FR 3161945 A1 20251107 FR 2404622 A 20240502 TITRE : Système de gestion de vol adapté pour une gestion évolutive d’énergie La présente invention concerne un système de gestion de vol (12) comprenant : - un dispositif d’organisation du vol (16) comportant : + un module de calcul (20) configuré pour calculer une trajectoire et des consignes de guidage de l’aéronef (10) à partir de données de positionnement (26) et d’un plan de vol de l’aéronef (10), et + un module d’estimation (22) configuré pour estimer un ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) (28) de l’aéronef (10) ; et - un dispositif de gestion d’énergie (18) comportant un module de prédiction (34) configuré pour prédire un ensemble de grandeur(s) d’énergie (40) de l’aéronef (10) en au moins un point de la trajectoire calculée. Le dispositif d’organisation du vol (16) et le dispositif de gestion d’énergie (18) sont séparés et distincts l’un de l’autre via au moins un partitionnement parmi un partitionnement logiciel et un partitionnement matériel. Figure pour l'abrégé : Figure 2 Système de gestion de vol adapté pour une gestion évolutive d’énergie La présente invention concerne un système électronique de gestion de vol. L’invention concerne le domaine des systèmes de gestion de mission, de guidage et de commande de motorisation en mode managé. Les systèmes de gestion de navigation, en particulier du plan de vol et de la trajectoire, calculent des prédictions d’énergie restante liées au plan de vol de référence et à une trajectoire associée. Il est connu d’intégrer un modèle représentatif de l’aéronef dans le système de gestion de vol combinant la motorisation, ainsi que l’aérodynamique de l’aéronef. Ce modèle permet de calculer simultanément des prédictions temporelles et des prédictions d’énergie associés à la trajectoire. Toutefois, les aéronefs actuels certifiés sont basés sur une motorisation purement thermique. L’utilisation de l’énergie thermique, telle que le kérosène, est prédictive et linéaire et se base uniquement sur un modèle statique, ce qui n’est pas le cas d’autres types d’énergie. Il n’existe donc pas de solution à ce jour pour d’autres types de motorisation d’aéronef. En effet, les motorisations émergentes, notamment dans le domaine des avions à turbopropulseurs, ajoutent à cette énergie thermique classique (kérosène), l’utilisation de l’énergie électrique, au travers de batteries. A cette hybridation d’énergie thermique et électrique s’ajoute également une motorisation à base d’hydrogène liquide. Dans ce contexte, chaque avionneur développe des stratégies spécifiques d’hybridation en optimisant, suivant les phases de vol, le taux d’énergie « Batterie » et le taux d’énergie « Fuel », et plus tard, le taux d’énergie « Hydrogène Liquide » ou autre source d’énergie émergente. De plus, les modèles de puissance disponible aux bornes des batteries en fonction de leur état de charge et d’autres propriétés (telles que la température ambiante, ou encore le vieillissement) sont à ce stade encore difficiles à déterminer. En outre, les stratégies de rechargement des batteries en vol durant certaines phases de vol peuvent complexifier les modèles de consommation/gestion d’énergie. Le but de l’invention est alors de proposer un système électronique de gestion de vol permettant d’améliorer la gestion d’énergie indépendamment de la motorisation utilisée par l’aéronef, et ce de manière évolutive dans le temps. A cet effet, l’invention a pour objet un système électronique de gestion de vol comprenant : - un dispositif d’organisation du vol configuré pour organiser le vol d’un aéronef, comportant : + un module de calcul configuré pour calculer une trajectoire et des consignes de guidage de l’aéronef à partir de données de positionnement et d’un plan de vol de l’aéronef, le plan de vol incluant un ou plusieurs segments, et + un module d’estimation incluant un modèle de performance aérodynamique de l’aéronef et configuré pour estimer, via le modèle de performance aérodynamique, un ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) de l’aéronef en au moins un point de la trajectoire calculée ; et - un dispositif de gestion d’énergie comportant : + un module de prédiction incluant un modèle de performance d’énergie et configuré pour prédire, via le modèle de performance d’énergie, un ensemble de grandeur(s) d’énergie de l’aéronef en au moins un point de la trajectoire calculée, reçue de la part du dispositif d’organisation du vol, le dispositif d’organisation du vol et le dispositif de gestion d’énergie étant séparés et distincts l’un de l’autre via au moins un partitionnement parmi un partitionnement logiciel et un partitionnement matériel. Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le système électronique de gestion de vol comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - le dispositif d’organisation du vol et le dispositif de gestion d’énergie sont réalisés chacun sous forme d’un composant logiciel respectif au sein d’une même carte électronique, le composant logiciel pour le dispositif d’organisation du vol étant distinct du composant logiciel pour le dispositif de gestion d’énergie ; - le partitionnement logiciel est choisi parmi le groupe consistant en : + le dispositif d’organisation du vol et le dispositif de gestion d’énergie sont réalisés chacun sous forme d’un composant logiciel respectif au sein d’un même logiciel ; et + le composant logiciel pour le dispositif d’organisation du vol est inclus dans un premier logiciel, et le composant logiciel pour le dispositif de gestion d’énergie est inclus dans un deuxième logiciel, distinct du premier logiciel ; - pour le partitionnement matériel, le dispositif d’organisation du vol et le dispositif de gestion d’énergie sont réalisés chacun via une carte électronique respective, la carte électronique pour le dispositif d’organisation du vol étant distincte de la carte électronique pour le dispositif de gestion d’énergie ; - le partitionnement matériel est choisi parmi le groupe consistant en : + le dispositif d’organisation du vol et le dispositif de gestion d’énergie sont réalisés chacun via une carte électronique respective au sein d’un même calculateur ; et + la carte électronique pour le dispositif d’organisation du vol est incluse dans un premier calculateur, et la carte électronique pour le dispositif de gestion d’énergie est incluse dans un deuxième calculateur, distinct du premier calculateur ; - l’un parmi les premier et deuxième calculateurs est destiné à être embarqué dans l’aéronef et l’autre parmi les premier et deuxième calculateurs est destiné à être disposé à l’extérieur de l’aéronef, de préférence au sol, les premier et deuxième calculateurs communiquant entre eux via une liaison radioélectrique ; - le dispositif d’organisation du vol et le dispositif de gestion d’énergie sont chacun conformes à la norme ARINC 653 ; - l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) comporte une puissance requise de propulsion et l’ensemble de grandeur(s) d’énergie comporte une puissance disponible de propulsion et une puissance commandée de propulsion ; la puissance commandée de propulsion étant déterminée par le dispositif de gestion d’énergie à partir de la puissance requise de propulsion, reçue de la part du dispositif d’organisation du vol, et de la puissance disponible de propulsion ; la puissance commandée de propulsion à un instant courant étant reçue par le dispositif d’organisation du vol de la part du dispositif de gestion d’énergie, la puissance requise de propulsion à un instant postérieur à l’instant courant étant alors estimée par le dispositif d’organisation du vol à partir de la puissance commandée de propulsion (à l’instant courant et de la trajectoire à l’instant postérieur à l’instant courant ; - l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) comporte un ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) et un ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s), distinct dudit ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) ; et le dispositif d’organisation du vol comporte un premier module de transmission configuré pour transmettre au dispositif de gestion d’énergie seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) parmi l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) ; - l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) comporte au moins une grandeur primaire aéronautique choisie parmi le groupe consistant en : une altitude estimée, une vitesse air, une température extérieure, une puissance requise de propulsion, un segment de vol parcouru, une durée du segment de vol parcouru, et un niveau requis de dégivrage de l’aéronef ; l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) comportant de préférence au moins une grandeur secondaire aéronautique choisie parmi le groupe consistant en : une vitesse sol, une pente par rapport au sol, des coordonnées géographiques, une vitesse du vent, une orientation du vent, une distance jusqu’à destination, une durée jusqu’à destination, une masse courante, un centre de gravité et une distance d’un segment de vol parcouru ; - l’ensemble de grandeur(s) d’énergie comporte un ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie et un ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie, distinct dudit ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie ; et le dispositif de gestion d’énergie comporte un deuxième module de transmission configuré pour transmettre au dispositif d’organisation du vol seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie parmi l’ensemble de grandeur(s) d’énergie ; - l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie comporte au moins une grandeur primaire d’énergie choisie parmi le groupe consistant en : une puissance commandée de propulsion, une puissance disponible de propulsion, une variation de masse courante et une variation du centre de gravité ; l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie comportant de préférence au moins une grandeur secondaire d’énergie choisie parmi le groupe consistant en : un débit de carburant, une quantité restante de carburant, une puissance totale, une puissance consommée par le système de gestion de vol, un état de charge de la batterie, un débit d’énergie électrique de la batterie, une quantité consommée de carburant à destination, une quantité consommée d’énergie électrique à destination, et une portée maximale de distance ; - le dispositif de gestion d’énergie est destiné à être relié à un ensemble de source(s) d’énergie comportant au moins une source d’énergie, et comprend en outre un module de gestion configuré pour gérer, à partir de la trajectoire et de l’ensemble de grandeur(s) d’énergie, une logique de pilotage de l’ensemble de source(s) d’énergie alimentant l’aéronef ; et - l’ensemble de source(s) d’énergie comprenant au moins deux sources d’énergie distinctes, et la logique de pilotage inclut une loi de choix de la ou des source(s) d’énergie utilisée(s) pour chaque segment du plan de vol. L’invention apparaîtra plus clairement à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins dans lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est une représentation schématique d’un aéronef selon l’invention, comprenant un système de gestion de vol et un ensemble de sources d’énergie ; FIG. 2 la FIG. 2 est une représentation schématique du système de gestion de vol de la FIG. 1 , comprenant un dispositif d’organisation du vol et un dispositif de gestion d’énergie ; et FIG. 3 la FIG. 3 est une représentation schématique de la répartition des calculs du dispositif de gestion de vol et du dispositif de gestion d’énergie pour un exemple d’architecture de propulsion de l’aéronef de la FIG. 1 . Sur la FIG. 1 , un aéronef 10 comprend un système électronique de gestion de vol 12 et un ensemble 14 de sources d’énergie 15, le système électronique de gestion de vol 12 étant connecté à l’ensemble 14 de sources d’énergie 15. En complément facultatif, le système électronique de gestion de vol 12 est relié à une interface homme-machine (non représentée). L’aéronef 10 est typiquement un avion, tel qu’un avion de ligne commerciale ou un avion de transport régional. En variante, l’aéronef 10 est un hélicoptère. En variante encore, l’aéronef 10 est un drone, c’est-à-dire un véhicule aérien sans pilote à bord, aussi appelé UAV (de l’anglais Unmanned Aerial Vehicle ). L’aéronef 10 est alors télé-piloté à distance par un opérateur, ou régi par un système de navigation autonome. En variante encore, l’aéronef 10 est un VTOL (de l’anglais Vertical Take-Off and Landing ). L’ensemble 14 comprend au moins une source d’énergie 15. L’homme du métier comprendra que chaque source d’énergie 15 inclut des moyens de propulsion et de distribution d’énergie sur ces moyens de propulsion. Typiquement, la source d’énergie 15 est un réservoir d’un carburant, tel qu’un réservoir de kérosène. L’intérêt du réservoir de kérosène 15 est qu’il présente un comportement facilement prédictible par un modèle de performance d’énergie. Le réservoir de kérosène 15 est également la source d’énergie prédominante sur la plupart d’aéronefs disponibles sur le marché, ce qui permet de déployer le système de gestion de vol 12 sur l’aéronef 10 et/ou un autre aéronef existant. Préférablement, l’ensemble 14 comprend au moins deux sources d’énergie 15 distinctes, comme le montre la FIG. 1 . Chaque source d’énergie 15 est du type choisi parmi le groupe consistant en : une pile à hydrogène, un réservoir de carburant, et une batterie électrique. Chaque source d’énergie 15 comporte, par exemple, une ou plusieurs piles à hydrogène, un ou plusieurs réservoirs de carburant, et/ou une ou plusieurs batteries. L’ensemble 14 comprend, par exemple, le(s) réservoir(s) de carburant, tel(s) que le(s) réservoir(s) de kérosène, et la ou les batterie(s) électrique(s), pour effectuer une propulsion de l’aéronef 10 lors d’un vol en utilisant ces deux sources d’énergie 15 selon une configuration parallèle des sources d’énergie 15. En variante, l’ensemble 14 comprend le(s) réservoir(s) de carburant, tel que le(s) réservoir(s) de kérosène, et la ou les batterie(s) électrique(s), pour effectuer la propulsion de l’aéronef 10 lors du vol en utilisant ces deux sources d’énergie 15 selon une configuration série des sources d’énergie 15, via l’utilisation d’un turbogénérateur TG1, TG2, …TGp et d’un combineur CB. La turbogénératrice permet de générer de l’énergie électrique à partir du réservoir de kérosène. Le combineur CB permet de combiner l’énergie électrique en provenance de la ou des batteries électriques avec celle issue de la turbogénératrice. En variante encore, l’ensemble 14 comprend le réservoir de carburant, tel que le réservoir de kérosène, et la ou les batterie(s) électrique(s), pour effectuer la propulsion de l’aéronef 10 lors du vol en utilisant ces deux sources d’énergie 15 selon une configuration mixte, mélangeant les configurations série et parallèle précitées pour effectuer une hybridation des sources d’énergie. L’homme du métier remarquera que le nombre de source(s) d’énergie 15 utilisée(s) va dépendre de l’aéronef 10 utilisé. En effet, le type d’aéronef 10 et la puissance de la motorisation associée à l’aéronef 10 sont des paramètres à prendre en compte pour définir le nombre de source(s) d’énergie 15. Par ailleurs, la taille des batteries et leur possibilité d’installation dans l’aéronef 10 est une contrainte qui dépend des dimensions de l’aéronef 10. Une ou deux sources d’énergie 15 ont été utilisées en tant qu’exemples ci-dessus, mais leur nombre et leur configuration peut bien entendu être supérieur à 2 selon l’aéronef 10. Le système électronique de gestion de vol 12, appelé par la suite système de gestion de vol, comprend un dispositif d’organisation du vol 16 et un dispositif de gestion d’énergie 18. Le dispositif d’organisation du vol 16 est configuré pour réduire la charge de travail d’un équipage à bord dans la planification du vol de l’aéronef 10. Par exemple, le dispositif d’organisation du vol 16 est configuré pour gérer les calculs aérodynamiques et les prédictions temporelles de l’aéronef 10, telles que l’heure d’arrivée prévue, etc. Le dispositif de gestion d’énergie 18 est configuré pour gérer l’énergie de l’aéronef 10. Le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont séparés et distincts l’un de l’autre via au moins un partitionnement parmi un partitionnement logiciel et un partitionnement matériel. Avantageusement, le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont séparés et distincts l’un de l’autre via le partitionnement logiciel. Le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont réalisés chacun sous forme d’un composant logiciel respectif au sein d’une même carte électronique. Le composant logiciel pour le dispositif d’organisation du vol 16 est alors distinct du composant logiciel pour le dispositif de gestion d’énergie 18. De préférence, le partitionnement logiciel est choisi parmi le groupe consistant en : - le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont réalisés chacun sous forme d’un composant logiciel respectif au sein d’un même logiciel ; et - le composant logiciel pour le dispositif d’organisation du vol 16 est inclus dans un premier logiciel, et le composant logiciel pour le dispositif de gestion d’énergie 18 est inclus dans un deuxième logiciel, distinct du premier logiciel. En variante, non représentée, le partitionnement logiciel est effectué en réalisant le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 chacun sous forme d’un composant logiciel respectif et formant le système de gestion de vol 12 embarqué sur un seul micro-processeur. Ainsi, la totalité des fonctions du système de gestion de vol 12 est assuré par un seul micro-processeur. En variante encore, non représentée, le partitionnement logiciel est effectué en réalisant le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 chacun sous forme d’un composant logique programmable respectif et formant le système de gestion de vol 12 embarqué dans une même puce FPGA. Ainsi, la totalité des fonctions du système de gestion de vol 12 est assuré par une seule puce FPGA. Ces fonctions sont, par exemple, hébergées sur un micro-processeur sous forme de logiciel applicatif téléchargeable, sans modification de couches basses. Par exemple, lorsque le système de gestion de vol 12 est réalisé sous forme d’un ou plusieurs logiciels, c’est-à-dire sous forme d’un programme d’ordinateur, également appelé produit programme d’ordinateur, il est apte à être enregistré sur un support, non représenté, lisible par ordinateur. Le support lisible par ordinateur est par exemple un medium apte à mémoriser des instructions électroniques et à être couplé à un bus d’un système informatique. A titre d’exemple, le support lisible est un disque optique, un disque magnéto-optique, une mémoire ROM, une mémoire RAM, tout type de mémoire non-volatile (par exemple FLASH ou NVRAM) ou une carte magnétique. Sur le support lisible est alors mémorisé un programme d’ordinateur comprenant des instructions logicielles. Avantageusement, le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont séparés et distincts l’un de l’autre via le partitionnement matériel, le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont réalisés chacun via une carte électronique respective. La carte électronique pour le dispositif d’organisation du vol 16 est distincte de la carte électronique pour le dispositif de gestion d’énergie 18. Le partitionnement matériel est donc visible dans le système de gestion de vol 12. Le partitionnement matériel inclut un partitionnement logiciel puisque le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 ne se trouvent pas sur une même carte électronique. En effet, chaque carte électronique possède un composant logiciel qui est associé. De préférence, le partitionnement matériel est choisi parmi le type suivant : - type A : le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont réalisés chacun via une carte électronique respective au sein d’un même calculateur ; et - type B : la carte électronique pour le dispositif d’organisation du vol 16 est incluse dans un premier calculateur, et la carte électronique pour le dispositif de gestion d’énergie 18 est incluse dans un deuxième calculateur, distinct du premier calculateur. En variante, lorsque le partitionnement matériel est de type A, le partitionnement matériel est effectué en réalisant le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 chacun via un micro-processeur respectif dans une même carte électronique. En complément facultatif, lorsque le partitionnement matériel est de type A ou B, chaque carte électronique comprend un micro-processeur conçu pour le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 respectivement. En variante encore, lorsque le partitionnement matériel est de type A ou B, chaque carte électronique comprend une puce FPGA reprogrammable pour le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 respectivement. En variante, l’un parmi les premier et deuxième calculateurs est destiné à être embarqué dans l’aéronef 10 et l’autre parmi les premier et deuxième calculateurs est destiné à être disposé à l’extérieur de l’aéronef 10. De préférence, l’autre parmi les premier et deuxième calculateurs est au sol. Les premier et deuxième calculateurs communiquent entre eux via une liaison radioélectrique, non représentée. Avantageusement, le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont chacun conformes à la norme ARINC 653. La norme ARINC 653 est une norme de partitionnement temporel et spatial de ressources informatiques. Le principe de partitionnement permet la coexistence sur la même plateforme, de fonctions avioniques de niveaux différents, et permet un processus de qualification incrémentale de ces fonctions, ainsi qu'un processus de ségrégation des fournisseurs de fonctions. Le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sont connectés l’un à l’autre, et vont être à présent décrits au regard de la FIG. 2 . Le dispositif d’organisation du vol 16 comporte un module de calcul 20 et un module d’estimation 22. Avantageusement, le dispositif d’organisation du vol 16 comporte en outre un premier module de transmission 24. Le module de calcul 20 est configuré pour calculer une trajectoire et des consignes de guidage de l’aéronef 10 à partir de données de positionnement 26 et d’un plan de vol de l’aéronef 10. Les données de positionnement 26 sont, par exemple, obtenues à partir d’un ou plusieurs capteurs (non représentés). La trajectoire de l’aéronef 10 est, par exemple, une ligne formée par une pluralité de points successifs, cette ligne passant par des points de passage (de l’anglais waypoint ) du plan de vol. Le plan de vol inclut un ou plusieurs segments, chaque segment (appelé également leg ) contenant au moins un point de passage et deux segments successifs présentant un point de passage en commun. Par exemple, le plan de vol décrit le vol prévu de l’aéronef 10. Le plan de vol contient ainsi des renseignements sur la route prévue. Le plan de vol est apte à contenir d’autres renseignements, tels que l'identité et les caractéristiques de l'aéronef, les aérodromes de départ et de destination, et le nombre de personnes à bord. Ce nombre de personnes à bord influe, par exemple, sur une masse courante MC(T) et un centre de gravité CG de l’aéronef 10. Le plan de vol inclut également une phase d’initialisation, également appelée phase de roulage au sol ; une phase de décollage ; une phase de montée (de l’anglais climb ) ; une phase de navigation (de l’anglais cruise ) ; une phase de descente et approche (de l’anglais descent ) ; une phase d’atterrissage ; et une phase de taxi au sol. Chaque phase en vol comporte un ou plusieurs points de passage. Le module d’estimation 22 inclut un modèle de performance aérodynamique de l’aéronef 10. Le module d’estimation 22 est alors configuré pour estimer, via le modèle de performance aérodynamique, un ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28 de l’aéronef 10 en au moins un point de la trajectoire calculée. Le module d’estimation 22 est connecté au module de calcul 20. Préférablement, l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28 comporte un ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 et un ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32, distinct dudit ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30. Avantageusement, l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28 comporte une puissance requise Wu R de propulsion consommée pendant une heure. La puissance requise de propulsion est préférentiellement une grandeur primaire aéronautique 30. L’obtention de cette grandeur sera décrite dans la suite de la description. L’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 comporte par exemple au moins une grandeur primaire aéronautique 30 choisie parmi le groupe consistant en : une altitude estimée A e de l’aéronef 10, une vitesse air de l’aéronef 10, une température T°ext extérieure à l’aéronef 10, la puissance requise de propulsion de l’aéronef 10, un segment de vol parcouru par l’aéronef 10, une durée du segment de vol parcouru par l’aéronef 10, et un niveau requis de dégivrage de l’aéronef 10. Le niveau requis de dégivrage de l’aéronef 10 présente, par exemple, trois niveaux : total F, moyen H ou absent N. Le premier module de transmission 24 est configuré pour transmettre au dispositif de gestion d’énergie 18 seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 parmi l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28.L’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32 comporte par exemple au moins une grandeur secondaire aéronautique 32 choisie parmi le groupe consistant en : une vitesse sol de l’aéronef 10, une pente de l’aéronef 10 par rapport au sol, des coordonnées géographiques de l’aéronef 10, une vitesse v v du vent, une orientation du vent, une distance de l’aéronef 10 jusqu’à destination, une durée de vol de l’aéronef 10 jusqu’à destination, la masse courante MC(T) de l’aéronef 10, le centre de gravité CG de l’aéronef 10 et une distance d’un segment de vol parcouru par l’aéronef 10. L’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32 comporte par exemple, une ou plusieurs grandeur(s) aéronautique(s) qui restent à l’intérieur du dispositif d’organisation du vol 16. Le dispositif de gestion d’énergie 18 comporte un module de prédiction 34. Avantageusement, le dispositif de gestion d’énergie 18 comporte en outre un deuxième module de transmission 36 et un module de gestion 38. Le module de prédiction 34 inclut un modèle de performance d’énergie. Le module de prédiction 34 est alors configuré pour prédire, via le modèle de performance d’énergie, un ensemble de grandeur(s) d’énergie 40 de l’aéronef 10 en au moins un point de la trajectoire calculée, reçue de la part du dispositif d’organisation du vol 16. Préférablement, l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40 comporte un ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 et un ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44, distinct dudit ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42. Avantageusement, l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40 comporte une puissance disponible Wu D de propulsion consommée pendant une heure et une puissance commandée Wu C de propulsion pendant une heure. La puissance disponible de propulsion et la puissance commandée de propulsion sont préférentiellement chacune une grandeur primaire d’énergie 42. L’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 comporte, par exemple, au moins une grandeur primaire d’énergie 42 choisie parmi le groupe consistant en : une puissance commandée de propulsion de l’aéronef 10, une puissance disponible de propulsion de l’aéronef 10, une variation de masse courante ΔMC (exprimée par exemple en tonnes) de l’aéronef 10 et une variation du centre de gravité CG de l’aéronef 10. L’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44 comporte par exemple au moins une grandeur secondaire d’énergie 44 choisie parmi le groupe consistant en : un débit de carburant, une quantité restante de carburant, une puissance totale de l’aéronef 10, une puissance électrique consommée par le système de gestion de vol 12, un état de charge de la batterie SOC de l’aéronef 10, un débit ΔSOC de l’état de charge de la batterie de l’aéronef 10, une quantité consommée de carburant par l’aéronef 10 à destination, une quantité consommée d’énergie électrique par l’aéronef 10 à destination, et une portée maximale de distance pour l’aéronef 10. La portée maximale de distance correspond, par exemple, à la distance maximale qui peut être parcourue par l’aéronef 10 depuis sa position à un instant temporel courant T. La puissance totale de l’aéronef 10 en un point de passage correspond, par exemple, à une somme de la puissance consommée par le système de gestion de vol 12 et de la puissance de propulsion de l’aéronef 10 en ce point de passage. La puissance de propulsion de l’aéronef 10 correspond, par exemple, au maximum entre la puissance disponible de propulsion et la puissance commandée de propulsion lors du dernier calcul du dispositif de gestion d’énergie 18 en ce point de passage. La puissance consommée par le système de gestion de vol 12 correspond à la puissance utilisée par le système de gestion de vol 12 en ce point de passage. Le deuxième module de transmission 36 est configuré pour transmettre au dispositif d’organisation du vol 16, notamment au module de calcul 20, seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 parmi l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40. Le module de gestion 38 est configuré pour gérer, à partir de la trajectoire et de l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40, une logique de pilotage PSS (de l’anglais P ropulsion Supervision System ) de l’ensemble 14 de source(s) d’énergie 15 alimentant l’aéronef 10. La logique de pilotage PSS inclut une loi de choix de la ou les source(s) d’énergie 15 utilisée(s) pour chaque segment du plan de vol. Lorsque deux sources d’énergie 15 sont en configuration parallèle, la logique de pilotage PSS permet alors de choisir le réservoir de carburant et/ou la ou les batterie(s) électrique(s) pour la propulsion de l’aéronef 10. Lorsque deux sources d’énergie 15 sont en configuration en série, la logique de pilotage PSS établit alors un pourcentage de puissance chaque source d’énergie 15 utilisé pour la propulsion de l’aéronef 10. Par exemple, lorsque la logique de pilotage PSS constate que l’ensemble 14 de source(s) d’énergie 15 ne fournit pas assez de puissance suite à un dysfonctionnement ou une situation imprévue de l’ensemble 14, et la puissance disponible de propulsion est alors transmise au module de calcul 20 pour un nouveau calcul de la trajectoire et des consignes de guidage en tenant compte de cette nouvelle contrainte de puissance. A présent, un exemple d’architecture de propulsion de l’aéronef va être décrit au regard de la FIG. 3 . La FIG. 3 montre un exemple d’utilisation de deux sources d’énergie 15 en série. Dans la configuration de la FIG. 3 , deux réservoirs de carburant R1 et R2 sont utilisés, mais le nombre de réservoirs dépendra de la conception de chaque aéronef 10. D’un côté, ces deux réservoirs alimentent une pompe P, qui va transmettre le carburant à p turbogénérateur(s) TG1, TG2, …TGp, p étant un nombre entier non-nul, pour générer de l’énergie électrique et alimenter le combineur CB. D’un autre côté, j batterie(s) B1, B2, … Bj, j étant un nombre entier non-nul, alimentent également le combineur CB. Ces deux sources d’énergie 15 sont dans une configuration mixte (mélangeant les configurations série et parallèle) pour effectuer l’hybridation des sources d’énergie 15. De préférence, le module de gestion 38 est configuré pour gérer, à partir de la trajectoire et de l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40, une logique de pilotage de l’ensemble 14 de source(s) d’énergie 15 alimentant l’aéronef 10. Plus précisément, le module de gestion 38 est configuré pour déterminer, par exemple, un pourcentage de puissance électrique de p turbogénérateur(s) TG1, TG2, …TGp, noté TX_P_TGx, et un pourcentage de puissance électrique de j batterie(s) B1, B2, … Bj, noté TX_P_Battx. En variante, le pourcentage TX_P_TGx de puissance électrique de p turbogénérateur(s) TG1, TG2, …TGp et le pourcentage TX_P_Battx de puissance électrique de j batterie(s) B1, B2, … Bj est, par exemple, déterminé par une commande du pilote 46 de l’aéronef 10 via l’interface homme-machine. Ensuite, la logique de pilotage PSS interagit avec j batteries B1, B2, … Bj et p turbogénérateur(s) TG1, TG2, …TGp afin de transmettre la commande avec le pourcentage de puissance électrique de p turbogénérateur(s), le pourcentage de puissance électrique de j batterie(s) et une température extérieure de j batterie(s) T_BATT . Enfin, le combineur CB transmet le mélange entre l’énergie électrique en provenance des réservoirs avec celle de j batteries à m moteurs électriques M1, M2, …Mm, m étant un nombre naturel non nul, pour faire tourner une ou plusieurs hélices de l’aéronef 10. En dessous de m moteurs électriques, une unité de calcul, notée A/C et visible à la FIG. 3 , est configuré, par exemple, pour calculer une puissance perdue P_Syst. L’unité de calcul est configurée pour calculer une efficacité du moteur et des hélices Eta_prop. En bas de la FIG. 3 , une répartition des calculs du système de gestion de vol 12 par dispositif d’organisation du vol 16 et dispositif de gestion d’énergie 18 est représentée. La FIG. 3 montre, par exemple, que d’autres grandeurs sont ajoutées à l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 ou à l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32, telles qu’une force de traînée Tr de l’aéronef 10, ou encore une vitesse verticale Vz de l’aéronef 10 correspondant à la vitesse à laquelle l’aéronef se déplace verticalement d’un point initial à un autre point. Des détails sur le calcul de certaines grandeurs de l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28 sont également illustrés. Par exemple, la vitesse verticale Vz est calculée en fonction de la masse de l’aéronef 10, de la vitesse air V, de la puissance requise de propulsion et de la force de traînée. La puissance requise de propulsion est calculée en fonction de la force de traînée, de la masse de l’aéronef 10 et la pente α par rapport au sol. La pente α par rapport au sol est calculée à partir de la vitesse air V, de la vitesse verticale Vz et de la vitesse du vent. La vitesse sol GS est calculée à partir de la vitesse air V et la vitesse v v du vent, la vitesse air V étant la vitesse de l’aéronef 10 par rapport à l’air. La vitesse verticale Vz est calculée à partir de la vitesse air V et la pente α par rapport au sol. Les autres grandeurs mentionnées à la FIG. 3 sont obtenues en utilisant des formules connues de l’homme du métier dans le domaine de l’aéronautique. La FIG. 3 montre également que d’autres grandeurs sont, par exemple, ajoutées à l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 ou à l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44, comme par exemple la logique de pilotage PSS. Des détails sur le calcul de certaines grandeurs de l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40 sont également illustrés sur la FIG. 3 . Par exemple, la puissance disponible de propulsion est calculée en fonction de la logique de pilotage PSS, de la puissance perdue P_Syst par les moteurs électriques incluse dans la puissance consommée, de la vitesse air, de la température T°ext et de l’altitude. La puissance commandée de propulsion est calculée en fonction de la puissance disponible de propulsion, de la vitesse air V, de la température T°ext, de l’efficacité des m moteurs électriques et de l’efficacité de la ou des hélices. Le débit de carburant ΔC est calculé en fonction du pourcentage TX_P_TGx de puissance électrique de p turbogénérateur(s), de la vitesse air V, de l’altitude, et de la température T°ext. Le débit ΔSOC de l’état de charge de la batterie est calculé en fonction du pourcentage TX_P_Battx de puissance électrique de la ou des j batterie(s) B1, B2, … Bj, de l’état de charge SOC et de la température extérieure T_BATT de la ou des j batterie(s) B1, B2, … Bj. Les autres grandeurs mentionnées à la FIG. 3 sont obtenues en utilisant des formules connues de l’homme du métier. Dans ce qui suit, un exemple d’échange entre le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 sera décrit lors de différentes phases du plan de vol. Le tableau 1 représentée ci-après, montre un échange entre le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 pour deux phases de roulage ou décollage P1 et de montée P2 dudit plan de vol. En haut du tableau, l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28 est représenté. Avantageusement, l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28 comporte l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 et l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32. De préférence, l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 comporte des grandeurs, telles que l’altitude estimée A e , la vitesse air V, la température extérieure T°ext, la puissance requise de propulsion, le segment du plan de vol parcouru, la durée Leg T du segment de vol parcouru, ou encore le niveau requis de dégivrage de l’aéronef. De préférence encore, les grandeurs restantes de l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28 correspondent à des grandeurs appartenant à l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32. Ce sont des grandeurs, telles que la pente α par rapport au sol, la vitesse verticale Vz, des coordonnées géographiques, telles que latitude lat et longitude long , la vitesse v v du vent, l’orientation v o du vent, la distance D D jusqu’à destination, la durée TD jusqu’à destination, la masse courante MC(T) (exprimée par exemple en tonnes), le centre de gravité CG, ou encore la longueur Leg D d’un segment de vol parcouru. L’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32 est ainsi distinct et disjoint de l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30. En effet, l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 et l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32 n’ont pas de grandeur commune. D’autres grandeurs sont, par exemple, ajoutées à l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 ou à l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32. Une ou plusieurs grandeurs sont également échangeables entre l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 et l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32 à partir du moment ces deux ensembles sont distincts et disjoints, c’est-à-dire, que l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 et l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) 32 ne présentent pas de grandeur commune. Le tableau 1 montre l’altitude estimée A e , et les coordonnées géographiques pour chaque point de passage. Ce qui correspond alors, par exemple, à la trajectoire calculée par le module de calcul 20. Pour faciliter la lecture, seulement une partie des points de la trajectoire sont représentés dans le tableau 1. Certaines valeurs de la deuxième colonne du tableau 1 ne sont pas représentées, mais l’absence de ces valeurs ne limite pas la compréhension de l’homme du métier sur l’invention, puisque ce sont des grandeurs utilisées pour le décollage d’un aéronef, ce qui est connu de l’homme du métier. D’autres grandeurs de l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28 sont calculées par le dispositif d’organisation du vol 16 afin d’effectuer une organisation du vol de l’aéronef 10 pour toutes les phases du plan de vol. Le premier module de transmission 24 transmet, de préférence, au dispositif de gestion d’énergie 18 seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30 parmi l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 28. Par exemple, le premier module de transmission 24 transmet au module de prédiction 34 du dispositif de gestion d’énergie 18 seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) 30, notamment la puissance requise de propulsion Wu R , ainsi que les grandeurs physiques de vol qui influent sur la puissance de propulsion disponible (altitude, vitesse, température), afin de vérifier si la puissance requise de propulsion Wu R est supérieure à la puissance disponible de propulsion Wu D . En bas du tableau 1 l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40 est représenté. Avantageusement, l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40 comporte l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 et l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44. De préférence, l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 comporte des grandeurs, telles que la puissance commandée de propulsion Wu C , la puissance disponible de propulsion Wu D , la variation de masse courante ΔMC (exprimée par exemple en tonnes), ou encore la variation du centre de gravité ΔCG. De préférence encore, les autres grandeurs correspondent à des grandeurs appartenant à l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44. Ce sont des grandeurs, telles que le débit de carburant, la quantité restante de carburant, la puissance totale Pmax, la puissance consommée par le système de gestion de vol, l’état de charge de la batterie SOC, ou encore le débit d’énergie électrique de la batterie. L’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44 comporte, par exemple, une ou plusieurs grandeur(s) d’énergie reste(nt) à l’intérieur du dispositif de gestion d’énergie 18. D’autres grandeurs, telles que la quantité consommée de carburant à destination, la quantité consommée d’énergie électrique à destination, ou encore la portée maximale de distance sont, par exemple, ajoutées à l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44. D’autres grandeurs sont, par exemple, ajoutées à l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 ou à l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44. Une ou plusieurs grandeurs sont également échangeables entre l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 et l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44 à partir du moment ces deux ensembles sont distincts et disjoints, c’est-à-dire, que l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 et l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie 44 ne présentent pas de grandeur commune. Plus précisément, la puissance commandée de propulsion Wu C est déterminée par le dispositif de gestion d’énergie 18 à partir de la puissance requise de propulsion Wu R , reçue de la part du dispositif d’organisation du vol 16, et de la puissance disponible de propulsion Wu D . Par exemple, cette détermination est effectuée en comparant la puissance requise de propulsion Wu R avec la puissance disponible de propulsion Wu D , par exemple selon la loi suivante : - si Wu R > Wu D , alors Wu C = Wu D ; et - si Wu R ≤ Wu D , alors Wu C = Wu R . La puissance commandée de propulsion déterminée Wu C , la puissance requise de propulsion reçue Wu R et la puissance disponible de propulsion Wu D correspondent toutes les trois, par exemple, à des puissances calculées lors de l’instant temporel courant T. En reprenant les valeurs de la quatrième colonne du tableau 1 en tant qu’exemple, la puissance requise de propulsion Wu R à cet instant est égale à 201 kW et la puissance disponible de propulsion Wu D est égale à 251 kW. Etant donné que la puissance requise de propulsion Wu R est alors inférieure ou égale à la puissance disponible de propulsion Wu D , la puissance commandée de propulsion Wu C est alors égale à la puissance requise de propulsion Wu R , c’est-à-dire 201 kW. Le deuxième module de transmission 36 transmet, de préférence, au dispositif d’organisation du vol 16 seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie 42 parmi l’ensemble de grandeur(s) d’énergie 40. La puissance commandée de propulsion Wu C à l’instant temporel courant T est préférablement reçue par le dispositif d’organisation du vol 16 de la part du dispositif de gestion d’énergie 18. Ainsi, la puissance requise de propulsion Wu R à un instant temporel suivant T+1, postérieur à l’instant temporel courant T, est estimée par le dispositif d’organisation du vol 16 à partir de la puissance commandée de propulsion Wu C à l’instant temporel courant T et de la trajectoire à l’instant temporel suivant T+1. En reprenant les valeurs de la quatrième colonne du tableau 1 en tant qu’exemple, la puissance requise de propulsion Wu R à l’instant temporel suivant T+1 est égale à la puissance requise de propulsion Wu R à l’instant temporel courant T (c’est-à-dire 201kW) puisque la trajectoire n’a pas été modifiée et que la puissance requise de propulsion Wu R à cet instant temporel suivant T+1 est encore inférieure ou égale à la puissance disponible de propulsion Wu D . Dans le cas où la puissance disponible de propulsion Wu D serait inférieure à la puissance requise de propulsion Wu R , la puissance requise de propulsion Wu R à l’instant temporel suivant T+1 aurait, par exemple, été modifiée et remplacée (pour ce point de passage) par la puissance disponible de propulsion Wu D à l’instant temporel courant T. Phase P1 P2 Ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) 26 Leg WTP0 WTP1 WTP1 Lat 0 10 5 long 0 10 15 A e (m) 0 500 2500 V (km/h) 0 80 80 T°ext (°C) 15 14 10 Vz (Km/h) 800 800 α (°) 0 6 6 Wu R (Kwh) 257 201 v v (km/h) 0 0 0 v o (km/h) 0 0 0 Leg D (Nm) 7 7 D D (km) 156.5 149,5 142,5 Leg T (min) 5,3 5,3 TD (min) 52,4 47,1 41,9 MC (T) (t) 20 CG 10 Dégivrage H N H Ensemble de grandeur(s) d’énergie 40 Pmax (Kwh) 300 295 290 Wu D (Kwh) 260 257 251 Wu c (Kwh) 257 201 ΔC (m 3 ) 20 20 ΔSOC (%) 20 20 ΔMC (t) 0,4 0,4 ΔCG 0,2 0,2 SOC (%) 100 80 60 C (m 3 ) 200 180 160 Le système de gestion de vol 12 selon l’invention permet alors de séparer le domaine des trajectoires et des prédictions temporelles par rapport au domaine de la gestion d’énergie, en proposant le dispositif d’organisation du vol 16 et le dispositif de gestion d’énergie 18 séparés et distincts via au moins un partitionnement. Grâce au dispositif de gestion d’énergie 18, et plus particulièrement au module de gestion 38, le système de gestion de vol 12 est capable de s’adapter à la configuration de l’ensemble 14 de source(s) d’énergie 15 de tout type d’aéronef 10. Cette invention est alors aussi bien adaptée à un aéronef existant, qu’à un aéronef en cours de fabrication. Système de gestion de vol (12) comprenant : - un dispositif d’organisation du vol (16) configuré pour organiser le vol d’un aéronef (10), comportant : + un module de calcul (20) configuré pour calculer une trajectoire et des consignes de guidage de l’aéronef (10) à partir de données de positionnement (26) et d’un plan de vol de l’aéronef (10), le plan de vol incluant un ou plusieurs segments, et + un module d’estimation (22) incluant un modèle de performance aérodynamique de l’aéronef (10) et configuré pour estimer, via le modèle de performance aérodynamique, un ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) (28) de l’aéronef (10) en au moins un point de la trajectoire calculée ; et - un dispositif de gestion d’énergie (18) comportant : + un module de prédiction (34) incluant un modèle de performance d’énergie et configuré pour prédire, via le modèle de performance d’énergie, un ensemble de grandeur(s) d’énergie (40) de l’aéronef (10) en au moins un point de la trajectoire calculée, reçue de la part du dispositif d’organisation du vol (16), caractérisé en ce que le dispositif d’organisation du vol (16) et le dispositif de gestion d’énergie (18) sont séparés et distincts l’un de l’autre via au moins un partitionnement parmi un partitionnement logiciel et un partitionnement matériel. Système de gestion de vol (12) selon la revendication 1, dans lequel pour le partitionnement logiciel, le dispositif d’organisation du vol (16) et le dispositif de gestion d’énergie (18) sont réalisés chacun sous forme d’un composant logiciel respectif au sein d’une même carte électronique, le composant logiciel pour le dispositif d’organisation du vol (16) étant distinct du composant logiciel pour le dispositif de gestion d’énergie (18). Système de gestion de vol (12) selon la revendication 2, dans lequel le partitionnement logiciel est choisi parmi le groupe consistant en : - le dispositif d’organisation du vol (16) et le dispositif de gestion d’énergie (18) sont réalisés chacun sous forme d’un composant logiciel respectif au sein d’un même logiciel ; et - le composant logiciel pour le dispositif d’organisation du vol (16) est inclus dans un premier logiciel, et le composant logiciel pour le dispositif de gestion d’énergie (18) est inclus dans un deuxième logiciel, distinct du premier logiciel. Système de gestion de vol (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel pour le partitionnement matériel, le dispositif d’organisation du vol (16) et le dispositif de gestion d’énergie (18) sont réalisés chacun via une carte électronique respective, la carte électronique pour le dispositif d’organisation du vol (16) étant distincte de la carte électronique pour le dispositif de gestion d’énergie (18). Système de gestion de vol (12) selon la revendication 4, dans lequel le partitionnement matériel est choisi parmi le groupe consistant en : - le dispositif d’organisation du vol (16) et le dispositif de gestion d’énergie (18) sont réalisés chacun via une carte électronique respective au sein d’un même calculateur ; et - la carte électronique pour le dispositif d’organisation du vol (16) est incluse dans un premier calculateur, et la carte électronique pour le dispositif de gestion d’énergie (18) est incluse dans un deuxième calculateur, distinct du premier calculateur. Système de gestion de vol (12) selon la revendication 5, dans lequel l’un parmi les premier et deuxième calculateurs est destiné à être embarqué dans l’aéronef (10) et l’autre parmi les premier et deuxième calculateurs est destiné à être disposé à l’extérieur de l’aéronef (10), de préférence au sol, les premier et deuxième calculateurs communiquant entre eux via une liaison radioélectrique. Système de gestion de vol (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le dispositif d’organisation du vol (16) et le dispositif de gestion d’énergie (18) sont chacun conformes à la norme ARINC 653. Système de gestion de vol (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) (28) comporte une puissance requise de propulsion (Wu R ) et l’ensemble de grandeur(s) d’énergie (40) comporte une puissance disponible de propulsion (Wu D ) et une puissance commandée de propulsion (Wu C ); la puissance commandée de propulsion (Wu C ) étant déterminée par le dispositif de gestion d’énergie (18) à partir de la puissance requise de propulsion (Wu R ), reçue de la part du dispositif d’organisation du vol (16), et de la puissance disponible de propulsion (Wu D ); la puissance commandée de propulsion (Wu C ) à un instant courant (T) étant reçue par le dispositif d’organisation du vol (16) de la part du dispositif de gestion d’énergie (18), la puissance requise de propulsion (Wu R ) à un instant (T+1) postérieur à l’instant courant (T) étant alors estimée par le dispositif d’organisation du vol (16) à partir de la puissance commandée de propulsion (Wu C ) à l’instant courant (T) et de la trajectoire à l’instant (T+1) postérieur à l’instant courant (T). Système de gestion de vol (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) (28) comporte un ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) (30) et un ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) (32), distinct dudit ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) (30) ; et le dispositif d’organisation du vol (16) comporte un premier module de transmission (24) configuré pour transmettre au dispositif de gestion d’énergie (18) seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) (30) parmi l’ensemble de grandeur(s) aéronautique(s) (28). Système de gestion de vol (12) selon la revendication 9, dans lequel l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) aéronautique(s) (30) comporte au moins une grandeur primaire aéronautique choisie parmi le groupe consistant en : une altitude estimée A e , une vitesse air (V), une température extérieure (T°ext), une puissance requise de propulsion (Wu R ), un segment de vol parcouru, une durée du segment de vol parcouru, et un niveau requis de dégivrage de l’aéronef (10) ; l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) aéronautique(s) (32) comportant de préférence au moins une grandeur secondaire aéronautique choisie parmi le groupe consistant en : une vitesse sol (GS), une pente (α) par rapport au sol, des coordonnées géographiques, une vitesse (v v ) du vent, une orientation du vent (v o ), une distance jusqu’à destination, une durée jusqu’à destination, une masse courante (MC(T)), un centre de gravité (CG) et une distance d’un segment de vol parcouru. Système de gestion de vol (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’ensemble de grandeur(s) d’énergie (40) comporte un ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie (42) et un ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie (44), distinct dudit ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie (42); et le dispositif de gestion d’énergie (18) comporte un deuxième module de transmission (36) configuré pour transmettre au dispositif d’organisation du vol (16) seulement l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie (42) parmi l’ensemble de grandeur(s) d’énergie (40). Système de gestion de vol (12) selon la revendication 11, dans lequel l’ensemble de grandeur(s) primaire(s) d’énergie (42) comporte au moins une grandeur primaire d’énergie choisie parmi le groupe consistant en : une puissance commandée de propulsion (Wu C ), une puissance disponible de propulsion (Wu D ), une variation de masse courante (ΔMC) et une variation du centre de gravité (ΔCG); l’ensemble de grandeur(s) secondaire(s) d’énergie (44) comportant de préférence au moins une grandeur secondaire d’énergie choisie parmi le groupe consistant en : un débit de carburant (Δc), une quantité restante de carburant, une puissance totale, une puissance consommée par le système de gestion de vol (12), un état de charge de la batterie (SOC), un débit d’énergie électrique de la batterie (Δ SOC), une quantité consommée de carburant à destination, une quantité consommée d’énergie électrique à destination, et une portée maximale de distance. Système de gestion de vol (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le dispositif de gestion d’énergie (18) est destiné à être relié à un ensemble de source(s) d’énergie comportant au moins une source d’énergie, et comprend en outre un module de gestion (38) configuré pour gérer, à partir de la trajectoire et de l’ensemble de grandeur(s) d’énergie (40), une logique de pilotage (PSS) de l’ensemble de source(s) d’énergie alimentant l’aéronef (10). Système de gestion de vol (12) selon la revendication 13, dans lequel l’ensemble de source(s) d’énergie comprenant au moins deux sources d’énergie distinctes, et la logique de pilotage inclut une loi de choix de la ou des source(s) d’énergie utilisée(s) pour chaque segment du plan de vol.