FR 3131278 A1 20230630 FR 2114560 A 20211227 Système de propulsion électrique pour un aéronef Système (10) de propulsion électrique pour un aéronef, comprenant une pluralité de branches (12), chaque branche (12) comprenant : - au moins une source (16) d’énergie électrique, - au moins un dispositif de propulsion (18) électrique, et - un bus de branche (20), connecté à chaque source (16) et à chaque dispositif de propulsion (18) de la branche (12), caractérisé en ce que le système (10) de propulsion comprend de plus un bus central (14), chaque branche (12) comprenant un convertisseur de tension continue (28) connectant le bus de branche (20) au bus central (14), ledit convertisseur de tension continue (28) étant configuré pour isoler galvaniquement ledit bus de branche (20) du bus central (14). Figure à publier avec l’abrégé : 1 Système de propulsion électrique pour un aéronef Domaine technique de l’invention L’invention concerne un système de propulsion électrique pour un aéronef. Un tel système est notamment installé sur un aéronef à propulsion uniquement électrique, par exemple un avion. Etat de la technique antérieure Les aéronefs utilisant une propulsion employant pour seule énergie de l‘énergie électrique stockée dans des batteries ou d’autres éléments de stockage, doivent comprendre une architecture électrique de connexion capable de gérer les flux d’énergie des éléments de stockage vers les moteurs électriques quelles que soient les conditions d’utilisations et les éventuelles pannes. Les réseaux de distribution d’énergie électrique embarqués sur la plupart des aéronefs actuels, destinés à l’alimentation des circuits secondaires (ventilation, éclairage, chauffage…), comprennent généralement un réseau alternatif avec des tensions alternatives de 115 V ou 230 V par exemple, et /ou un réseau à basse tension continue de 28 V. Les puissances électriques en jeu vont généralement de 50 à 500 kW. Un aéronef à propulsion électrique nécessite une puissance électrique plus importante, et opèrent à des tensions continues plus élevées, de l’ordre de 400 à 1000 V. Pour ces aéronefs à propulsion électrique, il est nécessaire de définir de nouvelles architectures de distribution électrique. Aujourd’hui, deux topologies d’architecture de distribution sont étudiées : les architectures ségréguées et les architectures distribuées. Les architectures ségrégées comprennent plusieurs canaux de distribution parallèles électriquement disjoints, comprenant chacun un bus d’alimentation reliant une source d’énergie à un ou plusieurs moteurs respectifs. Dans une telle architecture, la perte d’une source d’énergie entraîne inévitablement la perte du ou des moteur(s) associé(s). En fonction du type d’aéronef et du type de système propulsif, il est possible que le système intègre une possibilité de redirection du ou des moteurs vers une source d’énergie secondaire de secours, de même type que la source principale ou d’un type différent (on parle alors d’architecture hybride). Cependant, un tel système redondant entraîne un encombrement et une masse embarquée augmentés, en multipliant les bus de connexion et, le cas échéant, les sources secondaires qui ne sont pas utilisées en fonctionnement normal. Les architectures distribuées cherchent à réduire ce problème d’encombrement et de masse, qui est particulièrement critique pour une utilisation sur un aéronef. Dans ce type d’architecture, les sources sont connectées en parallèle sur un bus d’alimentation commun desservant tous les moteurs. En mode nominal, les tensions entre les différentes batteries s’équilibrent de sorte que les batteries alimentent de manière partagée les différentes charges. En cas de perte d’une batterie, les charges propulsives sont alimentées par les batteries restantes. Ceci permet de dimensionner les batteries au plus près du fonctionnement nominal, et ainsi d’optimiser la masse des batteries. Le réseau de distribution électrique devient également plus intégré car le bus de distribution associe plusieurs charges à plusieurs batteries. Un défaut important des architectures distribuées est la gestion des incidents, et en particulier la vulnérabilité aux courts-circuits. En effet, en cas de court-circuit, une batterie peut délivrer en quelques millisecondes un courant de quelques milliers d’ampères. Lorsque les batteries sont connectées en parallèle sur le réseau, le phénomène est multiplié par le nombre de batteries en parallèle. La première conséquence, directe, est que les courants mis en jeu dans ce type de court-circuit peuvent être destructifs pour les composants aéronautiques, et les solutions de protection active ne sont pas capables d’isoler le défaut. La seconde conséquence est liée à la nature de l’architecture de distribution distribuée. En effet, contrairement à une architecture de distribution ségréguée, qui ne propage pas les conséquences d’un court-circuit à l’ensemble du réseau propulsif, dans ce type d’architecture, la tension du réseau perçue par tous les moteurs va s’écrouler sur une durée suffisamment longue pour causer la perte inacceptable de la propulsion de l’aéronef, tous les moteurs liés au bus n’étant plus alimentés du fait d’une mise en protection automatique liée à un niveau de tension de bus trop faible. Présentation de l’invention L’invention vise à remédier à ces inconvénients, en proposant une architecture de réseau électrique de propulsion permettant la reprise des charges propulsive en cas de perte d’une des sources d’énergie, sans encombrement excessif et palliant les risques associés à une architecture distribuée. A cet effet, l’invention a pour objet un système de propulsion électrique pour un aéronef, le système comprenant une pluralité de branches, chaque branche comprenant : - au moins une source d’énergie électrique, - au moins un dispositif de propulsion électrique, et - un bus de branche, connecté à chaque source et à chaque dispositif de propulsion de la branche, caractérisé en ce que le système de propulsion comprend de plus un bus central, chaque branche comprenant un convertisseur de tension continue connectant le bus de branche au bus central, ledit convertisseur de tension continue étant configuré pour isoler galvaniquement ledit bus de branche du bus central. Un tel système permet d’alimenter en énergie une pluralité de moteurs électrique pour la propulsion d’un aéronef, en permettant la reprise des moteurs d’une branche en cas de défaillance de la source d’énergie correspondante, tout en étant protégée contre les risques de propagation de courts-circuits. Le système peut comprendre en outre une source de secours d’énergie électrique connectée au bus central. Une telle caractéristique permet de compenser la perte d’une source d’énergie en cas de défaillance et ainsi de maintenir un niveau de tension suffisant dans chaque dispositif de propulsion en répartissant la tension à travers le bus central. Chaque dispositif de propulsion peut être connecté à l’un des bus de branche par l’intermédiaire d’un organe de disjonction. Une telle caractéristique permet une protection individuelle du dispositif de propulsion contre les sur-courants. Chaque bus de branche peut être connecté au bus central par : - un organe de commutation de branche de type contacteur ou de type interrupteur de puissance à semi-conducteur, et - une diode présentant un sens passant orienté du bus central vers le bus de branche, l’organe de commutation de branche et la diode étant branchés en série entre le bus central et le bus de branche, en parallèle du convertisseur de tension continue. Une telle caractéristique permet de redistribuer une part de la puissance électrique dans chaque branche pour alimenter les dispositifs de propulsion d’une branche dont la source est défaillante, sans risquer de courants en retour. Chaque source d’énergie peut être connectée au bus de branche correspondant par l’intermédiaire d’un organe de commutation de source de type contacteur ou de type interrupteur de puissance à semi-conducteur. Cette caractéristique permet d’isoler une source défaillante en vue de relancer la branche. Le système peut comprendre un circuit de contrôle configuré pour mettre en œuvre un procédé de gestion de défaillance en cas de défaillance dans le système. Une telle caractéristique permet de protéger le système de propulsion contre des incidents variés en conservant des capacités optimales selon les cas de figure. L’invention concerne également un procédé de gestion de défaillance dans un système de propulsion électrique pour aéronef comme plus haut, comprenant des étapes de : - prévention d’une propagation de la défaillance au moyen d’une isolation galvanique mise en œuvre par chaque convertisseur de tension continue, - localisation de la défaillance et, si nécessaire, isolation d’une source ou d’un dispositif de propulsion, et - le cas échéant, précharge puis relance de dispositifs de propulsions arrêtés. Le procédé peut comprendre la commutation d’au moins un organe de commutation de source et/ou d’au moins un organe de commutation de branche. Le procédé peut comprendre l’ouverture d’au moins un organe de disjonction. L’invention concerne également un aéronef comprenant un système de propulsion électrique comme plus haut. Brève description des figures la est une vue schématique d’un système de propulsion électrique selon l’invention, les figures 2 à 4 représentent des étapes successives d’un procédé de gestion d’une défaillance dans une région source du système de propulsion de la , les figures 5 à 7 représentent des étapes successives d’un procédé de gestion d’une défaillance dans une région bus du système de propulsion de la , les figures 8 à 10 représentent des étapes successives d’un procédé de gestion d’une défaillance dans une région moteur du système de propulsion de la , et la représente un procédé de gestion d’une défaillance dans une région centrale du système de propulsion de la . Système (10) de propulsion électrique pour un aéronef, comprenant une pluralité de branches (12), chaque branche (12) comprenant : - au moins une source (16) d’énergie électrique, - au moins un dispositif de propulsion (18) électrique, et - un bus de branche (20), connecté à chaque source (16) et à chaque dispositif de propulsion (18) de la branche (12), caractérisé en ce que le système (10) de propulsion comprend de plus un bus central (14), chaque branche (12) comprenant un convertisseur de tension continue (28) connectant le bus de branche (20) au bus central (14), ledit convertisseur de tension continue (28) étant configuré pour isoler galvaniquement ledit bus de branche (20) du bus central (14). Système (10) selon la revendication 1, dans lequel le système (10) comprend en outre une source de secours (32) d’énergie électrique connectée au bus central (14). Système (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chaque dispositif de propulsion (18) est connecté à l’un des bus de branche (20) par l’intermédiaire d’un organe de disjonction (24). Système (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chaque bus de branche (20) est connecté au bus central (14) par : - un organe de commutation de branche (30) de type contacteur ou de type interrupteur de puissance à semi-conducteur, et - une diode (28) présentant un sens passant orienté du bus central (14) vers le bus de branche (20), l’organe de commutation de branche (30) et la diode (28) étant branchés en série entre le bus central (14) et le bus de branche (20), en parallèle du convertisseur de tension continue (26). Système (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chaque source (16) est connectée au bus de branche (20) correspondant par l’intermédiaire d’un organe de commutation de source (22) de type contacteur ou de type interrupteur de puissance à semi-conducteur. Système (10) selon la revendication précédente, comprenant un circuit de contrôle (31) configuré pour mettre en œuvre un procédé de gestion de défaillance en cas de défaillance dans le système (10). Procédé de gestion de défaillance dans un système (10) de propulsion électrique pour aéronef selon l’une des revendications précédentes, comprenant des étapes de : - prévention d’une propagation de la défaillance au moyen d’une isolation galvanique mise en œuvre par chaque convertisseur de tension continue (26), - localisation de la défaillance et, si nécessaire, isolation d’une source (16) ou d’un dispositif de propulsion (18), et - le cas échéant, précharge puis relance de dispositifs de propulsions (18) arrêtés. Aéronef comprenant un système de propulsion électrique selon l’une des revendications 1 à 6.