FR3035445A1

FR3035445A1 - AIRPLANE ENGINE

Info

Publication number: FR3035445A1
Application number: FR1553732A
Authority: FR
Inventors: Thierry Pierre Andre Argaud
Original assignee: Societe Motorisations Aeronautiques SA
Current assignee: Societe Motorisations Aeronautiques SA
Priority date: 2015-04-24
Filing date: 2015-04-24
Publication date: 2016-10-28

Abstract

L'invention concerne un moteur d'avion (33) comprenant un circuit d'air et un circuit de fluide caloporteur (37) comprenant une première partie (30) s'étendant à l'intérieur du bloc moteur (22) pour l'échange de chaleur avec le bloc moteur (22) et une seconde partie (36) s'étendant à l'extérieur du bloc moteur (22). Au moins un échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air (34, 46) est monté dans la seconde partie (36) du circuit de fluide caloporteur (37) et dans le circuit d'air (12) en amont du bloc moteur par rapport au sens d'écoulement de l'air dans le circuit d'air (12). Un échangeur de chaleur auxiliaire (38) fluide caloporteur/air est agencé dans la seconde partie (36) du circuit de fluide caloporteur (37) et en dehors dudit circuit d'air (12).An aircraft engine (33) includes an air circuit and a coolant circuit (37) including a first portion (30) extending within the engine block (22) for heat exchange with the engine block (22) and a second portion (36) extending outside the engine block (22). At least one main coolant / air heat exchanger (34, 46) is mounted in the second portion (36) of the coolant circuit (37) and in the air circuit (12) upstream of the engine block relative to in the direction of flow of air in the air circuit (12). An auxiliary heat exchanger (38) coolant / air is arranged in the second portion (36) of the coolant circuit (37) and outside said air circuit (12).

Description

1 MOTEUR D'AVION La présente invention concerne un moteur d'avion, tel que par exemple un moteur à explosion, ainsi qu'un avion équipé d'un tel moteur.The present invention relates to an aircraft engine, such as for example an internal combustion engine, and an aircraft equipped with such an engine.

D'une manière classique représentée en figure 1, un moteur d'avion 10 comprend un circuit d'admission d'air 12 et un circuit de fluide caloporteur 14 pour le refroidissement de celui-ci. Le circuit d'air 12 comporte une entrée d'air 16 et une sortie d'air 18 entre lesquelles sont agencés un compresseur 20, un bloc moteur 22 et une turbine 24. Le bloc moteur 22 comporte des moyens de combustion tels que des pistons fonctionnant par exemple sous un régime dit à quatre temps lorsque le moteur est du type à explosion. Un mécanisme d'entraînement (non représenté) relie les pistons à une hélice de manière à transférer l'énergie mécanique des pistons à l'hélice et fournir la traction ou force nécessaire à l'avance de l'avion. Le compresseur 20 comprend un rotor qui est solidaire en rotation d'un rotor de turbine. En fonctionnement, l'air entre dans le compresseur 20 puis circule dans le bloc moteur 22 qui entraîne l'hélice, l'air sortant du bloc moteur entraine le rotor de turbine 24 entrainant la rotation du rotor du compresseur 20. Ce type de moteur ainsi que les éléments associés précédemment décrits bien que non représentés sont bien connu de l'homme du métier et ne nécessitent pas d'être plus amplement décrits. Un échangeur de chaleur air/air extérieur 26 est agencé dans le circuit d'air 12 afin d'échanger de la chaleur entre l'air du circuit d'air et l'air extérieur, c'est-à-dire l'air qui entoure le moteur 10. L'air sortant du compresseur 20 est réchauffée sous l'effet de la compression et l'échangeur de chaleur air/air extérieur 26 permet de refroidir l'air alimentant le bloc moteur 22. Le circuit de fluide caloporteur 14 comprend un échangeur de chaleur fluide caloporteur/air extérieur 28 comportant une première partie 30 s'étendant à l'intérieur du bloc moteur 22 pour le refroidissement du bloc 3035445 2 moteur 22 et une seconde partie 32 s'étendant à l'extérieur du bloc moteur 22 pour le refroidissement du fluide caloporteur. L'échangeur de chaleur est monté dans la deuxième partie 32 du circuit de fluide caloporteur pour refroidir le fluide caloporteur qui a capté les calories du bloc moteur. Ces 5 calories sont ainsi évacuées hors du moteur dans l'air extérieur. Le circuit 14 de fluide caloporteur circule en boucle tandis que le circuit d'air est ouvert à ses deux extrémités d'entrée 16 et de sortie 18 d'air. Ce type de moteur 10 pose toutefois plusieurs difficultés.In a conventional manner shown in FIG. 1, an aircraft engine 10 comprises an air intake circuit 12 and a heat transfer fluid circuit 14 for cooling it. The air circuit 12 comprises an air inlet 16 and an air outlet 18 between which are arranged a compressor 20, a motor unit 22 and a turbine 24. The engine block 22 comprises combustion means such as pistons operating for example under a four-stroke regime when the engine is of the explosion type. A drive mechanism (not shown) connects the pistons to a propeller so as to transfer the mechanical energy of the pistons to the propeller and provide the traction or force needed in advance of the aircraft. The compressor 20 comprises a rotor which is integral in rotation with a turbine rotor. In operation, the air enters the compressor 20 and then flows into the engine block 22 which drives the propeller, the air leaving the engine block drives the turbine rotor 24 causing the rotation of the rotor of the compressor 20. This type of engine as well as the associated elements previously described although not shown are well known to those skilled in the art and do not need to be more fully described. An external air / air heat exchanger 26 is arranged in the air circuit 12 in order to exchange heat between the air of the air circuit and the outside air, that is to say the air which surrounds the engine 10. The air leaving the compressor 20 is heated under the effect of the compression and the external air / air heat exchanger 26 makes it possible to cool the air supplying the engine block 22. The heat transfer fluid circuit 14 includes a coolant / outdoor air heat exchanger 28 having a first portion 30 extending within the engine block 22 for cooling the engine block 22 and a second portion 32 extending out of the engine block engine block 22 for cooling the coolant. The heat exchanger is mounted in the second portion 32 of the coolant circuit for cooling the heat transfer fluid that has captured the calories of the engine block. These 5 calories are thus evacuated out of the engine in the outside air. The heat transfer fluid circuit 14 circulates in a loop while the air circuit is open at its two inlet ends 16 and 18 air outlet. This type of engine 10, however, poses several difficulties.

10 Lorsque la température est trop basse, l'échangeur de chaleur air/air extérieur 26 peut conduire à trop refroidir l'air du circuit d'air d'admission dans le bloc moteur 22, ce qui peut empêcher de redémarrer le moteur 10 et même lorsque le moteur 10 est en fonctionnement conduire à son extinction, en particulier lors de phases de ralentis à grande vitesse de 15 rotation de l'hélice. Ce problème est particulièrement critique sur les moteurs à allumage par compression à haute altitude lorsque la température est proche de -60°C. Pour palier ces difficultés, plusieurs solutions ont été envisagées. Une première solution consiste à utiliser des bougies de 20 préchauffage dans le bloc moteur 22, mais ne sont efficaces que lorsque le moteur ne tourne pas ou tourne à un très faible régime, c'est-à-dire lorsque le débit d'air est quasi-nul et la masse d'air à chauffer est réduite. Les bougies de préchauffage sont surtout utiles pour le démarrage initial mais s'avèrent inefficaces pour contrôler un ralenti ou effectuer un redémarrage 25 moteur tournant. Une deuxième solution consiste à ajouter des réchauffeurs d'air électriques ou du type bruleur utilisant du carburant. Cette option conduit cependant à un gaspillage d'énergie, des surchauffes possibles de l'air, une augmentation des risques liés à l'utilisation d'un dispositif électrique ou d'un bruleur thermique. Une troisième solution peut 30 consister à faire recirculer l'air de sortie 18 dans le bloc moteur, cet air étant à priori chaud. En pratique, la réingestion de gaz d'échappement n'est 3035445 3 pas souhaitable dans le cas d'un moteur d'avion car cela s'avérerait trop dangereux en cas de panne du système de réinjection d'air chaud Enfin, dans une dernière possibilité, il serait possible de contourner l'échangeur de chaleur air/air extérieur 26 pour éviter de refroidir l'air entrant dans le 5 bloc moteur 22. Cette solution qui est passive puisqu'elle n'apporte pas de gain thermique, s'avère efficace uniquement pour éviter les extinctions mais est inefficace lorsqu'il s'agit d'effectuer un redémarrage à froid. A l'évidence, aucune des propositions antérieures n'apporte de solutions satisfaisantes en termes d'efficacité, de sécurité, de limitation de 10 la masse embarquée et de coût. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème. A cet effet, elle propose un moteur d'avion comprenant un circuit d'air comprenant une entrée d'air et une sortie d'air et comportant un 15 compresseur, un bloc moteur comportant des moyens de combustion aptes à entraîner un organe rotatif et une turbine dont le rotor est relié au rotor du compresseur, le moteur comprenant en outre un circuit de fluide caloporteur comprenant une première partie s'étendant à l'intérieur du bloc moteur pour l'échange de chaleur avec le bloc moteur et une seconde 20 partie s'étendant à l'extérieur du bloc moteur, caractérisé en ce qu'au moins un échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air est monté dans la seconde partie du circuit de fluide caloporteur et dans le circuit d'air en amont du bloc moteur par rapport au sens d'écoulement de l'air dans le circuit d'air, un échangeur de chaleur auxiliaire fluide caloporteur/air étant 25 agencé dans la seconde partie du circuit de fluide caloporteur et en dehors dudit circuit d'air, le circuit de fluide caloporteur comprenant une vanne trois voies agencées en sortie du bloc moteur et comportant une première sortie reliée en entrée dudit au moins un échangeur de chaleur principal et une seconde sortie reliée en entrée audit échangeur de chaleur auxiliaire.When the temperature is too low, the outside air / air heat exchanger 26 may lead to too much air cooling of the intake air circuit in the engine block 22, which may prevent restarting the engine 10 and even when the engine 10 is in operation to extinguish it, in particular during slow-motion phases at high speed of rotation of the propeller. This problem is particularly critical on high-altitude compression ignition engines when the temperature is close to -60 ° C. To overcome these difficulties, several solutions have been considered. A first solution is to use glow plugs in the engine block 22, but are effective only when the engine is not running or running at a very low speed, that is to say when the air flow is almost zero and the air mass to be heated is reduced. The glow plugs are especially useful for initial start-up but are ineffective for controlling an idle or performing a restarting engine running. A second solution is to add electric air heaters or burner type using fuel. This option, however, leads to a waste of energy, possible overheating of the air, an increase in the risks associated with the use of an electrical device or a thermal burner. A third solution may be to recirculate the outlet air 18 in the engine block, this air is a priori hot. In practice, the re-ingestion of exhaust gas is not desirable in the case of an aircraft engine because it would prove too dangerous in case of failure of the hot air re-injection system Finally, in a last possibility, it would be possible to bypass the external air / air heat exchanger 26 to avoid cooling the air entering the engine block 22. This solution is passive since it does not bring thermal gain, s is only effective for avoiding extinctions but is inefficient when it comes to performing a cold restart. Obviously, none of the previous proposals provides satisfactory solutions in terms of efficiency, safety, limitation of the on-board weight and cost. The invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem. For this purpose, it proposes an aircraft engine comprising an air circuit comprising an air inlet and an air outlet and comprising a compressor, an engine block comprising combustion means capable of driving a rotary member and a turbine whose rotor is connected to the rotor of the compressor, the engine further comprising a coolant circuit comprising a first portion extending inside the engine block for heat exchange with the engine block and a second part extending outside the engine block, characterized in that at least one main coolant / air heat exchanger is mounted in the second part of the coolant circuit and in the air circuit upstream of the block motor with respect to the direction of flow of air in the air circuit, a heat exchanger heat transfer fluid / air being arranged in the second part of the coolant circuit and outside said air circuit, the coolant circuit comprising a three-way valve arranged at the output of the engine block and having a first output connected at the input of said at least one main heat exchanger and a second output connected to said auxiliary heat exchanger.

30 Selon l'invention, le circuit d'air comprend un échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air agencé dans le circuit de circulation 3035445 4 d'air alimentant les moyens de combustion. Il est ainsi possible d'effectuer un transfert des calories du moteur dans l'air permettant la combustion du carburant, ce qui permet de repousser les limites d'extinction du moteur par températures froides sans être obligé d'augmenter la puissance de celui-ci.According to the invention, the air circuit comprises a main coolant / air heat exchanger arranged in the air circulation circuit 3035445 4 supplying the combustion means. It is thus possible to transfer the calories of the engine into the air allowing the combustion of the fuel, which makes it possible to push the limits of extinction of the engine in cold temperatures without being obliged to increase the power thereof .

5 Le redémarrage d'un moteur tournant (sans combustion) ou arrêté est également grandement facilité. Préférentiellement, la vanne trois voies peut prendre soit une position d'alimentation unique dudit au moins un échangeur de chaleur principal ou une position d'alimentation unique dudit échangeur de chaleur 10 auxiliaire ou une position mixte d'alimentation dudit au moins échangeur de chaleur principal et de l'échangeur de chaleur auxiliaire. La position de la vanne trois voies est déterminée par un calculateur du moteur en fonction notamment de la pression extérieure, la température extérieure et la température du bloc moteur pour avoir une température d'air d'entrée dans 15 les cylindres du bloc moteur qui soit acceptable. Selon une autre caractéristique de l'invention, ledit au moins un échangeur de chaleur principal est agencé en amont du compresseur. Selon encore une autre caractéristique de l'invention, ledit au moins un échangeur de chaleur principal comprend un premier échangeur 20 de chaleur principal agencé en amont du compresseur et un deuxième échangeur de chaleur principal agencé entre le compresseur et le bloc moteur. Egalement, le moteur peut comprendre un échangeur de chaleur supplémentaire air/air extérieur apte à échanger de la chaleur entre l'air du 25 circuit d'air comburant servant à la combustion et l'air extérieur, cet échangeur de chaleur étant agencé dans le circuit d'air comburant en aval du compresseur. Cet échangeur de chaleur peut être agencé dans le circuit d'air de manière à n'être traversé par le fluide d'air que dans des conditions de 30 températures pour lesquelles l'air du circuit d'air ne nécessite pas d'être refroidit. Ainsi, en conditions froides de fonctionnement, l'échangeur de 3035445 5 chaleur entre l'air du circuit d'air et l'air extérieur peut être soit contourné soit colmaté. Selon une autre caractéristique de l'invention, le circuit d'air comprend un canal d'admission d'air logeant ledit au moins un échangeur 5 de chaleur et un conduit d'alimentation du compresseur qui débouche entre une première extrémité dudit canal et ledit au moins un échangeur de chaleur. Le circuit d'air peut comprendre un conduit de collecte d'air en sortie dudit au moins un échangeur de chaleur principal et de réintroduction 10 de cet air dans le conduit d'alimentation du compresseur, une extrémité amont est reliée à une face dudit au moins un échangeur de chaleur principal qui est en vis-à-vis d'une deuxième extrémité du canal opposée à la première extrémité, l'extrémité aval dudit conduit de collecte et de réintroduction d'air débouchant dans le conduit d'alimentation du 15 compresseur en amont du compresseur. Selon une caractéristique de l'invention, le circuit d'air comprend des moyens de circulation aptes à faire circuler l'air du circuit d'air selon l'un au moins des modes de fonctionnement suivants : - un premier mode de fonctionnement dans lequel l'air circule 20 successivement dans le canal d'admission d'air par sa première extrémité, dans le conduit d'alimentation, le compresseur, le bloc moteur puis dans la turbine, - un second mode de fonctionnement dans lequel l'air circule successivement dans le canal depuis une seconde extrémité 25 du canal opposée à la première extrémité par rapport audit au moins un échangeur de chaleur principal, dans ledit au moins un échangeur de chaleur principal, le conduit d'alimentation, le compresseur, le bloc moteur et la turbine, - un troisième mode de fonctionnement dans lequel l'air circule 30 successivement dans le canal par la première extrémité, dans l'échangeur de chaleur principal, dans le conduit de collecte et 3035445 6 de réintroduction, puis dans le conduit d'alimentation, le compresseur, le bloc moteur et la turbine, - un quatrième mode de fonctionnement dans lequel l'air circule successivement dans le canal depuis la seconde extrémité du 5 canal opposée à la première extrémité, dans l'échangeur de chaleur principal, une nouvelle fois dans l'échangeur de chaleur principal, puis dans le conduit de collecte et de réintroduction, dans le conduit d'alimentation, le compresseur, le bloc moteur et la turbine.Restarting a running (non-burning) or stopped engine is also greatly facilitated. Preferably, the three-way valve can take either a single feed position of said at least one main heat exchanger or a single feed position of said auxiliary heat exchanger or a mixed feed position of said at least one main heat exchanger and the auxiliary heat exchanger. The position of the three-way valve is determined by an engine computer according in particular to the external pressure, the outside temperature and the temperature of the engine block to have an inlet air temperature in the cylinders of the engine block which is acceptable. According to another characteristic of the invention, said at least one main heat exchanger is arranged upstream of the compressor. According to yet another characteristic of the invention, said at least one main heat exchanger comprises a first main heat exchanger 20 arranged upstream of the compressor and a second main heat exchanger arranged between the compressor and the engine block. Also, the engine may comprise an additional air / air heat exchanger, which is able to exchange heat between the air of the combustion air circuit for combustion and the outside air, this heat exchanger being arranged in the combustion air circuit downstream of the compressor. This heat exchanger can be arranged in the air circuit so as to be traversed by the air fluid only under conditions of temperatures for which the air of the air circuit does not need to be cooled. . Thus, under cold operating conditions, the heat exchanger between the air circuit air and the outside air can be either bypassed or plugged. According to another characteristic of the invention, the air circuit comprises an air intake duct housing said at least one heat exchanger and a compressor supply duct that opens between a first end of said duct and said duct. at least one heat exchanger. The air circuit may comprise an air collection duct at the outlet of said at least one main heat exchanger and of reintroduction of this air into the supply duct of the compressor, an upstream end is connected to a face of said air duct. minus one main heat exchanger which is opposite a second end of the channel opposite to the first end, the downstream end of said air collection and re-introduction duct opening into the supply duct of the compressor upstream of the compressor. According to one characteristic of the invention, the air circuit comprises circulation means able to circulate the air of the air circuit according to at least one of the following operating modes: a first mode of operation in which the air circulates successively in the air intake duct at its first end, in the supply duct, the compressor, the engine block and then in the turbine, a second mode of operation in which the air circulates successively in the channel from a second end 25 of the channel opposite the first end relative to said at least one main heat exchanger, in said at least one main heat exchanger, the supply duct, the compressor, the engine block and the turbine, - a third mode of operation in which the air flows successively in the channel through the first end, in the main heat exchanger, in the collection duct and in the duct 3035445 6 reintroduction, then in the feed duct, the compressor, the engine block and the turbine, a fourth mode of operation in which the air circulates successively in the channel from the second end of the channel opposite to the first end, in the main heat exchanger, again in the main heat exchanger, then in the collection and reintroduction duct, in the supply duct, the compressor, the engine block and the turbine.

10 Les moyens de circulation peuvent comprendre des premiers moyens d'obturation de l'écoulement d'air au travers de ladite première extrémité dudit canal, des deuxièmes moyens d'obturation de l'écoulement d'air au travers de l'extrémité amont du conduit d'alimentation du compresseur et des troisièmes moyens d'obturation de l'écoulement d'air 15 dans le conduit de collecte et de réintroduction. Ainsi : - dans le premier mode de fonctionnement, les premiers et seconds moyens d'obturation sont inactifs et les troisièmes moyens d'obturation sont actifs, 20 - dans le second mode de fonctionnement, les seconds moyens d'obturation sont inactifs et les premiers et troisièmes moyens d'obturation sont actifs, - dans le troisième mode de fonctionnement les premiers et troisièmes moyens d'obturation sont inactifs et les seconds 25 moyens d'obturation sont actifs, - dans le quatrième mode de fonctionnement les troisièmes moyens d'obturation sont inactifs et les premiers et seconds d'obturation sont actifs. L'invention concerne également un avion caractérisé en ce qu'il 30 comprend un moteur d'avion du type décrit ci-dessus.The circulation means may comprise first means for closing off the air flow through said first end of said channel, second means for closing off the air flow through the upstream end of the channel. supply duct of the compressor and the third means for closing off the air flow in the collection and reintroduction duct. Thus: in the first mode of operation, the first and second shutter means are inactive and the third shutter means are active, in the second mode of operation the second shutter means are inactive and the first shutter means are inactive. and third shutter means are active, - in the third mode of operation the first and third shutter means are inactive and the second shutter means are active, - in the fourth mode of operation the third shutter means are inactive and the first and second shutter are active. The invention also relates to an aircraft characterized in that it comprises an aircraft engine of the type described above.

3035445 7 L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels : 5 - la figure 1 est une représentation schématique des circuits d'air et de fluide caloporteur dans un moteur d'avion selon la technique antérieure ; - les figures 2 et 3 sont des représentations schématiques des circuits d'air et de fluide caloporteur dans un moteur d'avion selon deux 10 réalisations de l'invention ; - les figures 4 à 7 sont des vues schématiques de différents modes de fonctionnement du moteur selon la réalisation du moteur de la figure 3. On se réfère tout d'abord à la figure 2 qui représente 15 schématiquement un moteur d'avion 33 selon l'invention. Les éléments identiques déjà décrits en référence à la figure 1 sont désignés par le même numéro de référence. Selon une première réalisation de l'invention représentée en figure 2, un échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 34 est 20 agencé entre le compresseur 20 et le bloc moteur 22. L'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 34 est agencé dans une seconde partie 36 du circuit de fluide caloporteur 37 qui s'étend à l'extérieur du bloc moteur 22. Cette seconde partie 36 comprend avantageusement un échangeur de chaleur fluide caloporteur/air extérieur 38 que l'on qualifie en 25 relation avec l'invention d'échangeur de chaleur auxiliaire. Cet échangeur de chaleur auxiliaire 38 peut être en tout point identique à l'échangeur de chaleur fluide caloporteur/air 28 décrit en relation avec la figure 1 relative à un moteur selon la technique antérieure. Le circuit de fluide caloporteur 14 comprend une vanne trois 30 voies 40 montée en sortie du bloc moteur et comportant deux sorties 42, 44. Une première sortie 42 est reliée à l'entrée de l'échangeur de chaleur 3035445 8 principal 34 monté dans le circuit d'air 12 du moteur et une deuxième sortie 44 est reliée à l'entrée dudit échangeur de chaleur auxiliaire 38. La sortie de l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 34 est reliée à la sortie de l'échangeur de chaleur auxiliaire 38 et à l'entrée de la première 5 partie 30 du circuit de fluide caloporteur 14. Le circuit d'air 12 peut également comprendre un échangeur de chaleur supplémentaire air/air extérieur 26 (non représenté en figure 2) comme décrit en référence à la figure 1 et agencé en aval du compresseur. En conditions froides de fonctionnement, l'air du circuit d'air contourne cet 10 échangeur de chaleur 26 et entre directement dans l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 34 puis dans le bloc moteur 22. Ainsi, lorsque les températures sont froides, l'air entrant par l'entrée d'air 16 traverse le compresseur 20 puis l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 34 puis circule dans le bloc moteur 22, dans 15 la turbine et sort en 18 du moteur. Le fluide caloporteur qui circule dans la première partie 30 se réchauffe dans le bloc moteur 22, puis circule dans l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 34 et/ou dans l'échangeur de chaleur auxiliaire 38 fluide caloporteur/air extérieur. Il est ainsi possible de récupérer la chaleur fournit par le bloc moteur 22 au fluide 20 caloporteur et de la transmettre en entrée du bloc moteur 22. La vanne 40 trois voies peut être par exemple configurée pour bloquer l'écoulement vers l'échangeur de chaleur auxiliaire 38 lorsque la température extérieure est très froide. Dans des conditions intermédiaires de températures, la vanne 40 trois voies peut permettre une circulation du 25 fluide caloporteur dans chaque échangeur de chaleur principal 34 et 38. Dans des conditions de températures ne nécessitant pas le réchauffement de l'air en entrée du bloc moteur 22, la vanne 40 trois voies interdit l'écoulement de fluide caloporteur dans la première sortie 42 et autorise l'écoulement de fluide caloporteur dans la deuxième sortie 44. Dans ce cas, 30 les calories du bloc moteur 22 sont évacuées dans l'air extérieur par l'échangeur de chaleur auxiliaire 38.The invention will be better understood and other details, characteristics and advantages of the invention will become apparent on reading the following description given by way of non-limiting example with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a schematic representation of the air and heat transfer fluid circuits in an aircraft engine according to the prior art; FIGS. 2 and 3 are diagrammatic representations of the air and heat transfer fluid circuits in an aircraft engine according to two embodiments of the invention; FIGS. 4 to 7 are diagrammatic views of different modes of operation of the engine according to the embodiment of the engine of FIG. 3. Referring firstly to FIG. 2 which schematically represents an aircraft engine 33 according to FIG. 'invention. The identical elements already described with reference to FIG. 1 are designated by the same reference number. According to a first embodiment of the invention shown in FIG. 2, a main coolant / air heat exchanger 34 is arranged between the compressor 20 and the engine block 22. The main coolant / air heat exchanger 34 is arranged in a second portion 36 of the coolant circuit 37 which extends outside the engine block 22. This second portion 36 advantageously comprises a coolant heat exchanger / outdoor air 38 which is described in relation to the invention of auxiliary heat exchanger. This auxiliary heat exchanger 38 may be identical in all respects to the coolant / air heat exchanger 28 described in connection with Figure 1 relating to a motor according to the prior art. The coolant circuit 14 comprises a three-way valve 40 mounted at the output of the engine block and having two outlets 42, 44. A first outlet 42 is connected to the inlet of the main heat exchanger 3035445 8 mounted in the air circuit 12 of the engine and a second outlet 44 is connected to the inlet of said auxiliary heat exchanger 38. The output of the main heat exchanger coolant / air 34 is connected to the outlet of the heat exchanger 38 and the inlet of the first portion 30 of the coolant circuit 14. The air circuit 12 may also include an additional air / air heat exchanger 26 (not shown in FIG. 2) as described with reference in Figure 1 and arranged downstream of the compressor. Under cold operating conditions, the air of the air circuit bypasses this heat exchanger 26 and enters directly into the heat exchanger heat transfer fluid / air 34 and then into the engine block 22. Thus, when the temperatures are cold , the air entering through the air inlet 16 passes through the compressor 20 and then the main heat exchanger coolant / air 34 and circulates in the engine block 22 in the turbine and leaves 18 of the engine. The heat transfer fluid circulating in the first part 30 is heated in the engine block 22, then flows into the heat exchanger heat transfer fluid / air 34 and / or in the auxiliary heat exchanger 38 coolant / air outside. It is thus possible to recover the heat supplied by the engine block 22 to the coolant 20 and to transmit it to the input of the engine block 22. The three-way valve 40 may for example be configured to block the flow towards the heat exchanger auxiliary 38 when the outside temperature is very cold. Under intermediate temperature conditions, the three-way valve 40 may allow circulation of the coolant in each main heat exchanger 34 and 38. Under temperature conditions that do not require warming of the inlet air of the engine block 22 , the three-way valve 40 prohibits the flow of coolant into the first outlet 42 and allows the flow of coolant into the second outlet 44. In this case, the calories of the engine block 22 are vented to the outside air. by the auxiliary heat exchanger 38.

3035445 9 Dans une autre réalisation d'un moteur 45 représentée en figure 3, l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 46 est agencé entre l'entrée d'air et le compresseur. Le fonctionnement est en tout point analogue à ce qui a été décrit en référence à la figure 2. Il est à noter que 5 ce montage présente l'avantage de ne pas nécessiter de modification importante du moteur du fait de l'agencement de l'échangeur de chaleur principal 46 en amont du compresseur 20. Dans encore une autre réalisation de l'invention (non représentée), le moteur peut comprendre un premier échangeur de chaleur 10 principal 34 fluide caloporteur/air comme agencé en figure 2 et un second échangeur principal 46 de chaleur fluide caloporteur/air comme agencé en figure 3. Lorsque l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air est agencé en amont du compresseur 20 comme représenté en figure 3, 15 plusieurs variantes de fonctionnement du circuit d'air peuvent être utilisées en fonction du besoin de réchauffement souhaité de l'air en entrée du bloc moteur 22. Sur les figures 4 à 7, la direction d'avance d'un avion par rapport au sol comprenant le moteur selon l'invention est représentée par la flèche 20 A. Le circuit d'air comprend par exemple ainsi un canal 48 d'admission d'air dans lequel est agencé l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 46. Ce canal 48 comprend une première extrémité 50 agencée en amont d'une seconde extrémité 52 agencée en aval par rapport au la direction d'avance de l'avion. Il sera compris ultérieurement 25 que l'air peut entrer soit par la première extrémité 50 ou par la seconde extrémité 52 selon le mode de fonctionnement choisi. Le circuit d'air comburant 12 comprend également un conduit 54 d'alimentation du compresseur 20, du bloc moteur 22 et de la turbine 24 dont l'extrémité amont débouche entre la première extrémité 50 du canal 30 d'admission 48 et l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 46. Comme représenté aux figures 4 à 7, l'échangeur de chaleur fluide 3035445 10 caloporteur/air comprend un conduit de collecte et de réintroduction d'air 55 dont l'extrémité amont 56 est agencée sur la face de l'échangeur de chaleur principal 46 qui est en vis-à-vis de la seconde extrémité 52 du canal d'admission 48. L'extrémité aval 58 du conduit de collecte et de 5 réintroduction 55 de l'échangeur de chaleur principal 46 débouche dans le conduit d'alimentation 54 du compresseur 20 et en aval de l'extrémité amont de ce conduit d'alimentation 54. Comme représenté, l'échangeur de chaleur principal 46 peut s'étendre, dans une direction perpendiculaire au sens d'écoulement de l'air dans le canal d'admission 48, sur la totalité de la 10 largeur du canal d'admission 48. Dans une variante, l'échangeur peut ne s'étendre que sur une partie de la largeur du canal d'admission 48. Le circuit d'air comprend des moyens de circulation d'air aptes à faire circuler l'air selon l'une ou l'autre des réalisations représentées aux figures 4 à 7. A cette fin, les moyens de circulation comprennent des 15 premiers moyens d'obturation 60 de l'écoulement d'air au travers de ladite première extrémité dudit canal d'admission (figure 5), des deuxièmes moyens d'obturation 62 de l'écoulement d'air au travers de l'extrémité amont du conduit d'alimentation 54 du compresseur (figure 6) et des troisièmes moyens d'obturation 64 de l'écoulement d'air dans le conduit de 20 collecte et de réintroduction d'air 55 de l'échangeur de chaleur principal (figure 4). Ces moyens d'obturation 60, 62, 64 ne sont représentés sur les figures 4 à 7 que lorsqu'ils sont actifs c'est-à-dire interdisent la circulation d'air. Ainsi, dans un premier mode de fonctionnement, les premiers 60 25 et seconds 62 moyens d'obturation sont inactifs et les troisièmes 64 moyens d'obturation sont actifs. L'air circule successivement dans le canal 48 d'admission d'air par sa première extrémité 50, dans le conduit d'alimentation 54, le compresseur 20, dans le bloc moteur 22 puis dans la turbine 24. L'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 46 n'est 30 ainsi pas utilisé. En pratique, ce mode de fonctionnement correspond à des phases de décollage ou de croisière avec un fonctionnement du moteur à 3035445 11 un haut régime. Le moteur est proche de la pleine puissance et il n'est pas nécessaire de réchauffer l'air en entrée du bloc moteur 22. Les trois autres modes de fonctionnement suivants correspondent successivement à des modes de fonctionnement dans 5 lesquels l'air en entrée du bloc moteur 22 est de plus en plus réchauffé. Dans un second mode de fonctionnement, les seconds moyens d'obturation 62 sont inactifs et les premiers 60 et troisièmes 64 moyens d'obturation sont actifs. L'air entre dans le canal d'admission 48 par la seconde extrémité 56, traverse l'échangeur 46 de chaleur fluide 10 caloporteur/air, le conduit d'alimentation 54, le compresseur 20, le bloc moteur 22 et la turbine 24. Dans ce second mode de fonctionnement, l'air en entrée du bloc moteur 22 correspond à un mélange d'air extérieur et d'air réchauffé par l'échangeur de chaleur fluide principal caloporteur/air 46. Dans une troisième mode de fonctionnement, les premiers 60 et 15 troisièmes 64 moyens d'obturation sont inactifs et les seconds moyens d'obturation 62 sont actifs. L'air circule successivement dans le canal 48 par la première extrémité 50, dans l'échangeur de chaleur fluide principal caloporteur/air 46, dans le conduit de sortie 55 dudit échangeur de chaleur principal 46, puis dans le conduit d'alimentation 54, le compresseur 20, le 20 bloc moteur 22 et la turbine 24. L'intégralité du débit d'air alimentant le bloc moteur 22 a préalablement traversé l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 46. Dans un quatrième mode de fonctionnement, les troisièmes 64 moyens d'obturation sont inactifs et les premiers 60 et seconds 62 25 d'obturation sont actifs. L'air circule successivement dans le canal 48 depuis la seconde extrémité 56 du canal 48, dans l'échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air 46, une nouvelle fois dans l'échangeur de chaleur 46, puis dans le conduit de sortie 55 de l'échangeur de chaleur 46, dans le conduit d'alimentation 54, le compresseur, 20 le bloc moteur et la 30 turbine. De manière similaire au troisième mode de fonctionnement, 3035445 12 l'intégralité du débit d'air alimentant le bloc moteur 22 a préalablement traversé deux fois l'échangeur de chaleur fluide principal caloporteur/air 46. Dans les réalisations représentées aux figures 4 à 7, le moteur peut comprendre un échangeur de chaleur auxiliaire 38 comme décrit en 5 référence aux figures 3 et 4. Le même type de circuit de fluide caloporteur peut être utilisé. Il serait également possible d'intégrer un deuxième échangeur de chaleur principal fluide caloporteur/air du circuit d'air agencé entre le compresseur 20 et le bloc moteur 22 comme décrit en référence à la figure 2.In another embodiment of a motor 45 shown in FIG. 3, the main coolant / air heat exchanger 46 is arranged between the air intake and the compressor. The operation is in all respects analogous to what has been described with reference to FIG. 2. It should be noted that this arrangement has the advantage of not requiring any major modification of the motor because of the arrangement of the main heat exchanger 46 upstream of the compressor 20. In yet another embodiment of the invention (not shown), the engine may comprise a first main heat exchanger 34 coolant / air as arranged in Figure 2 and a second exchanger heat transfer fluid / air heat as shown in FIG. 3. When the main heat transfer fluid / air heat exchanger is arranged upstream of the compressor 20 as shown in FIG. 3, several variants of operation of the air circuit may be used in function of the desired need for warming of the air entering the engine block 22. In FIGS. 4 to 7, the direction of advance of an airplane relative to the ground comprising the According to the invention, the air circuit comprises, for example, an air intake duct 48 in which the main heat exchanger heat exchanger / air 46 is arranged. comprises a first end 50 arranged upstream of a second end 52 arranged downstream with respect to the direction of advance of the aircraft. It will be understood later that the air can enter either the first end 50 or the second end 52 according to the selected mode of operation. The combustion air circuit 12 also comprises a conduit 54 for supplying the compressor 20, the engine block 22 and the turbine 24, the upstream end of which opens between the first end 50 of the intake channel 48 and the exchanger of main heat transfer fluid / air 46. As shown in FIGS. 4 to 7, the heat exchanger 3035445 10 coolant / air comprises a duct for collection and reintroduction of air 55 whose upstream end 56 is arranged on the face of the main heat exchanger 46 which is opposite the second end 52 of the inlet channel 48. The downstream end 58 of the collection and re-introduction duct 55 of the main heat exchanger 46 opens into the supply duct 54 of the compressor 20 and downstream of the upstream end of this supply duct 54. As shown, the main heat exchanger 46 can extend, in a direction perpendicular to the direction of flow of the air in the intake channel 48, over the entire width of the inlet channel 48. In a variant, the exchanger may extend only over part of the width of the inlet channel 48 The air circuit comprises air circulation means adapted to circulate the air according to one or the other of the embodiments shown in FIGS. 4 to 7. For this purpose, the circulation means comprise first 15 closure means 60 of the air flow through said first end of said inlet channel (FIG. 5), second closure means 62 of the air flow through the upstream end of the supply duct 54 of the compressor (FIG. 6) and third closure means 64 of the air flow in the air collection and re-introduction duct 55 of the main heat exchanger (FIG. 4) . These shutter means 60, 62, 64 are shown in FIGS. 4 to 7 only when they are active, that is to say they prohibit air circulation. Thus, in a first mode of operation, the first 60 and second 62 shutter means are inactive and the third shutter means 64 are active. The air circulates successively in the air intake channel 48 through its first end 50, in the supply duct 54, the compressor 20, in the engine block 22 and then in the turbine 24. The main heat exchanger heat transfer fluid / air 46 is thus not used. In practice, this mode of operation corresponds to take-off or cruise phases with engine operation at a high speed. The engine is close to full power and it is not necessary to heat the air at the input of the engine block 22. The other three following operating modes correspond successively to operating modes in which the air entering the engine engine block 22 is more and more heated. In a second mode of operation, the second shutter means 62 are inactive and the first 60 and third 64 shutter means are active. The air enters the inlet channel 48 via the second end 56, passes through the heat exchanger fluid coolant heat exchanger / air, the supply duct 54, the compressor 20, the engine block 22 and the turbine 24. In this second mode of operation, the inlet air of the engine block 22 corresponds to a mixture of outside air and of air heated by the main coolant / air heat exchanger 46. In a third mode of operation, the first 60 and 15 third 64 shutter means are inactive and the second shutter means 62 are active. The air circulates successively in the channel 48 through the first end 50, in the main coolant / air heat exchanger 46, in the outlet duct 55 of said main heat exchanger 46, then in the supply duct 54, the compressor 20, the engine block 22 and the turbine 24. The entire air flow supplying the engine block 22 has previously passed through the main heat exchanger coolant / air 46. In a fourth mode of operation, the third shutter means 64 are inactive and the first 60 and second shutter 62 are active. The air circulates successively in the channel 48 from the second end 56 of the channel 48, in the main heat exchanger coolant / air 46, again in the heat exchanger 46, then in the outlet conduit 55 of the heat exchanger 46, in the supply duct 54, the compressor, the motor unit and the turbine. Similarly to the third mode of operation, the entire air flow supplying the engine block 22 has previously passed through twice the main heat-exchange fluid heat exchanger / air 46. In the embodiments shown in FIGS. the engine may comprise an auxiliary heat exchanger 38 as described with reference to FIGS. 3 and 4. The same type of heat transfer fluid circuit may be used. It would also be possible to integrate a second heat exchanger heat transfer fluid / air air circuit arranged between the compressor 20 and the engine block 22 as described with reference to Figure 2.

10 En alternative, il serait possible d'inclure des conduites de dérivation sur les fluides caloporteurs de l'échangeur de chaleur principal.Alternatively, it would be possible to include bypass lines on the heat transfer fluids of the main heat exchanger.

Claims

REVENDICATIONS1. An aircraft engine (33, 45) comprising an air circuit (12) comprising an air inlet (16) and an air outlet (18) and having a compressor, an engine block (22) comprising means for driving a rotary member and a turbine whose rotor is connected to the rotor of the compressor, the motor (33, 45) further comprising a coolant circuit (37) comprising a first portion (30) extending to the inside of the engine block (22) for heat exchange with the engine block (22) and a second part (36) extending outside the engine block (22), characterized in that at least a main coolant / air heat exchanger (34, 46) is mounted in the second portion (36) of the coolant circuit (37) and in the air circuit (12) upstream of the engine block relative to the direction of air flow in the air circuit (12), an auxiliary heat exchanger (38) heat transfer fluid / air being arranged in the second part (3). 6) of the coolant circuit (37) and outside said air circuit (12), the coolant circuit (37) comprising a three-way valve (40) arranged at the output of the engine block (22) and having a first outlet (42) connected at the input of said at least one main heat exchanger (34, 46) and a second outlet (44) connected to said auxiliary heat exchanger (38).

2. Aircraft engine according to claim 1, characterized in that said at least one main heat exchanger (46) is arranged upstream of the compressor (20).

3. Aircraft engine according to one of the preceding claims, characterized in that said at least one main heat exchanger comprises a first main heat exchanger (34) arranged upstream of the compressor and a second heat exchanger (46). main arrangement between the compressor and the engine block.

4. Aircraft engine according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises an additional heat exchanger 3035445 14 air / air outside (26) capable of exchanging heat between the air of the air circuit and the outside air, this heat exchanger (26) being arranged in the air circuit downstream of the compressor (20).

5. Aircraft engine according to one of claims 1 to 4, characterized in that the air circuit comprises an air intake duct (48) housing said at least one main heat exchanger (46). and a supply duct (54) of the compressor (20) that opens between a first end (50) of said channel and said at least one main heat exchanger (46). 10

6. Aircraft engine according to claim 5, characterized in that the air circuit comprises an air collection duct (55) at the outlet of said at least one main heat exchanger and reintroduction of this air into the duct. compressor supply, an upstream end (56) is connected to a face of said at least one main heat exchanger (46) which is opposite a second end (52) of the opposite channel to the first end (50), the downstream end (58) of said collection duct and air reintroduction (55) opening into the supply duct (54) of the compressor upstream of the compressor.

7. Aircraft engine according to claim 6, characterized in that the air circuit comprises circulation means (60, 62, 64) adapted to circulate the air of the air circuit according to one of the less than the following operating modes: a first mode of operation in which the air circulates successively in the air intake duct (48) at its first end (50) in the supply duct (54) , the compressor, the engine block and then in the turbine, - a second operating mode in which the air circulates successively in the channel (48) from a second end (56) of the channel (48) opposite the first end ( 50) with respect to said at least one main heat exchanger (46), in said at least one main heat exchanger (46), the supply duct (48), the compressor (20) and the motor unit (22). ) and the turbine (24), - a third mode of operation in which the air circulates successively in the channel (48) through the first end (50), into the main heat exchanger (46), into the collection and reintroduction duct (55), and into the supply duct (54), the compressor (20) ), the motor unit (22) and the turbine (24), - a fourth mode of operation in which the air flows successively in the channel (48) from the second end (56) of the channel opposite the first end ( 50), in the main heat exchanger (46), again in the main heat exchanger (46), and then in the collection and reintroduction duct (55), in the supply duct (54). ), the compressor (20), the engine block (22) and the turbine (24).

8. Aircraft engine according to claim 7, characterized in that the circulation means comprise first means for closing (60) the air flow through said first end (50) of said channel (48). second shutter means (62) of the air flow 20 through the upstream end of the supply duct (54) of the compressor and the third shutter means (64) of the air flow. air in the collection and reintroduction duct (55) (46).

Aircraft engine according to claim 8, characterized in that: in the first mode of operation, the first (60) and second (62) shutter means are inactive and the third (64) means in the second mode of operation, the second shutter means (62) are inactive and the first (60) and third (64) shutter means are active, and in the third embodiment operation the first (60) and third (64) shutter means are inactive and the second (62) shutter means are active, - in the fourth mode of operation the third (64) 5 shutter means are inactive and the first (60) and second (62) shutter are active.

10. Aircraft characterized in that it comprises an aircraft engine according to one of the preceding claims.