EP3947937A1 - Système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef - Google Patents

Système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef

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Publication number
EP3947937A1
EP3947937A1 EP20713645.8A EP20713645A EP3947937A1 EP 3947937 A1 EP3947937 A1 EP 3947937A1 EP 20713645 A EP20713645 A EP 20713645A EP 3947937 A1 EP3947937 A1 EP 3947937A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
circulation
transfer fluid
heat transfer
cooling system
turbojet
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP20713645.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Julien CORBIN
David Pereira
Vincent Peyron
Jean-Nicolas BOUCHOUT
Caroline DANG
Nicolas CHOUQUET
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
Publication of EP3947937A1 publication Critical patent/EP3947937A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft turbojet cooling systems.
  • An aircraft is propelled by one or more propulsion units each comprising a turbojet engine housed in a nacelle.
  • Each propulsion unit is attached to the aircraft by a mast generally located under or on a wing or at the level of the fuselage of the aircraft.
  • a turbojet can also be called an engine.
  • engine and turbojet will be used interchangeably.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising an upstream section comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a middle section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section capable of housing thrust reversal means and intended to surround the engine. combustion chamber of the turbojet, and is generally terminated by an ejection nozzle whose outlet is located downstream of the turbojet.
  • a nacelle usually comprises an external structure comprising a fixed part and a movable part (thrust reverser means), and a fixed internal structure, called the Inner Fixed Structure (IFS), concentric with the external structure.
  • IFS Inner Fixed Structure
  • the fixed internal structure surrounds the core of the turbojet engine behind the fan.
  • These external and internal structures define an annular flow stream, also called a secondary stream, aimed at channeling a flow of cold air, called secondary, which circulates outside the turbojet.
  • the external structure comprises an external fairing defining an external aerodynamic surface, and an internal fairing defining an internal aerodynamic surface, the internal and external fairings being connected upstream by a leading edge wall forming an air intake lip.
  • the turbojet comprises a set of blades (compressor and possibly fan or non-ducted propeller) driven in rotation by a gas generator through a set of transmission means.
  • a turbojet engine controller called EEC (Electronic Engine Controller) or FADEC (Full Authority Digital Engine Controller) controls the engine during various flight phases of the aircraft.
  • the different flight phases of an aircraft are taxiing, the fixed point before takeoff, aborted takeoff or takeoff, climb, cruise, descent, approach, landing, aborted landing, and braking with reverse thrust.
  • a lubricant distribution system is provided in the turbojet to ensure good lubrication of these transmission means and to cool them.
  • the lubricant is oil. In the remainder of the description, the terms lubricant and oil will be used interchangeably.
  • a cooling system comprising a heat exchanger cools the lubricant.
  • cooling systems comprising an air / oil exchanger using cold air taken from the secondary stream of the nacelle or from one of the first compressor stages to cool the oil of the turbojet.
  • Such an exchanger is a finned exchanger. It has fins in the cold air flow which disrupt the flow of the air flow in the secondary duct or in the compressor, which leads to pressure losses (drag), and therefore performance losses for the aircraft in terms of fuel consumption (parameter FB (Fuel Burn)).
  • cooling systems comprising an air / oil exchanger using cold air taken from outside the nacelle by a scoop placed on the outer fairing of the nacelle, the cold air being circulated through the nacelle.
  • 'exchanger and can be used for defrosting the nacelle, once heated by the lubricant, by circulation in conduits arranged in contact with the walls of the external structure of the nacelle, for example at the level of the air inlet lip.
  • Such a cooling system allows better control of the heat energy exchanged, but the presence of scoops in the external fairing of the nacelle causes a loss of aerodynamic performance, in the same way as a finned heat exchanger, and therefore losses of air. performance for the aircraft in terms of fuel consumption (parameter FB (Fuel Burn)).
  • Such cooling systems must make it possible to cool the turbojet as a function of the needs of the turbojet, which may vary according to the different phases of flight.
  • the invention relates to a cooling system for a turbojet for an aircraft of the type comprising a turbojet engine and a nacelle having an external structure comprising an external fairing defining an external aerodynamic surface, and an internal fairing defining an internal aerodynamic surface, the cooling system comprising: - At least a first exchanger, called hot source exchanger, between a coolant and a turbojet lubricant,
  • At least one second exchanger called a cold source exchanger, between the heat transfer fluid and the air, and
  • said heat transfer fluid circulation duct comprising at least one portion forming the cold source exchanger intended to be placed in the nacelle in contact with the internal and / or external fairing of the nacelle, the cooling system being characterized in that it comprises at least one means of regulating the heat taken from the lubricant of the turbojet, controlled by a control module of the regulating means intended to receive information according to the different phases of flight.
  • the information according to the different flight phases is received indirectly by the control module.
  • the information according to the various flight phases is received by a controller of the turbojet engine and then transmitted to the control module.
  • the cold source exchanger is a surface exchanger.
  • the means for regulating the heat taken from the lubricant of the turbojet engine is a means for regulating the cooling system. It makes it possible to regulate the heat exchange between the lubricant and the heat transfer fluid in the hot source exchanger and / or the heat exchange between the heat transfer fluid and the air in the cold source exchanger.
  • the cooling system is able to operate in an adapted manner according to the needs of the different flight phases, that is to say to dissipate the heat of the turbojet lubricant thanks to the coolant cooled by the cold source heat exchanger integrated into the engine.
  • the nacelle according to its needs for each of the flight phases, which ensures its operation without degrading the availability of the turbojet.
  • the cooling system of the invention comprises one or more of the following optional characteristics considered alone or in all possible combinations.
  • the portion of the circulation duct intended to be placed in the nacelle in contact with the internal and / or external fairing is intended to be structural with the internal and / or external fairing of the nacelle.
  • the means for regulating the heat taken from the lubricant of the turbojet engine comprises a means for mechanically regulating the flow rate of circulation of the coolant, such as a mechanical pump.
  • the means for mechanically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is advantageously intended to take the mechanical power necessary to ensure the flow rate of circulation to a shaft driven by the turbojet, for example at an outlet of an accessory box ( AGB) of the turbojet.
  • the control module of the means for mechanical regulation of the heat transfer fluid circulation flow rate is a reducing member arranged between the mechanical control means of the heat transfer fluid circulation flow rate and an accessory box outlet (AGB) of the turbojet.
  • the information received by the control module of the means for mechanically regulating the circulation flow rate of the heat transfer fluid is the temperature and / or the pressure and / or the flow rate of the heat transfer fluid and / or the temperature of the lubricant.
  • the cooling system then further comprises a temperature sensor and / or a pressure sensor and / or a coolant flow sensor, arranged in the heat transfer fluid circulation duct, and / or a lubricant temperature sensor, arranged in a lubricant circulation duct.
  • the speed of the turbojet is variable according to the different phases of flight of the aircraft.
  • the control module of the means for mechanically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid makes it possible to control the means for mechanical regulation of the flow rate of flow of the heat transfer fluid according to the flight phases of the aircraft.
  • the means for mechanically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is intended to ensure a constant flow rate during the various phases of flight.
  • the means for mechanically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is intended to ensure a variable flow rate during the different flight phases, the flow rate being constant within the same flight phase.
  • the means for mechanically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is intended to ensure a variable flow rate during the different flight phases, the flow rate being regulated in real time according to the information received by the controller of the turbojet engine. .
  • the means for regulating the heat taken from the lubricant of the turbojet engine comprises means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid comprising an electric motor, such as an electric pump.
  • the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is advantageously intended to draw the electrical power necessary to ensure the flow rate of circulation to an electrical source originating either from the aircraft or from the turbojet.
  • the cooling system comprises a power module intended to take the electrical power necessary to ensure the flow of circulation to an electrical source coming either from the aircraft or from the turbojet, the power module being controlled by the module.
  • control means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid.
  • the power module can be a simple switching device (semiconductor switch or electromechanical switch) or else made up of one or more power conversion stages (AC / DC rectifier and DC / AC inverter for example).
  • control module of the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the coolant fluid is housed by a component of the turbojet such as a controlling member of the turbojet (EEC).
  • the controller of the turbojet engine is intended to control both the turbojet engine and the means for electrically regulating the flow rate of the heat transfer fluid.
  • control module of the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the coolant fluid is a control module dedicated to the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the coolant fluid, said module being controlled by a member of the turbojet such as a control member of the turbojet.
  • the power module is housed by a component of the turbojet, such as a controlling member of the turbojet (EEC) or any other electronic equipment of the turbojet.
  • a component of the turbojet such as a controlling member of the turbojet (EEC) or any other electronic equipment of the turbojet.
  • the power module is dedicated to the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid.
  • the information received by the control module of the means for electrically regulating the circulation flow rate of the heat transfer fluid is the temperature and / or the pressure and / or the flow rate of the heat transfer fluid and / or the temperature of the lubricant.
  • the cooling system then further comprises a temperature sensor and / or a pressure sensor and / or a coolant flow sensor, arranged in the heat transfer fluid circulation duct, and / or a lubricant temperature sensor, arranged in a lubricant circulation duct.
  • the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is an electric pump with an electric motor of the asynchronous or synchronous or BLDC (Brushless DC) or direct current type.
  • the control module of the electric pump is of the digital or analog type, and is able to control the power module to ensure a function of slaving the speed of rotation of the pump.
  • the electric motor and the power module are polyphase.
  • the number of electrical phases of the motor is in particular greater than three, this characteristic allows a certain tolerance to failure, which therefore makes it possible to improve the operational availability of the cooling system.
  • the power module is controlled by several control modules of the means for electrically regulating the circulation flow rate of the heat transfer fluid, which are independent.
  • independent is meant functionally independent and electrically segregated from one another.
  • the cooling system then advantageously comprises an electrical switching device making it possible to select one or other of the control modules of the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid.
  • a dispatcher is inherently very available.
  • the cooling system comprises several electrical means for regulating the circulation flow rate of the heat transfer fluid mounted in parallel in the circulation pipe for the heat transfer fluid, each means for electrically regulating the flow rate of the heat transfer fluid comprising a power module independent, controlled by a control module dedicated to the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the coolant, the control module being controlled by a controlling member of the turbojet.
  • independent is meant functionally independent and electrically segregated.
  • these means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid, arranged in parallel are controlled in active / active mode, that is to say they are all operational at an instant T and share the total flow to be provided.
  • the electrical means for regulating the flow rate of circulation of the functional heat transfer fluid ensure the excess flow rate not supplied by the faulty one.
  • these means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid are controlled in active / inactive mode (or “stand by” in English terminology), that is to say only one means regulation electrical flow of the circulation of the heat transfer fluid is active at a time T while the others are inactive and are activated in the event of failure of the electrical control means of the flow of circulation of the active coolant.
  • the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is intended to ensure a constant flow rate during the various phases of flight.
  • the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is intended to ensure a variable flow rate during the different flight phases, the flow rate being constant within the same flight phase.
  • the means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid is intended to ensure a variable flow rate during the various flight phases, the flow rate being regulated in real time according to the information received by the controller of the turbojet engine. .
  • cooling systems are subject to thermal, vibratory, pressure at altitude, etc. stresses. linked to the harsh environment in which the turbojet nacelle operates throughout the flight phases. In particular, under the effect of temperature, the heat transfer fluid expands. The cooling system must thus be able to accommodate this variation in volume occupied by the heat transfer fluid.
  • the cooling system comprises an expansion vessel making it possible to accommodate the variation in volume occupied by the heat transfer fluid.
  • the expansion vessel is closed.
  • the pressure in the expansion vessel is directly related to the volume occupied by the coolant in the expansion vessel. This characteristic advantageously makes it possible to control a maximum and / or minimum pressure in certain portions of the heat transfer fluid circulation duct by acting only on the capacity (volume) of the reservoir.
  • the pressure is limited in certain portions, for example in the cold source exchanger, which makes it possible to avoid a bursting of the heat transfer fluid circulation duct, and a minimum pressure is ensured in other portions, such as for example at the inlet of the means for regulating the circulation flow rate of the heat transfer fluid.
  • a means for electrically regulating the flow rate of the heat transfer fluid is integrated into the expansion vessel. This saves space, in order to facilitate the integration of the cooling system into the aerodynamic lines of the nacelle.
  • the cooling system according to the invention makes it possible to meet dimensioning requirements so as to be able to be integrated into the aerodynamic lines of the nacelle.
  • the means for electrically regulating the flow of heat transfer fluid is immersed in the expansion vessel.
  • the means for electrically regulating the flow of heat transfer fluid is integrated into a wall of the expansion vessel.
  • the means for electrically regulating the flow of heat transfer fluid is removable.
  • the means for regulating the heat taken from the lubricant is a load shedding member capable of at least partially deflecting the circulation of the heat transfer fluid, so that it does not circulate or circulate with a partial flow rate in the exchanger. hot spring.
  • the shedding member is arranged in the closed loop, between the hot source exchanger and the cold source exchanger.
  • the unballasting member is a valve arranged in a conduit parallel to the hot source exchanger.
  • the means for regulating the heat taken from the lubricant is a shedding member capable of at least partially deflecting the circulation of the lubricant, so that it does not circulate or circulate with a partial flow in the source exchanger. hot.
  • the shedding member is arranged in a lubricant circulation duct.
  • the unballasting member is a valve arranged in a conduit parallel to the hot source exchanger.
  • the cooling system comprises a shedding member capable of at least partially deflecting the circulation of the heat transfer fluid, so that it does not circulate or circulates with a partial flow rate in the hot source exchanger, and a member load shedding capable of at least partially deflecting the circulation of the lubricant, so that it does not circulate or circulates with a partial flow rate in the hot source exchanger.
  • the cooling system comprises a means for mechanical or electrical regulation of the flow rate of the heat transfer fluid and a load shedding member capable of diverting the flow of the heat transfer fluid and / or the lubricant, so that it does not circulate or circulate. with a partial flow in the hot source exchanger.
  • FIG. 1 is a schematic view of a cooling system comprising a means for mechanically regulating the flow rate of the heat transfer fluid;
  • FIG. 2 is a schematic view of a cooling system comprising means for electrically regulating the flow rate of circulation of coolant according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a schematic view of a cooling system comprising means for electrically regulating the flow rate of heat transfer fluid according to a second embodiment of the invention
  • FIG. 4 is a schematic view of a cooling system comprising means for electrically regulating the flow rate of the heat transfer fluid according to a third embodiment of the invention
  • FIG. 5 is a schematic view of a cooling system comprising means for electrically regulating the flow rate of heat transfer fluid according to a fourth embodiment of the invention.
  • FIG. 6 is a schematic view of a cooling system comprising means for electrically regulating the flow rate of the heat transfer fluid according to a fifth embodiment of the invention.
  • FIG. 7A is a curve illustrating a first mode of operation of the regulating means of FIGS. 1 to 6;
  • FIG. 7B is a curve illustrating a second mode of operation of the regulating means of FIGS. 1 to 6;
  • FIG. 7C is a curve illustrating a third mode of operation of the regulating means of FIGS. 1 to 6;
  • FIG. 8 is a schematic view of a cooling system comprising a load shedding member capable of at least partially deflecting the circulation of the heat transfer fluid;
  • FIG. 9 is a schematic view of a cooling system comprising a load shedding member capable of at least partially deflecting the circulation of the lubricant;
  • FIG. 10 is a schematic view of the cooling system of FIG. 2 comprising two cold source exchangers
  • FIG. 11A is a schematic view illustrating a first variant of an expansion vessel comprising means for electrically regulating the flow rate of the heat transfer fluid
  • FIG. 11B is a schematic view illustrating a second variant of an expansion vessel comprising means for electrically regulating the heat transfer fluid circulation flow rate.
  • FIG. 1 represents a cooling system 10 for lubricant H for an aircraft turbojet.
  • the cooling system 10 comprises a first exchanger 12, called hot source exchanger, between a coolant C and the lubricant H, a second exchanger 14, called cold source exchanger, between the coolant C and air F, and a circulation pipe 15 of coolant C in a closed circuit.
  • the cooling system 10 comprises, on the circulation pipe 15 for the coolant C, an expansion vessel 32 and a mechanical pump 22.
  • the expansion vessel 32 is closed so that its volume is linked to the pressure of the circulation duct 15 of the coolant C.
  • the choice of the volume of the expansion vessel makes it possible not to exceed a maximum pressure in certain portions of the circulation pipe 15 of the coolant C, typically between 5 and 10 bars maximum in the hot source and / or cold source exchangers when the heat transfer fluid has a temperature between 50 and 150 ° C.
  • the choice of the volume of the expansion vessel makes it possible to ensure a minimum pressure in certain portions of the circulation duct 15 of the coolant C, typically between 0 and 1 bar minimum at the pump inlet when the coolant has a temperature between -55 ° C and 0 ° C.
  • the mechanical pump 22 comprises a mechanical shaft 16 intended to be driven by an accessory box outlet 17 (AGB) of the turbojet via a reduction member 17 '.
  • the accessory box 17 is a component of the turbojet engine.
  • the outlet of the accessory box 17 is driven according to the speed of the turbojet engine which varies according to the different phases of flight.
  • the mechanical pump 22 is a means of regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid C in the circulation duct 15, and more precisely a means of mechanical regulation of the flow rate of circulation of the heat transfer fluid C in the circulation duct 15.
  • the mechanical pump 22 is a means of regulating the heat taken from the lubricant H of the turbojet.
  • the accessory box 17 is a source of mechanical power.
  • the reduction member 17 ' is a control module for the mechanical pump 22, which makes it possible to control the mechanical pump 22 according to the speed of the turbojet engine which varies according to the different phases of flight.
  • the reduction member 17 ' is controlled by a control unit 26 (EEC) of the turbojet.
  • EEC control unit 26
  • the controller of the turbojet performs a function of regulating the mechanical pump.
  • Temperature sensors 18 of the coolant C and pressure 20 are arranged in the circulation duct 15 of the coolant C.
  • a temperature sensor 19 of the lubricant H is disposed in a circulation duct of the lubricant H.
  • the sensors temperature 18, 19 of the coolant C and of the lubricant H, and the pressure sensor 20, send information I to the controller 26 of the turbojet which is able to control the reduction member 17 'as a function of all or part of this information I, during the various phases of flight.
  • the turbojet engine controller 26 establishes control orders to the reduction member 17 ', as a function of the heat dissipation needs of the turbojet engine, these needs being variable depending on the flight phase.
  • the expansion vessel 32 further comprises a pressure sensor 34 intended to return information I to the control member of the turbojet 26.
  • the pressure sensor 20 is arranged in the circulation pipe 15 of the heat transfer fluid C, at the outlet of the pump 22 ', the temperature sensor 18 of the heat transfer fluid C is arranged in the heat transfer pipe.
  • circulation 15 of the coolant C, at the outlet of the hot source exchanger 12, and the temperature sensor 19 of the lubricant H is arranged in a lubricant circulation duct, at the outlet of the hot source exchanger 12.
  • the cooling system comprises a pressure sensor at the pump inlet.
  • the cooling system comprises a pressure sensor at the outlet and at the pump inlet.
  • the reduction member 17 ' is therefore intended to receive information according to the different flight phases, via the turbojet engine controller 26.
  • the reduction member 17 ' is part of the turbojet.
  • the control module of the mechanical pump 22 is housed by a component of the turbojet.
  • the reduction member 17 ′ may have a fixed or variable reduction ratio.
  • FIG. 2 represents a cooling system 10 'comprising an electric pump 22' according to a first embodiment.
  • the electric pump 22 ' comprises an electric motor 27.
  • the electric pump 22 ′ is a means of regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid C in the circulation duct 15, and more precisely a means of electric regulation of the flow rate of circulation of the heat transfer fluid C in the circulation duct 15.
  • the electric pump 22 ' is a means of regulating the heat taken from the lubricant H of the turbojet.
  • the cooling system 10 comprises a power module 28 supplied by an electrical source 29 coming from the turbojet or from the aircraft and a control module 24 of the power module 28.
  • the power module 28 is intended to take the electrical power necessary to ensure the flow of circulation to the electrical source 29.
  • the control module 24 of the electric pump 22 ' is able to control the power module 28 to ensure the control and the power supply of the electric pump 22'.
  • the control module 24 of the electric pump 22 ' is controlled by a controller 26 (EEC) of the turbojet.
  • EEC controller 26
  • the controller of the turbojet performs a function of regulating the speed of rotation of the pump.
  • Temperature sensors 18 of the coolant C and pressure 20 are arranged in the circulation duct 15 of the coolant C.
  • a temperature sensor 19 of the lubricant H is disposed in a circulation duct of the lubricant H.
  • the sensors temperature 18, 19 of the coolant C and of the lubricant H, and the pressure sensor 20, send information I to the controller 26 of the turbojet engine which is able to control the control module 24 of the electric pump 22 'in depending on all or part of this information I, during the various phases of flight.
  • the controller 26 of the turbojet engine establishes control orders to the control module 24 of the electric pump 22 ', as a function of the heat dissipation needs of the turbojet, these needs being variable depending on the phase of flight.
  • the expansion vessel 32 further comprises a pressure sensor 34 intended to return information I to the control member of the turbojet 26.
  • the pressure sensor 20 is arranged in the circulation pipe 15 of the heat transfer fluid C, at the outlet of the pump 22 ', the temperature sensor 18 of the heat transfer fluid C is arranged in the heat transfer pipe.
  • circulation 15 of the coolant C, at the outlet of the hot source exchanger 12, and the temperature sensor 19 of the lubricant H is arranged in a lubricant circulation duct, at the outlet of the hot source exchanger 12.
  • the cooling system comprises a pressure sensor at the pump inlet.
  • the cooling system comprises a pressure sensor at the outlet and at the pump inlet.
  • control module 24 and the power module 28 of the electric pump 22 ' are modules dedicated to the electric pump 22'.
  • FIG. 3 represents a cooling system 10 'comprising an electric pump 22' according to a second embodiment.
  • control module 24 of the electric pump 22 ' is housed by the controller 26 of the turbojet.
  • the controller 26 of the turbojet performs a function of controlling the turbojet and a function of controlling the electric pump 22 '.
  • the power module 28 is dedicated to the electric pump 22 '. It provides an electrical power supply function for the pump 22 '.
  • FIG. 4 represents a cooling system 10 'comprising an electric pump 22' according to a third embodiment.
  • control module 24 of the electric pump 22 ' is housed by the controller unit 26 of the turbojet and the power module 28 is housed by a member 25 of the turbojet.
  • the power module 28 and the control module 24 of the electric pump 22 ' are housed by the controller 26 of the turbojet.
  • FIG. 5 shows a cooling system 10 "comprising an electric pump 22" according to a fourth embodiment.
  • the electric motor 27 and the power module 28 of the electric pump 22 "are polyphase.
  • This embodiment is therefore an interesting compromise between improving the availability of the cooling system 10 "and the mass of the cooling system.
  • the power module 28 and the electric pump 22" are not duplicated.
  • the cooling system 10 “comprises two control modules 24a, 24b of the electric pump 22", independent, and the cooling system 10 "comprises an electrical switching device 30 making it possible to select one or the other of the control modules 24a, 24b of the electric pump 22 ".
  • FIG. 6 represents a cooling system 10 ′ ′′ comprising two electric pumps 22 ′ a, 22 ′ b, mounted in parallel in the circulation duct 15 of the heat transfer fluid C, each pump comprising an electric motor 27 a, 27 b.
  • each pump 22'a, 22'b comprises a power module 28a, 28b, and a control module 24a, 24b, independent, dedicated to the electric pump, the control modules 24a, 24b being controlled by the turbojet engine controller 26.
  • Each power module 28a, 28b is supplied by an electric source 29a, 29b.
  • each pump 22'a, 22'b comprises a power module 28a, 28b, independent, dedicated to the electric pump 22'a, 22'b, and a control module 24a, 24b, independent, hosted by the turbojet engine controller 26.
  • each pump 22'a, 22'b comprises an independent power module 28a, 28b, housed by a member 25 of the turbojet or the controller of the turbojet 26, and a control module 24 housed by the turbojet engine controller 26.
  • FIG. 7A shows that the means for regulating the heat withdrawn from the lubricant is provided by a means for regulating the circulation flow rate of the heat transfer fluid C.
  • This regulation is provided by an all or nothing type supply of the mechanical or electrical pump 22. 22 ', 22 ", 22'a, 22'b, the pump delivering a constant flow rate during the various phases of flight when it is powered.
  • the regulation of the circulation flow rate of the coolant C is ensured by a variable flow rate during the different flight phases, the flow rate being constant within the same flight phase.
  • the regulation of the circulation flow rate of the coolant C is ensured by a variable flow rate during the various flight phases, the flow rate being regulated in real time according to the information I received by the controller unit of the turbojet 26.
  • FIG. 8 illustrates a cooling system 100 comprising a load shedding member 36 capable of at least partially deflecting the circulation of the coolant C, so that it does not circulate or circulate with a partial flow in the hot source exchanger 12 , the unloading member 36 being a bypass valve arranged in the closed loop the circulation pipe 15 for the coolant C, between the hot source exchanger 12 and the cold source exchanger 14.
  • bypass valve is arranged in a conduit parallel to the hot source exchanger 12.
  • the bypass valve 36 is a load shedding member capable of at least partially deflecting the circulation of the heat transfer fluid. It is a means of regulating the heat taken from the lubricant H.
  • the cooling system 100 of this embodiment further comprises an expansion vessel as described with regard to FIG. 1, an electric pump 22 'as described with regard to FIG. 2, as well as temperature sensors and pressure as described with regard to Figure 2.
  • the control module 24 of the electric pump 22 ' is also intended to control the bypass valve 36.
  • the bypass valve 36 is a passive member of the thermostatic valve type or an active member of the solenoid valve type.
  • control module dedicated to the bypass valve which makes it possible to control the bypass valve 36.
  • FIG. 9 illustrates a cooling system 100 ′ comprising a load shedding member 36 ′ capable of at least partially deflecting the circulation of the lubricant H, so that it does not circulate or circulate with a partial flow in the hot source exchanger. 12, the unloading member 36 'being a bypass valve arranged in the lubricant H circulating duct.
  • the bypass valve 36 ' is a passive member of the thermostatic valve type or an active member of the solenoid valve type.
  • FIG. 10 illustrates the cooling system 10 ′ of lubricant H of FIG. 2 comprising two cold source exchangers 14a, 14b arranged in parallel.
  • FIG. 11A illustrates a first variant of an expansion vessel 32 'comprising an electric pump 22' as means for electrically regulating the flow rate of circulation of coolant C.
  • the expansion vessel 32 ' is filled with a certain volume of coolant C thus leaving a gaseous sky 38 in the expansion vessel 32'. It has an inlet 32a for coolant C and an outlet 32b for coolant C.
  • FIG. 11B illustrates a second variant of an expansion vessel 32 '' comprising an electric pump 22 'as means for electrically regulating the flow rate of circulation of the heat transfer fluid.
  • the 32 ”expansion tank is filled with a certain volume of heat transfer fluid C, thus leaving a gas sky 38 in the 32” expansion tank. It has an inlet 32a for coolant C and an outlet 32b for coolant C.
  • the electric pump 22 'and its electric motor 27 are integrated into a wall of the expansion vessel 32', so that the electric pump 22 'and its electric motor 27 are removable.

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Abstract

L'invention concerne un système de refroidissement (10, 10', 10", 10'", 100, 100') de turboréacteur pour aéronef, le système de refroidissement comportant: - Au moins un premier échangeur (12), dit source chaude, entre un fluide caloporteur (C) et un lubrifiant (H) du turboréacteur, - Au moins un deuxième échangeur (14), dit source froide, entre le fluide caloporteur (C) et de l'air, - Un conduit de circulation (15) de fluide caloporteur (C) en circuit fermé, le système de refroidissement comprenant au moins un moyen de régulation (22, 22', 22", 22'a, 22'b, 36, 36') de la chaleur prélevée au lubrifiant, commandé par un module de commande (17', 24, 24a, 24b) du moyen de régulation, destiné à recevoir des informations (I) selon les différentes phases de vol.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef
La présente invention se rapporte au domaine des systèmes de refroidissement de turboréacteur pour aéronef.
Un aéronef est propulsé par un ou plusieurs ensembles propulsifs comprenant chacun un turboréacteur logé dans une nacelle. Chaque ensemble propulsif est rattaché à l'aéronef par un mât situé généralement sous ou sur une aile ou au niveau du fuselage de l'aéronef.
Un turboréacteur peut également être appelé moteur. Dans la suite de la description, les termes moteur et turboréacteur seront utilisés indifféremment.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une section amont comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval pouvant abriter des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
En outre, une nacelle comprend usuellement une structure externe comprenant une partie fixe et une partie mobile (moyens d'inversion de poussée), et une structure interne fixe, dite Inner Fixed Structure (IFS), concentrique de la structure externe. La structure interne fixe entoure le cœur du turboréacteur en arrière de la soufflante. Ces structures externe et interne définissent une veine annulaire d'écoulement, encore appelé veine secondaire, visant à canaliser un flux d'air froid, dit secondaire, qui circule à l'extérieur du turboréacteur.
La structure externe comporte un carénage externe définissant une surface aérodynamique externe, et un carénage interne définissant une surface aérodynamique interne, les carénages interne et externe étant reliés en amont par une paroi de bord d'attaque formant lèvre d'entrée d'air.
De manière générale, le turboréacteur comprend un ensemble de pales (compresseur et éventuellement soufflante ou hélice non carénée) entraînées en rotation par un générateur de gaz à travers un ensemble de moyens de transmission.
Un organe contrôleur du turboréacteur, nommé EEC (Electronic Engine Controller) ou FADEC (Full Authority Digital Engine Controller) permet de commander le moteur lors de différentes phases de vol de l'aéronef. Les différentes phases de vol d'un aéronef sont le roulage au sol (taxi), le point fixe avant décollage, le décollage ou le décollage avorté, la montée, la croisière, la descente, l'approche, l'atterrissage, l'atterrissage avorté, et le freinage avec inversion de poussée. Un système de distribution de lubrifiant est prévu dans le turboréacteur pour assurer une bonne lubrification de ces moyens de transmission et les refroidir. Le lubrifiant est de l'huile. Dans la suite de la description, on emploiera indifféremment les termes lubrifiant et huile.
Un système de refroidissement comportant un échangeur de chaleur permet de refroidir le lubrifiant.
Il existe des systèmes de refroidissement comportant un échangeur air/huile utilisant de l'air froid prélevé dans la veine secondaire de la nacelle ou dans un des premiers étages de compresseur pour refroidir l'huile du turboréacteur. Un tel échangeur est un échangeur à ailettes. Il comporte des ailettes dans le flux d'air froid qui perturbent l'écoulement du flux d'air dans la veine secondaire ou dans le compresseur, ce qui entraîne des pertes de charges (traînée), et donc des pertes de performances pour l'aéronef en termes de consommation de carburant (paramètre FB (Fuel Burn)).
Il existe également des systèmes de refroidissement comportant un échangeur air/huile utilisant de l'air froid prélevé à l'extérieur de la nacelle par une écope disposée sur le carénage externe de la nacelle, l'air froid étant mis en circulation à travers l'échangeur et pouvant servir au dégivrage de la nacelle, une fois réchauffé par le lubrifiant, par circulation dans des conduits disposés au contact des parois de la structure externe de la nacelle, par exemple au niveau de la lèvre d'entrée d'air. Un tel système de refroidissement permet un meilleur contrôle des énergies thermiques échangées, mais la présence d'écopes dans le carénage externe de la nacelle entraîne une perte des performances aérodynamiques, de la même manière qu'un échangeur à ailettes, et donc des pertes de performances pour l'aéronef en termes de consommation de carburant (paramètre FB (Fuel Burn)).
De tels systèmes de refroidissement doivent permettre de refroidir le turboréacteur en fonction des besoins du turboréacteur, qui peuvent varier selon les différentes phases de vol.
A cet effet, l'invention a pour objet un système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef du type comportant un turboréacteur et une nacelle présentant une structure externe comportant un carénage externe définissant une surface aérodynamique externe, et un carénage interne définissant une surface aérodynamique interne, le système de refroidissement comportant : - Au moins un premier échangeur, dit échangeur source chaude, entre un fluide caloporteur et un lubrifiant du turboréacteur,
- Au moins un deuxième échangeur, dit échangeur source froide, entre le fluide caloporteur et de l'air, et
- Un conduit de circulation de fluide caloporteur en circuit fermé,
ledit conduit de circulation du fluide caloporteur comportant au moins une portion formant l'échangeur source froide destinée à être disposée dans la nacelle au contact du carénage interne et/ou externe de la nacelle, le système de refroidissement étant caractérisé en ce qu'il comprend au moins un moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant du turboréacteur, commandé par un module de commande du moyen de régulation destiné à recevoir des informations selon les différentes phases de vol.
Les informations selon les différentes phases de vol sont reçues indirectement par le module de commande. En effet, comme il sera décrit par la suite, les informations selon les différentes phases de vol sont reçues par un organe contrôleur du turboréacteur puis transmises au module de commande.
L'échangeur source froide est un échangeur surfacique.
Le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant du turboréacteur est un moyen de régulation du système de refroidissement. Il permet de réguler l'échange de chaleur entre le lubrifiant et le fluide caloporteur dans l'échangeur source chaude et/ou l'échange de chaleur entre le fluide caloporteur et l'air dans l'échangeur source froide. Ainsi, le système de refroidissement est apte à fonctionner de manière adaptée selon les besoins des différentes phases de vol, c'est-à-dire à dissiper la chaleur du lubrifiant du turboréacteur grâce au fluide caloporteur refroidit par l'échangeur source froide intégré à la nacelle, en fonction de ses besoins pour chacune des phases de vol, ce qui permet d'assurer son fonctionnement sans dégrader la disponibilité du turboréacteur. Selon d'autres caractéristiques de l'invention, le système de refroidissement de l'invention comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles.
Selon une caractéristique, la portion du conduit de circulation destinée à être disposée dans la nacelle au contact du carénage interne et/ou externe, est destinée à être structural avec le carénage interne et/ou externe de la nacelle.
Par structural avec le carénage interne et/ou externe on entend que la portion du conduit de circulation est formée par une double paroi du carénage interne et/ou externe de la nacelle, c'est-à-dire que la zone au contact de l'air de chaque canal est formé par le carénage externe ou interne de la nacelle. Selon une caractéristique, le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant du turboréacteur comprend un moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur, tel qu'une pompe mécanique.
Le moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur est avantageusement destiné à prélever la puissance mécanique nécessaire à assurer le débit de circulation à un arbre entraîné par le turboréacteur, par exemple au niveau d'une sortie d'une boite à accessoires (AGB) du turboréacteur.
Le module de commande du moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur est un organe réducteur disposé entre le moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur et une sortie de boite à accessoire (AGB) du turboréacteur.
Les informations reçues par le module de commande du moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur sont la température et/ou la pression et/ou le débit du fluide caloporteur et/ou la température du lubrifiant.
Le système de refroidissement comporte alors en outre un capteur de température et/ou un capteur de pression et/ou un capteur de débit du fluide caloporteur, disposé dans le conduit de circulation du fluide caloporteur, et/ou un capteur de température du lubrifiant, disposé dans un conduit de circulation du lubrifiant.
En outre, le régime du turboréacteur est variable selon les différentes phases de vol de l'aéronef. Ainsi, le module de commande du moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur permet de commander le moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur selon les phases de vol de l'aéronef.
Selon une caractéristique, le moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur est destiné à assurer un débit constant lors des différentes phases de vol.
Selon une autre caractéristique, le moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur est destiné à assurer un débit variable au cours des différentes phases de vol, le débit étant constant au sein d'une même phase de vol. Selon une autre caractéristique, le moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur est destiné à assurer un débit variable au cours des différentes phases de vol, le débit étant régulé en temps réel selon les informations reçues par l'organe contrôleur du turboréacteur.
Selon une caractéristique, le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant du turboréacteur comprend un moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur comportant un moteur électrique, tel qu'une pompe électrique. Le moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur est avantageusement destiné à prélever la puissance électrique nécessaire à assurer le débit de circulation à une source électrique provenant soit de l'aéronef, soit du turboréacteur.
Selon une caractéristique, le système de refroidissement comprend un module de puissance destiné à prélever la puissance électrique nécessaire à assurer le débit de circulation à une source électrique provenant soit de l'aéronef, soit du turboréacteur, le module de puissance étant commandé par le module de commande du moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur.
Le module de puissance peut être un simple organe de commutation (interrupteur à semi-conducteur ou interrupteur électromécanique) ou bien constitué d'un ou plusieurs étages de conversion de puissance (redresseur AC/DC et onduleur DC/AC par exemple).
Selon une caractéristique, le module de commande du moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur est hébergé par un organe du turboréacteur tel qu'un organe contrôleur du turboréacteur (EEC).
Selon cette caractéristique, l'organe contrôleur du turboréacteur est destiné à contrôler à la fois le turboréacteur et le moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur.
En variante, le module de commande du moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur est un module de commande dédié au moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur, ledit module étant commandé par un organe du turboréacteur tel qu'un organe contrôleur du turboréacteur.
Selon une caractéristique, le module de puissance est hébergé par un organe du turboréacteur, tel qu'un organe contrôleur du turboréacteur (EEC) ou tout autre équipement électronique du turboréacteur.
En variante, le module de puissance est dédié au moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur.
Les informations reçues par le module de commande du moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur sont la température et/ou la pression et/ou le débit du fluide caloporteur et/ou la température du lubrifiant.
Le système de refroidissement comporte alors en outre un capteur de température et/ou un capteur de pression et/ou un capteur de débit du fluide caloporteur, disposé dans le conduit de circulation du fluide caloporteur, et/ou un capteur de température du lubrifiant, disposé dans un conduit de circulation du lubrifiant. Selon une caractéristique, le moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur est une pompe électrique à moteur électrique de type asynchrone ou synchrone ou BLDC (Brushless DC) ou à courant continu.
Le module de commande de la pompe électrique est du type numérique ou analogique, et est apte à commander le module de puissance pour assurer une fonction d'asservissement de la vitesse de rotation de la pompe.
Selon une caractéristique, le moteur électrique et le module de puissance sont polyphasés. Lorsque le nombre de phases électriques du moteur est en particulier supérieur à trois, cette caractéristique permet une certaine tolérance à la panne, ce qui permet donc d'améliorer la disponibilité opérationnelle du système de refroidissement. Selon un mode de réalisation, le module de puissance est commandé par plusieurs modules de commande du moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur, indépendants. Par indépendants on entend fonctionnellement indépendants et ségrégués électriquement entre eux.
Le système de refroidissement comporte alors avantageusement un dispositif d'aiguillage électrique permettant de sélectionner l'un ou l'autre des modules de commande du moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur. Un tel aiguilleur est intrinsèquement très disponible.
Selon une caractéristique, le système de refroidissement comporte plusieurs moyens de régulation électriques du débit de circulation du fluide caloporteur montés en parallèle dans le conduit de circulation du fluide caloporteur, chaque moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur comprenant un module de puissance indépendant, commandé par un module de commande dédié au moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur, le module de commande étant commandé par un organe contrôleur du turboréacteur. Par indépendant on entend fonctionnellement indépendant et ségrégué électriquement. Selon une caractéristique, ces moyens de régulation électriques du débit de circulation du fluide caloporteur, disposés en parallèle, sont commandés en mode actif/actif, c'est- à-dire qu'ils sont tous opérationnels à un instant T et se partagent le débit total à fournir. Ainsi, en cas de panne d'un moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur, les moyens de régulation électriques du débit de circulation du fluide caloporteur fonctionnels assurent le surplus de débit non fourni par celui en panne.
En variante, ces moyens de régulation électriques du débit de circulation du fluide caloporteur, disposés en parallèle, sont commandés en mode actif/inactif (ou « stand by » en terminologie anglophone), c'est-à-dire qu'un seul moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur est actif à un instant T tandis que les autres sont inactifs et sont activés en cas de panne du moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur actif.
Selon une caractéristique, le moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur est destiné à assurer un débit constant lors des différentes phases de vol.
Selon une autre caractéristique, le moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur est destiné à assurer un débit variable au cours des différentes phases de vol, le débit étant constant au sein d'une même phase de vol. Selon une autre caractéristique, le moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur est destiné à assurer un débit variable au cours des différentes phases de vol, le débit étant régulé en temps réel selon les informations reçues par l'organe contrôleur du turboréacteur.
En outre, de tels systèmes de refroidissement subissent des contraintes thermiques, vibratoires, de pression en altitude, etc. liées à l'environnement sévère dans lequel évolue la nacelle de turboréacteur tout au long des phases de vol. En particulier, sous l'effet de la température, le fluide caloporteur se dilate. Le système de refroidissement doit ainsi pouvoir s'accommoder de cette variation de volume occupé par le fluide caloporteur.
Ainsi, le système de refroidissement comporte un vase d'expansion permettant d'accommoder la variation de volume occupé par le fluide caloporteur.
Selon une caractéristique, le vase d'expansion est fermé. Ainsi, la pression dans le vase d'expansion est directement liée au volume occupé par le fluide caloporteur dans le vase d'expansion. Cette caractéristique permet avantageusement de maîtriser une pression maximale et/ou minimale dans certaines portions du conduit de circulation du fluide caloporteur en jouant uniquement sur la capacité (volume) du réservoir.
Ainsi, la pression est limitée dans certaines portions, par exemple dans l'échangeur source froide, ce qui permet d'éviter un éclatement du conduit de circulation du fluide caloporteur, et une pression minimale est assurée dans d'autres portions, comme par exemple en entrée du moyen de régulation du débit de circulation du fluide caloporteur.
Selon une caractéristique, un moyen de régulation électrique du débit du fluide caloporteur est intégré au vase d'expansion. Cela permet un gain de place, afin de faciliter l'intégration du système de refroidissement dans les lignes aérodynamiques de la nacelle. Ainsi, le système de refroidissement selon l'invention permet de répondre à des exigences de dimensionnement de façon à pouvoir être intégrés dans les lignes aérodynamiques de la nacelle.
Selon cette caractéristique, le moyen de régulation électrique du débit de fluide caloporteur est immergé dans le vase d'expansion.
En variante, le moyen de régulation électrique du débit de fluide caloporteur est intégré à une paroi du vase d'expansion.
Selon cette caractéristique, le moyen de régulation électrique du débit de fluide caloporteur est amovible.
Selon une caractéristique, le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant est un organe de délestage apte à dévier au moins en partie la circulation du fluide caloporteur, de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude.
Selon une caractéristique, l'organe de délestage est disposé dans la boucle fermée, entre l'échangeur source chaude et l'échangeur source froide.
Selon une caractéristique, l'organe de délestage est une vanne disposée dans un conduit parallèle à l'échangeur source chaude.
Selon une caractéristique, le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant est un organe de délestage apte à dévier au moins en partie la circulation du lubrifiant, de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude.
Selon cette caractéristique, l'organe de délestage est disposé dans un conduit de circulation du lubrifiant.
Selon une caractéristique, l'organe de délestage est une vanne disposée dans un conduit parallèle à l'échangeur source chaude.
Selon une caractéristique, le système de refroidissement comporte un organe de délestage apte à dévier au moins en partie la circulation du fluide caloporteur, de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude, et un organe de délestage apte à dévier au moins en partie la circulation du lubrifiant, de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude.
Selon une caractéristique, le système de refroidissement comporte un moyen de régulation mécanique ou électrique du débit du fluide caloporteur et un organe de délestage apte à dévier la circulation du fluide caloporteur et/ou du lubrifiant, de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre et à l'examen des figures annexées dans lesquelles :
[Fig. 1] est une vue schématique d'un système de refroidissement comprenant un moyen de régulation mécanique du débit de circulation de fluide caloporteur ;
[Fig. 2] est une vue schématique d'un système de refroidissement comprenant un moyen de régulation électrique du débit de circulation de fluide caloporteur selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 3] est une vue schématique d'un système de refroidissement comprenant un moyen de régulation électrique du débit de circulation de fluide caloporteur selon un deuxième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 4] est une vue schématique d'un système de refroidissement comprenant un moyen de régulation électrique du débit de circulation de fluide caloporteur selon un troisième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 5] est une vue schématique d'un système de refroidissement comprenant un moyen de régulation électrique du débit de circulation de fluide caloporteur selon un quatrième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 6] est une vue schématique d'un système de refroidissement comprenant un moyen de régulation électrique du débit de circulation de fluide caloporteur selon un cinquième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 7A] est une courbe illustrant un premier mode de fonctionnement du moyen de régulation des figures 1 à 6 ;
[Fig. 7B] est une courbe illustrant un deuxième mode de fonctionnement du moyen de régulation des figures 1 à 6 ;
[Fig. 7C] est une courbe illustrant un troisième mode de fonctionnement du moyen de régulation des figures 1 à 6 ;
[Fig. 8] est une vue schématique d'un système de refroidissement comprenant un organe de délestage apte à dévier au moins en partie la circulation du fluide caloporteur ;
[Fig. 9] est une vue schématique d'un système de refroidissement comprenant un organe de délestage apte à dévier au moins en partie la circulation du lubrifiant ;
[Fig. 10] est une vue schématique du système de refroidissement de la figure 2 comprenant deux échangeurs source froide ;
[Fig. 11A] est une vue schématique illustrant une première variante d'un vase d'expansion comportant un moyen de régulation électrique du débit de circulation de fluide caloporteur ; [Fig. 11B] est une vue schématique illustrant une deuxième variante d'un vase d'expansion comportant un moyen de régulation électrique du débit de circulation de fluide caloporteur.
Dans la description qui va suivre et dans les revendications, des composants identiques, similaires ou analogues seront désignés par les mêmes chiffres de référence.
La figure 1 représente un système de refroidissement 10 de lubrifiant H pour turboréacteur d'aéronef. Le système de refroidissement 10 comporte un premier échangeur 12, dit échangeur source chaude, entre un fluide caloporteur C et le lubrifiant H, un deuxième échangeur 14, dit échangeur source froide, entre le fluide caloporteur C et de l'air F, et un conduit de circulation 15 de fluide caloporteur C en circuit fermé.
Le système de refroidissement 10 comporte, sur le conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, un vase d'expansion 32 et une pompe mécanique 22.
Le vase d'expansion 32 est fermé de sorte que son volume est lié à la pression du conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C.
Le choix du volume du vase d'expansion (c'est-à-dire son dimensionnement) permet de ne pas dépasser une pression maximale dans certaines portions du conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, typiquement entre 5 et 10 bars maximum dans les échangeurs source chaude et/ou source froide lorsque le fluide caloporteur présente une température entre 50 et 150°C.
En outre, le choix du volume du vase d'expansion, permet d'assurer une pression minimale dans certaines portions du conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, typiquement entre 0 et 1 bar minimum en entrée de pompe lorsque le fluide caloporteur présente une température entre -55°C et 0°C.
La pompe mécanique 22 comporte un arbre mécanique 16 destinée à être entraîné par une sortie de boite à accessoire 17 (AGB) du turboréacteur via un organe réducteur 17'. La boite à accessoire 17 est un organe du turboréacteur. Ainsi, la sortie de boite à accessoire 17 est entraînée selon le régime du turboréacteur qui varie selon les différentes phases de vol.
La pompe mécanique 22 est un moyen de régulation du débit de circulation du fluide caloporteur C dans le conduit de circulation 15, et plus précisément un moyen de régulation mécanique du débit de circulation du fluide caloporteur C dans le conduit de circulation 15. En outre, la pompe mécanique 22 est un moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant H du turboréacteur.
La boite à accessoire 17 est une source de puissance mécanique. L'organe réducteur 17' est un module de commande de la pompe mécanique 22, qui permet de commander la pompe mécanique 22 selon le régime du turboréacteur qui varie selon les différentes phases de vol.
L'organe réducteur 17' est commandé par un organe contrôleur 26 (EEC) du turboréacteur. Ainsi, l'organe contrôleur du turboréacteur assure une fonction de régulation de la pompe mécanique.
Des capteurs de température 18 du fluide caloporteur C et de pression 20 sont disposés dans le conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C. En outre, un capteur de température 19 du lubrifiant H est disposé dans un conduit de circulation du lubrifiant H. Les capteurs de température 18, 19 du fluide caloporteur C et du lubrifiant H, et le capteur de pression 20, renvoient des informations I à l'organe contrôleur 26 du turboréacteur qui est apte à commander l'organe réducteur 17' en fonction de tout ou partie de ces informations I, au cours des différentes phases de vol. Ainsi, l'organe contrôleur 26 du turboréacteur établit des ordres de régulation vers l'organe réducteur 17', en fonction des besoins de dissipation thermique du turboréacteur, ces besoins étant variables selon la phase de vol.
Le vase d'expansion 32 comporte en outre un capteur de pression 34 destiné à renvoyer des informations I à l'organe contrôleur du turboréacteur 26.
Dans le mode de réalisation de la figure 1, le capteur de pression 20 est disposé dans le conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, en sortie de pompe 22', le capteur de température 18 du fluide caloporteur C est disposé dans le conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, en sortie de l'échangeur source chaude 12, et le capteur de température 19 du lubrifiant H est disposé dans un conduit de circulation du lubrifiant, en sortie de l'échangeur source chaude 12.
En variante, le système de refroidissement comporte un capteur de pression en entrée de pompe.
En variante, le système de refroidissement comporte un capteur de pression en sortie et en entrée de pompe.
L'organe réducteur 17' est donc destiné à recevoir des informations selon les différentes phases de vol, via l'organe contrôleur du turboréacteur 26.
L'organe réducteur 17' fait partie du turboréacteur. Ainsi, le module de commande de la pompe mécanique 22 est hébergé par un organe du turboréacteur.
L'organe réducteur 17' peut être à rapport de réduction fixe ou variable.
La figure 2 représente un système de refroidissement 10' comprenant une pompe électrique 22' selon un premier mode de réalisation.
La pompe électrique 22' comprend un moteur électrique 27. La pompe électrique 22' est un moyen de régulation du débit de circulation du fluide caloporteur C dans le conduit de circulation 15, et plus précisément un moyen de régulation électrique du débit de circulation du fluide caloporteur C dans le conduit de circulation 15. En outre, la pompe électrique 22' est un moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant H du turboréacteur.
Dans ce mode de réalisation, le système de refroidissement 10' comporte un module de puissance 28 alimenté par une source électrique 29 provenant du turboréacteur ou de l'aéronef et un module de commande 24 du module de puissance 28. Le module de puissance 28 est destiné à prélever la puissance électrique nécessaire à assurer le débit de circulation à la source électrique 29.
Le module de commande 24 de la pompe électrique 22' est apte à commander le module de puissance 28 pour assurer la commande et l'alimentation électrique de la pompe électrique 22'.
Le module de commande 24 de la pompe électrique 22' est commandé par un organe contrôleur 26 (EEC) du turboréacteur. Ainsi, l'organe contrôleur du turboréacteur assure une fonction de régulation de la vitesse de rotation de la pompe.
Des capteurs de température 18 du fluide caloporteur C et de pression 20 sont disposés dans le conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C. En outre, un capteur de température 19 du lubrifiant H est disposé dans un conduit de circulation du lubrifiant H. Les capteurs de température 18, 19 du fluide caloporteur C et du lubrifiant H, et le capteur de pression 20, renvoient des informations I à l'organe contrôleur 26 du turboréacteur qui est apte à commander le module de commande 24 de la pompe électrique 22' en fonction de tout ou partie de ces informations I, au cours des différentes phases de vol. Ainsi, l'organe contrôleur 26 du turboréacteur établit des ordres de régulation vers le module de commande 24 de la pompe électrique 22', en fonction des besoins de dissipation thermique du turboréacteur, ces besoins étant variables selon la phase de vol.
Le vase d'expansion 32 comporte en outre un capteur de pression 34 destiné à renvoyer des informations I à l'organe contrôleur du turboréacteur 26.
Dans le mode de réalisation de la figure 2, le capteur de pression 20 est disposé dans le conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, en sortie de pompe 22', le capteur de température 18 du fluide caloporteur C est disposé dans le conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, en sortie de l'échangeur source chaude 12, et le capteur de température 19 du lubrifiant H est disposé dans un conduit de circulation du lubrifiant, en sortie de l'échangeur source chaude 12. En variante, le système de refroidissement comporte un capteur de pression en entrée de pompe.
En variante, le système de refroidissement comporte un capteur de pression en sortie et en entrée de pompe.
Dans le mode de réalisation représenté à la figure 2, le module de commande 24 et le module de puissance 28 de la pompe électrique 22' sont des modules dédiés à la pompe électrique 22'.
La figure 3 représente un système de refroidissement 10' comprenant une pompe électrique 22' selon un deuxième mode de réalisation.
Dans le mode de réalisation représenté à la figure 3, le module de commande 24 de la pompe électrique 22' est hébergé par l'organe contrôleur 26 du turboréacteur.
Ainsi, l'organe contrôleur 26 du turboréacteur assure une fonction de commande du turboréacteur et une fonction de commande de la pompe électrique 22'.
En outre, dans ce mode de réalisation, le module de puissance 28 est dédié à la pompe électrique 22'. Il assure une fonction d'alimentation électrique de la pompe 22'.
La figure 4 représente un système de refroidissement 10' comprenant une pompe électrique 22' selon un troisième mode de réalisation.
Dans le mode de réalisation représenté à la figure 4, le module de commande 24 de la pompe électrique 22' est hébergé par l'organe contrôleur 26 du turboréacteur et le module de puissance 28 est hébergé par un organe 25 du turboréacteur.
Dans une autre variante non représentée, le module de puissance 28 et le module de commande 24 de la pompe électrique 22' sont hébergés par l'organe contrôleur 26 du turboréacteur.
La figure 5 représente un système de refroidissement 10" comprenant une pompe électrique 22" selon un quatrième mode de réalisation.
Dans ce mode de réalisation, le moteur électrique 27 et le module de puissance 28 de la pompé électrique 22", sont polyphasés.
Lorsque le nombre de phases électriques du moteur 27 est supérieur à trois, cette caractéristique permet une certaine tolérance à la panne, ce qui permet donc d'améliorer la disponibilité opérationnelle du système de refroidissement.
Ce mode de réalisation est donc un compromis intéressant entre amélioration de la disponibilité du système de refroidissement 10" et masse du système de refroidissement. En effet, le module de puissance 28 et la pompe électrique 22" ne sont pas dupliqués.
Le système de refroidissement 10" comporte deux modules de commande 24a, 24b de la pompe électrique 22", indépendants, et le système de refroidissement 10" comporte un dispositif d'aiguillage électrique 30 permettant de sélectionner l'un ou l'autre des modules de commande 24a, 24b de la pompe électrique 22".
La figure 6 représente un système de refroidissement 10'" comprenant deux pompes électriques 22'a, 22'b, montées en parallèle dans le conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, chaque pompe comprenant un moteur électrique 27a, 27b.
Dans ce mode de réalisation, chaque pompe 22'a, 22'b comprend un module de puissance 28a, 28b, et un module de commande 24a, 24b, indépendants, dédiés à la pompe électrique, les modules de commande 24a, 24b étant commandé par l'organe contrôleur du turboréacteur 26.
Chaque module de puissance 28a, 28b est alimenté par une source électrique 29a, 29b. Dans une variante non représentée, chaque pompe 22'a, 22'b comprend un module de puissance 28a, 28b, indépendant, dédié à la pompe électrique 22'a, 22'b, et un module de commande 24a, 24b, indépendant, hébergé par l'organe contrôleur du turboréacteur 26.
Dans une autre variante non représentée, chaque pompe 22'a, 22'b comprend un module de puissance 28a, 28b, indépendant, hébergé par un organe 25 du turboréacteur ou l'organe contrôleur du turboréacteur 26, et un module de commande 24 hébergés par l'organe contrôleur du turboréacteur 26.
La figure 7A montre que le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant est assuré par un moyen de régulation du débit de circulation du fluide caloporteur C. Cette régulation est assurée par une alimentation de type tout ou rien de la pompe mécanique 22 ou électrique 22', 22", 22'a, 22'b, la pompe délivrant un débit constant lors des différentes phases de vol lorsqu'elle est alimentée.
Dans une variante illustrée à la figure 7B, la régulation du débit de circulation du fluide caloporteur C est assurée par un débit variable au cours des différentes phases de vol, le débit étant constant au sein d'une même phase de vol.
Dans une variante illustrée à la figure 7C, la régulation du débit de circulation du fluide caloporteur C est assurée par un débit variable au cours des différentes phases de vol, le débit étant régulé en temps réel selon les informations I reçues par l'organe contrôleur du turboréacteur 26.
On parle d'asservissement du débit en temps réel.
La figure 8 illustre un système de refroidissement 100 comprenant un organe de délestage 36 apte à dévier au moins en partie la circulation du fluide caloporteur C, de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude 12, l'organe de délestage 36 étant une vanne by-pass disposée dans la boucle fermée du conduit de circulation 15 du fluide caloporteur C, entre l'échangeur source chaude 12 et l'échangeur source froide 14.
Plus particulièrement, la vanne by-pass est disposée dans un conduit parallèle à l'échangeur source chaude 12.
La vanne by-pass 36 est un organe de délestage apte à dévier au moins en partie la circulation du fluide caloporteur. C'est un moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant H.
Le système de refroidissement 100 de ce mode de réalisation comporte en outre un vase d'expansion tel que décrit au regard de la figure 1, une pompe électrique 22' telle que décrite au regard de la figure 2, ainsi que des capteurs de température et de pression tels que décrits au regard de la figure 2.
Le module de commande 24 de la pompe électrique 22' est destiné à commander également la vanne by-pass 36.
La vanne by-pass 36 est un organe passif du type clapet thermostatique ou un organe actif du type électrovanne.
Dans une variante non représentée, c'est un module de commande dédié à la vanne by-pass qui permet de commander la vanne by-pass 36.
La figure 9 illustre un système de refroidissement 100' comprenant un organe de délestage 36' apte à dévier au moins en partie la circulation du lubrifiant H, de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude 12, l'organe de délestage 36' étant une vanne by-pass disposée dans le conduit de circulation du lubrifiant H.
La vanne by-pass 36' est un organe passif du type clapet thermostatique ou un organe actif du type électrovanne.
La figure 10 illustre le système de refroidissement 10' de lubrifiant H de la figure 2 comprenant deux échangeurs 14a, 14b source froide disposés en parallèle.
La figure 11A illustre une première variante d'un vase d'expansion 32' comportant une pompe électrique 22' en tant que moyen de régulation électrique du débit de de circulation de fluide caloporteur C.
Le vase d'expansion 32' est rempli avec un certain volume de fluide caloporteur C laissant ainsi un ciel gazeux 38 dans le vase d'expansion 32'. Il présente une entrée 32a de fluide caloporteur C et une sortie 32b de fluide caloporteur C.
La pompe électrique 22' et son moteur électrique 27 sont immergés dans le vase d'expansion 32', la pompe électrique 22' étant reliée à la sortie 32b de fluide caloporteur C de sorte à réguler le débit de circulation du fluide caloporteur C en sortie du vase d'expansion 32'. La figure 11B illustre une deuxième variante d'un vase d'expansion 32'' comportant une pompe électrique 22' en tant que moyen de régulation électrique du débit de de circulation de fluide caloporteur.
Le vase d'expansion 32” est rempli avec un certain volume de fluide caloporteur C laissant ainsi un ciel gazeux 38 dans le vase d'expansion 32”. Il présente une entrée 32a de fluide caloporteur C et une sortie 32b de fluide caloporteur C.
La pompe électrique 22' et son moteur électrique 27 sont intégrés à une paroi du vase d'expansion 32', de sorte que la pompe électrique 22' et son moteur électrique 27 soient amovibles.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système de refroidissement (10, 10', 10", 10'", 100, 100') de turboréacteur pour aéronef du type comportant un turboréacteur et une nacelle présentant une structure externe comportant un carénage externe définissant une surface aérodynamique externe, et un carénage interne définissant une surface aérodynamique interne, le système de refroidissement comportant :
- Au moins un premier échangeur (12), dit échangeur source chaude, entre un fluide caloporteur (C) et un lubrifiant (H) du turboréacteur,
- Au moins un deuxième échangeur (14), dit échangeur source froide, entre le fluide caloporteur (C) et de l'air, et
- un conduit de circulation (15) de fluide caloporteur (C) en circuit fermé,
ledit conduit de circulation (15) du fluide caloporteur (C) comportant au moins une portion formant l'échangeur source froide (14) destinée à être disposée dans la nacelle au contact du carénage interne et/ou externe de la nacelle,
le système de refroidissement étant caractérisé en ce qu'il comprend au moins un moyen de régulation (22, 22', 22", 22'a, 22'b, 36, 36') de la chaleur prélevée au lubrifiant (H) du turboréacteur, commandé par un module de commande (17', 24, 24a, 24b) du moyen de régulation, destiné à recevoir des informations (I) selon les différentes phases de vol via un organe contrôleur (26) du turboréacteur.
2. Système de refroidissement selon la revendication précédente, dans lequel le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant (H) du turboréacteur comprend un moyen de régulation mécanique (22) du débit de circulation du fluide caloporteur (C), tel qu'une pompe mécanique (22).
3. Système de refroidissement selon la revendication précédente, dans lequel le module de commande (17') du moyen de régulation mécanique (22) du débit de circulation du fluide caloporteur (C) est un organe réducteur disposé entre le moyen de régulation mécanique (22) du débit de circulation du fluide caloporteur et une sortie de boite à accessoire (17) du turboréacteur.
4. Système de refroidissement selon la revendication 1, dans lequel le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant (H) du turboréacteur comprend un moyen de régulation électrique (22', 22", 22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C) comportant un moteur électrique (27), tel qu'une pompe électrique (22).
5. Système de refroidissement selon la revendication précédente, comprenant un module de puissance (28) destiné à prélever la puissance électrique nécessaire à assurer le débit de circulation à une source électrique (29) provenant soit de l'aéronef, soit du turboréacteur, le module de puissance (28) étant commandé par le module de commande (24) du moyen de régulation électrique (22', 22", 22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C).
6. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications 4 à 5, dans lequel le module de commande (24) du moyen de régulation électrique (22', 22", 22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C) est hébergé par un organe du turboréacteur tel qu'un organe contrôleur (26) du turboréacteur.
7. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications 4 à 5, dans lequel le module de commande (24) du moyen de régulation électrique (22', 22", 22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C) est dédié au moyen de régulation électrique (22', 22", 22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C), ledit module (24) étant commandé par un organe du turboréacteur tel qu'un organe contrôleur (26) du turboréacteur.
8. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications 4 à 7, dans lequel le module de puissance (28) est hébergé par un organe du turboréacteur, tel qu'un organe contrôleur (26) du turboréacteur ou un équipement électronique du turboréacteur.
9. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications 4 à 7, dans lequel le module de puissance (28) est dédié au moyen de régulation électrique (22', 22", 22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C).
10. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, comportant un capteur de température (18) et/ou un capteur de pression (20) et/ou un capteur de débit du fluide caloporteur, disposé dans le conduit de circulation (15) du fluide caloporteur, et/ou un capteur de température (19) du lubrifiant, disposé dans un conduit de circulation du lubrifiant.
11. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications 5 à 10, dans lequel le moteur électrique (27) et le module de puissance (28) sont polyphasés avec un nombre de phases électriques supérieur à trois.
12. Système de refroidissement selon la revendication précédente, dans lequel, le module de puissance (28) est commandé par plusieurs modules de commande (24a, 24b) du moyen de régulation électrique (22") du débit de circulation du fluide caloporteur, indépendants, le système de refroidissement comportant de préférence un dispositif d'aiguillage électrique (30) permettant de sélectionner l'un ou l'autre des modules de commande (24a, 24b) du moyen de régulation électrique (22") du débit de circulation du fluide caloporteur.
13. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications 4 à 12, comportant plusieurs moyens de régulation électriques (22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C) montés en parallèle dans le conduit de circulation (15) du fluide caloporteur (C), chaque moyen de régulation électrique (22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C) comprenant un module de puissance (28a, 28b) indépendant, commandé par un module de commande (24a, 24b) dédié au moyen de régulation électrique (22'a, 22'b) du débit de circulation du fluide caloporteur (C), le module de commande (28a, 28b) étant commandé par un organe contrôleur (26) du turboréacteur.
14. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, comportant un vase d'expansion (32) permettant d'accommoder la variation de volume de fluide caloporteur (C), le vase d'expansion (32) étant de préférence fermé afin de définir une pression maximale et/ou minimale dans certaines portions du conduit de circulation (15) du fluide caloporteur (C).
15. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant comprend un organe de délestage (36) apte à dévier au moins en partie la circulation du fluide caloporteur (C), de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude (12).
16. Système de refroidissement selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le moyen de régulation de la chaleur prélevée au lubrifiant est un organe de délestage (36') apte à dévier au moins en partie la circulation du lubrifiant (H), de sorte qu'il ne circule pas ou circule avec un débit partiel dans l'échangeur source chaude (12).
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