FR 3158705 A1 20250801 FR 2400963 A 20240131 Un système de génération de puissance électrique pour un aéronef à source d’énergie hybride comprend un moteur (23) à combustion agencé pour fournir une puissance mécanique. Le système comprend en outre une électronique de puissance (21) agencée pour convertir la puissance mécanique fournie par le moteur (23) en puissance électrique pour la propulsion de l’aéronef. Le système comprend en outre un échangeur thermique (33) relié à l’électronique de puissance (21). Le système comprend en outre une entrée de gaz (11) et une sortie de gaz (13). Le système comprend encore un circuit gazeux reliant fluidiquement l’entrée de gaz (11) à la sortie de gaz (13). Le circuit gazeux débouche sur la sortie de gaz (13) au moins par une conduite d’évacuation (41). Cette conduite d’évacuation (41) présente une portion d’extrémité (42), à l’opposé de la sortie de gaz (13). Le circuit gazeux comprend un premier circuit, agencé pour alimenter le moteur (23) en air provenant de l’entrée de gaz (11) et pour évacuer des gaz d’échappement du moteur (23) vers la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Le circuit gazeux comprend en outre un deuxième circuit, reliant fluidiquement l’entrée de gaz (11) à la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Le deuxième circuit est agencé pour recevoir une circulation d’air provenant de l’entrée de gaz (11) et propre à refroidir l’échangeur thermique (33). Cette circulation d’air est générée par effet de pompe à jet lorsque les gaz d’échappement traversent la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Figure d’abrégé : [Fig.1] Système de génération de puissance électrique pour un aéronef à source d’énergie hybride L’invention concerne le domaine des aéronefs à source d’énergie hybride. Plus particulièrement, l’invention concerne les systèmes de génération de puissance électrique pour de tels aéronefs. Un aéronef comprend, en général, un groupe de motorisation principal, qui fournit la puissance nécessaire à sa propulsion et à sa sustentation. Ce groupe de motorisation principal est, typiquement, intégré dans le fuselage de l’aéronef. De nos jours, pour la plupart des aéronefs, le groupe de motorisation principal est de type thermique, c’est-à-dire que ce groupe génère une puissance mécanique à partir d’une source d’énergie thermique. Typiquement, ce groupe peut comprendre un moteur à combustion relié à une hélice, ou encore un turboréacteur. En outre, un aéronef comprend souvent un ou plusieurs groupes auxiliaires de puissance, aussi appelés APU dans la technique (de l’équivalent anglais « Auxiliary Power Units »). Un APU est généralement formé d’un turbogénérateur, agencé pour générer une puissance électrique à partir d’une source d’énergie thermique. Typiquement, cette puissance électrique est de l’ordre de quelques dizaines de kilowatts. Le turbogénérateur comprend une partie d’électronique, qui fonctionne généralement à des tensions de l’ordre d’une centaine de volts. Un APU est conçu pour fournir de la puissance électrique à l’aéronef de manière transitoire. Par exemple, cette puissance est destinée à alimenter des systèmes de bord de l’aéronef, lorsque celui-ci est au sol et que son groupe de motorisation principal est à l’arrêt. Cette puissance peut, en outre, être destinée à assister le (re)démarrage du groupe de motorisation principal de l’aéronef, lorsque celui-ci est au sol ou en cours de vol. Un aéronef est dit « à source d’énergie hybride » lorsque son groupe de motorisation principal est de type hybride, c’est-à-dire que ce groupe comprend un système de génération de puissance électrique, capable de générer une puissance électrique à partir d’une source d’énergie thermique. Typiquement, un tel système de génération de puissance électrique comprend une pile à combustible ou un moteur à combustion, agencé pour produire une puissance mécanique à partie de la combustion d’un carburant, et une partie de génération électrique, agencée pour convertir la puissance mécanique fournie par le moteur à combustion en puissance électrique. Cette puissance électrique est ensuite, généralement, stockée dans une ou plusieurs batteries, en vue d’une utilisation ultérieure pour la propulsion ou la sustentation de l’aéronef. Le système de génération de puissance électrique d’un groupe de motorisation principal hybride doit générer une puissance électrique bien plus élevée que celle générée par le turbogénérateur d’un APU. En outre, à la différence d’un APU, le système de génération de puissance électrique d’un groupe de motorisation principal hybride est conçu pour fonctionner de manière permanente lorsque l’aéronef est en vol. Ainsi, à la différence d’un APU, un système de génération de puissance électrique d’un groupe de motorisation principal hybride comprend généralement une partie d’électronique de puissance. Cette électronique de puissance est capable de générer, à partir de la puissance mécanique fournie par le moteur à combustion, une puissance électrique suffisante pour assurer la propulsion et la sustentation de l’aéronef. Typiquement, l’électronique de puissance traite des puissances comprises entre 100 kW et 1 MW. L’électronique de puissance peut comprendre plusieurs types de dispositifs, tels que des générateurs électriques et des onduleurs. Typiquement, ces dispositifs fonctionnent à des tensions comprises entre 500 V et 800 V. Le fonctionnement de l’électronique de puissance du système de génération de puissance électrique entraîne un dégagement de chaleur, bien plus important que celui occasionné lors du fonctionnement de la partie de génération électrique d’un APU. Afin d’éviter la formation de points chauds au sein du système, il est nécessaire de prévoir un circuit de refroidissement pour évacuer cette chaleur. Typiquement, le fonctionnement de l’électronique de puissance entraîne un dégagement de chaleur dont la puissance thermique peut atteindre plusieurs dizaines de kilowatts. De préférence, le circuit de refroidissement fait intervenir la circulation d’un liquide caloporteur ou liquide de refroidissement. Ce liquide de refroidissement se réchauffe au voisinage de l’électronique de puissance et se refroidit au voisinage d’une circulation d’air. De cette façon, la chaleur dégagée par l’électronique de puissance se dissipe rapidement, sans créer de points chauds. Le circuit de refroidissement comprend un échangeur thermique, agencé pour assurer le transfert de chaleur entre le liquide de refroidissement et la circulation d’air. Le liquide de refroidissement est, par exemple, un mélange d’eau et de glycol. De manière connue, on prévoit, pour recevoir cette circulation d’air, un circuit gazeux reliant fluidiquement une entrée de gaz et une sortie de gaz entre elles. Cette entrée de gaz et cette sortie de gaz sont, par exemple, réalisées sous la forme d’ouvertures ménagées sur une portion de carénage du fuselage. Le circuit gazeux prélève, par l’entrée de gaz, de l’air frais en provenance de l’environnement extérieur. Le circuit gazeux fait ensuite circuler cet air à proximité de l’échangeur thermique, de manière à assurer la dissipation de la chaleur véhiculée par le liquide de refroidissement. Le circuit gazeux fait enfin évacuer cet air par la sortie de gaz. La circulation d’air dans le circuit gazeux doit présenter un débit minimal pour que l’échangeur thermique assure efficacement la dissipation de la chaleur dégagée par l’électronique de puissance. En particulier, ce débit minimal doit pouvoir être atteint même lorsque l’aéronef est à l’arrêt. Afin de garantir ce débit, une solution de l’état de la technique consiste à prévoir l’installation d’un ventilateur électrique à proximité de l’échangeur thermique. Ce ventilateur assure, par sa rotation, une circulation d’air au débit nécessaire, même lorsque l’aéronef est à l’arrêt. Cette solution n’est toutefois pas satisfaisante, car la présence du ventilateur induit une masse et un encombrement supplémentaires pour le système. En outre, le fonctionnement du ventilateur consomme de l’électricité. L’invention vient améliorer la situation. À cet effet, la Demanderesse propose un système de génération de puissance électrique pour un aéronef à source d’énergie hybride. Le système comprend un moteur à combustion agencé pour fournir une puissance mécanique. Le système comprend en outre une électronique de puissance agencée pour convertir la puissance mécanique fournie par le moteur en puissance électrique pour la propulsion de l’aéronef. Le système comprend en outre un échangeur thermique relié à l’électronique de puissance. Le système comprend en outre une entrée de gaz et une sortie de gaz. Le système comprend encore un circuit gazeux reliant fluidiquement l’entrée de gaz à la sortie de gaz. Le circuit gazeux débouche sur la sortie de gaz au moins par une conduite d’évacuation. Cette conduite d’évacuation présente une portion d’extrémité, à l’opposé de la sortie de gaz. Le circuit gazeux comprend un premier circuit, agencé pour alimenter le moteur en air provenant de l’entrée de gaz et pour évacuer des gaz d’échappement du moteur vers la portion d’extrémité de la conduite d’évacuation. Le circuit gazeux comprend en outre un deuxième circuit, reliant fluidiquement l’entrée de gaz à la portion d’extrémité de la conduite d’évacuation. Le deuxième circuit est agencé pour recevoir une circulation d’air provenant de l’entrée de gaz et propre à refroidir l’échangeur thermique. Cette circulation d’air est générée par effet de pompe à jet lorsque les gaz d’échappement traversent la portion d’extrémité de la conduite d’évacuation. Ce système permet de refroidir efficacement l’électronique de puissance, même lorsque l’aéronef est à l’arrêt. L’effet de pompe à jet permet de bénéficier de l’évacuation des gaz d’échappement du moteur à combustion pour réaliser une circulation d’air dont le débit est suffisant pour dissiper la chaleur dégagée par l’électronique de puissance. On peut donc se passer de ventilateur électrique, ou tout du moins réduire la taille et la puissance de celui-ci. Il en résulte un système de génération de puissance électrique moins lourd, moins encombrant et moins énergivore. Des caractéristiques optionnelles de l’invention, complémentaires ou de substitution, sont énoncées ci-après : l’électronique de puissance est propre à fournir une puissance électrique comprise entre 100 kW et 1 MW ; l’électronique de puissance est propre à fonctionner à des tensions comprises entre 500 V et 800 V ; le moteur et l’électronique de puissance sont conçus pour fonctionner de manière permanente lorsque l’aéronef est en vol ; la système comprend en outre un bloc-moteur, logeant le moteur, l’électronique de puissance et l’échangeur thermique, le bloc-moteur délimitant, au moins en partie, une conduite pour le deuxième circuit, et la circulation d’air propre à refroidir l’échangeur thermique étant en outre propre à assurer un renouvellement de l’air à l’intérieur du bloc-moteur ; le premier circuit comprend une conduite d’échappement, agencée pour évacuer des gaz d’échappement du moteur vers la portion d’extrémité de la conduite d’évacuation ; un rapport entre une section en sortie de la conduite d’échappement et une section en entrée de la portion d’extrémité est de l’ordre de 1 : 2 ; la distance entre une sortie de la conduite d’échappement et une entrée de la portion d’extrémité est sensiblement nulle ; l’échangeur thermique est disposé à proximité de l’entrée de gaz, à distance de la portion d’extrémité de la conduite d’évacuation ; la portion d’extrémité de la conduite d’évacuation présente un dégagement, l’échangeur thermique étant disposé à proximité de ce dégagement. L’invention concerne également un aéronef à source d’énergie hybride comprenant ce système. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention sont exposés en détail dans la description ci-après, faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : la FIG. 1 est une représentation schématique d’un système de génération de puissance électrique, selon un premier mode de réalisation de l’invention ; la FIG. 2 est une représentation schématique d’un système de génération de puissance électrique, selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; la FIG. 3 est une représentation schématique d’un autre système de génération de puissance électrique. Les dessins et la description ci-après contiennent, pour l'essentiel, des éléments de caractère certain. Ils pourront donc non seulement servir à mieux faire comprendre la présente invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant. On fait référence à la FIG. 1 . Cette figure représente un système de génération de puissance électrique, selon un premier mode de réalisation de l’invention. Ce système est désigné par la référence numérique 10 sur les dessins et dans la suite de la description. Le système 10 est destiné à générer de la puissance électrique pour un aéronef à source d’énergie hybride. En particulier, le système 10 est agencé pour générer de la puissance électrique pour la propulsion et la sustentation de l’aéronef. Typiquement, le système 10 est intégré à l’intérieur du fuselage de l’aéronef. Le système 10 peut, comme ici, être intégré à proximité d’une portion de carénage 15 appartenant au fuselage. Le système 10 comprend une unité de puissance hybride, capable de générer de la puissance électrique à partir d’une source d’énergie thermique. Le système 10 est conçu pour fonctionner de manière permanente, lorsque l’aéronef est en vol. L’unité de puissance hybride comprend une unité de motorisation thermique, agencée pour fournir une puissance mécanique à partir de la source d’énergie thermique. Ici, la source d’énergie thermique est un combustible, en particulier un carburant. Ce carburant est, par exemple, stocké dans un réservoir de l’aéronef (non représenté sur les figures). L’unité de motorisation thermique est agencée pour fournir de la puissance mécanique à partir de la combustion du carburant. L’unité de motorisation thermique est alimentée en air, d’une manière qui est détaillée ultérieurement. Le fonctionnement de l’unité de motorisation thermique entraîne des émissions de gaz d’échappement, qui sont évacués d’une manière qui est détaillée ultérieurement. L’unité de motorisation thermique peut comprendre un ou plusieurs exemplaires de moteurs à combustion. Ici, l’unité de motorisation thermique comprend un exemplaire de moteur à combustion, ou moteur 23. Le moteur 23 peut, par exemple, être un moteur à pistons ou un turbomoteur. L’unité de puissance hybride comprend en outre une partie d’électronique de puissance 21, agencée pour générer, à partir de la puissance mécanique fournie par l’unité de motorisation thermique, une puissance électrique destinée à assurer la propulsion et la sustentation de l’aéronef. Typiquement, l’électronique de puissance 21 traite des puissances comprises entre 100 kW et 1 MW. L’électronique de puissance 21 comprend une partie de génération d’électricité, reliée mécaniquement à l’unité de motorisation thermique. La partie de génération d’électricité est agencée pour générer la puissance électrique à partir de la puissance mécanique fournie par l’unité de motorisation thermique. La partie de génération d’électricité peut comprendre un ou plusieurs exemplaires de générateurs électriques. Ici, l’électronique de puissance 21 comprend un exemplaire de générateur électrique, ou générateur 25, mécaniquement relié au moteur 23. L’électronique de puissance 21 peut en outre comprendre, comme ici, d’autres dispositifs d’électronique de puissance. Ces dispositifs sont électriquement reliés à la partie de génération d’électricité. Ces dispositifs sont agencés pour utiliser ou transformer la puissance électrique générée par la partie de génération d’électricité, en particulier en vue d’un stockage dans une batterie (non représentée sur les figures). Cette puissance électrique est par la suite utilisée pour la propulsion et la sustentation de l’aéronef. Ici, l’électronique de puissance 21 comprend un onduleur 27, électriquement relié au générateur 25. Typiquement, les générateurs électriques et les autres dispositifs d’électronique de puissance 21 fonctionnent à des tensions comprises entre 500 V et 800 V. Le système 10 comprend en outre un circuit de refroidissement 31, agencé pour évacuer une partie au moins de la chaleur dégagée par le fonctionnement de l’électronique de puissance 21. Ici, le circuit de refroidissement 31 est agencé pour refroidir le générateur 25 et l’onduleur 27. Le circuit de refroidissement 31 comprend un échangeur thermique 33. Cet échangeur thermique 33 est agencé pour dissiper la chaleur dégagée par le fonctionnement de l’électronique de puissance 21, comme cela est détaillé ultérieurement. Ici, le circuit de refroidissement 31 comprend en outre une canalisation conformée en boucle de refroidissement 35. Cette boucle de refroidissement est agencée pour recevoir la circulation d’un liquide caloporteur ou liquide de refroidissement. La boucle de refroidissement 35 est reliée, d’une part, à l’électronique de puissance 21, et, d’autre part, à l’échangeur thermique 33. La boucle de refroidissement 35 est agencée pour capter la chaleur dégagée par le fonctionnement de l’électronique de puissance 21 et véhiculer cette chaleur jusqu’à l’échangeur thermique 33. Ici, le liquide de refroidissement est un mélange d’eau et de glycol. Ici, le système 10 comprend en outre un bloc-moteur 17, logeant l’unité de puissance hybride. Le bloc-moteur 17 est agencé pour assurer une protection de l’unité de puissance hybride en cas de départ de feu. Ici, le bloc-moteur 17 loge le moteur 23, le générateur 25 et l’onduleur 27. Ici, le bloc-moteur 17 loge en outre le circuit de refroidissement 31. En particulier, le bloc-moteur 17 loge l’échangeur thermique 33 et la boucle de refroidissement 35. Le système 10 comprend en outre une entrée de gaz 11 et une sortie de gaz 13. Ici, l’entrée de gaz 11 est conformée en une première ouverture, ménagée sur la portion de carénage 15. Ici, la sortie de gaz 13 est conformée en une deuxième ouverture, ménagée sur la portion de carénage 15. Le système 10 comprend en outre un circuit gazeux, qui relie fluidiquement l’entrée de gaz 11 à la sortie de gaz 13. La circulation des gaz de l’entrée de gaz 11 jusqu’à la sortie de gaz 13 est représentée par les flèches 81, 83, 85, 87 et 89. Ces flèches illustrent un sens pour la circulation des gaz dans le circuit gazeux. Le circuit gazeux est agencé pour alimenter le moteur 23 en air provenant de l’entrée de gaz 11. Le flux d’air provenant de l’entrée de gaz 11 et alimentant le moteur 23 est représenté par la flèche 81. Le circuit gazeux est en outre agencé pour évacuer des gaz d’échappement du moteur 23 par la sortie de gaz 13. Le flux de gaz d’échappement provenant du moteur 23 et évacué par le circuit gazeux vers la sortie de gaz 13 est représenté par les flèches 83 et 85. Le circuit gazeux est en outre agencé pour recevoir une circulation d’air, propre à refroidir le circuit de refroidissement 31. En particulier, le circuit gazeux est agencé pour que l’échangeur thermique 33 assure un transfert de chaleur entre le liquide de refroidissement et cette circulation d’air. La circulation d’air dissipe la chaleur dégagée par le fonctionnement de l’électronique de puissance 21 et transportée jusqu’à l’échangeur thermique 33 par le liquide de refroidissement circulant dans la boucle de refroidissement 35. La circulation d’air refroidissant le circuit de refroidissement 31 comprend un flux d’air représenté par les flèches 89, 87 et 85. Ce flux d’air est évacué par la sortie de gaz 13. Ici, ce flux d’air provient de l’entrée de gaz 11. Le circuit gazeux comprend une conduite d’évacuation 41, débouchant sur la sortie de gaz 13. Le circuit gazeux est agencé pour évacuer des gaz d’échappement du moteur 23 par la conduite d’évacuation 41. Le circuit gazeux est en outre agencé pour évacuer le flux d’air refroidissant le circuit de refroidissement 31 par la conduite d’évacuation 41. La conduite d’évacuation 41 présente une portion d’extrémité 42, disposée sur une extrémité de la conduite d’évacuation 41 opposée à la sortie de gaz 13. Ici, la conduite d’évacuation 41 est reliée fluidiquement au bloc-moteur 17 par l’intermédiaire de cette portion d’extrémité 42. Le circuit gazeux présente un premier circuit, ou circuit moteur 46, agencé pour desservir le moteur 23. Le circuit moteur 46 forme une première voie pour le passage des flux de gaz entre l’entrée de gaz 11 et la portion d’extrémité 42. Le circuit moteur 46 est agencé pour alimenter le moteur 23 en air et pour évacuer les gaz d’échappement émis par le moteur 23. Le circuit moteur 46 se raccorde à la portion d’extrémité 42 de la conduite d’évacuation 41. Ici, le circuit moteur 46 comprend une conduite d’alimentation 45, qui relie fluidiquement l’entrée de gaz 11 au moteur 23, et une conduite d’échappement 47, qui relie fluidiquement le moteur 23 à la portion d’extrémité 42. La conduite d’alimentation 45 est agencée pour alimenter le moteur 23 en air. La conduite d’échappement 47 est agencée pour évacuer les gaz d’échappement émis par le moteur 23 vers la portion d’extrémité 42. Ici, la conduite d’échappement 47 débouche dans la portion d’extrémité 42. La conduite d’alimentation 45 reçoit le flux d’air représenté par la flèche 81. La conduite d’échappement 47 reçoit le flux de gaz d’échappement représenté par la flèche 83. Le circuit gazeux présente en outre un deuxième circuit, ou circuit d’air, agencé pour refroidir le circuit de refroidissement 31. Le circuit d’air forme une deuxième voie pour le passage des flux de gaz entre l’entrée de gaz 11 et la portion d’extrémité 42. En particulier, le circuit d’air est agencé pour recevoir la circulation d’air refroidissant l’échangeur thermique 33. Le circuit d’air relie fluidiquement l’entrée de gaz 11 à la portion d’extrémité 42 de la conduite d’évacuation 41. Le circuit d’air comprend une première conduite, agencée pour conduire l’air refroidissant le circuit de refroidissement 31 jusqu’à la portion d’extrémité 42. Ici, cette première conduite est formée par une enceinte 49, délimitée en partie par le bloc-moteur 17. L’enceinte 49 reçoit le flux d’air représenté par les flèches 87. Le circuit d’air comprend en outre une deuxième conduite ou conduite d’entrée 51, qui relie fluidiquement l’entrée de gaz 11 à sa première conduite, ici l’enceinte 49. La conduite d’entrée 51 reçoit le flux d’air représenté par la flèche 89. La première conduite du circuit d’air relie fluidiquement la conduite d’entrée 51 et la portion d’extrémité 42. La première conduite du circuit d’air est agencée pour conduire l’air refroidissant le circuit de refroidissement 31, d’une extrémité de la conduite d’entrée 51 jusqu’à la portion d’extrémité 42 de la conduite d’évacuation 41. Ici, le circuit moteur 46 et le circuit d’air sont distincts l’un de l’autre, sur toute leur longueur. Le circuit moteur 46 et le circuit d’air se rejoignent à la portion d’extrémité 42 de la conduite d’évacuation 41. La conduite d’alimentation 45 du circuit moteur 46 est distincte de la conduite d’entrée 51 du circuit d’air. En outre, la conduite d’alimentation 45 et la conduite d’échappement 47 du circuit moteur 46 participent à délimiter, avec le bloc-moteur 17, l’une des conduites du circuit d’air, à savoir l’enceinte 49. Ici, l’échangeur thermique 33 est disposé à proximité de l’entrée de gaz 11. En particulier, l’échangeur thermique 33 est disposé dans l’enceinte 49, à proximité de l’extrémité de la conduite d’entrée 51. La portion de carénage 15 peut, comme ici, présenter, sur l’entrée de gaz 11, une partie en saillie formant un premier déflecteur 16. Ce premier déflecteur 16 est agencé pour guider des flux d’air vers l’entrée de gaz 11, en particulier vers la conduite d’alimentation 45 et vers la conduite d’entrée 51. Le circuit gazeux est agencé pour générer par effet de pompe à jet la circulation d’air refroidissant le circuit de refroidissement 31, lorsque les gaz d’échappement du moteur 23 traversent la portion d’extrémité 42. En particulier, le circuit gazeux est agencé pour provoquer, par effet de pompe à jet, une aspiration du flux d’air refroidissant l’échangeur thermique 33, lorsque les gaz d’échappement du moteur 23 traversent la portion d’extrémité 42. L’effet de pompe à jet est aussi connu, dans la technique, par son équivalent anglais « jet pump effect ». Par cet effet, on fait référence au fait qu’un écoulement de fluide crée une zone de basse pression, ce qui tend à entraîner dans cet écoulement d’autres fluides. Lorsque le moteur 23 fonctionne, celui-ci rejette des gaz d’échappement. Ces gaz d’échappement sont reçus dans la conduite d’échappement 47 du circuit moteur 46. Cette conduite d’échappement 47 guide les gaz d’échappement vers la portion d’extrémité 42 de la conduite d’évacuation 41, comme représenté par la flèche 83. Lorsque les gaz d’échappement traversent la portion d’extrémité 42, cela crée un effet de pompe à jet, propre à générer un appel d’air à l’entrée de gaz 11. Cet effet entraîne à la fois une aspiration d’air dans la conduite d’alimentation 45 du circuit moteur 46, comme représenté par la flèche 81, et une aspiration d’air dans la conduite d’entrée 51 du circuit d’air, comme représenté par la flèche 89. L’air aspiré dans la conduite d’entrée 51 pénètre ensuite dans l’enceinte 49, où cet air vient refroidir le circuit de refroidissement 31, lors d’un transfert de chaleur opéré par l’échangeur thermique 33. Cet air circule ensuite dans l’enceinte 49, comme représenté par les flèches 87, jusqu’à parvenir à la portion d’extrémité 42. Cet air est ensuite évacué par la conduite d’évacuation 41, de même que les gaz d’échappement provenant du moteur 23. Ici, la conduite d’évacuation 41 présente une section variable. En particulier, la portion d’extrémité 42 présente une section qui décroit progressivement dans le sens de circulation des gaz dans le circuit gazeux. Cette configuration de la portion d’extrémité 42 permet de limiter les pertes de charge dans l’écoulement à l’entrée de la conduite d’évacuation 41. Ici, la conduite d’évacuation 41 présente en outre une portion de section constante 43, qui relie fluidiquement la portion d’extrémité 42 à la sortie de gaz 13. Grâce à l’invention, on assure une dissipation efficace de la chaleur dégagée par l’électronique de puissance 21, même lorsque l’aéronef est à l’arrêt. L’appel d’air généré par l’effet de pompe à jet permet d’entraîner une circulation d’air d’un débit suffisant pour refroidir le circuit de refroidissement 31. En particulier, ce débit d’air est suffisant pour dissiper un dégagement de chaleur dont la puissance thermique est de l’ordre de plusieurs dizaines de kilowatts. Le débit de la circulation d’air dépend de dispositions structurelles du système 10. Ce débit dépend de l’agencement de la conduite d’échappement 47 et de la portion d’extrémité 42 de la conduite d’évacuation 41. Par exemple, le débit dépend du rapport entre la section en sortie de la conduite d’échappement 47 et la section à l’entrée de la portion d’extrémité 42. De préférence, comme ici, ce rapport est de l’ordre de 1 : 2. En outre, le débit dépend de la position relative de la conduite d’échappement 47 et de la portion d’extrémité 42. Ici, la distance entre la sortie de la conduite d’échappement 47 et l’entrée de la portion d’extrémité 42 est nulle. En remplacement, la conduite d’échappement 47 peut être disposée, au moins en partie, au travers de la portion d’extrémité 42, sur une longueur sensiblement égale au diamètre de la section à l’entrée de la portion d’extrémité 42. En remplacement encore, la sortie de la conduite d’échappement 47 peut être disposée à une distance de l’entrée de la portion d’extrémité 42 sensiblement égale au diamètre de la section à l’entrée de la portion d’extrémité 42. En remplacement encore, la conduite d’échappement 47 et la portion d’extrémité 42 peuvent se trouver dans une position relative intermédiaire entre celles décrites ci-dessus. Le débit de la circulation d’air dépend en outre du dimensionnement des conduites à l’entrée de gaz 11. Par exemple, le débit dépend du rapport entre la section de la conduite d’alimentation 45 du circuit moteur 46 et la section de la conduite d’entrée 51 du circuit d’air. De préférence, comme ici, la conduite d’alimentation 45 du circuit moteur 46 présente une section inférieure à celle de la conduite d’entrée 51 du circuit d’air. Ces dispositions structurelles participent à générer par effet de pompe à jet une circulation d’air d’un débit suffisant pour refroidir le circuit de refroidissement 31. Le débit de la circulation d’air dépend encore du régime du moteur 23. En particulier, lorsque le moteur 23 fonctionne à un régime élevé, on observe une augmentation concomitante de la chaleur dégagée par l’électronique de puissance 21 et du débit de la circulation d’air dans le circuit gazeux. Le fonctionnement de l’unité de puissance hybride dans le bloc-moteur 17 entraîne un échauffement de l’air présent dans ce bloc-moteur 17. Dans ce mode de réalisation, l’échangeur thermique 33 est disposé à proximité de l’entrée de gaz 11. Cette disposition permet d’exposer l’échangeur thermique 33 à un flux d’air à température extérieure, en particulier avant que cet air ne soit échauffé par son passage dans le bloc-moteur 17. En outre, l’utilisation du bloc-moteur 17 pour délimiter l’une des conduites du circuit d’air permet que la circulation d’air refroidissant le circuit de refroidissement 31 assure également un renouvellement de l’air à l’intérieur du bloc-moteur 17. On réalise ainsi une ventilation de l’enceinte 49. On fait référence à la FIG. 2 . Cette figure représente un deuxième mode de réalisation du système de génération de puissance électrique selon l’invention. Ce deuxième mode de réalisation se distingue du premier mode de réalisation essentiellement par la disposition de son circuit de refroidissement, en particulier la disposition de son échangeur thermique. Les éléments analogues à ceux décrits en relation avec la FIG. 1 portent les mêmes références numériques. Dans ce deuxième mode de réalisation, l’échangeur thermique 33 est disposé à proximité de la portion d’extrémité 42 de la conduite d’évacuation 41. La boucle de refroidissement 35 est allongée par rapport à celle du premier mode de réalisation. L’agencement de la portion d’extrémité 42 est en outre modifié de manière à former un dégagement 44 à proximité de l’échangeur thermique 33. Ce dégagement 44 permet de faciliter l’intégration de l’échangeur thermique 33. Ce dégagement 44 permet en outre d’augmenter la circulation d’air autour de l’échangeur thermique 33, et donc de refroidir celui-ci plus efficacement. On fait référence à la FIG. 3 . Cette figure représente un troisième mode de réalisation d'un système de génération de puissance électrique à effet de pompe à jet. Les éléments analogues à ceux décrits en relation avec la FIG. 1 portent les mêmes références numériques. Ce troisième mode de réalisation se distingue du premier mode de réalisation par la disposition de son circuit de refroidissement 31, en particulier la disposition de son échangeur thermique 33, et par l’agencement de son circuit gazeux. Dans ce troisième mode de réalisation, l’échangeur thermique 33 et une partie de la boucle de refroidissement 35 sont disposés à l’extérieur du bloc-moteur 17. L’échangeur thermique 33 et cette partie de la boucle de refroidissement 35 sont disposés entre le bloc-moteur 17 et la portion de carénage 15. L’échangeur thermique 33 est disposé à proximité de l’entrée de gaz 11. Le bloc-moteur 17 présente, par exemple, des alésages, agencés pour permettre le passage de la boucle de refroidissement 35. La boucle de refroidissement 35 relie l’électronique de puissance 21, logée à l’intérieur du bloc-moteur 17, et l’échangeur thermique 33, disposé à l’extérieur de celui-ci. Dans ce troisième mode de réalisation, le circuit gazeux comprend un circuit principal et un circuit secondaire, distincts l’un de l’autre. Le circuit principal est agencé pour desservir le moteur 23 et assurer la ventilation du bloc-moteur 17. Le circuit principal relie fluidiquement l’entrée de gaz 11 à la sortie gaz 13. Le circuit principal comprend la conduite d’évacuation 41, en particulier la portion d’extrémité 42 de celle-ci. Le circuit principal comprend en outre le circuit moteur 46 tel que décrit en relation avec la FIG. 1 . Le circuit principal comprend encore une conduite d’entrée 151, structurellement analogue à la conduite d’entrée décrite en relation avec la FIG. 1 . Le circuit principal comprend encore une enceinte 149, structurellement analogue à l’enceinte décrite en relation avec la FIG. 1 . La conduite d’entrée 151 et l’enceinte 149 du troisième mode de réalisation présentent des fonctions différentes de celles décrites pour la conduite d’entrée et l’enceinte du premier mode de réalisation. À la différence de ce qui a été décrit en relation avec la FIG. 1 , le flux d’air qui entre par la conduite d’entrée 151, comme représenté par la flèche 99, puis qui circule dans l’enceinte 149, comme représenté par les flèches 97, est uniquement destiné à la ventilation du bloc-moteur 17. Ce flux d’air n’assure pas le refroidissement du circuit de refroidissement 31. En particulier, ce flux d’air n’assure pas le refroidissement de l’échangeur thermique 33, lequel se trouve hors de l’enceinte 149. Le circuit secondaire est agencé pour assurer le refroidissement du circuit de refroidissement 31. En particulier, le circuit secondaire est agencé pour recevoir la circulation d’air refroidissant l’échangeur thermique 33. Le circuit secondaire relie fluidiquement l’entrée de gaz 11 à la sortie de gaz 13. Le circuit secondaire comprend une conduite d’air 53, qui relie fluidiquement l’entrée de gaz 11 à la sortie de gaz 13. Ici, la conduite d’air 53 est délimitée, en partie, par la portion de carénage 15, le bloc-moteur 17, la conduite d’évacuation 41, la conduite d’entrée 151 et la conduite d’alimentation 45. La portion de carénage 15 peut, comme ici, présenter, sur l’entrée de gaz 11, une autre partie en saillie formant un deuxième déflecteur 20. La portion de carénage 15 peut, comme ici, présenter, sur la sortie de gaz 13, une partie en saillie formant un troisième déflecteur 18. Le deuxième déflecteur 20 et le troisième déflecteur 18 sont agencés pour délimiter en partie la conduite d’air 53. Lorsque les gaz d’échappement provenant du moteur 23 traversent la portion d’extrémité 42 de la conduite d’évacuation 41, un premier effet de pompe à jet, similaire à celui décrit en relation avec la FIG. 1 , entraîne à la fois une aspiration d’air dans la conduite d’alimentation 45, comme représenté par la flèche 81 et une aspiration d’air dans la conduite d’entrée 151, comme représenté par la flèche 99. Dans une moindre mesure, ce premier effet de pompe à jet entraîne également une aspiration d’air dans la conduite d’air 53, comme représenté par la flèche 189. En outre, lorsque les gaz d’échappement sortent de la conduite d’évacuation 41, cela entraîne, à la sortie de gaz 13, un deuxième effet de pompe à jet. Ce deuxième effet de pompe à jet contribue à entraîner l’aspiration d’air dans la conduite d’air 53, à l’entrée de gaz 11. L’air aspiré dans la conduite d’air 53, représenté par la flèche 189, vient refroidir l’échangeur thermique 33, puis circule le long de la conduite d’air 53, comme représenté par les flèches 187. Cet air est ensuite évacué par la sortie de gaz 13. La disposition de l’échangeur thermique 33 entre le bloc-moteur 17 et la portion de carénage 15 permet de réduire l’encombrement du système 10. L'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits plus hauts, mais englobe toutes les variantes envisageables par l'homme de l'art. Système de génération de puissance électrique pour un aéronef à source d’énergie hybride, le système comprenant : un moteur (23) à combustion agencé pour fournir une puissance mécanique, une électronique de puissance (21) agencée pour convertir la puissance mécanique fournie par le moteur (23) en puissance électrique pour la propulsion de l’aéronef, un échangeur thermique (33) relié à l’électronique de puissance (21), une entrée de gaz (11) et une sortie de gaz (13), un circuit gazeux reliant fluidiquement l’entrée de gaz (11) à la sortie de gaz (13), le circuit gazeux débouchant sur la sortie de gaz (13) au moins par une conduite d’évacuation (41), cette conduite d’évacuation (41) présentant une portion d’extrémité (42), à l’opposé de la sortie de gaz (13), le circuit gazeux comprenant un premier circuit, agencé pour alimenter le moteur (23) en air provenant de l’entrée de gaz (11) et pour évacuer des gaz d’échappement du moteur (23) vers la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41), le circuit gazeux comprenant en outre un deuxième circuit, reliant fluidiquement l’entrée de gaz (11) à la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41), le deuxième circuit étant agencé pour recevoir une circulation d’air provenant de l’entrée de gaz (11) et propre à refroidir l’échangeur thermique (33), cette circulation d’air étant générée par effet de pompe à jet lorsque les gaz d’échappement traversent la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Système selon la revendication 1, dans lequel l’électronique de puissance (21) est propre à fournir une puissance électrique comprise entre 100 kW et 1 MW. Système selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel l’électronique de puissance (21) est propre à fonctionner à des tensions comprises entre 500 V et 800 V. Système selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le moteur (23) et l’électronique de puissance (21) sont conçus pour fonctionner de manière permanente lorsque l’aéronef est en vol. Système selon l’une des revendications 1 à 4, comprenant en outre un bloc-moteur (17), logeant le moteur (23), l’électronique de puissance (21) et l’échangeur thermique (33), le bloc-moteur (17) délimitant, au moins en partie, une conduite pour le deuxième circuit, et la circulation d’air propre à refroidir l’échangeur thermique (33) étant en outre propre à assurer un renouvellement de l’air à l’intérieur du bloc-moteur (17). Système selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel le premier circuit comprend une conduite d’échappement (47), agencée pour évacuer des gaz d’échappement du moteur (23) vers la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Système selon la revendication 6, dans lequel un rapport entre une section en sortie de la conduite d’échappement (47) et une section en entrée de la portion d’extrémité (42) est de l’ordre de 1 : 2. Système selon l’une des revendications 6 et 7, dans lequel la distance entre une sortie de la conduite d’échappement (47) et une entrée de la portion d’extrémité (42) est sensiblement nulle. Système selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel l’échangeur thermique (33) est disposé à proximité de l’entrée de gaz (11), à distance de la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41). Système selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel la portion d’extrémité (42) de la conduite d’évacuation (41) présente un dégagement (44), l’échangeur thermique (33) étant disposé à proximité de ce dégagement (44). Aéronef à source d’énergie hybride, comprenant le système de l’une des revendications 1 à 10.