FR 3154711 A1 20250502 FR 2311791 A 20231030 Architecture d’alimentation électrique (1) pour un aéronef à propulsion hybride-électrique (0), comportant une turbine à gaz (2), un réseau d’alimentation propulsif (5) et un réseau d’alimentation non propulsif (6) ; le réseau d’alimentation propulsif (5) comportant un premier générateur AC (9), au moins un premier convertisseur AC/DC (10) et au moins une première batterie (11) pour alimenter des équipements propulsifs (7) de l’aéronef ; le réseau d’alimentation non propulsif (6) comportant un deuxième générateur AC (20), au moins un deuxième convertisseur AC/DC (21) et au moins une deuxième batterie (22) pour alimenter des équipements non propulsifs (8) de l’aéronef. FIGURE DE L’ABREGE : Fig.1 Alimentation d’un aéronef à propulsion hybride-électrique, utilisant une TAG L’invention concerne le domaine de l’alimentation électrique des équipements propulsifs et non propulsifs des aéronefs à propulsion hybride-électrique. ARRIERE PLAN DE L’INVENTION Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi à ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. De plus en plus d’avionneurs proposent ainsi des architectures pour des aéronefs à propulsion hybride-électrique. En effet, ces architectures semblent prometteuses pour réduire le bilan carbone des aéronefs, en particulier sur des avions de type « commuter » ou régional, de faible capacité de transport (typiquement inférieure à 30 passagers). Les moteurs électriques propulsifs nécessitent pour opérer une puissance élevée, par exemple de l’ordre de 100 kW à 250 kW, sous une haute tension, typiquement de l’ordre de 800 Vdc. Les aéronefs, dans lesquels est intégré un réseau de puissance alternative, embarquent généralement une puissance totale capable d’alimenter des systèmes requérant des puissances comprises entre 50 kW et 500 kW (voire 1 MW), tandis que les réseaux en basse tension continue (BT) ont des puissances embarquées plus limitées et inférieures à 100 kW. Les réseaux continus sont classiquement conçus pour opérer à une tension de 28 VDC, et sont réservés aux faibles puissances. A ce jour, il n’existe pas, ou pratiquement pas, de réseaux en haute tension continue. De ce fait, il n’existe pas de composants permettant d’opérer sous une haute tension continue et à des puissances suffisamment élevées qui répondraient à des besoins de réseaux propulsifs. Il faut donc concevoir de nouvelles architectures pour générer et transporter la tension continue et la puissance continue requises pour alimenter les équipements propulsifs de l’aéronef. On parle ici de « réseau d’alimentation propulsif ». Les équipements propulsifs comprennent notamment les moteurs électriques propulsifs de l’aéronef. Il faut aussi concevoir et intégrer dans l’aéronef le réseau d’alimentation des équipements non propulsifs (on parle ici de « réseau d’alimentation non propulsif »). Or, dans la plupart des architectures envisagées aujourd’hui par les avionneurs pour des avions à propulsion électrique, qu’ils soient hybrides ou alimentés seulement par des batteries, le réseau d’alimentation non propulsif est en général alimenté par des convertisseurs qui prélèvent leur énergie du réseau d’alimentation propulsif. Cette solution, bien que naturelle pour l’homme du métier, amène beaucoup de contraintes. Les sources d’énergie du réseau d’alimentation doivent donc embarquer aussi l’énergie nécessaire au fonctionnement des équipements non propulsifs. La masse supplémentaire (notamment quand il s’agit de batteries) induite par ce bilan de consommation des charges non propulsives est importante, bien que souvent négligée par les avionneurs dans leurs premières analyses. Les contraintes de non propagation de panne du réseau d’alimentation propulsif vers le réseau d’alimentation non propulsif (ou inversement) ont un très fort impact sur la conception des convertisseurs. Les contraintes de qualité réseau (variation de tension, contenu harmonique, etc.) sont en effet généralement plus fortes sur les réseaux non propulsifs que sur les réseaux propulsifs. Cela demande un fort niveau de filtrage sur ces convertisseurs, ce qui a tendance à les alourdir. Par ailleurs, la maturité de ces convertisseurs est encore basse vis-à-vis de leur capacité à être intégrés dans un aéronef. De plus, les puissances relativement élevées des réseaux non propulsifs (typiquement de l’ordre de 100 kW à 150 kW) incitent les fournisseurs à proposer des convertisseurs à refroidissement liquide afin de réduire la masse et le volume. Cela implique donc la mise en place d’un nouveau système, dédié au refroidissement de ces équipements, qui est non seulement coûteux (à concevoir, à fabriquer) mais qui est aussi lourd et encombrant. OBJET DE L’INVENTION L’invention a pour objet une architecture d’alimentation électrique pour aéronef : permettant un fonctionnement en mode hybride ; réduisant les contraintes de surdimensionnement des équipements du réseau d’alimentation propulsif ; limitant toute propagation de panne du réseau d’alimentation propulsif vers le réseau d’alimentation non propulsif ; ayant un coût, une masse et un encombrement réduits. En vue de la réalisation de ce but, on propose une architecture d’alimentation électrique, destinée à être intégrée dans un aéronef à propulsion hybride-électrique, et comportant une turbine à gaz, un réseau d’alimentation propulsif et un réseau d’alimentation non propulsif ; le réseau d’alimentation propulsif comportant au moins une voie comprenant : - un premier générateur AC connecté mécaniquement à la turbine à gaz, et agencé pour produire une première tension alternative à partir d’une énergie mécanique d’alimentation produite par la turbine à gaz ; - au moins un premier convertisseur AC/DC connecté au premier générateur AC ; - au moins une première batterie ; le au moins un premier convertisseur AC/DC et la au moins une première batterie étant agencés pour alimenter des équipements propulsifs de l’aéronef ; le réseau d’alimentation non propulsif comportant : - un deuxième générateur AC connecté mécaniquement à la turbine à gaz, et agencé pour produire une deuxième tension alternative à partir de l’énergie mécanique d’alimentation produite par la turbine à gaz ; - au moins un deuxième convertisseur AC/DC connecté au deuxième générateur AC ; - au moins une deuxième batterie ; le au moins un deuxième convertisseur AC/DC et la au moins une deuxième batterie étant agencés pour alimenter des équipements non propulsifs de l’aéronef. Le réseau d’alimentation propulsif et le réseau d’alimentation non propulsif, connectés à la turbine à gaz, n’ont donc aucun point électrique commun. Le premier générateur AC et le deuxième générateur AC, situés en amont desdits réseaux (côté turbine), sont en effet connectés mécaniquement à la turbine (par exemple via une boîte d’engrenages de puissance et/ou via une boîte d’engrenages accessoire connectées à ladite turbine), de sorte que ces réseaux n’ont aucune connexion électrique entre eux. Il n’est donc pas nécessaire de surdimensionner les sources du réseau d’alimentation propulsif, puisque le réseau d’alimentation non propulsif est alimenté par la turbine à gaz et par ses propres batteries. Par ailleurs, l’absence de connexion électrique entre le réseau d’alimentation propulsif et le réseau d’alimentation non propulsif permet de limiter la propagation de pannes entre ces réseaux. Il n’est donc pas nécessaire de surdimensionner les moyens de protection (filtrage notamment) du réseau propulsif pour le rendre compatible avec les exigences liées au réseau non propulsif (règlementations type MIL-STD-704, DO160, etc.). L’invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle chaque voie du réseau d’alimentation propulsif comprend un premier convertisseur AC/DC et une première batterie agencés pour alimenter des premiers équipements propulsifs, et un autre premier convertisseur AC/DC et une autre première batterie agencés pour alimenter des deuxièmes équipements propulsifs. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle le réseau d’alimentation propulsif comprend une première voie et une deuxième voie identiques, la première voie étant agencée pour alimenter un premier ensemble d’équipements propulsifs et la deuxième voie étant agencée pour alimenter un deuxième ensemble d’équipements propulsifs. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle le réseau d’alimentation non propulsif comprend un convertisseur DC/DC connecté au deuxième convertisseur AC/DC, le deuxième convertisseur AC/DC produisant une moyenne tension continue pour mettre en œuvre un réseau d’alimentation en moyenne tension alimentant certain équipements non propulsifs, le convertisseur DC/DC produisant une basse tension continue à partir de la moyenne tension continue pour mettre en œuvre un réseau d’alimentation en basse tension continue alimentant d’autres équipements non propulsifs. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle le réseau d’alimentation non propulsif comprend deux deuxièmes convertisseurs AC/DC connectés tous deux au deuxième générateur AC, et deux deuxièmes batteries. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, la turbine à gaz comportant un corps à basse pression et un corps à haute pression, le premier générateur AC et le deuxième générateur AC étant connectés via une boîte d’engrenages de puissance au corps à basse pression, le réseau d’alimentation non propulsif comportant un générateur-démarreur agencé pour démarrer la turbine à gaz et connecté via une boîte d’engrenages accessoire au corps à haute pression. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle le réseau d’alimentation non propulsif comprend un busbar et une batterie connectés au générateur-démarreur et dédiés au démarrage de la turbine à gaz. On propose de plus une architecture telle que précédemment décrite, dans laquelle le réseau d’alimentation non propulsif comporte en outre un convertisseur AC/DC bidirectionnel comprenant un port connecté au générateur-démarreur de sorte qu’une fois démarrée, le générateur-démarreur peut servir de source de secours pour alimenter les équipements non propulsifs. On propose de plus un aéronef dans lequel est intégrée une architecture tel que précédemment décrite. On propose de plus un procédé d’alimentation utilisant l’architecture telle que précédemment décrite, comprenant l’étape, lorsque l’aéronef est au sol, d’utiliser un groupe de parc pour recharger la au moins une première batterie et la au moins une deuxième batterie et pour alimenter les équipements non propulsifs. On propose de plus un procédé d’alimentation tel que précédemment décrit, comprenant l’étape, pour mettre en œuvre un mode tout électrique lorsque l’aéronef est en vol, d’utiliser uniquement la au moins une première batterie pour alimenter les équipements propulsifs et la au moins une deuxième batterie pour alimenter les équipements non propulsifs. On propose de plus un procédé d’alimentation tel que précédemment décrit, comportant les étapes, pour mettre en œuvre un mode hybride lorsque l’aéronef est en vol, de démarrer la turbine à gaz en utilisant une énergie électrique du réseau d’alimentation non propulsif pour produire une énergie mécanique de démarrage appliquée en entrée d’une boîte d’engrenages accessoire qui est connectée à un corps haute pression de ladite turbine à gaz, et d’utiliser la turbine à gaz pour alimenter au moins partiellement l’ensemble d’équipements propulsifs et les équipements non propulsifs. L’invention sera mieux comprise à la lumière de la description qui suit de modes de mise en œuvre particuliers non limitatifs de l’invention. Il sera fait référence aux dessins annexés parmi lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 représente une architecture d’alimentation électrique selon un premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 2 la FIG. 2 représente un graphique illustrant les temps de charge et de décharge des batteries pour une mission courte en mode « tout électrique » ; FIG. 3 la FIG. 3 est une figure similaire à la FIG. 2 , pour une mission longue en mode « hybride » ; FIG. 4 la FIG. 4 est une figure similaire à la FIG. 1 , illustrant une phase dans laquelle l’aéronef est au sol avec le groupe de parc connecté ; FIG. 5 la FIG. 5 est une figure similaire à la FIG. 1 , illustrant une phase dans laquelle l’aéronef est en mode « tout électrique » ; FIG. 6 la FIG. 6 est une figure similaire à la FIG. 1 , illustrant une phase de démarrage de la turbine à gaz en vol ; FIG. 7 la FIG. 7 est une figure similaire à la FIG. 1 , illustrant une phase dans laquelle l’aéronef est en mode « hybride » ; FIG. 8 la FIG. 8 représente une architecture d’alimentation électrique selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 9 la FIG. 9 représente une architecture d’alimentation électrique selon un troisième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 10 la FIG. 10 représente une architecture d’alimentation électrique selon un quatrième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 11 la FIG. 11 représente une architecture d’alimentation électrique selon un cinquième mode de réalisation de l’invention. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la FIG. 1 , l’architecture d’alimentation électrique 1 selon un premier mode de réalisation de l’invention est ici intégrée dans un avion 0 à propulsion hybride-électrique. L’architecture comprend tout d’abord une turbine à gaz 2. La turbine à gaz 2 est ici une turbine à double corps comprenant un premier corps et un deuxième corps. Le premier corps est ici un corps dit « corps à basse pression » (ou LP spool ) et le deuxième corps est ici un corps dit « corps à haute pression » (ou HP spool ). L’architecture 1 comprend de plus une boîte d’engrenages de puissance 3 (PGB, pour Power Gear Train ) et une boîte d’engrenages accessoire 4 (AGB, pour Accessory Gear Box ). Le corps à basse pression de la turbine à gaz 2 est connecté à la boîte d’engrenages de puissance 3. Le corps à haute pression de la turbine à gaz 2 est connecté à la boîte d’engrenages accessoire 4. L’architecture 1 comprend un réseau d’alimentation propulsif 5 et un réseau d’alimentation non propulsif 6. Le réseau d’alimentation propulsif 5 est destiné à alimenter les équipements propulsifs de l’avion 0, qui comprennent notamment des moteurs électriques propulsifs 7 (utilisés pour propulser l’avion) et des composants électriques qui produisent les courants d’alimentation fournis aux moteurs électriques et qui pilotent lesdits moteurs 7. Le réseau d’alimentation non propulsif 6 est destiné à alimenter les équipements non propulsifs 8 de l’avion 0. Ces équipements 8 comprennent les équipements du système de contrôle de l’environnement (ECS, pour Environmental Control System ), du système de dégivrage des ailes (EWIPS, pour Electric Wing Ice Protection System ), du système de train d’atterrissage (L/G, pour Landing Gear ), du système de freinage des roues, des charges essentielles ( ESS loads ) comprenant des équipements d’avionique essentiels, des charges commerciales ( commercial loads ), des charges alimentées en 28 VDC, des commandes de vol, des calculateurs FADEC (pour Full Authority Digital Engine Control ), etc. Le réseau d’alimentation propulsif 5 comporte au moins une voie comprenant : - un premier générateur AC 9 connecté mécaniquement à la turbine à gaz, et agencé pour produire une première tension alternative Va1 à partir d’une énergie mécanique d’alimentation produite par la turbine à gaz 2 ; - au moins un premier convertisseur AC/DC 10 connecté au premier générateur AC 9 ; - au moins une première batterie 11. Le au moins un premier convertisseur AC/DC 10 et la au moins une première batterie 9 sont agencés pour alimenter des équipements propulsifs de l’avion. Les équipements propulsifs comprennent un premier ensemble d’équipements propulsifs 7a et un deuxième ensemble d’équipements propulsifs 7b. Le réseau d’alimentation propulsif 5 comprend ici une première voie 5a et une deuxième voie 5b. La première voie 5a comprend un premier convertisseur AC/DC 10a et une première batterie 11a agencés pour alimenter des premiers équipements propulsifs du premier ensemble d’équipements propulsifs 7a, et un autre premier convertisseur AC/DC 10b et une autre première batterie 11b agencés pour alimenter des deuxièmes équipements propulsifs du premier ensemble d’équipements propulsifs 7a. De même, la deuxième voie 5b comprend un premier convertisseur AC/DC 10a et une première batterie 11a agencés pour alimenter des premiers équipements propulsifs du deuxième ensemble d’équipements propulsifs 7b, et un autre premier convertisseur AC/DC 10b et une autre première batterie 11b agencés pour alimenter des deuxièmes équipements propulsifs du deuxième ensemble d’équipements propulsifs 7b. Dans chaque voie 5a, 5b, le premier générateur AC 9 génère ici une puissance apparente de 500 kVa. Dans chaque voie 5a, 5b, l’entrée du premier générateur AC 9 est connectée via la boîte d’engrenages de puissance 3 au corps à basse pression de la turbine à gaz 2. La sortie du premier générateur AC 9 est connectée à un busbar 12 ( AC ) sur lequel est appliquée une haute tension alternative (Va1), égale ici à 350 Vac, et sur lequel circule une haute puissance alternative. Le terme « busbar » est équivalent aux termes « barre bus » ou « barre omnibus », et désigne selon la définition donnée par la commission électronique internationale, un conducteur de faible impédance auquel peuvent être reliés plusieurs circuits électriques en des points séparés. Chaque voie 5a, 5b comporte de plus des premiers moyens de connexion 14 (comprenant au moins un connecteur d’un type quelconque) à un dispositif de recharge de batteries qui produit une tension de charge alternative (haute tension). Le dispositif de recharge est par exemple intégré dans le groupe de parc conventionnel (GPU, pour Ground Power Unit ). Cette tension de charge alternative est appliquée sur le busbar 12. Dans chaque voie 5a, 5b, l’entrée du premier convertisseur AC/DC 10a est connectée au busbar 12. De même, l’entrée du premier convertisseur AC/DC 10b est connectée au busbar 12. La sortie du premier convertisseur AC/DC 10a est connectée à un busbar 17 ( HV DC , pour High Voltage Direct Current ) sur lequel est appliquée une haute tension continue (ici 800 Vdc) et sur lequel circule une haute puissance continue. De même, la sortie du premier convertisseur AC/DC 10b est connectée à un busbar 18 ( HV DC ). La première batterie 11a comprend un port connecté au busbar 17. La première batterie 11b comprend un port connecté au busbar 18. On note ici qu’on parlera de « port » pour désigner l’interface d’un composant au fonctionnement bidirectionnel, qui est donc à la fois une entrée et une sortie. On note aussi que certains composants qui sont utilisés ici en monodirectionnel, et donc pour lesquels on utilise les termes « entrée », « sortie », pourraient très bien être des composants bidirectionnels (et inversement, en cas de modification des architectures présentées, couverte par l’invention). Dans la première voie 5a, le moteur 7a1 et le moteur 7a2 sont alimentés via le busbar 17 ( HV ) . Le moteur 7a3 et le moteur 7a4 sont alimentés via le busbar 18 ( HV ). Dans la deuxième voie 5b, le moteur 7b1 et le moteur 7b2 sont alimentés via le busbar 17 ( HV ). Le moteur 7b3 et le moteur 7b4 sont alimentés via le busbar 18 ( HV ). Le courant tiré sur chaque premier convertisseur AC/DC 10 est typiquement de 500 A. On note ici que les moteurs 7a1, 7a2, 7b3, 7b4 entraînent chacune une seule hélice, alors que les moteurs 7a3 et 7a4 entraînent ensemble une même hélice, et les moteurs 7b1 et 7b2 entraînent ensemble une même hélice. Le réseau d’alimentation non propulsif 6 comporte : - un deuxième générateur AC 20 connecté mécaniquement à la turbine à gaz 2, et agencé pour produire une deuxième tension alternative Va2 à partir de l’énergie mécanique d’alimentation produite par la turbine à gaz 2 ; - au moins un deuxième convertisseur AC/DC 21 connecté au deuxième générateur AC ; - au moins une deuxième batterie 22. Le au moins un deuxième convertisseur AC/DC 21 et la au moins une deuxième batterie 22 sont agencés pour alimenter des équipements non propulsifs 8 de l’avion 0. Ici, le réseau d’alimentation non propulsif comprend deux deuxièmes convertisseurs AC/DC 21a, 21b connectés tous deux au deuxième générateur AC 20, et deux deuxièmes batteries 22a, 22b. Le deuxième générateur AC 20 génère ici une puissance apparente de 500 kVa. Le deuxième générateur AC 20 est aussi connecté via la boîte d’engrenages de puissance 3 au corps à basse pression de la turbine à gaz 2. Le réseau d’alimentation non propulsif 6 comprend en outre un générateur-démarreur 23 comprenant un port connecté via la boîte d’engrenages accessoire 4 au corps à haute pression de la turbine à gaz 2. La sortie du deuxième générateur AC 20 est connectée à un busbar 24 ( Transfert Bus ) sur lequel est appliquée une haute tension alternative et sur lequel circule une haute puissance alternative. Le réseau 6 comprend de plus des moyens de connexion 25 (comprenant au moins un connecteur d’un type quelconque) au groupe de parc. Le groupe produit une tension alternative 115 Vac/400 Hz. Cette tension est appliquée sur le bubar 24. L’entrée du deuxième convertisseur AC/DC 21a est connectée au busbar 24. L’entrée du deuxième convertisseur AC/DC 21b est connectée au busbar 24 Chaque deuxième convertisseur AC/DC 21 convertit une haute tension alternative en une moyenne tension continue. Le réseau 6 comprend de plus un busbar 26a ( MAIN MVDC 1 ) et un busbar 26b ( MAIN MVDC 2 ), qui sont connectés entre eux. La sortie du deuxième convertisseur AC/DC 21a et un port de la deuxième batterie 22a sont connectés au busbar 26a. La sortie du deuxième convertisseur AC/DC 21b et un port de la deuxième batterie 22b sont connectés au busbar 26b. La moyenne tension continue (270 Vdc ou 540 Vdc par exemple) est appliquée sur les busbars 26a, 26b, et une moyenne puissance continue chemine sur les busbars 26a, 26b. Le réseau 6 met donc en œuvre un réseau d’alimentation en moyenne tension continue. Tous les équipements non propulsifs précédemment cités sont alimentés via les deux busbars 26a, 26b, et donc par le réseau d’alimentation en moyenne tension continue (équipements 8a), sauf les commandes de vol, les calculateurs FADEC et les équipements d’avionique essentiels (équipements 8b). Le réseau 6 comprend de plus un convertisseur DC/DC 29a ayant une entrée connecté au busbar 26a, et un convertisseur DC/DC 29b ayant une entrée connecté au busbar 26b. Chaque convertisseur DC/DC 29a, 29b convertit une moyenne tension continue en une basse tension continue. Le réseau 6 comprend de plus un busbar 30a ( MAIN LVDC1 ), un busbar 30b ( MAIN LVDC 2 ), un busbar auxiliaire 31 ( EMER LVDC ) et une troisième batterie 32 ayant un port connecté au busbar 31. Le busbar 30a est connecté au busbar 31 qui est connecté au busbar 30b. Le convertisseur DC/DC 29a a une sortie connectée au busbar 30a. Le convertisseur DC/DC 29b a une sortie connectée au busbar 30b. Le réseau 6 met donc en œuvre un réseau d’alimentation en basse tension continue. Les commandes de vol, les calculateurs FADEC et les équipements d’avionique essentiels (équipements 8b) sont alimentés via les busbars 30a, 30b, 31 et donc par le réseau d’alimentation en basse tension continue. La troisième batterie 32 est connectée à un port du générateur-démarreur 23 via le busbar 31. L’architecture proposée permet le fonctionnement de l’avion en mode « tout électrique » et en mode « hybride ». En mode tout électrique, seules les batteries sont utilisées. Le réseau d’alimentation non propulsif embarque sa propre énergie, ce qui permet de ne pas installer de convertisseurs entre les réseaux propulsifs et non-propulsifs. On note que les technologies utilisées pour les composants cités peuvent être quelconques. Par exemple, en ce qui concerne les couples « premier générateur AC et premier convertisseur AC/DC » et « deuxième générateur AC et deuxième convertisseur AC/DC », la seule contrainte sur chaque couple est de pouvoir réguler la tension de sortie. On peut donc envisager les solutions suivantes : - Machine à aimants permanents (pour le générateur), et redresseur actif (pour le convertisseur) ; - Machine trois étages, et redresseur passif ; - Machine à inducteur piloté, et redresseur passif. En mode tout électrique, en référence à la FIG. 2 , l’avion est tout d’abord au parking. Le système électrique de l’avion est mis sous tension. Les batteries sont chargées. A la fin de la charge des batteries, le roulage débute. L’avion décolle, vole à son altitude de croisière. Puis, la descente débute. Suite à la descente, l’avion atterrit, roule vers le parking puis est stoppé. Les batteries sont chargées entre les temps T1 et T2. Les batteries se déchargent entre les temps T2 et T7. En mode hybride, en référence à la FIG. 3 , la turbine à gaz démarre suite à la fin de charge des batteries. Les batteries se déchargent jusqu’à la fin de la montée (entre les temps T3 et T5), puis se rechargent en phase de croisière (à partir de T5). En référence à la FIG. 4 , lorsque l’avion est au sol, le groupe de parc est connecté aux moyens de connexion 14 et 25 pour recharger les premières batteries 11, les deuxièmes batteries 22 et la troisième batterie 32, et pour alimenter tous les équipements non propulsifs 8. La recharge est effectuée à travers les premiers convertisseurs AC/DC 10 et les deuxièmes convertisseurs AC/DC 21. La puissance électrique circule selon les flèches F. Sur les figures 4 à 7, les parties hachurées de l’architecture sont non actives ou non alimentées. En référence à la FIG. 5 , en mode tout électrique, lorsque l’avion est en vol, seules les premières batteries 11a, 11b sont utilisées pour alimenter les équipements propulsifs 7, et les deuxièmes batteries 22a, 22b sont utilisées pour alimenter les équipements non propulsifs 8. La quantité d’énergie embarquée est celle nécessaire à la mission, avec les réserves pour les déroutements. En référence à la FIG. 6 , en mode hybride, lorsque l’aéronef est en vol, le générateur-démarreur 23 est tout d’abord alimenté par la troisième batterie 32. Le générateur-démarreur 23 démarre alors la turbine à gaz 2. On utilise donc une énergie électrique provenant du réseau 6 pour produire une énergie mécanique de démarrage (générée par le générateur-démarreur 23) appliquée en entrée de la boîte d’engrenages accessoire 4 qui est connectée au corps à haute pression de la turbine à gaz 2. Puis, en référence à la FIG. 7 , la turbine à gaz 2 est utilisée pour alimenter au moins partiellement les équipements propulsifs 7 et les équipements non propulsifs 8. La turbine à gaz 2 recharge aussi les premières batteries 11a, 11b, les deuxièmes batteries 22a, 22b et la troisième batterie 32. La turbine à gaz 2 est donc dimensionnée pour fournir la puissance propulsive correspondant à la croisière, ainsi que la puissance nécessaire aux charges non propulsives, avec aussi une capacité à charger les batteries en vol (propulsives et non propulsives). Le principe constitutif de cette architecture repose sur une ségrégation complète des réseaux propulsifs et non-propulsifs. Comme on l’a vu, le réseau d’alimentation propulsif comprend un système d’hybridation série avec 4 canaux High Voltage DC (HVDC) ségrégués permet de gérer la répartition de l’énergie nécessaire à la mission entre les sources de type batterie et de type générateur. Pour les missions « tout électrique », les générateurs seront déconnectés. Le nombre de voies peut être adapté entre 1 et N en fonction de la puissance nécessaire à faire voler l’avion, et des limitations technologiques pouvant brider la puissance maximale pouvant transiter dans un canal. Le réseau d’alimentation non propulsif comprend : - un système d’hybridation série avec 2 canaux Medium Voltage DC (MVDC) ségrégués permettant de gérer la répartition de l’énergie nécessaire à la mission entre les sources de type batterie et de type générateur. Pour les missions « tout électrique », les générateurs seront déconnectés ; - trois barres Low Voltage DC (LVDC) indépendantes en vol, permettant de répondre à l’alimentation des charges critiques, qui se doit d’être redondée. Sur un avion électrique, des charges critiques vont être présentes sur le réseau non propulsif (commandes de vol, freinage électrique, avionique essentielle, etc.). En référence à la FIG. 8 , l’architecture selon un deuxième mode de réalisation de l’invention 101 est intégrée dans un avion 100 et est semblable à l’architecture 1, si ce n’est que le réseau comprend de plus un busbar 140 et une quatrième batterie 141 connectés au générateur-démarreur 123 et dédiés au démarrage de la turbine à gaz 102. Sur la FIG. 8 , on ajoute « 100 » aux références des éléments qui sont identiques à ceux de la FIG. 1 et qui ne sont pas évoqués à nouveau dans la description. La quatrième batterie 141 a un port connecté au busbar 140, qui est lui-même connecté à un port du générateur-démarreur 123. Lorsque la turbine à gaz 102 démarre, le busbar 130b et le busbar 131 sont déconnectés du busbar 140 afin de ne pas polluer les charges sur ces busbars. Lorsque la turbine 102 est en opération, les busbars 130b et 131 sont possiblement reconnectés au busbar 140. Cette variante permet d’augmenter la fiabilité du démarrage de la turbine à gaz 102. En référence à la FIG. 9 , l’architecture selon un troisième mode de réalisation de l’invention 201 est intégrée dans un avion 200 et est semblable à l’architecture 1 si ce n’est que cette fois, l’avion 200 comprend quatre moteurs électriques propulsifs 207 et non huit moteurs. Sur la FIG. 9 , on ajoute « 200 » aux références des éléments qui sont identiques à ceux de la FIG. 1 et qui ne sont pas évoqués à nouveau dans la description. Les moteurs 207a1 et 207a2 sont respectivement connectés au busbar 217 et au busbar 218 de la première voie 205a du réseau d’alimentation propulsif 205. Les moteurs 207b1 et 207b2 sont respectivement connectés au busbar 217 et au busbar 218 de la deuxième voie 205b du réseau d’alimentation propulsif 205. Dans ce mode de réalisation, les moteurs propulsifs 207 sont plus puissants et peuvent nécessiter un refroidissement à liquide. En référence à la FIG. 10 , l’architecture selon un quatrième mode de réalisation de l’invention 301 est intégrée dans un avion 300. Sur la FIG. 10 , on ajoute « 300 » aux références des éléments qui sont identiques à ceux de la FIG. 1 et qui ne sont pas évoqués à nouveau dans la description. Par rapport à l’architecture 1, le réseau d’alimentation non propulsif 306 comprend en plus un busbar 350 ( Start/ESS ) et un troisième convertisseur AC/DC 351. Le troisième convertisseur AC/DC 351 convertit une haute tension alternative en une basse tension continue (28 Vdc). Le troisième convertisseur AC/DC 351 est bidirectionnel (il peut produire une tension continue à partir d’une tension alternative, et inversement). Le busbar 350 est connecté à un port du générateur-démarreur 323. L’entrée du troisième convertisseur AC/DC 351 est connectée au busbar 350. La sortie du troisième convertisseur AC/DC 351 est connectée au busbar 331 (lui-même connecté à un port de la troisième batterie 332). Par ailleurs, les deuxièmes convertisseurs AC/DC 321a et 321b sont bidirectionnels. Dans cette variante, la turbine à gaz 302 peut être démarrée de la manière suivante. Les deuxièmes batteries 322a, 322b produisent une moyenne tension continue, qui est appliquée sur les busbars 326a, 326b (MAIN MVDC1 et MAIN MVDC2) et donc sur le port « continu » de chaque deuxième convertisseur AC/DC 321a, 321b. Chaque deuxième convertisseur AC/DC 321a, 321b génère une haute tension alternative qui est appliquée sur le busbar 350 et sur un port du générateur-démarreur 323 qui démarre la turbine à gaz 302 via la boîte d’engrenages accessoire 304 et le corps à haute pression de la turbine à gaz 302. Une fois la turbine à gaz 302 démarrée, le générateur-démarreur 323 peut être utilisé comme une source de secours pour alimenter le réseau d’alimentation en basse tension continue et donc les équipements non propulsifs 308b alimentés en basse tension continue. L’énergie chemine alors via le busbar 350 et le troisième convertisseur AC/DC 351. En référence à la FIG. 11 , l’architecture selon un cinquième mode de réalisation de l’invention 401 est intégrée dans un avion 400. Sur la FIG. 11 , on ajoute « 400 » aux références des éléments qui sont identiques à ceux de la FIG. 1 et qui ne sont pas évoqués à nouveau dans la description. Par rapport à l’architecture 1, le réseau d’alimentation non propulsif 406 comprend en plus un busbar 450 ( Start er / generator ), un quatrième convertisseur AC/DC 460, une quatrième batterie 461 et un busbar 462. Une haute tension alternative est appliquée sur le busbar 450, et une haute puissance alternative circule sur ce busbar 450. Le busbar 450 est connecté à un port du générateur-démarreur 423. Le quatrième convertisseur AC/DC 460 convertit une haute tension alternative en une moyenne tension continue. L’entrée du quatrième convertisseur AC/DC 460 est connectée au busbar 450. La sortie du quatrième convertisseur AC/DC 460 est connectée au busbar 462, lui-même connecté à un port de la quatrième batterie 461. Une moyenne tension continue est appliquée sur le busbar 462, et une moyenne puissance continue circule sur ce busbar 462. Le busbar 462 est connecté aux busbars 426a et 426b. Par ailleurs, les deuxièmes convertisseurs AC/DC 421a, 421b sont bidirectionnels. Le busbar 462, qui est ajouté au réseau d’alimentation en moyenne tension continue, est dédié à l’alimentation des charges essentielles 408b en moyenne tension continue. La puissance distribuée est de 20 kW typiquement. Comme sur la FIG. 10 , la turbine à gaz 402 peut être démarrée en utilisant une moyenne tension continue présente sur les busbars 426a, 426b. La puissance alternative utilisée pour le démarrage de la turbine 402 et produite par les deuxièmes convertisseurs AC/DC 421a, 421b est typiquement de 15 kW pour chaque deuxième convertisseur AC/DC 421a, 421b. Les deuxièmes convertisseurs AC/DC 421a, 421b produisent par ailleurs une puissance continue pour alimenter les réseaux d’alimentation en moyenne tension continue et en basse tension continue. Chaque deuxième convertisseur AC/DC 421a, 421b produit une puissance typiquement égale à 70 kW. Les principes constitutifs de l’architecture selon les différents modes de réalisation sont les suivants : - une séparation électrique totale entre le réseau propulsif et le réseau non propulsif ; - le pilotage de la recharge des batteries en garantissant la stabilité du réseau électrique pour le système propulsif ; - une optimisation des masses en fonction du niveau d’hybridation ; - la génération de 3 réseaux LVDC ( Low Voltage Direct Current ) indépendants en configuration normale en vol. L’architecture permet donc : - de minimiser les cas de panne et de garantir une meilleure disponibilité du réseau basse tension ; - d’assurer la stabilité des réseaux haute tension quel que soit le niveau d’hybridation tout en limitant la masse et le nombre de composants sur le réseau ; - de couvrir les cas de pannes grâce aux reconfigurations possibles ; - d’utiliser des générateurs « classiques » couramment utilisés pour les systèmes ATA24 en aviation civile, et donc des charges conventionnelles. L’architecture proposée répond donc aux problèmes suivants : - réduire les contraintes de surdimensionnement des équipements du réseau propulsif devant porter des fonctions non-propulsives (soumises à des règlementations type MIL-STD-704, DO160, etc.) ; - limiter toute propagation de panne du réseau d’alimentation propulsif vers le réseau d’alimentation non propulsif (et inversement : plus d’impact d’un court-circuit d’une charge non-propulsive sur le réseau propulsif) ; - éliminer les injections non désirées de tension HVDC vers les réseaux MVDC et LVDC ; - permettre le fonctionnement en mode hybride ; - démarrer la turbine à gaz dans toutes les phases sol et vol ; - recharger les batteries en vol ; - gérer les cas de pannes dimensionnant, - fournir 3 ou 4 alimentations basse tension indépendantes aux calculateurs abritant des fonctions critiques. L’architecture propose aussi un avantage en terme de bilan masse comparée aux architectures à base de convertisseurs. En effet, les générateurs présentent une plus forte densité de puissance que les convertisseurs. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits mais englobe toute variante entrant dans le champ de l’invention tel que défini par les revendications. Toutes les valeurs numériques fournies ici, et notamment les valeurs de tension, courant, puissance, le sont à titre d’exemples et pourraient être différentes. Le nombre de premières voies pourrait être différent de celui décrit ici, tout comme le nombre de composants par voie : générateur, convertisseur, batterie, etc. Architecture d’alimentation électrique (1), destinée à être intégrée dans un aéronef à propulsion hybride-électrique (0), et comportant une turbine à gaz (2), un réseau d’alimentation propulsif (5) et un réseau d’alimentation non propulsif (6) ; le réseau d’alimentation propulsif comportant au moins une voie (5a, 5b) comprenant : - un premier générateur AC (9) connecté mécaniquement à la turbine à gaz, et agencé pour produire une première tension alternative (Va1) à partir d’une énergie mécanique d’alimentation produite par la turbine à gaz ; - au moins un premier convertisseur AC/DC (10) connecté au premier générateur AC ; - au moins une première batterie (11) ; le au moins un premier convertisseur AC/DC et la au moins une première batterie étant agencés pour alimenter des équipements propulsifs (7) de l’aéronef ; le réseau d’alimentation non propulsif (6) comportant : - un deuxième générateur AC (20) connecté mécaniquement à la turbine à gaz, et agencé pour produire une deuxième tension alternative (Va2) à partir de l’énergie mécanique d’alimentation produite par la turbine à gaz ; - au moins un deuxième convertisseur AC/DC (21) connecté au deuxième générateur AC ; - au moins une deuxième batterie (22) ; le au moins un deuxième convertisseur AC/DC et la au moins une deuxième batterie étant agencés pour alimenter des équipements non propulsifs (8) de l’aéronef. Architecture selon la revendication 1, dans laquelle chaque voie du réseau d’alimentation propulsif comprend un premier convertisseur AC/DC (10a) et une première batterie (11a) agencés pour alimenter des premiers équipements propulsifs (7a1, 7a2), et un autre premier convertisseur AC/DC (10b) et une autre première batterie (11b) agencés pour alimenter des deuxièmes équipements propulsifs (7a3, 7a4). Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le réseau d’alimentation propulsif (5) comprend une première voie (5a) et une deuxième voie (5b) identiques, la première voie étant agencée pour alimenter un premier ensemble d’équipements propulsifs (7a) et la deuxième voie étant agencée pour alimenter un deuxième ensemble d’équipements propulsifs (7b). Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le réseau d’alimentation non propulsif (6) comprend un convertisseur DC/DC (29) connecté au deuxième convertisseur AC/DC (21), le deuxième convertisseur AC/DC produisant une moyenne tension continue pour mettre en œuvre un réseau d’alimentation en moyenne tension alimentant certain équipements non propulsifs (8a), le convertisseur DC/DC produisant une basse tension continue à partir de la moyenne tension continue pour mettre en œuvre un réseau d’alimentation en basse tension continue alimentant d’autres équipements non propulsifs (8b). Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le réseau d’alimentation non propulsif (6) comprend deux deuxièmes convertisseurs AC/DC (21a, 21b) connectés tous deux au deuxième générateur AC (20), et deux deuxièmes batteries (22a, 22b). Architecture selon l’une des revendications précédentes, la turbine à gaz comportant un corps à basse pression et un corps à haute pression, le premier générateur AC (9) et le deuxième générateur AC (20) étant connectés via une boîte d’engrenages de puissance (3) au corps à basse pression, le réseau d’alimentation non propulsif comportant un générateur-démarreur (23) agencé pour démarrer la turbine à gaz et connecté via une boîte d’engrenages accessoire (4) au corps à haute pression. Architecture selon la revendication 6, dans laquelle le réseau d’alimentation non propulsif comprend un busbar (140) et une batterie (141) connectés au générateur-démarreur (123) et dédiés au démarrage de la turbine à gaz. Architecture selon l’une des revendications 6 ou 7, dans laquelle le réseau d’alimentation non propulsif comporte en outre un convertisseur AC/DC bidirectionnel (351) comprenant un port connecté au générateur-démarreur (323) de sorte qu’une fois démarrée, le générateur-démarreur peut servir de source de secours pour alimenter les équipements non propulsifs. Aéronef dans lequel est intégrée une architecture selon l’une des revendications précédentes. Procédé d’alimentation utilisant l’architecture (1) selon l’une des revendications 1 à 8, comprenant l’étape, lorsque l’aéronef est au sol, d’utiliser un groupe de parc pour recharger la au moins une première batterie (11) et la au moins une deuxième batterie (22) et pour alimenter les équipements non propulsifs (8). Procédé d’alimentation selon la revendication 10, comprenant l’étape, pour mettre en œuvre un mode tout électrique lorsque l’aéronef est en vol, d’utiliser uniquement la au moins une première batterie (11) pour alimenter les équipements propulsifs (7) et la au moins une deuxième batterie pour alimenter les équipements non propulsifs (8). Procédé d’alimentation selon l’une des revendications 10 ou 11, comportant les étapes, pour mettre en œuvre un mode hybride lorsque l’aéronef est en vol, de démarrer la turbine à gaz (2) en utilisant une énergie électrique du réseau d’alimentation non propulsif pour produire une énergie mécanique de démarrage appliquée en entrée d’une boîte d’engrenages accessoire (4) qui est connectée à un corps haute pression de ladite turbine à gaz, et d’utiliser la turbine à gaz pour alimenter au moins partiellement l’ensemble d’équipements propulsifs et les équipements non propulsifs.