ce signal de commande peut être transmis à un ou des moteurs thermiques 21, 22 et aux machines électriques 31, 32 ou à un calculateur de l’avion 1. Selon un autre exemple, l’avion 1 peut comprendre un calculateur de vol 52 en communication avec des senseurs 53 pour mettre automatiquement en œuvre la phase de vol à consommation spécifique optimisée dans des conditions prédéterminées. Le calculateur de vol 52 est en liaison filaire ou non filaire avec le ou les moteurs thermiques 21, 22 et les machines électriques 31, 32. Le calculateur de vol 52 est configuré pour transmettre des signaux de commande requérant un mode de fonctionnement particulier au ou aux moteurs thermiques 21, 22 et aux machines électriques 31, 32. Le calculateur de vol 52 peut mémoriser une ou des lois de pilotage pour générer les signaux de commande. A titre illustratif, un signal de commande transmis à un moteur thermique peut être porteur d’une puissance à développer par le moteur thermique et/ou d’un débit d’alimentation en carburant. Par exemple, le signal de commande est porteur d’une consigne de puissance, le débit de carburant étant piloté par un calculateur moteur pour correspondre à la consigne de puissance, le pas de l’hélice étant éventuellement adapté de manière usuelle pour consommer la puissance transmise au régime ciblé. Eventuellement, un signal de commande transmis à une machine électrique peut être porteur d’un ordre de fonctionnement en mode moteur ou en mode générateur électrique Les figures 1 et 2 illustrent une première alternative de réalisation l’invention. Selon cette première alternative, le premier moteur thermique 21 et la première machine électrique 31 sont connectés mécaniquement à une première chaîne de transmission de puissance 41. La première chaîne de transmission de puissance 41 peut comporter au moins un arbre, au moins une roue libre, au moins un embrayage, au mois une roue de conjugaison… Par exemple, la première chaîne de transmission de puissance 41 peut comporter une première entrée connectée à un arbre de puissance du premier moteur thermique 21, ainsi qu’une deuxième entrée connectée à la première machine électrique 31, et une sortie connectée à la première hélice 11. La première chaîne de transmission de puissance 41 peut comporter une roue de conjugaison reliée cinématiquement à la première entrée, à la deuxième entrée et à la première hélice 11. Une roue libre ou un embrayage peut être interposé entre la roue de conjugaison et le premier moteur thermique 21. La première machine électrique 31 est alors une machine pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique. En particulier, la première machine électrique 31 est configurée pour fonctionner en mode générateur électrique durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée. Selon une première variante de la première alternative illustrée sur la , l’avion 1 comporte un deuxième moteur thermique 22 connecté à une deuxième chaîne de transmission de puissance 42 mettant en rotation la deuxième hélice 12. La deuxième chaîne de transmission de puissance 42 peut comporter au moins un arbre, au moins une roue libre, au moins un embrayage, au mois une roue de conjugaison… Par exemple, la deuxième chaîne de transmission de puissance 42 peut comporter une première entrée connectée à un arbre de puissance du deuxième moteur thermique 22, ainsi qu’une deuxième entrée connectée mécaniquement à la deuxième machine électrique 32, et une sortie connectée à la deuxième hélice 12. La deuxième chaîne de transmission de puissance 42 peut comporter une roue de conjugaison reliée cinématiquement à la première entrée, à la deuxième entrée et à la deuxième hélice12. Une roue libre ou un embrayage peut être interposé entre la roue de conjugaison et le deuxième moteur thermique 22. La deuxième machine électrique 32 est alors une machine pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique. En particulier, la deuxième machine électrique 32 est configurée pour fonctionner en mode moteur électrique durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée. Ainsi, chaque moteur thermique 21,22 peut former le premier moteur thermique 21 ou le deuxième moteur thermique 22 et chaque machine électrique 31,32 peut former la première machine électrique 31 ou la deuxième machine électrique 32. Dès lors, selon le procédé appliqué, lorsqu’une phase de vol à consommation spécifique optimisée est mise en œuvre, sur ordre d’une interface ou d’un calculateur de vol par exemple, le premier moteur thermique 21 est piloté par son calculateur moteur pour développer une puissance, par exemple prédéterminée, élevée voire proche de sa puissance maximale. Le premier moteur thermique 21 met alors en mouvement les organes mobiles, des arbres et des engrenages notamment, de la première chaîne de transmission de puissance 41. La première hélice 11 est ainsi mise en rotation. De plus, la première machine électrique 31 est pilotée pour fonctionner en mode générateur électrique. La première machine électrique 31 est mise en mouvement par la première chaîne de transmission de puissance 41 pour générer de l’énergie électrique injectée dans la chaîne de transmission d’énergie électrique 35. A l’inverse, le deuxième moteur thermique 22 est mis à l’arrêt ou au ralentit. La deuxième machine électrique 32 est pilotée pour fonctionner en mode moteur électrique. La deuxième machine électrique 32 met en mouvement la deuxième hélice 12 par la deuxième chaîne de transmission de puissance 42 à partir de l’énergie électrique fournie par la chaîne de transmission d’énergie électrique 35. Le cas échéant, une roue libre de la deuxième chaîne de transmission de puissance 42 déconnecte cinématiquement la deuxième hélice 12 du deuxième moteur thermique 22. A titre illustratif, le premier moteur thermique 11 développe une puissance maximale Pmax et le deuxième moteur thermique 12 développe une puissance nulle. Sensiblement la moitié de cette puissance maximale est utilisée pour que la première hélice 11 développe alors une première poussée T1. L’autre moitié de cette puissance maximale est utilisée pour générer de l’énergie électrique avec la première machine électrique 31. Cette énergie électrique peut en tout ou partie alimenter électriquement la deuxième machinée électrique 32 qui met en mouvement la deuxième hélice 12 pour produire une deuxième poussée T2 sensiblement égale à la première poussée T1. Ainsi, au lieu d’avoir deux moteurs thermiques qui développent chacune une puissance de l’ordre de la moitié de leur puissance maximale, un moteur thermique est à l’arrêt ou au ralenti et l’autre moteur thermique développe une puissance proche de sa puissance maximale. Il en résulte une optimisation de la consommation spécifique des moteurs thermiques. Selon une deuxième variante de la première alternative illustrée sur la , la deuxième machine électrique 32 comporte un mode de fonctionnement en tant que moteur électrique. Cette deuxième machine électrique 32 est reliée mécaniquement à la deuxième hélice 12, directement ou via une deuxième chaine de transmission de puissance, la deuxième machine électrique 32 recevant une énergie électrique provenant de la chaîne de transmission d’énergie électrique 35. Dans ce cas l’avion comporte un seul moteur thermique pour l’entraînement des hélices. A tout moment, l’avion fonctionne de la même manière que la première variante de la première alternative durant la phase de fonctionnement à consommation spécifique optimisée. Le cas échéant, un organe de stockage d’énergie électrique 36 peut fournir transitoirement une puissance électrique à la première machine électrique 11 et/ou à la deuxième machine électrique 12, par exemple en cas de panne du premier moteur thermique 21. La illustre une deuxième alternative de réalisation de l’invention. Selon cette deuxième alternative, le premier moteur thermique 21 être connecté mécaniquement à la première machine électrique 31, la première machine électrique 31 pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique. Par exemple, la première machine électrique 21 comporte un arbre connecté à un arbre d’un générateur de gaz du premier moteur thermique 11, à l’instar d’un générateur-démarreur usuel d’un turbomoteur. De même, un deuxième moteur thermique 22 est connecté mécaniquement à la deuxième machine électrique 32, la deuxième machine électrique 32 pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique. Par exemple, la deuxième machine électrique 22 comporte un arbre connecté à un arbre d’un générateur de gaz du deuxième moteur thermique 21, à l’instar d’un générateur-démarreur usuel d’un turbomoteur. Durant une phase de vol à forte puissance, chaque moteur thermique 21,22 peut développer une puissance transmise indépendamment à l’hélice 11,12 respective. Durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée, sur ordre d’une interface ou d’un contrôleur par exemple, la deuxième hélice 12 est mise en drapeau par son dispositif de mise en drapeau 90. Par exemple, un embrayage présent entre la deuxième hélice 12 et le deuxième moteur thermique 22 est débrayé. De plus, le premier moteur thermique 21 développe une puissance pour mettre en rotation la première hélice 11. Par suite, le premier moteur thermique 21 développe une puissance proche de sa puissance maximale alors que le deuxième moteur thermique 22 est à l’arrêt ou au ralenti. En parallèle, l’actionneur 8 éventuel peut déplacer la dérive 7 dans une position prédéterminée pour contrer un moment de lacet généré sur la cellule 2 par la rotation de la première hélice 11. La illustre une troisième alternative. La première hélice 11 et la deuxième hélice 12 sont agencées tête-bêche selon une configuration « push-pull ». Par exemple, l’installation 20 est agencée au moins en partie dans une nacelle 13 présente au dessus de la cellule 2. Selon des variantes d’agencement en série de la troisième alternative illustrée sur les figures 5 et 6, la première machine électrique 31 est configurée pour fonctionner au moins en mode moteur électrique, voire uniquement en mode moteur électrique. Les liaisons électriques sont illustrées en traits discontinus, les liaisons mécaniques en traits continus. La première machine électrique 31 est connectée mécaniquement à la première hélice 11 directement ou indirectement par une première chaîne de transmission de puissance. De même, la deuxième machine électrique 32 est configurée pour fonctionner au moins en mode moteur électrique, voire uniquement en mode moteur électrique. La deuxième machine électrique 32 est connectée mécaniquement à la deuxième hélice 12 directement ou indirectement par une deuxième chaîne de transmission de puissance. La chaîne de transmission d’énergie électrique 35 comporte en outre au moins un générateur d’énergie électrique 38,39 coopérant avec au moins un moteur thermique 21 ou 22. Ainsi, le premier moteur thermique 21 est connecté à un premier générateur d’énergie électrique 38 de la chaîne de transmission d’énergie électrique 35. Selon une première variante d’agencement en série de la troisième alternative de la , un deuxième moteur thermique 22 est connecté à un deuxième générateur d’énergie électrique 39 de la chaîne de transmission d’énergie électrique 35. Durant une phase de vol à forte puissance, chaque moteur thermique 21, 22 peut développer une puissance transmise indépendamment au générateur d’énergie électrique 38, 39 respectif. Les machines électriques 31, 32 mettent indépendamment en rotation les hélices 11, 12 respectives. Durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée, sur ordre d’une interface ou d’un contrôleur par exemple, le deuxième moteur thermique 22 est à l’arrêt ou au ralenti alors que le premier moteur thermique 21 développe une puissance élevée pour alimenter électriquement la première machine électrique 31 et la deuxième machine électrique 32. Par suite, le premier moteur thermique 21 développe une puissance proche de sa puissance maximale alors que le deuxième moteur thermique 22 est à l’arrêt ou au ralenti. Selon une deuxième variante d’agencement en série de la troisième alternative de la , le premier moteur thermique 21 est connecté à un deuxième générateur d’énergie électrique 39 de la chaîne de transmission d’énergie électrique 35. Selon des variantes d’agencement en parallèle de la troisième alternative illustrée sur les figures 7 et 8, la première machine électrique 31 est configurée pour fonctionner en mode moteur électrique et générateur électrique. Les liaisons électriques sont illustrées en traits discontinus, les liaisons mécaniques en traits continus. En outre, la première machine électrique 31 et le premier moteur thermique 21 sont connectés mécaniquement à une première chaîne de transmission de puissance 41, par exemple du type décrit précédemment, mettant en rotation la première hélice 11. Par ailleurs, la deuxième machine électrique 32 est configurée pour fonctionner en mode moteur électrique et générateur électrique. La deuxième machine électrique 32 est connectée mécaniquement à une deuxième chaîne de transmission de puissance 42, par exemple du type décrit précédemment, mettant en rotation la deuxième hélice 12. Selon une première variante d’agencement en parallèle de la troisième alternative illustrée sur la , un deuxième moteur thermique 22 est connecté à la deuxième chaîne de transmission de puissance 42. Durant une phase de vol à forte puissance, chaque moteur thermique 21, 22 peut développer une puissance transmise indépendamment à l’hélice 11, 12 respective. Les machines électriques 31, 32 peuvent être inactives ou peuvent fonctionner en mode moteur voire générateur électrique. Durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée, sur ordre d’une interface ou d’un contrôleur par exemple, le deuxième moteur thermique 22 est à l’arrêt ou au ralenti alors que le premier moteur thermique 21 développe une puissance élevée pour entraîner la première hélice 11 et pour mettre en mouvement la première machine électrique 31 qui fonctionne en mode générateur électrique. A l’inverse, la deuxième machine électrique 32 fonctionne en mode moteur électrique. Selon une deuxième variante d’agencement en parallèle de la troisième alternative illustrée sur la , le premier moteur thermique 21 est connecté à la première chaîne de transmission de puissance 41 et à la deuxième chaîne de transmission de puissance 42. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en œuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu’il n’est pas concevable d’identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. Avion (1) comportant une première hélice (11) et une deuxième hélice (12), caractérisé en ce que l’avion (1) comprend un premier moteur thermique (21) ainsi qu’une première machine électrique (31) configurés pour la mise en rotation de la première hélice (11), ledit avion (1) comprenant au moins une deuxième machine électrique (32) configurée pour la mise en rotation de la deuxième hélice (12), ledit avion (1) ayant une chaîne de transmission d’énergie électrique (35) reliant électriquement la première machine électrique (31) et la deuxième machine électrique (32). Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que la chaîne de transmission d’énergie électrique (35) comporte au moins un organe de stockage d’énergie électrique (36). Avion selon l’une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que le premier moteur thermique (21) et la première machine électrique (31) sont connectés à une première chaîne de transmission de puissance (41) mettant en rotation la première hélice (11), la première machine électrique (31) pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la première machine électrique (31) étant configurée en mode générateur électrique pour générer une énergie électrique injectée dans la chaîne de transmission d’énergie électrique (35) durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée. Avion selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit avion (1) comporte un deuxième moteur thermique (22) connecté à une deuxième chaîne de transmission de puissance (42) mettant en rotation la deuxième hélice (12), la deuxième machine électrique (32) étant connectée à la deuxième chaîne de transmission de puissance (42), la deuxième machine électrique (32) pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la deuxième machine électrique (32) étant configurée pour fonctionner en mode moteur en étant alimentée électriquement par la chaîne de transmission d’énergie électrique (35) durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée, le deuxième moteur thermiques (22) étant configuré pour être mis à l’arrêt ou au ralenti durant la phase de vol à consommation spécifique optimisée. Avion selon la revendication 3, caractérisé en ce que la deuxième machine électrique (32) comporte un mode de fonctionnement en tant que moteur électrique et est reliée mécaniquement à la deuxième hélice (12), la deuxième machine électrique (32) recevant une énergie électrique provenant de la chaîne de transmission d’énergie électrique (35). Avion selon l’une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que le premier moteur thermique (21) être connecté mécaniquement à la première machine électrique (31), la première machine électrique (31) pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la deuxième machine électrique (32) pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la deuxième machine électrique (32) étant connectée à un deuxième moteur thermique (22), le deuxième moteur thermique (22) étant connecté à la deuxième hélice (12), et en ce que l’avion comportant un dispositif de mise en drapeau de ladite deuxième hélice, durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée le premier moteur thermique (21) est configuré pour mettre en rotation la première hélice (11), et le dispositif de mise en drapeau est configuré pour mettre en drapeau la deuxième hélice. Avion selon la revendication 6, caractérisé en ce que l’avion (1) comporte une dérive (7) connectée à un actionneur (8), ledit actionneur (8) étant configuré pour braquer ladite dérive (7) dans une position prédéterminée dans la phase de vol à consommation spécifique optimisée pour contrer un moment de lacet généré sur l’avion (1) par la première hélice (11) en rotation. Avion selon l’une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que la première hélice (11) et la deuxième hélice (12) sont agencées tête-bêche. Avion selon la revendication 8, caractérisé en ce que ladite première machine électrique (31) est configurée pour fonctionner au moins un mode moteur électrique, ladite première machine électrique (31) étant connectée à la première hélice (11) directement ou indirectement par une première chaîne de transmission de puissance (41), ladite deuxième machine électrique (32) étant configurée pour fonctionner au moins un mode moteur électrique, ladite deuxième machine électrique (32) étant connectée à la deuxième hélice (12) directement ou indirectement par une deuxième chaîne de transmission de puissance (42). Avion selon l’une quelconque des revendications 8 à 9, caractérisé en ce que ladite première machine électrique (31) comporte un mode de fonctionnement en tant que moteur électrique et est connectée à la première hélice (11), ladite deuxième machine électrique (32) étant connectée à la deuxième hélice (12), le premier moteur thermique (21) étant connecté à un premier générateur d’énergie électrique (38) de la chaîne de transmission d’énergie électrique (35). Avion selon la revendication 10, caractérisé en ce qu’un deuxième moteur thermique (22) est connecté à un deuxième générateur d’énergie électrique (39) de la chaîne de transmission d’énergie électrique (35), et en ce que durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée le deuxième moteur thermique (22) est configuré pour être à l’arrêt ou au ralenti. Avion selon la revendication 10, caractérisé en ce que le premier moteur thermique (21) est connecté à un deuxième générateur d’énergie électrique (39) de la chaîne de transmission d’énergie électrique (35). Avion selon l’une quelconque des revendications 8 à 9, caractérisé en ce que ladite première machine électrique (31) est configurée pour fonctionner en mode moteur électrique et générateur électrique, la première machine électrique (31) et le premier moteur thermique (21) étant connectés à une première chaîne de transmission de puissance (41) mettant en rotation la première hélice (11), ladite deuxième machine électrique (32) étant configurée pour fonctionner en mode moteur électrique et générateur électrique, la deuxième machine électrique (32) étant connectée à une deuxième chaîne de transmission de puissance (42) mettant en rotation la deuxième hélice (12). Avion selon la revendication 13, caractérisé en ce qu’un deuxième moteur thermique (22) est connecté à la deuxième chaîne de transmission de puissance (42), et en ce que durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée le deuxième moteur thermique (22) est configuré pour être à l’arrêt ou au ralenti alors que la première machine électrique (31) est configurée pour fonctionner en mode générateur électrique en alimentant électriquement la chaîne de transmission d’énergie électrique (35) et la deuxième machine électrique (32) est configurée pour fonctionner en mode moteur électrique en étant alimentée électriquement par la chaîne de transmission d’énergie électrique (35). Avion selon la revendication 13, caractérisé en ce que le premier moteur thermique (21) est connecté à la deuxième chaîne de transmission de puissance (42).