FR 3156431 A1 20250613 FR 2313855 A 20231208 Système hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef à partir d’une turbomachine Système (8) hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef à partir d’une turbomachine (1) de l’aéronef comportant un arbre haute pression (7) et un arbre basse pression (3), le système d’alimentation (8) comprenant : - une première machine électrique (9, 90) destinée à être mécaniquement raccordée à l’arbre haute pression (7) de la turbomachine (1) et comportant deux premiers bobinages statoriques indépendants, et - une seconde machine électrique (10) destinée à être mécaniquement raccordée à l’arbre basse pression (3) de la turbomachine (1) et comportant deux seconds bobinages statoriques indépendants. La seconde machine électrique (10) est une machine électrique synchrone à rotor bobiné comportant une sortie électrique destinée à être directement raccordée à un réseau électrique alternatif principal (11) de l’aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Système hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef à partir d’une turbomachine L'invention concerne l’hybridation interne d’une turbomachine pour des aéronefs électrifiés, et plus particulièrement un système hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef à partir d’une turbomachine. 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 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. Dans le cadre de la propulsion de l’aéronef, l’hybridation d’une turbomachine est réalisée à l’aide d’un système électrique faisant l’interface entre les arbres mécaniques de la turbomachine et le réseau électrique de l’avion. Ce système électrique doit permettre d’assurer les fonctions suivantes, à savoir, la génération de puissance, l’assistance de la turbomachine, le démarrage de la turbomachine, et une reconfiguration en fonction de pannes. Un tel système électrique doit permettre de fournir un réseau électrique en assurant une qualité et une stabilité de réseau vers la distribution électrique de l’avion en prélevant la puissance sur les parties basse pression et haute pression de la turbomachine (génération de puissance). Il doit aussi permettre d’injecter ou de prélever de la puissance sur les parties haute pression et/ou basse pression en fonction des consignes reçues par le calculateur de la turbomachine (assistance de la turbomachine). Il doit aussi permettre, lors du démarrage de la turbomachine, de fournir suffisamment de puissance mécanique sur l’arbre haute pression, cette puissance pouvant provenir d’une source externe au réseau (démarrage turbomachine). Enfin, le système doit permettre une reconfiguration en fonction d’une panne interne ou externe. L’architecture de distribution dans le cadre de l’invention correspond à un schéma d’hybridation interne de turbomachine basé sur des canaux de puissance continus (canaux DC) connectés en parallèles. Ces canaux DC comprennent une machine électrique (souvent une machine synchrone à aimants permanents) associée à un convertisseur d’électronique de puissance commandé (avec un canal pour l’arbre haute pression et un canal pour l’arbre basse pression) alimentant une barre DC. On a ainsi des convertisseurs de puissance en interface entre les machines électriques et le réseau ou barre DC. Une source externe telle qu’une unité de puissance auxiliaire (APU) ou une batterie peut être connectée également à cette barre DC. De manière plus détaillée, un tel système d’hybridation interne à bus de puissance DC comprend classiquement une première machine, de type synchrone à aimants permanents (PMG), composée de deux bobinages statoriques indépendants sur l’arbre haute pression de la turbomachine, un premier convertisseur DC/AC connectés à chaque bobinage statorique de la première machine, une seconde machine, de type synchrone à aimants permanents (PMG), composée de 2 bobinages statoriques indépendants sur l’arbre basse pression de la turbomachine, un second convertisseur DC/AC bidirectionnel connecté à chaque bobinage statorique de la seconde machine, et deux boîtiers de distribution électrique (PDMU) mettant en parallèle le premier convertisseur et le second convertisseur sur un même bus de puissance DC et permettant de distribuer l’énergie électrique continue à haute tension (HVDC) vers l’avion et vers les charges internes à la turbomachine. L’expression convertisseur DC/AC bidirectionnel par bobinage statorique couvre aussi bien un boitier convertisseur bidirectionnel ou deux boitiers convertisseurs unidirectionnels (dans deux sens opposés). Une telle architecture d’hybridation interne de la turbomachine, mettant en parallèle sur un même réseau HVDC, les machines électriques et leurs convertisseurs d’électronique de puissance des parties haute et basse pression utilisées comme sources DC, est une solution qui représente une rupture technologique pour les avionneurs par rapport aux réseaux électriques actuels des aéronefs. Ne connaissant pas les architectures réseau électrique des futurs aéronefs, la question de l’interface entre le réseau d’hybridation de la turbomachine et le réseau électrique avion est primordiale. L’invention, particulièrement avantageuse dans le but de réduire l’impact environnemental des avions, vise à fournir un système hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef à partir d’une turbomachine permettant d’effectuer les fonctions hybridation et la génération électrique principale de l’aéronef avec un réseau électrique connu et déjà en service chez les avionneurs afin de limiter les risques et trouver une interface réaliste pour les avionneurs entre le réseau hybride électrique et le réseau électrique avion. Dans un premier objet de l’invention, il est proposé un système hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef à partir d’une turbomachine de l’aéronef comportant un arbre haute pression et un arbre basse pression, le système d’alimentation comprenant : - une première machine électrique destinée à être mécaniquement raccordée à l’arbre haute pression de la turbomachine et comportant deux premiers bobinages statoriques indépendants, et - une seconde machine électrique destinée à être mécaniquement raccordée à l’arbre basse pression de la turbomachine et comportant deux seconds bobinages statoriques indépendants. Selon une caractéristique générale de l’invention, la seconde machine électrique est une machine électrique synchrone à rotor bobiné comportant une sortie électrique destinée à être directement raccordée à un réseau électrique alternatif principal de l’aéronef. Cette architecture permet à la fois : - de réduire les sauts technologiques en couplant à l’arbre basse pression une machine électrique de type machine électrique synchrone à rotor bobiné, tel qu’un générateur électrique à fréquence variable, qui présente l’avantage secondaire d’être connue et actuellement utilisée sur les aéronefs en service, - de fournir un réseau électrique alternatif (AC) connu et en service sur les aéronefs permettant de réutiliser des charges électriques connues, - de démarrer la turbomachine depuis le réseau avion en injectant de la puissance sur l’arbre haute pression en passant par le réseau AC de l’avion, et - d’effectuer les fonctions d’hybridation de la Turbomachine en alimentant les charges Turbomachine via le réseau AC de l’avion et en ayant la capacité de prélever de la puissance sur l’arbre haute pression ou sur l’arbre basse pression. Dans un premier aspect du système, la première machine électrique peut être une machine électrique synchrone à aimants permanents, et le système peut comprendre en outre, pour chaque premier bobinage statorique, une unité de contrôle de distribution électrique et un convertisseur électrique de puissance bidirectionnel continu-alternatif raccordé électriquement entre le premier bobinage statorique et l’unité de contrôle de distribution électrique, ladite unité de distribution électrique étant raccordée en sortie à des charges électriques de l’aéronef. Cette architecture permet ainsi de fournir deux réseaux électriques de type différent à l’avion. En plus du réseau alternatif (AC) connu et en service sur les aéronefs permettant de réutiliser des charges connues, il fournit également un réseau continu à haute tension (HVDC) distribué par l’unité de contrôle de distribution électrique, ou PDMU. Cette architecture permet également d’effectuer les fonctions d’hybridation de la turbomachine en alimentant les charges de la turbomachine via le PDMU et en ayant la capacité de prélever de la puissance sur l’arbre haute pression, mais en plus, dans cette configuration, d’injecter de la puissance sur l’arbre haute pression. Dans un deuxième aspect du système, la seconde machine électrique peut être dépourvue de connexion électrique à une unité de contrôle de distribution électrique. Dans ce mode de réalisation, la seconde machine électrique destinée à être couplée à l’arbre basse pression et qui comporte une sortie électrique destinée à être directement raccordée à un réseau électrique alternatif principal de l’aéronef, est ainsi uniquement dédiée à la génération électrique principale de l’avion en AC. Un réseau HVDC peut être reconstitué côté avion et s’interfacer avec le réseau HVDC local de la turbomachine via le PDMU. Dans un troisième aspect du système, le système peut comprendre en outre, pour chaque second bobinage statorique, un convertisseur électrique de puissance unidirectionnel alternatif-continu raccordé électriquement entre la seconde machine électrique et l’unité de contrôle de distribution électrique correspondante. Dans cette configuration système, la puissance peut être uniquement prélevée sur l’arbre basse pression. Un tel prélèvement permet d’alimenter le réseau avion AC et d’alimenter le réseau avion HVDC et ou les charges de la turbomachine via le convertisseur électrique de puissance unidirectionnel alternatif-continu et le PDMU. Dans un quatrième aspect du système, chaque unité de contrôle de distribution électrique peut être destinée à être raccordée en outre à un réseau électrique continu principal de l’aéronef. Ainsi, l’architecture permet d’alimenter des charges domestiques locales de la turbomachine via le PDMU et de fournir une possibilité de prélever ou d’injecter de la puissance sur l’arbre haute pression par le réseau HVDC local. Dans un cinquième aspect du système, chaque unité de contrôle de distribution électrique peut être dépourvue d’une connexion électrique à un réseau électrique continu principal de l’aéronef. Cette configuration permet ainsi d’alimenter les charges domestiques de la turbomachine via le réseau local HVDC, et prélever ou d’injecter de la puissance sur l’arbre haute pression par le réseau HVDC local, et de démarrer la turbomachine par injection de puissance sur l’arbre haute pression en passant par le réseau électrique alternatif provenant de l’avion. Dans un sixième aspect du système, la première machine électrique peut être une machine électrique synchrone à rotor bobiné, comme un générateur à fréquence variable (VFG) par exemple composé de 2 bobinages statoriques indépendants directement distribués vers le réseau avion. Cette configuration permet de s’exempter de tous les convertisseurs de puissance et du réseau HVDC. Selon un autre aspect de l’invention, il est proposé une turbomachine d’un aéronef comprenant un arbre haute pression et un arbre basse pression et un système d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef tel que défini précédemment. Selon encore un autre aspect de l’invention il est proposé un aéronef comprenant au moins une turbomachine telle que définie précédemment. L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : FIG. 1 La FIG. 1 présente une turbomachine d’un aéronef doté d’un système d’alimentation d’équipements électriques de l’aéronef selon un premier mode de réalisation de l’invention. FIG. 2 La FIG. 2 illustre une turbomachine d’un aéronef doté d’un système d’alimentation d’équipements électriques de l’aéronef selon un deuxième mode de réalisation de l’invention. FIG. 3 La FIG. 3 illustre une turbomachine d’un aéronef doté d’un système d’alimentation d’équipements électriques de l’aéronef selon un troisième mode de réalisation de l’invention. FIG. 4 La FIG. 4 illustre une turbomachine d’un aéronef doté d’un système d’alimentation d’équipements électriques de l’aéronef selon un quatrième mode de réalisation de l’invention. Sur la FIG. 1 est illustrée une turbomachine d’un aéronef doté d’un système d’alimentation d’équipements électriques de l’aéronef selon un premier mode de réalisation de l’invention. La turbomachine 1 comprend une soufflante 2 couplée à un arbre basse pression 3, la soufflante 2 agissant comme un compresseur basse pression et l’arbre basse pression 3 étant aussi couplé à une turbine basse pression 4. La turbomachine 1 comprend en outre un compresseur haute pression 5 et une turbine haute pression 6 couplés à un arbre haute pression 7. La turbomachine 1 comprend en outre un système d’alimentation électrique 8 qui est un système hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques. Le système d’alimentation 8 comprend une première machine électrique 9 et une seconde machine électrique 10. La première machine électrique 9 est mécaniquement raccordée à l’arbre haute pression 7 de la turbomachine 1 et comporte deux premiers bobinages statoriques indépendants. La première machine électrique 9 est une machine électrique synchrone à aimants permanents. La seconde machine électrique 10 est mécaniquement raccordée à l’arbre basse pression 3 de la turbomachine 1 et comporte deux seconds bobinages statoriques indépendants. La seconde machine électrique 10 est une machine électrique synchrone à rotor bobiné comportant une sortie électrique directement raccordée à un réseau électrique alternatif principal 11 de l’aéronef. Pour chaque premier bobinage statorique de la première machine électrique 9, le système d’alimentation 8 comprend une unité de contrôle de distribution électrique 12 (PDMU) et un convertisseur électrique de puissance bidirectionnel continu-alternatif 13 raccordé électriquement entre le premier bobinage statorique et l’unité de contrôle de distribution électrique 12, l’unité de distribution électrique 12 étant raccordée en sortie à un réseau électrique continu haute tension 16 de l’aéronef et à des charges électriques 14 de la turbomachine 1. Pour chaque second bobinage statorique de la seconde machine électrique 10, le système d’alimentation 8 comprend un convertisseur électrique de puissance unidirectionnel alternatif-continu 15 raccordé électriquement entre la seconde machine électrique 10 et l’unité de contrôle de distribution électrique 12 correspondante. Chaque unité de contrôle de distribution électrique 12 est raccordée en outre à un réseau électrique continu principal 16 (HVDC) de l’aéronef. Ainsi, l’architecture permet d’alimenter des charges domestiques locales 14 de la turbomachine 1 via le PDMU 12 et de fournir une possibilité de prélever ou d’injecter de la puissance sur l’arbre haute pression 7 par le réseau HVDC local. Sur la FIG. 2 est illustrée une turbomachine d’un aéronef doté d’un système d’alimentation d’équipements électriques de l’aéronef selon un deuxième mode de réalisation de l’invention. Le deuxième mode de réalisation illustré sur la FIG. 2 diffère du premier mode de réalisation illustré sur la FIG. 1 en ce que chaque unité de contrôle de distribution électrique 12 est dépourvue d’une connexion électrique à un réseau électrique continu principal (HVDC) de l’aéronef. Cette configuration permet ainsi d’alimenter les charges domestiques de la turbomachine via le réseau local HVDC, et prélever ou d’injecter de la puissance sur l’arbre haute pression par le réseau HVDC local, et de démarrer la turbomachine par injection de puissance sur l’arbre haute pression en passant par le réseau alternatif provenant de l’avion. Sur la FIG. 3 est illustrée une turbomachine d’un aéronef doté d’un système d’alimentation d’équipements électriques de l’aéronef selon un troisième mode de réalisation de l’invention. Le troisième mode de réalisation diffère du premier mode de réalisation illustré sur la FIG. 1 en ce que la seconde machine électrique 10 est dépourvue de connexion électrique à l’unité de contrôle de distribution électrique 12. Dans ce troisième mode de réalisation, la seconde machine électrique 10 couplée à l’arbre basse pression 3 est ainsi uniquement dédiée à la génération électrique principale de l’avion en AC. Dans une alternative, un réseau HVDC peut être reconstitué côté avion et s’interfacer avec le réseau HVDC local de la turbomachine via le PDMU. Sur la FIG. 4 est illustrée une turbomachine d’un aéronef doté d’un système d’alimentation d’équipements électriques de l’aéronef selon un quatrième mode de réalisation de l’invention. Le quatrième mode de réalisation diffère du premier mode de réalisation illustré sur la FIG. 1 en ce que, la première machine électrique 90 est une machine électrique synchrone à rotor bobiné 90, comme un générateur à fréquence variable (VFG) par exemple composé de 2 bobinages statoriques indépendants directement distribués vers le réseau avion, et en ce que le système d’alimentation électrique 8 est dépourvu d’unité de contrôle de distribution électrique, de convertisseur électrique de puissance bidirectionnel alternatif-continu et de convertisseur électrique de puissance unidirectionnel alternatif-continu. Cette configuration permet de s’exempter de tous les convertisseurs de puissance et du réseau HVDC. L’invention permet ainsi de fournir un système hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef à partir d’une turbomachine permettant d’effectuer les fonctions hybridation et la génération principale de l’aéronef avec un réseau électrique connu et déjà en service chez les avionneurs afin de limiter les risques et trouver une interface réaliste pour les avionneurs entre le réseau hybride électrique et le réseau électrique avion. Système (8) hybride électrique d’alimentation d’équipements électriques d’un aéronef à partir d’une turbomachine (1) de l’aéronef comportant un arbre haute pression (7) et un arbre basse pression (3), le système d’alimentation (8) comprenant : - une première machine électrique (9, 90) destinée à être mécaniquement raccordée à l’arbre haute pression (7) de la turbomachine (1) et comportant deux premiers bobinages statoriques indépendants, et - une seconde machine électrique (10) destinée à être mécaniquement raccordée à l’arbre basse pression (3) de la turbomachine (1) et comportant deux seconds bobinages statoriques indépendants, caractérisé en ce que la seconde machine électrique (10) est une machine électrique synchrone à rotor bobiné comportant une sortie électrique destinée à être directement raccordée à un réseau électrique alternatif principal (11) de l’aéronef. Système selon la revendication 1, dans lequel la première machine électrique (9) est une machine électrique synchrone à aimants permanents, et le système (8) comprend en outre, pour chaque premier bobinage statorique, une unité de contrôle de distribution électrique (12) et un convertisseur électrique de puissance bidirectionnel continu-alternatif (13) raccordé électriquement entre le premier bobinage statorique et l’unité de contrôle de distribution électrique (12), ladite unité de distribution électrique (12) étant raccordée en sortie à un réseau électrique continu haute tension (HVDC) de l’aéronef (16) et à des charges électriques (14) de la turbomachine (1). Système (8) selon la revendication 2, dans lequel la seconde machine électrique (10) est dépourvue de connexion électrique à une unité de contrôle de distribution électrique (12). Système (8) selon la revendication 2, comprenant en outre, pour chaque second bobinage statorique, un convertisseur électrique de puissance unidirectionnel alternatif-continu (15) raccordé électriquement entre la seconde machine électrique (10) et l’unité de contrôle de distribution électrique (12) correspondante. Système (8) selon la revendication 4, dans lequel chaque unité de contrôle de distribution électrique (12) est destinée à être raccordée en outre à un réseau électrique continu principal (16) de l’aéronef. Système (8) selon la revendication 4, dans lequel chaque unité de contrôle de distribution électrique (12) est dépourvue d’une connexion électrique à un réseau électrique continu principal de l’aéronef. Système (8) selon la revendication 1, dans lequel la première machine électrique (90) est une machine électrique synchrone à rotor bobiné (90). Turbomachine (1) d’un aéronef comprenant un arbre haute pression (7) et un arbre basse pression (3) et un système d’alimentation d’équipement électriques (8) d’un aéronef selon l’une des revendications 1 à 7. Aéronef comprenant au moins une turbomachine (1) selon la revendication 8.