-1- L'invention concerne les aéronefs. Que ce soit en cas de panne ou en fonctionnement normal, un certain nombre de systèmes embarqués à bord des avions constituent des sources significatives de chaleur. C'est le cas par exemple des machines de conditionnement d'air, des lignes de bleed (où ont lieu des transferts thermiques entre des flux d'air froid externe et des flux d'air chaud des moteurs pour la régulation de la température en cabine), des cceurs électriques, des convertisseurs de courant et de tension électriques, des actionneurs électrohydrauliques, des pompes, etc. Ces systèmes sont exposés à des risques de surchauffe, surchauffe qui peut avoir des conséquences néfastes sur eux et notamment diminuer la durée de vie des pièces mécaniques, des cartes électroniques, des composants électroniques et des structures soumis ainsi à des cycles et à de la fatigue. D'autres systèmes embarqués ne sont pas en eux-même des sources de chaleur excessives mais peuvent recevoir de la chaleur de leur environnement, avec les mêmes conséquences. Les principaux effets induits de ces niveaux thermiques sur les systèmes concernés sont la diminution de leur fiabilité et l'augmentation des tâches de maintenance préventive ou corrective. En outre, tous ces systèmes sont aussi soumis à des environnements vibratoires et acoustiques sévères en fréquence ou en amplitude lors des phases de décollage, de croisière ou d'atterrissage, qui augmentent leur vulnérabilité générée par la chaleur excessive. Pour y faire face, les solutions actuellement mises en ceuvre sont essentiellement basées sur les principes suivants : - Le choix de l'emplacement des systèmes sources de chaleur dans des zones où l'environnement thermique reste acceptable (telles que les zones froides de l'avion). Mais ces contraintes d'installation sont parfois difficilement conciliables avec d'autres contraintes et elles limitent les possibilités d'optimisation de la conception de l'avion et de ses systèmes. - Le choix de composants et de techniques d'assemblage qui sont tolérants à ces niveaux thermiques. Mais les différents surdimensionnements alors requis (marges de fonctionnement, composants de haute fiabilité, redondances, surveillances, etc.) empêchent l'optimisation des systèmes et plus globalement celle de l'avion. - L'ajout d'équipements de refroidissement (tels que ventilateurs, boucles de fluides, ...) aux systèmes présentant des risques de surchauffe, que ce soit en fonctionnement nominal ou en cas de panne afin de contrôler activement leur température. Mais ces équipements supplémentaires consomment de l'énergie 2965797 -2- électrique à bord de l'avion. De plus, ils ont une défiabilité dont il faut tenir compte dans le bilan global de fiabilité de l'avion. Enfin, ils sont contraignants en termes d'installation, génèrent du bruit et augmentent le bilan masse des systèmes de l'avion, causant ainsi une surconsommation de carburant. 5 - Une maintenance adaptée mais induisant des surcoûts en exploitation. Un but de l'invention est de limiter les risques de surchauffe des systèmes de manière passive, simple, peu sensible aux variations de pression et aux niveaux vibratoires et acoustiques, et conduisant à améliorer les performances, la durée de vie et la maintenance associée à ces systèmes. 10 A cet effet, on prévoit selon l'invention un ensemble pour aéronef, qui comprend : - au moins un dispositif, - une pièce telle qu'un support du dispositif, et - au moins un élément de liaison comprenant des nanotubes de carbone et par 15 l'intermédiaire duquel le dispositif est en contact avec la pièce. En effet, les nanotubes de carbone, éventuellement sous la forme de nanotubes de carbone hybrides, apportent une solution particulièrement efficace et performante pour les systèmes embarqués à bord des aéronefs. Les nanotechnologies sont les techniques de conception et de fabrication 20 des objets de taille inférieure à quelques centaines de nanomètres (10-9 m), ainsi que les applications qui en résultent. Quelques ordres de grandeur des différentes échelles sont donnés à titre de comparaison : Échelle (ordre de grandeur) Exemples (biologie) 0,1 nanomètre Atome 1 nanomètre Molécule 10 nanomètres Protéine 100 nanomètres ADN 1 micromètre Cellule 10 à 100 micromètres Cheveux En fonction de la taille des matériaux, les propriétés de ceux-ci peuvent être fort différentes : ainsi, à l'échelle du nanomètre, certaines propriétés 25 apparaissent, d'autres disparaissent, certaines sont très largement améliorées, tandis que d'autres sont perturbées ou atténuées. Notamment, les caractéristiques des matériaux sont modifiées sous l'effet d'un accroissement très important des surfaces spécifiques et des interfaces, d'une amplification des 2965797 -3- interactions entre les matériaux, d'un effet de confinement et d'une importante anisotropie. La conduction thermique est un cas particulier de transfert de chaleur pour lequel la non-uniformité de la température entraîne un transfert d'énergie d'un 5 point à un autre d'un système sans qu'il y ait de transport macroscopique de matière. Les phénomènes de conduction thermique sont liés à la conductivité thermique des matériaux et des fluides. Cette grandeur physique représente la quantité de chaleur transférée par unité de surface et par une unité de temps sous un gradient de température de 1 degré par mètre. Le coefficient de 10 conduction thermique 2 s'exprime en W-m-1 -K-1. Il peut varier très fortement suivant le type de matériaux considéré. Il peut aller de quelques centièmes de W.m-1.K-1 (cas de la laine de roche et de la mousse de polyuréthane) à quelques centaines de W.m-1.K-1 (cas du carbone et de métaux tels que le cuivre). Ce coefficient de conduction thermique intervient dans la loi de Fourier qui permet de 15 calculer le flux de chaleur JQ (exprimé en W.m-2) qui traverse un matériau par conduction thermique. Ainsi, le vecteur de densité de flux de chaleur est égal à : IQ - g ar d T pour un milieu isotrope, où T est la température. La puissance thermique Pc (exprimée en W) transférée par conduction 20 thermique est déterminée par sommation du vecteur de densité de flux de chaleur sur toute la surface d'échange effective A (exprimée en m2) du volume : Pc = la . V T . n dA avec n désignant le vecteur normal à la surface A. D'après le théorème d'Ostrogradsky (ou formule de la divergence) pour transformer la sommation sur la surface (A) en une sommation sur le volume (V), 25 on obtient : Pc = Jv . 02 T dV (si est constant) avec le laplacien de la température : 02 T = a2T / ax2 + a2T / ay2 + a2T / az2. Au niveau atomique, la conductivité thermique est liée aux mouvements des porteurs de charges (électrons ou trous) c'est-à-dire liée à la conductivité 30 électrique du matériau par la relation de Wiedemann-Franz et à l'oscillation des atomes autour de leur position d'équilibre. En effet, dans un solide, les vibrations des atomes ne sont pas aléatoires et indépendantes les unes des autres, mais correspondent à des modes propres de vibration appelés « phonons » qui sont des quanta de vibration dans le solide et qui sont associés à des ondes pouvant 35 se propager dans le matériau lorsque sa structure est organisée. La conductivité 2965797 -4- thermique dépend ainsi du libre parcours moyen des phonons qui est déterminé principalement par les phénomènes de diffusion géométrique et de diffusion par d'autres phonons. Pour le carbone, parmi les propriétés affectées par le changement de taille 5 lors du passage à l'échelle nanométrique figurent les propriétés de conduction thermique, liées essentiellement à l'anisotropie de certaines formes allotropiques du carbone telles que les nanotubes de carbone. Le carbone est particulièrement intéressant d'un point de vue thermique car il possède la propriété de former, soit avec lui-même, soit avec certains autres 10 éléments, des liaisons d'hybridation qui peuvent être de 3 types (sp, sp2 ou spi) suivant les orbitales des atomes et de leurs cortèges d'électrons. Ainsi le carbone peut se présenter sous différentes formes allotropiques, à savoir amorphes ( par exemple coke, suie), cristallines (par exemple le graphite et le diamant), les formes de fullerènes, de nanotubes de carbone, etc. 15 Le graphite est formé de couches d'atomes de carbone organisés en réseau hexagonal. Ces structures sont empilées successivement en plans distants d'environ 3,3 Â et forment un feuillet en deux dimensions (le graphène). Les forces de Van der Waals assurent une cohésion faible entre ces différents plans. Du fait de sa forte anisotropie, la conductivité thermique du graphite est 20 relativement élevée (de l'ordre de 100-200 W.m-1.K-1 suivant qu'elle concerne respectivement la direction perpendiculaire ou parallèle au plan des atomes de carbone). Dans cette organisation en feuillets, les atomes sont liés entre eux par deux types de liaisons faibles : liaison de type hybridé sp2 (Le constitué d'une orbitale 2s avec les orbitales 2pX et 2py) et type covalente (Le orbitales 2pz). 25 Le diamant est composé d'atomes de carbone hybridés avec quatre orbitales de type spi résultant de la superposition linéaire d'une orbitale 2s avec chacune des trois orbitales 2p (i.e. les orbitales 2pX, 2py et 2pz). D'un point de vue thermique, le diamant est un très bon conducteur avec une valeur de conductivité de l'ordre de 2200 W.m-1.K-1. 30 Les fullerènes comprennent par exemple les structures en cage de type Cho. La structure des nanotubes de carbone repose sur un enroulement d'une feuille de graphène sur elle-même autour d'un axe. Les nanotubes sont classés en deux grandes familles: - les nanotubes monofeuillets présentent un enroulement d'un seul plan de 35 graphène et ont un diamètre de l'ordre de 0,5 à 2 nanomètres et des longueurs pouvant aller jusqu'au micromètre, voire des longueurs millimétriques. Les calculs -5- par simulation de dynamique moléculaire montrent que la conductivité thermique de ces nanotubes monofeuillets est de l'ordre de 6000 W.m-1.K-1, soit une valeur très supérieure à celle du diamant (Le multipliée par un facteur de 3 environ). - les nanotubes multifeuillets sont formés de plusieurs tubes concentriques et possèdent des diamètres compris entre le nanomètre et plusieurs dizaines de nanomètres et des longueurs allant jusqu'à une centaine de micromètres, voire même des longueurs millimétriques. La conductivité thermique mesurée sur des nanotubes multifeuillets est de l'ordre de 3000 W.m-1.K-1 à température ambiante. The invention relates to aircraft. Whether in the event of a breakdown or in normal operation, a certain number of aircraftborne systems are significant sources of heat. This is the case, for example, of air conditioning machines, bleed lines (where heat transfers between external cold air flows and hot air flows of the motors for the regulation of the temperature occur. cabin), electrical data, electrical current and voltage converters, electrohydraulic actuators, pumps, etc. These systems are exposed to risks of overheating, overheating which can have harmful consequences on them and in particular to reduce the service life of mechanical parts, electronic boards, electronic components and structures subject to cycles and fatigue. . Other embedded systems are not in themselves excessive heat sources but can receive heat from their environment, with the same consequences. The main effects induced by these thermal levels on the systems concerned are the reduction of their reliability and the increase of preventive or corrective maintenance tasks. In addition, all these systems are also subjected to vibratory and acoustic environments that are severe in frequency or amplitude during the take-off, cruising or landing phases, which increase their vulnerability caused by excessive heat. To cope with this, the solutions currently being implemented are essentially based on the following principles: - The choice of the location of the heat source systems in areas where the thermal environment remains acceptable (such as the cold areas of the plane). But these installation constraints are sometimes difficult to reconcile with other constraints and they limit the possibilities of optimizing the design of the aircraft and its systems. - The choice of components and assembly techniques that are tolerant to these thermal levels. But the different oversizing then required (operating margins, high reliability components, redundancies, monitoring, etc.) prevent optimization of the systems and more generally that of the aircraft. - The addition of cooling equipment (such as fans, fluid loops, ...) to systems with risks of overheating, whether in nominal operation or in case of failure in order to actively control their temperature. But these additional equipment consume electrical energy 2965797 -2- on board the aircraft. In addition, they have a challenge that must be taken into account in the overall reliability of the aircraft. Finally, they are constraining in terms of installation, generate noise and increase the mass balance of the aircraft systems, thus causing fuel overconsumption. 5 - An adapted maintenance but inducing extra costs in operation. An object of the invention is to limit the risks of overheating of the systems in a passive way, simple, insensitive to pressure variations and vibratory and acoustic levels, and leading to improve performance, service life and maintenance associated with these systems. For this purpose, an aircraft assembly is provided according to the invention, which comprises: at least one device, a part such as a support of the device, and at least one connecting element comprising carbon nanotubes and through which the device is in contact with the workpiece. Indeed, carbon nanotubes, possibly in the form of hybrid carbon nanotubes, provide a particularly effective and efficient solution for embedded systems on board aircraft. Nanotechnologies are the techniques of designing and manufacturing objects smaller than a few hundred nanometers (10-9 m) in size, as well as the resulting applications. Some orders of magnitude of the different scales are given for comparison: Scale (order of magnitude) Examples (biology) 0.1 nanometer Atom 1 nanometer Molecule 10 nanometers Protein 100 nanometers DNA 1 micrometer Cell 10 to 100 micrometers Hair According to the size of the materials, the properties of these can be very different: thus, at the nanometer scale, some properties appear, others disappear, some are greatly improved, while others are disturbed or attenuated. In particular, the characteristics of the materials are modified under the effect of a very large increase in specific surfaces and interfaces, an amplification of the interactions between the materials, a confinement effect and a significant anisotropy. Thermal conduction is a special case of heat transfer for which the non-uniformity of the temperature results in a transfer of energy from one point to another of a system without there being macroscopic transport of material. Thermal conduction phenomena are related to the thermal conductivity of materials and fluids. This physical quantity represents the amount of heat transferred per unit area and a unit of time under a temperature gradient of 1 degree per meter. The coefficient of thermal conduction 2 is expressed in W-m-1-K-1. It can vary very strongly depending on the type of material considered. It can range from a few hundredths of Wm-1.K-1 (case of rockwool and polyurethane foam) to a few hundred Wm-1.K-1 (case of carbon and metals such as copper ). This coefficient of thermal conduction occurs in the Fourier law which makes it possible to calculate the heat flux JQ (expressed in W.m-2) which passes through a material by thermal conduction. Thus, the heat flux density vector is equal to: IQ - g ar d T for an isotropic medium, where T is the temperature. The thermal power Pc (expressed in W) transferred by thermal conduction is determined by summing the heat flux density vector over the entire effective exchange surface A (expressed in m2) of the volume: Pc = la. V T. n dA with n denoting the vector normal to the surface A. According to the Ostrogradsky theorem (or divergence formula) to transform the summation on the surface (A) into a summation on the volume (V), 25 gets: Pc = Jv. 02 T dV (if constant) with laplacian of temperature: 02 T = a2T / ax2 + a2T / ay2 + a2T / az2. At the atomic level, the thermal conductivity is linked to the movements of the charge carriers (electrons or holes) that is to say related to the electrical conductivity of the material by the Wiedemann-Franz relation and the oscillation of the atoms around it. of their equilibrium position. Indeed, in a solid, the vibrations of the atoms are not random and independent of each other, but correspond to eigen modes of vibration called "phonons" which are quanta of vibration in the solid and which are associated with waves. which can propagate in the material when its structure is organized. The thermal conductivity thus depends on the average free path of the phonons which is determined mainly by the phenomena of geometrical diffusion and diffusion by other phonons. For carbon, among the properties affected by the change in size during the nanoscale transition are the thermal conduction properties, mainly related to the anisotropy of certain allotropic forms of carbon such as carbon nanotubes. Carbon is particularly interesting from a thermal point of view since it possesses the property of forming, with itself or with certain other elements, hybridization bonds which can be of 3 types (sp, sp2 or spinnaker). ) following the orbital atoms and their processions of electrons. Thus, the carbon may be in various allotropic forms, namely amorphous (for example coke, soot), crystalline (for example graphite and diamond) forms of fullerenes, carbon nanotubes, etc. Graphite is formed of layers of carbon atoms organized in a hexagonal lattice. These structures are stacked successively in planes of about 3.3 Å apart and form a two-dimensional sheet (graphene). The forces of Van der Waals ensure a weak cohesion between these different plans. Due to its strong anisotropy, the thermal conductivity of graphite is relatively high (of the order of 100-200 Wm-1.K-1 depending on whether it concerns respectively the direction perpendicular or parallel to the plane of the carbon atoms) . In this organization in sheets, the atoms are linked to each other by two types of weak bonds: sp2-type hybrid linkage (The constituted of a 2s orbital with the 2pX and 2py orbitals) and covalent type (The 2pz orbitals). The diamond is composed of carbon atoms hybridized with four spi-like orbitals resulting from the linear superimposition of a 2s orbital with each of the three orbitals 2p (i.e. the 2pX, 2py and 2pz orbitals). From a thermal point of view, diamond is a very good conductor with a conductivity value of about 2200 W.m-1.K-1. Fullerenes include, for example, Cho-type cage structures. The structure of carbon nanotubes is based on a winding of a graphene sheet on itself around an axis. Nanotubes are classified into two major families: single-walled nanotubes have a winding of a single plane of graphene and have a diameter of the order of 0.5 to 2 nanometers and lengths of up to a micrometer, or even millimeter lengths. Molecular dynamics simulation calculations show that the thermal conductivity of these single-walled nanotubes is of the order of 6000 Wm-1.K-1, a value much higher than that of diamond (the multiplied by a factor of About 3). the multi-walled nanotubes are formed of several concentric tubes and have diameters between the nanometer and several tens of nanometers and lengths of up to a hundred micrometers, or even millimeter lengths. The thermal conductivity measured on multifilament nanotubes is of the order of 3000 W.m-1.K-1 at room temperature.
Le nanotube est caractérisé par son hélicité qui est fonction des conditions d'enroulement de la feuille de graphène. La valeur du vecteur chiral et le diamètre déterminent la géométrie des nanotubes de carbone. Compte tenu du facteur "longueur/diamètre" qui est très élevé dans le cas des nanotubes de carbone (leur surface spécifique étant importante), leurs propriétés électriques, thermiques et mécaniques sont exceptionnelles. Ainsi, la conductivité thermique des nanotubes de carbone suivant l'axe du tube est très élevée même en comparaison avec le diamant, déjà connu pour être exceptionnel. En effet, dans les nanotubes de carbone, les phénomènes de diffusion sont limités du fait de leur rigidité créée par les liaisons sp2 et de la nature quasi-unidimensionnelle de la structure du tube. Les propriétés d'anisotropie des nanotubes de carbone sont donc déterminantes dans leurs performances de conduction thermique. Dans le cadre de l'invention, on utilise des nanotubes de carbone en association à des systèmes installés sur l'aéronef. Ces systèmes sont par exemple des sources significatives de chaleur, contraignantes en terme de performance, de durée de vie et de maintenance. Il peut aussi s'agir de systèmes particulièrement sensibles à la chaleur et qui reçoivent de la chaleur de leur environnement. Ces nanotubes de carbone sont des éléments passifs installés à l'interface entre les systèmes et leurs supports ou la structure. L'élément de liaison permet de transférer tout ou partie de la chaleur du dispositif vers la pièce et donc de l'évacuer. Les nanotubes permettent l'évacuation de la chaleur grâce à leurs exceptionnelles performances de conduction thermique. Les principaux bénéfices et avantages de l'invention résident dans la limitation passive des risques de surchauffe des systèmes, qu'ils soient électriques, électroniques, fluidiques ou mécaniques. Les avantages induits sont les suivants : 2965797 -6- - diminution des contraintes d'installation des systèmes et meilleure optimisation de leur installation à bord de l'aéronef, - capacité à utiliser des composants techniques d'assemblage moins exigeants en termes de tolérance aux niveaux thermiques. Il s'ensuit une diminution des 5 coûts et une meilleure gestion de l'obsolescence des composants. - diminution des tâches de maintenance et donc des coûts opérationnels. Lorsque la pièce est un support du dispositif, il est particulièrement commode d'évacuer la chaleur via ce support. Avantageusement, le ou chaque élément de liaison comprend une matrice 10 recevant les nanotubes On facilite ainsi l'intégration des nanotubes dans l'ensemble de l'invention. On peut prévoir que la matrice est en polymère. On peut aussi prévoir que le ou chaque élément de liaison comprend de l'alumine, par exemple sous la forme d'une matrice ou de microparticules. 15 Dans un mode de réalisation, le dispositif comprend un circuit électronique comportant un substrat, ce dernier portant des composants électroniques et étant en contact avec la pièce par l'intermédiaire du ou de chaque élément de liaison. Ainsi, si le circuit électronique ou l'un de ses composants s'échauffe, la chaleur du substrat est directement évacuée par le ou les éléments de liaison. 20 Dans un autre mode de réalisation, la pièce étant une première pièce, le dispositif comprend au moins deux organes et une deuxième pièce reliée aux organes indépendamment l'un de l'autre et en contact avec la première pièce par l'intermédiaire du ou de chaque élément de liaison. On peut ainsi évacuer au moyen des mêmes éléments de liaison la chaleur 25 produite par plusieurs organes. Dans un mode de réalisation, au moins certains des nanotubes sont de type monofeuillet. Dans un autre, au moins certains des nanotubes sont de type multifeuillet. On peut prévoir que le dispositif est électrique, électronique, fluidique et/ou 30 mécanique. On prévoit enfin selon l'invention un aéronef qui comprend un ensemble selon l'invention. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description suivante de plusieurs modes de réalisation donnés à titre 35 d'exemples non limitatifs en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue en perspective d'un avion selon l'invention ; - la figure 2 est une vue partielle d'un nanotube utilisé dans le cadre de l'invention ; - la figure 3 est une vue en coupe d'un élément de liaison mis en ceuvre dans les modes de réalisation des figures suivantes ; et - les figures 4 à 6 sont trois vues en perspective illustrant respectivement trois ensembles selon l'invention, embarqués à bord de l'avion de la figure 1. On a illustré à la figure 1 un aéronef selon l'invention. Il s'agit dans le présent exemple d'un aérodyne et en l'espèce d'un avion 2 comprenant un fuselage 4 et deux ailes 6. Il comprend un empennage 8 et des réacteurs 10 fixés aux ailes respectives. Il s'agit d'un avion apte au transport commercial de marchandises et/ou d'un ou plusieurs passagers. L'avion est apte ici à effectuer un vol long-courrier en emportant au moins 50 passagers, voire au moins 100 ou 200 passagers ou du fret. Il comprend à l'avant du fuselage 4 un poste de pilotage 12 destiné à être occupé par au moins une personne assurant la fonction de pilote. The nanotube is characterized by its helicity which is a function of the winding conditions of the graphene sheet. The value of the chiral vector and the diameter determine the geometry of the carbon nanotubes. Given the factor "length / diameter" which is very high in the case of carbon nanotubes (their specific surface area being important), their electrical, thermal and mechanical properties are exceptional. Thus, the thermal conductivity of the carbon nanotubes along the axis of the tube is very high even in comparison with the diamond, already known to be exceptional. Indeed, in the carbon nanotubes, the diffusion phenomena are limited because of their rigidity created by the sp2 bonds and the quasi-one-dimensional nature of the tube structure. The anisotropic properties of carbon nanotubes are therefore decisive in their thermal conduction performance. In the context of the invention, carbon nanotubes are used in association with systems installed on the aircraft. These systems are for example significant sources of heat, constraining in terms of performance, service life and maintenance. They can also be systems that are particularly sensitive to heat and that receive heat from their environment. These carbon nanotubes are passive elements installed at the interface between the systems and their supports or structure. The connecting element makes it possible to transfer all or part of the heat of the device towards the part and thus to evacuate it. Nanotubes allow the evacuation of heat thanks to their exceptional thermal conduction performance. The main advantages and advantages of the invention lie in the passive limitation of the overheating risks of the systems, whether electrical, electronic, fluidic or mechanical. The advantages are as follows: - reduction of the installation constraints of the systems and better optimization of their installation on board the aircraft, - ability to use assembly components less demanding in terms of tolerance to the aircraft. thermal levels. This results in lower costs and better management of component obsolescence. - reduction of maintenance tasks and therefore operational costs. When the part is a support of the device, it is particularly convenient to evacuate the heat via this support. Advantageously, the or each connecting element comprises a matrix 10 receiving nanotubes It thus facilitates the integration of nanotubes throughout the invention. It can be expected that the matrix is polymer. It can also be provided that the or each connecting element comprises alumina, for example in the form of a matrix or microparticles. In one embodiment, the device comprises an electronic circuit comprising a substrate, the latter carrying electronic components and being in contact with the part via the or each connecting element. Thus, if the electronic circuit or one of its components heats up, the heat of the substrate is directly removed by the connection element or elements. In another embodiment, the part being a first part, the device comprises at least two members and a second part connected to the members independently of one another and in contact with the first part via the or each link element. The heat produced by several organs can thus be removed by means of the same connecting elements. In one embodiment, at least some of the nanotubes are of single-wall type. In another, at least some of the nanotubes are multifeuillet type. It can be provided that the device is electrical, electronic, fluidic and / or mechanical. Finally, according to the invention, an aircraft is provided which comprises an assembly according to the invention. Other features and advantages of the invention will become apparent in the following description of several embodiments given by way of nonlimiting example with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a perspective view of a aircraft according to the invention; FIG. 2 is a partial view of a nanotube used in the context of the invention; - Figure 3 is a sectional view of a connecting element implemented in the embodiments of the following figures; and FIGS. 4 to 6 are three perspective views respectively illustrating three assemblies according to the invention, embarked on board the aircraft of FIG. 1. FIG. 1 illustrates an aircraft according to the invention. This is in the present example an aerodyne and in this case an aircraft 2 comprising a fuselage 4 and two wings 6. It comprises a tail 8 and reactors 10 attached to the respective wings. It is an aircraft suitable for the commercial transport of goods and / or one or more passengers. The aircraft is suitable here for a long-haul flight carrying at least 50 passengers, or even at least 100 or 200 passengers or cargo. It comprises at the front of the fuselage 4 a cockpit 12 intended to be occupied by at least one person performing the pilot function.
L'avion 2 comprend de nombreux systèmes embarqués et formant des équipements nécessaires à son fonctionnement. L'un de ces systèmes est formé par le dispositif 12 illustré à la figure 4. Le dispositif 12 a ici une forme générale de parallélépipède rectangle, cet exemple de forme n'étant pas toutefois limitatif dans la mesure où de nombreuses autres formes sont envisageables pour le dispositif 12. A ce dispositif est associée une pièce externe 14 qui forme en l'espèce un support du dispositif. Le dispositif 12 est rigidement fixé au support 14. C'est par l'intermédiaire de ce dernier que le dispositif 12 est relié mécaniquement au reste de l'avion. L'ensemble formé par le dispositif 12 et le support 14 comprend en outre plusieurs éléments de liaison mécanique 16 interposés entre le dispositif et son support. C'est par l'intermédiaire de ces éléments que le dispositif est en contact avec le support 14 et qu'il est rigidement fixé à ce dernier. Les éléments 16 sont en l'espèce au nombre de quatre. Les éléments 16 sont disposés aux quatre coins de la face du dispositif 12 qui s'étend en regard du support 14 en étant distants les uns des autres. Le dispositif s'étend à distance du support de sorte qu'une circulation d'air est possible entre ceux-ci. Nous allons maintenant présenter la structure de chaque élément 16. L'élément 16 comprend des nanotubes de carbone tels que le nanotube 18 dont un tronçon a été illustré à la figure 2. Chaque nanotube a une forme générale cylindrique à section circulaire dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal 19 du cylindre. Les tubes sont globalement rectilignes. L'élément 16 comprend une matrice 20 dans laquelle sont reçus et noyés les nanotubes 18. La matrice 2965797 -8- peut être en polymère, en l'espèce une résine thermodurcissable de type epoxy ou polyuréthane par exemple. Les nanotubes sont disposés parallèlement les uns aux autres et de sorte que leur axe 19 est parallèle à la direction allant du dispositif 12 au support 14 et perpendiculaire localement aux faces du dispositif et 5 du support s'étendant en regard l'une de l'autre. On suppose ici que le dispositif subit ou génère un échauffement tel que sa température dépasserait celle du support en l'absence des éléments de liaison. Grâce à cet agencement, les éléments 16, et en particulier les nanotubes 18, assurent la dissipation de la chaleur en transférant une partie au moins de la 10 chaleur du dispositif au support par conduction. Cette dissipation est permise par leur conductivité thermique élevée. Dans l'exemple de la figure 4, c'est un seul dispositif 12 qui est associé en propre aux éléments de liaison 16 pour l'évacuation de la chaleur vers le support. La matrice 20 assure l'enrobage des nanotubes de carbone ainsi que le 15 contact entre les nanotubes d'une part et le dispositif 12 et le support 14 d'autre part. En remplacement de la matrice en polymère, on peut prévoir une matrice en alumine (AI2O3). On peut encore prévoir que les nanotubes de carbone sont associés à des microparticules d'alumine. Les éléments de liaison peuvent donc comprendre des nanocomposites comportant des nanotubes de carbone et de 20 tels renforts hybrides ou formant des nanotubes de carbone hybrides. Il est préférable que certains au moins des nanotubes aient au moins une extrémité en contact direct avec le dispositif 12 ou le support 14, même si cela est difficile à réaliser pour tous les nanotubes. Dans le mode de réalisation de la figure 5, on retrouve le support 14. Cette 25 fois, on compte plusieurs organes 12 par exemple au nombre de deux, indépendants fonctionnellement les uns des autres. Les organes sont fixés indépendamment l'un de l'autre à un même support intermédiaire 22 qui a ici une forme générale plate rectangulaire en plan. Les organes 12 sont fixés à une face supérieure de ce support. Le support intermédiaire 22 est fixé au support 30 principal 14 par l'intermédiaire de plusieurs éléments de liaison 16 identiques à ceux du premier mode. La chaleur dégagée par chacun des organes 12 est transmise au support intermédiaire 22 et évacuée par conduction via les éléments 16 vers le support 14. Le mode de réalisation de la figure 6 est proche de celui de la figure 4. Le 35 dispositif 12 est formé en l'espèce par une carte électronique comprenant un substrat 24 sur une face supérieure duquel sont fixés des composants électroniques 26. Certains d'entre eux au moins dégagent de la chaleur lorsqu'ils 2965797 -9- fonctionnent. La carte est fixée au support 14 par l'intermédiaire d'éléments de liaison 16 qui sont en l'espèce au nombre de neuf. En effet, ces supports s'étendent non seulement au niveau des quatre coins du rectangle formé par la carte mais également au centre des quatre bords de ce rectangle.The aircraft 2 includes many embedded systems and forming equipment necessary for its operation. One of these systems is formed by the device 12 illustrated in FIG. 4. The device 12 here has a general shape of a rectangular parallelepiped, this example of shape not being however limiting in that many other forms are conceivable. for the device 12. To this device is associated an outer part 14 which in this case forms a support of the device. The device 12 is rigidly fixed to the support 14. It is through the latter that the device 12 is mechanically connected to the rest of the aircraft. The assembly formed by the device 12 and the support 14 further comprises several mechanical connection elements 16 interposed between the device and its support. It is through these elements that the device is in contact with the support 14 and that it is rigidly fixed to the latter. The elements 16 are in this case four in number. The elements 16 are arranged at the four corners of the face of the device 12 which extends opposite the support 14 while being distant from each other. The device extends away from the support so that air flow is possible between them. We will now present the structure of each element 16. The element 16 comprises carbon nanotubes such as the nanotube 18, a section of which has been illustrated in FIG. 2. Each nanotube has a generally cylindrical shape with a circular section in a perpendicular plane. to the longitudinal axis 19 of the cylinder. The tubes are generally straight. The element 16 comprises a matrix 20 in which the nanotubes 18 are received and embedded. The matrix 2965797 may be made of polymer, in this case a thermosetting resin of the epoxy or polyurethane type, for example. The nanotubes are arranged parallel to each other and so that their axis 19 is parallel to the direction from the device 12 to the support 14 and perpendicular locally to the faces of the device and the support extending facing one of the other. It is assumed here that the device undergoes or generates a heating such that its temperature exceeds that of the support in the absence of the connecting elements. Thanks to this arrangement, the elements 16, and in particular the nanotubes 18, ensure the dissipation of heat by transferring at least a portion of the heat of the device to the support by conduction. This dissipation is allowed by their high thermal conductivity. In the example of FIG. 4, it is a single device 12 which is associated in its own with the connecting elements 16 for the evacuation of the heat towards the support. The matrix 20 ensures the coating of the carbon nanotubes and the contact between the nanotubes on the one hand and the device 12 and the support 14 on the other hand. As a replacement for the polymer matrix, an alumina matrix (Al.sub.2O.sub.3) can be provided. We can also predict that carbon nanotubes are associated with microparticles of alumina. The linking elements may therefore comprise nanocomposites comprising carbon nanotubes and such hybrid reinforcements or forming hybrid carbon nanotubes. It is preferable that at least some of the nanotubes have at least one end in direct contact with the device 12 or the support 14, even if this is difficult to achieve for all the nanotubes. In the embodiment of Figure 5, there is the support 14. This 25 times, there are several organs 12 for example two in number, functionally independent of each other. The members are fixed independently of one another to the same intermediate support 22 which here has a generally flat rectangular shape in plan. The members 12 are attached to an upper face of this support. The intermediate support 22 is fixed to the main support 14 by means of several connecting elements 16 identical to those of the first mode. The heat released by each of the members 12 is transmitted to the intermediate support 22 and discharged by conduction via the elements 16 to the support 14. The embodiment of FIG. 6 is close to that of FIG. 4. The device 12 is formed. in this case by an electronic card comprising a substrate 24 on an upper face of which are fixed electronic components 26. At least some of them give off heat when they operate. The card is fixed to the support 14 via connecting elements 16 which are in this case nine in number. Indeed, these supports extend not only at the four corners of the rectangle formed by the card but also in the center of the four edges of this rectangle.
5 L'invention permet d'effectuer un contrôle passif de l'environnement thermique du dispositif 12 au moyen des éléments de liaison 16. Les dispositifs en question pourront se situer, par exemple, dans les zones suivantes : - les zones contiguës aux moteurs 10 ; - la zone de mât assurant la jonction de l'un des moteurs avec le reste de l'avion, 10 placée à l'interface de la voilure avec le moteur. Il peut s'agir notamment de la zone appelée « pre-cooler » ou zone de prérefroidissement où peuvent régner des températures d'environ 150°C ; - la zone du moteur auxiliaire de puissance appelé APU (auxiliary power unit); - la zone de la machine de conditionnement d'air (dite zone « pack ») qui se situe 15 généralement dans une partie non pressurisée de l'avion. Bien que cette zone soit ventilée, la température peut y monter jusqu'à 70 ou 80°C ; - la zone des lignes de bleed dont la température intérieure est de l'ordre de 200 °C ; - la zone des cceurs électriques primaires et secondaires permettant la 20 distribution de courant électrique dans l'avion et qui sont le siège d'un échauffement par effet Joule ; - la zone des convertisseurs de courant et de tension électrique ; - la zone locale des actionneurs électro-hydrauliques en voilure pouvant présenter une température jusqu'à 110°C environ en l'absence de ventilation ; 25 - les zones où se situent les contrôleurs de différents systèmes tels que les pompes hydrauliques, les machines thermiques, etc ; - la zone de capotage de certains rails de volet. En effet, l'échangeur thermique de l'appareillage hydraulique pouvant se situer dans cette zone, la température peut y atteindre jusqu'à 80°C dans certaines conditions de variation de pression 30 hydraulique ; - la zone située au-dessus des porte-bagages en cabine (appelée zone « crown ») dans laquelle les culots des lampes d'éclairage de cabine sont installés. Cette zone est le siège d'un échauffement par effet Joule et fait l'objet d'une isolation thermoaccoustique pour le confort des passagers ; et 35 - la zone des piles à combustible telles que les piles à combustible à membrane d'échange de protons, connues aussi sous le nom de piles à combustible à membrane électrolyte polymère (ou PEMFC selon l'acronyme des expressions 2965797 -10- anglaises proton exchange membrane fuel cens ou polymer electrolyte membrane fuel cens) ou les piles à combustibles à oxydes solides (ou SOFC selon l'acronyme anglais de solid oxide fuel cens). Bien entendu, on pourra apporter à l'invention de nombreuses modifications 5 sans sortir du cadre de celle-ci. La pièce à laquelle les éléments de liaison transmettent la chaleur du dispositif peut ne pas être un support de ce dernier, en étant par exemple une pièce distincte du support prévu par ailleurs et dédiée à l'évacuation de la chaleur. The invention makes it possible to carry out a passive control of the thermal environment of the device 12 by means of the connecting elements 16. The devices in question may be situated, for example, in the following zones: the zones contiguous to the motors ; - The mast area connecting one of the engines with the rest of the aircraft, 10 placed at the interface of the wing with the engine. This may include the area called "pre-cooler" or precooling zone where can be temperatures of about 150 ° C; - the auxiliary power unit area called APU (auxiliary power unit); - The zone of the air conditioning machine (called "pack" zone) which is generally located in a non-pressurized part of the aircraft. Although this zone is ventilated, the temperature can rise to 70 or 80 ° C; - the zone of bleed lines whose internal temperature is of the order of 200 ° C; the area of the primary and secondary electrical sources for the distribution of electric current in the aircraft and which are the seat of Joule heating; - the area of current and voltage converters; - the local area electro-hydraulic actuators in the air that may have a temperature up to 110 ° C in the absence of ventilation; Areas where the controllers of different systems are located such as hydraulic pumps, thermal machines, etc .; the rollover zone of certain shutter rails. Indeed, the heat exchanger of the hydraulic equipment may be located in this area, the temperature can reach up to 80 ° C under certain conditions of hydraulic pressure variation; - the area above the luggage rack in the cabin (called "crown" zone) in which the caps of the cabin lighting lamps are installed. This zone is the seat of a Joule effect heating and is thermoaccoustic insulation for passenger comfort; and the fuel cell zone such as proton exchange membrane fuel cells, also known as polymer electrolyte membrane fuel cells (or PEMFC), in the acronym 2965797 -10- English proton exchange membrane fuel oil or polymer electrolyte membrane fuel oil) or fuel cells with solid oxides (or SOFC by the acronym of solid oxide fuel cens). Of course, many modifications can be made to the invention without departing from the scope thereof. The part to which the connecting elements transmit the heat of the device may not be a support of the latter, for example being a separate part of the support provided elsewhere and dedicated to the removal of heat.