FR2935749A1

FR2935749A1 - Fuel circuit for use in jet engine of airplane, has hydraulic cylinders supplied with fuel through servo valves, and fuel line including electrical fuel heating device arranged in upstream of servo valves

Info

Publication number: FR2935749A1
Application number: FR0856096A
Authority: FR
Inventors: Philippe Galozio; Cedric Montarou; Denis Morin
Original assignee: Hispano Suiza SA
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2008-09-11
Filing date: 2008-09-11
Publication date: 2010-03-12
Anticipated expiration: 2028-09-11
Also published as: FR2935749B1

Abstract

The circuit (10) has a pump (12) for supplying fuel in two separate fuel lines (20, 24). The first fuel line supplies the fuel to a combustion chamber (22) of a turbomachine. The second fuel line supplies the fuel to hydraulic cylinders (26) for controlling equipments of the turbomachine. Each hydraulic cylinder is supplied with the fuel through an electrohydraulic servo valve (34). The second fuel line includes an electrical fuel heating device (36) i.e. heating resistor, arranged in upstream of the servo valve.

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général de la circulation de carburant dans une turbomachine. L'invention s'applique à tout type de turbomachine aéronautique et plus particulièrement aux turboréacteurs d'avion. Dans une turbomachine aéronautique, il est courant que le carburant soit utilisé non seulement comme combustible (dans la chambre de combustion de la turbomachine), mais également comme fluide hydraulique dans des actionneurs hydrauliques pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine (tels que notamment les vannes de décharge d'air et les vannes permettant d'adapter la géométrie du compresseur de la turbomachine). A cet effet, le circuit de carburant d'une turbomachine comporte typiquement une pompe principale pour alimenter deux lignes distinctes de carburant : une première ligne pour l'alimentation des systèmes d'injection de carburant dans la chambre de combustion, et une seconde ligne pour l'alimentation de vérins hydrauliques pour la commande des équipements à géométrie variable de la turbomachine. L'invention concerne plus particulièrement un perfectionnement apporté à la seconde ligne de carburant d'un tel circuit. Généralement, la seconde ligne de carburant destinée à l'alimentation des vérins de commande des équipements à géométrie variable de la turbomachine comporte des servovalves électrohydrauliques, c'est-à-dire des vannes hydrauliques commandées par des servomoteurs. Ces servovalves permettent de délivrer un débit calibré de carburant vers l'une ou l'autre des chambres d'un vérin hydraulique et sont commandées électriquement par le calculateur électronique de la turbomachine (également appelé ECU pour Electronic Control Unit ). Il est connu que de telles servovalves fonctionnent correctement au-dessus d'une certaine température du carburant. Or, par temps extrêmement froid, la température du carburant alimentant les servovalves de commande des vérins hydrauliques de la turbomachine peut être négative (c'est-à-dire en dessous de 0°C) au démarrage et au décollage de l'avion avec le risque de colmatage des conduits des servovalves que cela implique. L'une des certifications auxquels sont soumis les motoristes impose donc un bon fonctionnement des systèmes en condition de froid extrême (on parle d < icing condition pour condition de givrage). Cela implique une température à l'intérieur des conduits des servovalves qui doit être supérieure au point de congélation de l'eau dissoute dans le carburant pour protéger les éléments sensibles que sont les servovalves. BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the general field of fuel circulation in a turbomachine. The invention applies to any type of aircraft turbine engine and more particularly to aircraft turbojets. In an aviation turbine engine, it is common for the fuel to be used not only as a fuel (in the combustion chamber of the turbomachine), but also as a hydraulic fluid in hydraulic actuators for the control of equipment with variable geometry of the turbomachine ( such as in particular the air discharge valves and the valves for adapting the geometry of the compressor of the turbomachine). For this purpose, the fuel system of a turbomachine typically comprises a main pump for feeding two distinct lines of fuel: a first line for supplying the fuel injection systems into the combustion chamber, and a second line for the supply of hydraulic cylinders for the control of variable geometry equipment of the turbomachine. The invention relates more particularly to an improvement made to the second fuel line of such a circuit. Generally, the second fuel line for supplying the control cylinders of the variable geometry equipment of the turbomachine comprises electrohydraulic servovalves, that is to say hydraulic valves controlled by servomotors. These servovalves are used to deliver a calibrated flow of fuel to one or other of the chambers of a hydraulic cylinder and are electrically controlled by the electronic computer of the turbomachine (also called ECU for Electronic Control Unit). It is known that such servovalves operate correctly above a certain fuel temperature. However, in extremely cold weather, the temperature of the fuel supplying the control servo valves of the hydraulic cylinders of the turbomachine can be negative (that is to say below 0 ° C) at the start and takeoff of the aircraft with the risk of clogging servovalve ducts that implies. One of the certifications to which the engine manufacturers are subject thus imposes a good operation of the systems in extreme cold conditions (we speak of ic ic condition for icing condition). This implies a temperature inside the servovalve ducts that must be higher than the freezing point of the water dissolved in the fuel to protect the sensitive elements that are servovalves.

Pour répondre à cette certification, il est connu d'équiper la seconde ligne du circuit de carburant d'un échangeur thermique huile/carburant disposé en amont des servovalves pour chauffer le carburant en entrée des servovalves et éviter ainsi tout risque de colmatage de leurs conduits par de la glace formée par l'eau contenue dans le carburant givrant. Un tel échangeur thermique fonctionne sur le principe du transfert thermique entre un fluide chaud (huile) vers un autre fluide plus froid (carburant), sans les mélanger, au travers d'une surface d'échange thermique qui sépare les deux fluides. L'huile utilisée pour chauffer ainsi le carburant provient du circuit de lubrification de certains éléments de la turbomachine (tels que les paliers à roulement par exemple). L'utilisation d'un tel échangeur thermique pour chauffer le carburant en entrée des servovalves comporte cependant de nombreux inconvénients. En particulier, un tel échangeur thermique est passif et ne peut être régulé ou éteint : il est donc dimensionné pour que la température du carburant en sortie de l'échangeur soit toujours supérieure à 0°C. Or, dans la pratique, les situations où la présence de l'échangeur se révèle nécessaire sont extrêmement rares. En outre, en cas de forte température du carburant, il existe un risque que l'échangeur thermique chauffe davantage le carburant et que sa température à l'entrée des servovalves soit finalement trop élevée. De plus, par temps extrêmement froid, au démarrage de l'avion où l'huile n'a pas eu le temps de chauffer, cet échangeur thermique fournit peu de puissance thermique au carburant ce qui impose à l'avion de rester plus longtemps au sol (en phase de taxi ), le temps que la température du carburant s'élève suffisamment. Enfin, cet échangeur thermique qui a une taille minimale imposée est relativement encombrant. To meet this certification, it is known to equip the second line of the fuel circuit with an oil / fuel heat exchanger arranged upstream of the servovalves to heat the fuel at the inlet of the servovalves and thus avoid any risk of clogging of their ducts. by ice formed by the water contained in the icing fuel. Such a heat exchanger operates on the principle of thermal transfer between a hot fluid (oil) to another colder fluid (fuel), without mixing, through a heat exchange surface that separates the two fluids. The oil used to heat the fuel thus comes from the lubrication circuit of certain elements of the turbomachine (such as rolling bearings for example). The use of such a heat exchanger to heat the fuel input servovalves however has many disadvantages. In particular, such a heat exchanger is passive and can not be regulated or extinguished: it is therefore dimensioned so that the temperature of the fuel leaving the exchanger is always greater than 0 ° C. However, in practice, situations where the presence of the exchanger is necessary are extremely rare. In addition, in case of high fuel temperature, there is a risk that the heat exchanger heats the fuel more and the temperature at the input of the servo valves is ultimately too high. In addition, in extremely cold weather, when starting the aircraft where the oil has not had time to heat, this heat exchanger provides little thermal power to the fuel which requires the aircraft to stay longer at ground (in taxi phase), the time that the fuel temperature rises enough. Finally, this heat exchanger which has a minimum imposed size is relatively bulky.

Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un circuit de carburant dont le chauffage du carburant en entrée des servovalves est régulé et pour lequel la certification est simplifiée. Ce but est atteint grâce à un circuit de carburant de 10 turbomachine aéronautique, comportant une pompe alimentant en carburant deux lignes distinctes de carburant : une première ligne de carburant pour l'alimentation d'une chambre de combustion de la turbomachine ; et une seconde ligne de carburant pour l'alimentation d'un ou 15 plusieurs vérins hydrauliques pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine, chaque vérin hydraulique étant alimenté en carburant par l'intermédiaire d'une servovalve électrohydraulique ; caractérisé en ce que la seconde ligne de carburant comporte 20 un dispositif électrique de chauffage de carburant disposé en amont des servovalves. L'utilisation du dispositif électrique de chauffage de carburant selon l'invention présente de nombreux avantages par rapport à un échangeur thermique connu de l'art antérieur. Un tel dispositif peut être 25 régulé : il peut notamment être désactivé lorsque les situations ne nécessitent pas de chauffer le carburant en entrée des servovalves. Il est ainsi possible de gagner jusqu'à 5°C sur la température de dimensionnement du dispositif de chauffage et de répercuter ce gain de température sur d'autres échangeurs thermiques de la turbomachine. Il 30 est également possible d'éviter toute chauffe trop importante du carburant. Un autre avantage du dispositif selon l'invention est que, par temps extrêmement froid, le carburant peut être chauffé rapidement, et ceci immédiatement après le démarrage de la turbomachine, ce qui 35 diminue le temps au sol imposé à l'avion (en phase de taxi ). La certification icing s'en trouve simplifiée. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The main purpose of the present invention is therefore to overcome such drawbacks by proposing a fuel circuit whose fuel heating at the input of the servovalves is regulated and for which the certification is simplified. This object is achieved thanks to an aviation turbine engine fuel system comprising a pump supplying fuel to two distinct fuel lines: a first fuel line for supplying a combustion chamber of the turbomachine; and a second fuel line for supplying one or more hydraulic cylinders for the control of variable geometry equipment of the turbomachine, each hydraulic cylinder being fed with fuel via an electrohydraulic servovalve; characterized in that the second fuel line comprises an electric fuel heater arranged upstream of the servovalves. The use of the electric fuel heating device according to the invention has many advantages over a heat exchanger known from the prior art. Such a device can be regulated: it can notably be deactivated when the situations do not require heating the fuel at the input of the servovalves. It is thus possible to save up to 5 ° C on the sizing temperature of the heating device and to reflect this temperature gain on other heat exchangers of the turbomachine. It is also possible to avoid overheating the fuel. Another advantage of the device according to the invention is that, in extremely cold weather, the fuel can be rapidly heated, and this immediately after the start of the turbomachine, which reduces the ground time imposed on the aircraft (in phase taxi). The icing certification is simplified.

Encore un autre avantage du dispositif selon l'invention réside dans le fait que la conception du chauffage du carburant en entrée des servovalves gagne en souplesse. En cas de changement de dimensionnement (dû par exemple à un problème de conception ou à un changement de spécification), toute modification de conception sera en effet plus facile avec un dispositif électrique de chauffage qu'avec un échangeur thermique (seule la puissance électrique d'alimentation du dispositif sera à modifier). Le gain en encombrement est un autre avantage du dispositif selon l'invention par rapport à un échangeur thermique dont la taille minimale est imposée. Selon une disposition particulière de l'invention, le dispositif électrique de chauffage de carburant est relié à une source d'alimentation électrique de la turbomachine et commandé par un calculateur électronique de la turbomachine. Yet another advantage of the device according to the invention lies in the fact that the design of the fuel heating input servovalves gain flexibility. In the event of a sizing change (due for example to a design problem or a change of specification), any design change will be easier with an electric heating device than with a heat exchanger (only the electrical power of power supply of the device will be modified). The gain in size is another advantage of the device according to the invention with respect to a heat exchanger whose minimum size is imposed. According to a particular embodiment of the invention, the electric fuel heating device is connected to a power supply source of the turbomachine and controlled by an electronic computer of the turbomachine.

Selon une autre disposition particulière de l'invention, le dispositif électrique de chauffage de carburant est activé par le calculateur électronique de la turbomachine uniquement pendant les phases de démarrage et de décollage de l'avion équipé de la turbomachine. Le circuit peut comporter en outre un capteur de température du carburant du circuit relié au calculateur électronique de la turbomachine, celui-ci désactivant le dispositif électrique de chauffage de carburant lorsque la température du carburant dépasse un seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. Alternativement, le dispositif électrique de chauffage de carburant peut comporter un disjoncteur thermique apte à couper automatiquement l'alimentation électrique du dispositif lorsque la température du carburant dépasse un seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. L'invention a également pour objet une turbomachine 30 aéronautique comportant un circuit de carburant tel que défini précédemment. According to another particular embodiment of the invention, the electric fuel heating device is activated by the electronic computer of the turbomachine only during the start-up and take-off phases of the aircraft equipped with the turbomachine. The circuit may further comprise a fuel temperature sensor of the circuit connected to the electronic computer of the turbomachine, the latter deactivating the electric fuel heating device when the fuel temperature exceeds a preset temperature threshold greater than 0 ° C. Alternatively, the electric fuel heating device may comprise a thermal circuit breaker capable of automatically switching off the power supply of the device when the fuel temperature exceeds a preset temperature threshold greater than 0 ° C. The invention also relates to an aerospace turbine engine comprising a fuel circuit as defined above.

Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention 35 ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 représente de façon très schématique un circuit de carburant de turbomachine aéronautique selon l'invention ; et - la figure 2 représente de façon très schématique une portion de circuit de carburant selon une variante de réalisation de l'invention. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will become apparent from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate an embodiment thereof devoid of any limiting character. In the figures: FIG. 1 very schematically represents an aeronautical turbomachine fuel circuit according to the invention; and FIG. 2 very schematically represents a fuel circuit portion according to an alternative embodiment of the invention.

Description détaillée de modes de réalisation En liaison avec la figure 1, le circuit de carburant 10 d'une turbomachine aéronautique selon l'invention comporte, dans le sens d'écoulement du carburant, une pompe basse-pression 12, un échangeur thermique carburant/huile 14, un filtre principal à carburant 16 et une pompe haute-pression 18. La pompe basse-pression 12 est reliée en amont aux réservoirs de carburant de l'avion (non représentés sur la figure 1). L'échangeur thermique carburant/huile 14 permet de refroidir l'huile de lubrification de la turbomachine par échange thermique avec du carburant au travers d'une surface d'échange séparant ces deux fluides, ce qui a pour conséquence de chauffer le carburant. DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS In conjunction with FIG. 1, the fuel system 10 of an aeronautical turbomachine according to the invention comprises, in the direction of flow of the fuel, a low-pressure pump 12, a fuel / fuel heat exchanger. oil 14, a main fuel filter 16 and a high-pressure pump 18. The low-pressure pump 12 is connected upstream to the fuel tanks of the aircraft (not shown in Figure 1). The fuel / oil heat exchanger 14 makes it possible to cool the lubricating oil of the turbomachine by heat exchange with fuel through an exchange surface separating these two fluids, which has the effect of heating the fuel.

En aval de la pompe haute-pression 18, le circuit de carburant 10 se divise en deux lignes distinctes de carburant, à savoir : une première ligne de carburant 20 pour l'alimentation en carburant de la chambre de combustion 22 de la turbomachine, et une seconde ligne de carburant 24, distincte de la première ligne, pour l'alimentation de vérins hydrauliques 26 pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine (non représentés sur la figure 1). La première ligne de carburant 20 comprend un organe doseur 28 permettant de contrôler le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion 22 de la turbomachine via des systèmes d'injection de carburant (non représentés). Le carburant en excès dans le circuit est renvoyé en amont de l'échangeur thermique carburant/huile 14 via une boucle de re-circulation 30. De façon connue en soi, l'organe doseur de carburant 28 est commandé par l'unité hydromécanique 32 de la turbomachine (ou HMU pour Hydro Mechanical Unit ). Une valve de pressurisation et d'extinction (non représentée sur la figure 1) peut également être disposée sur la première ligne de carburant en aval de l'organe doseur 28. Quant à la seconde ligne de carburant 24, elle comprend notamment des servovalves électrohydrauliques 34 bien connues en soi, chaque servovalve étant utilisée pour délivrer un débit de carburant vers l'une ou l'autre des chambres d'un vérin hydraulique 26. Ces servovalves 34 sont commandées électriquement par le calculateur électronique 40 de la turbomachine (ou ECU pour Electronic Control Unit désignant une unité de commande électronique). Un tel calculateur est bien connu en soi : il permet de commander un certain nombre d'équipements associés à la turbomachine. Le carburant sortant des servovalves 34 rejoint la boucle de re-circulation 30 au point Y. Selon l'invention, le circuit de carburant comprend en outre un dispositif électrique de chauffage de carburant 36 qui est disposé sur la seconde ligne de carburant 24 en amont des servovalves 34. Un tel dispositif a pour fonction de chauffer le carburant s'écoulant dans la seconde ligne de carburant 24 pour l'amener à une température supérieure à 0°C avant son entrée dans les servovalves 34. Par exemple, ce dispositif électrique de chauffage 36 peut consister en une résistance chauffante qui est, soit immergée dans une portion de conduit de carburant de la seconde ligne de carburant, soit disposée autour d'une portion de conduit de carburant de la seconde ligne de carburant, cette portion de conduit étant alors réalisée dans un matériau conducteur thermiquement. Downstream of the high-pressure pump 18, the fuel circuit 10 is divided into two distinct fuel lines, namely: a first fuel line 20 for supplying fuel to the combustion chamber 22 of the turbomachine, and a second fuel line 24, distinct from the first line, for supplying hydraulic cylinders 26 for the control of equipment with variable geometry of the turbomachine (not shown in FIG. 1). The first fuel line 20 comprises a metering member 28 for controlling the flow of fuel injected into the combustion chamber 22 of the turbomachine via fuel injection systems (not shown). Excess fuel in the circuit is returned upstream of the fuel / oil heat exchanger 14 via a recirculation loop 30. In a manner known per se, the fuel dosing member 28 is controlled by the hydromechanical unit 32 turbomachine (or HMU for Hydro Mechanical Unit). A pressurizing and extinguishing valve (not shown in FIG. 1) may also be arranged on the first fuel line downstream of the metering member 28. As for the second fuel line 24, it notably comprises electrohydraulic servovalves. 34 well known per se, each servovalve being used to deliver a fuel flow to one or other of the chambers of a hydraulic cylinder 26. These servovalves 34 are electrically controlled by the electronic computer 40 of the turbomachine (or ECU for Electronic Control Unit designating an electronic control unit). Such a computer is well known per se: it can control a number of equipment associated with the turbomachine. The fuel leaving the servovalves 34 joins the recirculation loop 30 at the point Y. According to the invention, the fuel circuit further comprises an electric fuel heating device 36 which is disposed on the second fuel line 24 upstream. servovalves 34. Such a device has the function of heating the fuel flowing in the second fuel line 24 to bring it to a temperature above 0 ° C before entering the servovalves 34. For example, this electrical device heater 36 may be a heating resistor which is either immersed in a fuel line portion of the second fuel line or disposed around a fuel line portion of the second fuel line, that portion of the fuel line being then made of a thermally conductive material.

Le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 est alimenté en énergie électrique par une source d'alimentation électrique 38 de la turbomachine à laquelle il est relié et il est commandé par le calculateur électronique 40 de la turbomachine. Avantageusement, le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 est activé par le calculateur électronique 40 uniquement pendant les phases de démarrage et de décollage de l'avion équipé de la turbomachine. En effet, en dehors de ces phases de fonctionnement de l'avion, le chauffage du carburant en entrée des servovalves n'est plus nécessaire, la présence de l'échangeur thermique carburant/huile 14 situé plus en amont dans le circuit de carburant étant suffisante avec l'apport de chaleur au niveau de la boucle de re-circulation pour amener le carburant à une température supérieure à 0°C. A cet effet, selon un mode de réalisation de l'invention représenté sur la figure 1, le circuit de carburant 10 comporte en outre un capteur de température 42 du carburant du circuit qui est relié au calculateur électronique 40 de la turbomachine, celui-ci désactivant le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 lorsque la température du carburant dépasse un seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. A titre d'exemple, la température de seuil au-delà de laquelle le chauffage du carburant est arrêté peut être d'environ 10°C. Comme représenté schématiquement sur la figure 1, le capteur de température 42 peut être plongé directement dans la portion de conduit de la seconde ligne de carburant qui est munie du dispositif électrique de chauffage de carburant 36. The electric fuel heating device 36 is supplied with electrical energy by a power supply source 38 of the turbomachine to which it is connected and it is controlled by the electronic computer 40 of the turbomachine. Advantageously, the electric fuel heating device 36 is activated by the electronic computer 40 only during the start-up and take-off phases of the aircraft equipped with the turbomachine. In fact, apart from these operating phases of the aircraft, the heating of the input fuel of the servovalves is no longer necessary, the presence of the fuel / oil heat exchanger 14 situated further upstream in the fuel circuit being sufficient with the heat input at the re-circulation loop to bring the fuel to a temperature above 0 ° C. For this purpose, according to an embodiment of the invention shown in Figure 1, the fuel circuit 10 further comprises a temperature sensor 42 of the fuel circuit which is connected to the electronic computer 40 of the turbomachine, the latter disabling the electric fuel heater 36 when the fuel temperature exceeds a preset temperature threshold above 0 ° C. For example, the threshold temperature beyond which fuel heating is stopped can be about 10 ° C. As shown diagrammatically in FIG. 1, the temperature sensor 42 can be immersed directly in the duct portion of the second fuel line which is provided with the electric fuel heating device 36.

Alternativement, le capteur de température pourrait être situé ailleurs sur le circuit de carburant. Par exemple, il pourrait s'agir du capteur de température déjà existant situé dans l'unité hydromécanique 32 et servant, comme connu en soi, à calculer une correction de densité du carburant. Alternatively, the temperature sensor could be located elsewhere on the fuel system. For example, it could be the existing temperature sensor located in the hydromechanical unit 32 and serving, as known per se, to calculate a fuel density correction.

Dans ce mode de réalisation, le chauffage du carburant en entrée des servovalves pendant les phases de démarrage et de décollage de l'avion est ainsi régulé par le calculateur électronique 40 de la turbomachine. Selon un autre mode de réalisation représenté sur la figure 2, le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 comporte un disjoncteur thermique 44 qui est apte à couper automatiquement l'alimentation électrique du dispositif de chauffage lorsque la température du carburant dépasse le seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. De façon bien connue en soi, le disjoncteur thermique 44 peut être un bilame pouvant se déformer sous l'effet de la chaleur dégagée par le carburant. A la température de seuil, le bilame se déclenche ouvrant le contact du circuit électrique et interrompant ainsi le courant d'alimentation du dispositif de chauffage. Par rapport au mode de réalisation précédemment décrit, le 35 chauffage du carburant pendant les phases de démarrage et de décollage de l'avion de cet autre mode de réalisation est donc autonome (son arrêt est automatique). Selon une disposition commune aux deux modes de réalisation décrits ci-dessus, le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 comporte également un indicateur de son état de fonctionnement (non représenté sur les figures) relié au calculateur électronique 40 de la turbomachine. Ainsi, en cas de panne du dispositif de chauffage, le calculateur électronique en informera le pilote de l'avion qui aura alors pour instruction de rester plus longtemps au sol (en phase de taxi ) avant de décoller pour s'assurer que le carburant soit à la température requise. Selon une autre disposition commune aux deux modes de réalisation, la seconde ligne de carburant 24 comporte en outre un circuit de dérivation 46 du dispositif électrique de chauffage de carburant 36. In this embodiment, the heating of the input fuel of the servovalves during the start-up and take-off phases of the aircraft is thus regulated by the electronic computer 40 of the turbomachine. According to another embodiment shown in FIG. 2, the electric fuel heating device 36 comprises a thermal circuit breaker 44 which is capable of automatically switching off the power supply of the heating device when the temperature of the fuel exceeds the predetermined temperature threshold. greater than 0 ° C. In a manner well known per se, the thermal circuit breaker 44 may be a bimetallic strip which can deform under the effect of the heat released by the fuel. At the threshold temperature, the bimetal triggers opening the contact of the electric circuit and thus interrupting the supply current of the heating device. With respect to the embodiment previously described, the heating of the fuel during the start-up and take-off phases of the aircraft of this other embodiment is therefore autonomous (its stopping is automatic). According to a provision common to the two embodiments described above, the electric fuel heating device 36 also includes an indicator of its operating state (not shown in the figures) connected to the electronic computer 40 of the turbomachine. Thus, in case of failure of the heating device, the electronic computer will inform the pilot of the aircraft who will then be instructed to stay longer on the ground (taxi phase) before taking off to ensure that the fuel is at the required temperature. According to another arrangement common to both embodiments, the second fuel line 24 further comprises a bypass circuit 46 of the electric fuel heating device 36.

Comme connu en soi, un tel circuit de dérivation 46 comporte notamment un clapet anti-retour 48 et permet, en cas de colmatage à l'intérieur du dispositif de chauffage du carburant, de court-circuiter celui-ci pour permettre au carburant d'être acheminé vers les servovalves 34. As known per se, such a bypass circuit 46 comprises in particular a check valve 48 and allows, in case of clogging inside the fuel heater, to short circuit it to allow the fuel of be routed to servovalves 34.

Claims

REVENDICATIONS1. An aviation turbomachine fuel system (10), comprising a pump (12) supplying fuel with two distinct fuel lines (20, 24): a first fuel line (20) for supplying a combustion chamber (22) ) the turbomachine; and a second fuel line (24) for feeding one or more hydraulic cylinders (26) for the control of variable geometry equipment of the turbomachine, each hydraulic cylinder being supplied with fuel via a electro-hydraulic servovalve (34); characterized in that the second fuel line comprises an electric fuel heater (36) disposed upstream of the servovalves.

2. Fuel circuit according to claim 1, wherein the electric fuel heating device (36) is connected to a power source (38) of the turbomachine and controlled by an electronic computer (40) of the turbomachine .

3. Circuit according to claim 2, wherein the electric fuel heating device (36) is activated by the electronic computer (40) of the turbomachine only during the start-up and take-off phases of the aircraft equipped with the turbomachine. .

4. Circuit according to claim 3, further comprising a sensor (42) of the fuel temperature of the circuit connected to the electronic computer (40) of the turbomachine, the latter deactivating the electric fuel heater device (36) when the fuel temperature exceeds a predefined temperature threshold above 0 ° C.

5. Circuit according to claim 3, wherein the electric fuel heating device (36) comprises a thermal circuit breaker (44) able to automatically cut off the electrical supply of the device when the fuel temperature exceeds a predefined temperature threshold greater than 0 ° C.

An aircraft turbomachine having a fuel system (10) according to any one of claims 1 to 5.