Brevet FR2959209A1 — publié le 20111028

La présente invention concerne un mât pour aéronef, c'est-à-dire une structure qui fixe une turbomachine à un fuselage de l'aéronef. Plus précisément, l'invention concerne un dispositif interne au mât permettant à la fois une réduction du bruit crée par le mât et un refroidissement de la turbomachine. La figure 1 illustre un aéronef équipé de deux propulseurs 9 de type dit «propfan ». Les propulseurs propfan comportent une turbomachine logée chacune dans une nacelle 7 fixée par des mâts de support 1, également dénommé pylône, à un fuselage 8 de l'aéronef. La turbomachine d'un propulseur propfan comporte deux rotors contrarotatifs comportant chacun un ensemble de pales équidistantes 92a, 92b, et disposés en partie arrière du propulseur. Le mât est un carénage aérodynamique qui entoure la structure supportant la turbomachine et permet entre autre le cheminement du carburant, des systèmes électriques, hydrauliques, et air entre la turbomachine et l'aéronef. Bien que présentant un profil aérodynamique, le mât provoque des remous dans son sillage lorsque l'aéronef est en vol. Les remous provoquent une variation de pression totale sur les pales des rotors, générant des phénomènes de bruit et de vibration du à l'interaction entre les pales et les remous. Diverses solutions ont été développées pour réduire ces phénomènes. Afin de réduire la zone soumise aux remous et par conséquent de diminuer le bruit induit par le mât, il est connu de souffler de l'air pressurisé issu du mât dans les remous du sillage dudit mât. On peut entre autre citer le brevet américain US 5156353 qui décrit un exemple de mât d'aéronef comportant une fente au niveau d'un bord de fuite du mât permettant le soufflage d'air pressurisé dans les remous. Généralement, le soufflage d'air est réalisé par un prélèvement de l'air 30 au niveau des compresseurs de la turbomachine. Ceci représente donc un impact sur le rendement propulsif de la turbomachine. Par ailleurs, la turbomachine génère une forte dissipation thermique, majoritairement par friction mécanique, au travers de son liquide de lubrification. On comprend que cette chaleur doit être dissipée vers l'environnement extérieur pour refroidir le propulseur. Des équipements montés sur la turbomachine, comme un générateur électrique, peuvent également nécessiter un refroidissement. Diverses solutions ont été développées pour procéder à ce refroidissement. Une première solution connue, principalement pour les propulseurs de type turbofan, consiste à installer un échangeur thermique dit volumique entre une paroi externe et une paroi interne de la nacelle. Une entrée d'air prélève de l'air froid dans le flux d'air froid traversant la turbomachine, pour l'amener à l'intérieur dudit échangeur volumique. Après avoir traversé la matrice de l'échangeur thermique, l'air est éjecté à l'extérieur de la nacelle par une sortie d'air. De tels échangeurs thermiques ne se révèlent pas être une solution optimale en terme de rendement propulsif et d'impact aérodynamique sur la turbomachine. En effet, le prélèvement d'air constitue une perte directe de rendement propulsif dans la mesure où il ne contribue pas ou peu à la poussée du moteur. Par ailleurs, la présence d'une entrée d'air, d'un ou plusieurs conduits internes, ainsi qu'une sortie d'air engendre des pertes de charges et perturbe de façon plus ou moins significative l'écoulement interne du propulseur. Une autre solution connue consiste à utiliser un échangeur dit surfacique, tel que par exemple un échangeur à plaques. On connaît notamment un échangeur surfacique épousant localement la forme d'une paroi interne de la nacelle ou d'un carter moteur à laquelle elle est accolée. Une première face de l'échangeur surfacique est accolée à la paroi interne de la nacelle ou au carter moteur, tandis qu'une seconde face est située dans le flux d'air froid qui traverse le volume interne de la nacelle. La chaleur transportée au sein de l'échangeur est transférée par conduction thermique à la surface interne de la plaque formant la seconde face de l'échangeur à plaques. Cette plaque chaude est balayée par le flux d'air froid s'écoulant dans la nacelle. La chaleur emmagasinée dans la plaque chaude sur la surface interne est ainsi dissipée par convection forcée vers l'écoulement aérodynamique du propulseur. Cette solution a toujours un impact aérodynamique mais présente l'avantage, par rapport à la solution précédente, de ne pas prélever d'air dans le flux d'air traversant la turbomachine. Cette solution ne peut cependant pas être transposable aux propulseurs de type propfan. En effet, lorsque l'aéronef est à vitesse faible ou nulle, il n'y a pas ou peu de flux d'air balayant l'échangeur surfacique, vu que les rotors sont à l'extérieur de la nacelle. L'objectif de cette invention est alors de proposer un dispositif permettant de concilier à la fois la réduction du bruit du au mât et assurer un niveau de refroidissement suffisant de la turbomachine au sol et en vol tout en limitant le prélèvement d'air sur la turbomachine. A cet effet, l'invention vise un mât de support d'aéronef, destiné à rattacher une turbomachine logée dans une nacelle à un fuselage de l'aéronef. Le mât comporte : - un refroidisseur apte à être réchauffé par un fluide chaud, ledit fluide chaud étant destiné à être refroidi par échange thermique avec un air froid extérieur audit refroidisseur, - au moins une conduite d'évacuation de l'air, en sortie du refroidisseur et s'étendant longitudinalement dans un volume interne du mât, vers un bord de fuite du mât. Le fluide chaud à refroidir est par exemple l'huile de lubrification de la 25 boîte de vitesse et ou du moteur. Le refroidisseur comporte : - un premier moyen de refroidissement surfacique disposé au niveau d'une paroi externe d'un panneau longitudinal du mât, - un moyen de canalisation de l'air positionné dans le volume 30 interne du mât. Avantageusement, le premier moyen de refroidissement surfacique et le moyen de canalisation de l'air sont en vis-à-vis sur le même panneau longitudinal. Dans un exemple de réalisation de l'invention, le fluide chaud à refroidir circule dans le refroidisseur, soit au niveau du premier moyen de refroidissement surfacique, soit au niveau du moyen de canalisation de l'air. Dans un autre exemple de réalisation de l'invention, le fluide chaud à refroidir circule dans le panneau longitudinal, préférentiellement entre le premier moyen de refroidissement surfacique et le moyen de canalisation de l'air. Il existe alors un lien thermique entre le refroidisseur et une veine conduisant le fluide chaud, et le refroidissement du fluide chaud par le moyen de canalisation de l'air et le premier moyen de refroidissement surfacique est effectué par conduction thermique. Le choix du refroidissement de l'huile par le premier moyen de refroidissement surfacique seul et/ou dans certaines configurations le moyen de canalisation d'air peut être fonction de paramètres de vol, tels que par exemple la phase de vol et/ou le régime moteur, et/ou de paramètres de fonctionnement de l'aéronef, tels que par exemple la température de l'huile. Dans la présente description, le choix se fera sur la base des phases de vol de l'aéronef. Préférentiellement, le premier moyen de refroidissement surfacique est dimensionné de manière à suffire à assurer seul le refroidissement souhaité lorsque l'aéronef est en vol, dans des conditions d'environnement et de vitesse préalablement choisies, et le moyen de canalisation de l'air est dimensionné de manière à suffire à assurer seul le refroidissement souhaité lorsque l'aéronef est à vitesse nulle ou faible, dans des conditions d'environnement préalablement choisies. Dans un mode de réalisation du moyen de canalisation de l'air, ledit moyen de canalisation est un moyen de refroidisseur surfacique disposé au niveau d'une paroi interne d'un panneau longitudinal du mât et comportant préférentiellement un ensemble d'ailettes pour augmenter l'efficacité de l'échange thermique. De préférence, le panneau longitudinal sur lequel est disposé le refroidisseur est l'extrados du mât. De préférence, le refroidisseur est positionné à proximité d'un bord d'attaque du mât car les échanges avec l'air extérieur y sont plus importants. Il est également possible de placer le refroidisseur sur l'intrados du mât, également préférentiellement à proximité d'un bord d'attaque du mât. Le mât comporte en outre une conduite de prélèvement d'un air pressurisé, débouchante en aval du moyen de canalisation de l'air dans la au moins une conduite d'évacuation de l'air. De préférence, l'air pressurisé est prélevé sur la turbomachine, de préférence en sortie d'un compresseur haute pression pour créer une dépression suffisante pour aspirer une quantité d'air extérieur nécessaire. Avantageusement, la conduite de prélèvement comporte, au niveau de la au moins une conduite d'évacuation de l'air, un éjecteur qui éjecte de l'air sous pression dans ladite au moins une conduite d'évacuation de l'air, de sorte à permettre la création d'une aspiration en sortie du moyen de canalisation d'air. Avantageusement, le mât comporte une sortie d'air débouchante à l'extérieur du mât, au niveau du bord de fuite, et sur laquelle se raccorde la au moins une conduite d'évacuation de l'air. Le positionnement de la sortie d'air au niveau du bord de fuite permet à l'air pressurisé issu de la au moins une conduite d'évacuation de l'air d'être réutilisé pour le soufflage du mât, en injectant l'air pressurisé dans les remous du sillage du mât. Le mât selon l'invention permet alors d'assurer d'une part un refroidissement du fluide chaud par le refroidisseur et d'autre part, un soufflage de la couche limite au niveau du bord de fuite avec un air pressurisé au moyen du moyen de canalisation de l'air et de la au moins une conduite d'évacuation. Il n'est ainsi plus nécessaire d'effectuer un premier prélèvement d'air pressurisé au niveau du compresseur de la turbomachine pour le soufflage de la couche limite et un second prélèvement d'air au niveau de la turbomachine pour le refroidissement du fluide chaud, comme pratiqué actuellement. Le mât selon l'invention permet donc d'une part de concilier la réduction du bruit du au mât et d'autre part d'assurer un niveau de refroidissement suffisant de la turbomachine au sol et en vol tout en limitant le prélèvement d'air sur la turbomachine. Dans une variante de réalisation du mât, si le besoin en refroidissement est insuffisant avec le seul refroidisseur, le mât comporte un moyen de refroidissement surfacique additionnel disposé sur une paroi externe opposée à la paroi externe du panneau longitudinal sur lequel est disposé le premier moyen de refroidissement surfacique. Dans l'exemple d'un refroidisseur positionné sur l'extrados du mât, dans ce cas il est possible de rajouter un moyen de refroidissement surfacique additionnel sur l'intrados du mât. L'invention vise également un aéronef comportant un mât de support tel qu'exposé. La description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple d'un mode de réalisation de l'invention, est faite en se référant aux figures annexées dans lesquelles : la figure 1, illustre une vue en perspective d'un aéronef comportant deux propulseurs propfan de type dit "Propfan", la figure 2, montre un agrandissement de la figure 1 au niveau d'un ensemble mât-propulseur, la figure 3, est une vue de détail du mât et qui met en évidence les éléments principaux d'un dispositif de refroidissement selon un mode de réalisation de l'invention, la figure 4, illustre de façon schématique les données traitées par l'électronique de contrôle du dispositif de refroidissement selon l'invention, la figure 5, illustre sur une vue de détail la circulation de l'air dans le dispositif de refroidissement lorsque l'aéronef est à basse vitesse, la figure 6, illustre sur une vue de détail la circulation de l'air dans le dispositif de refroidissement lorsque l'aéronef est en vol, la figure 7, illustre sur une vue de détail la circulation de l'air dans le dispositif de refroidissement lorsque l'aéronef est en vol, dans une variante de réalisation de l'invention. Pour les besoins de la description d'un mode particulier de réalisation de l'invention, la figure 1 présente et introduit un exemple d'aéronef comportant deux propulseurs 9 de type dit « propfan ». Les deux propulseurs 9 sont logés chacun dans une nacelle 7 et fixés par des mâts de support 1, de part et d'autre d'un fuselage 8 dudit aéronef. Chaque propulseur propfan 9, comme illustré sur la figure 2, comporte ici deux rotors contrarotatifs 91a, 91b comportant chacun un ensemble de pales 92a, 92b équidistantes, et disposés en partie arrière du propulseur 9. Les pales 92a, 92b de chaque rotor 91a, 91b font saillie d'une couronne annulaire 93a, 93b mobile avec ce rotor, dont une surface externe se place dans la continuité d'une paroi externe 71 de la nacelle 7 du propulseur 9. Chaque propulseur 9 alimente une turbomachine (non représentée). La turbomachine comporte, de façon classique, un compresseur à plusieurs étages permettant des augmentations incrémentales de pression de l'air entrant dans la turbomachine. Les détails de réalisation des propulseurs propfan et de leurs composants : rotors, turbomachine, ainsi que leurs dimensions, matériaux etc. sortent du cadre de la présente invention. Les éléments décrits ici ne sont donc donnés qu'à titre informatif facilitant la compréhension de l'invention dans un de ses exemples, nullement limitatif, de mise en oeuvre. Chaque mât 1 comporte une structure rigide 10 sensiblement similaire à celles rencontrées dans les mâts de l'art antérieur. L'invention est décrite pour un mât mais l'invention est également applicable à tous les mâts de l'aéronef. Dans toute la description qui va suivre, par convention, on appelle X une direction longitudinale des mâts de support 1 qui est également assimilable à une direction longitudinale de l'aéronef. D'autre part, on appelle Y une direction orientée transversalement par rapport aux mâts de support et également assimilable à une direction transversale de l'aéronef, et enfin Z une direction perpendiculaire à la direction X, lesdites trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre-elles. D'autre part, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par les turbomachines, cette direction étant représentée schématiquement par une flèche référencée 6. D'autre part, le terme amont désignera, en un point considéré, la partie qui est située avant ce point, par référence au sens de circulation de l'air dans le mât, et le terme aval désignera la partie qui est située après ce point. Comme illustré sur la figure 3, la structure rigide 10 du mât 1 présente la forme d'un caisson s'étendant dans la direction X. Il est classiquement formé par deux panneaux latéraux 17, 13 s'étendant tous les deux selon la direction X et sensiblement dans un plan XZ et deux panneaux longitudinaux, dénommés extrados 14 et intrados 15, s'étendant tous les deux selon la direction X et sensiblement dans un plan XY. A l'intérieur de ce caisson, dit volume interne creux, des longerons 16 agencés selon des plans YZ et espacés longitudinalement viennent renforcer la rigidité du caisson. Il est noté à titre indicatif que les éléments de la structure rigide 10 peuvent chacun être réalisés d'un seul tenant, ou bien par l'assemblage de sections jointives, qui peuvent éventuellement être légèrement inclinées les unes par rapport aux autres. Seule la structure rigide 10 formant caisson du mât de support 1 a été représentée sur la figure 3. D'autres éléments constitutifs de ce mât non- représentés sur la figure, tels que par exemple des moyens d'accrochage de la structure rigide au fuselage et des moyens d'accrochage de la structure rigide à la turbomachine, sont des éléments classiques identiques ou similaires à ceux rencontrés dans l'art antérieur, et connus de l'homme de l'art. Par conséquent, il n'en sera fait aucune description détaillée. Le mât 1 présente un profil aérodynamique pour minimiser la traînée aérodynamique. Le mât 1 présente des extrémités transversales dénommées bord de fuite 11, située à l'arrière du mât, et bord d'attaque 12, située à l'avant du mât. Lors du vol de l'aéronef, l'air extérieur, dont la température est comprise entre +55°C au maximum à proximité immédiate du sol et -74°C au minimum en altitude, vient circuler le long de la paroi externe 71 de la nacelle 7 du propulseur 9 et des parois externes 141, 151 des panneaux longitudinaux 14, 15 du mât 1, sensiblement selon la direction opposée à la direction d'avancement de l'aéronef. Dans le même temps, le propulseur 9 de la turbomachine génère une réjection thermique significative, dont une partie est transmise à des circuits d'huile du moteur, d'une boîte de vitesse, et doit être évacuée par un dispositif de refroidissement approprié 2. Le dispositif de refroidissement 2, situé sur le mât de support, est spécifique à un mode particulier de réalisation de la présente invention et va donc être présenté de façon détaillée ci-après. Le dispositif de refroidissement 2 comporte : - Un refroidisseur 21 apte à être traversé par un fluide chaud destiné à être refroidi, et situé sensiblement au voisinage du bord d'attaque 12, - des conduites d'évacuation 22 de l'air, en sortie du refroidisseur 21 et s'étendant longitudinalement vers le bord de fuite 11. Par s'étendant longitudinalement, on entend que les conduites d'évacuation de l'air 22 s'étendent sur une longueur du mât, sensiblement entre le refroidisseur et à proximité du bord de fuite 11. De préférence, les conduites d'évacuation de l'air sont rectilignes afin de limiter les pertes de charge. Le refroidisseur 21 comporte d'une part un moyen de refroidissement surfacique, dit premier moyen de refroidissement surfacique 211, et d'autre part un moyen de canalisation d'air 212. Les deux moyens sont préférentiellement accolés. Le refroidisseur 21 est traversé par le fluide chaud, par exemple l'huile, à refroidir. Dans ce mode particulier de réalisation de l'invention, le fluide chaud à refroidir circule dans le premier moyen de refroidissement surfacique. Bien évidemment, il est possible de faire circuler le fluide chaud dans le moyen de canalisation de l'air sans se départir du cadre de l'invention. De même, le fluide chaud à refroidir peut circuler dans le panneau longitudinal, entre le premier moyen de refroidissement surfacique et le moyen de canalisation de l'air. Il existe ainsi un lien thermique entre le refroidisseur et une veine conduisant le fluide chaud et le refroidissement du fluide chaud par le moyen de canalisation de l'air et le premier moyen de refroidissement surfacique est effectué par conduction thermique. Le premier moyen de refroidissement surfacique 211 est destiné à fonctionner à « haute » vitesse, c'est-à-dire principalement lors des phases de vol, lorsque le flux d'air extérieur est significatif et permet un échange de chaleur sur une surface lisse. Le premier moyen de refroidissement surfacique 211 est disposé au niveau d'une paroi externe d'un panneau longitudinal du mât. De préférence, le premier moyen de refroidissement surfacique est disposé au niveau de la paroi externe 141 de l'extrados 14 du mât 1, comme illustré sur la figure 3. Bien évidemment, le premier moyen de refroidissement surfacique peut être disposé au niveau de la paroi externe 151 de l'intrados 15 du mât 1 sans se départir du cadre de l'invention. De préférence, le premier moyen de refroidissement surfacique 211 forme une partie de la paroi externe 141 de l'extrados 14 du mât 1. La forme du premier moyen de refroidissement surfacique 211 est déterminée par la forme de la paroi externe 141 de l'extrados 14 du mât 1 à l'endroit où ledit premier moyen de refroidissement surfacique doit être installé. Dans un exemple de réalisation, le premier moyen de refroidissement surfacique 211 présente une surface lisse, dans le prolongement de la paroi externe 141 de l'extrados 14 du mât 1, pour minimiser, voire supprimer tout impact aérodynamique. Dans un autre exemple de réalisation (non représenté) du premier moyen de refroidissement surfacique 211, ledit premier moyen de refroidissement surfacique comporte un ensemble d'ailettes partant de la paroi externe de l'extrados du mât et formant saillie sur ladite paroi externe de l'extrados du mât. Par exemple, ces ailettes permettent d'augmenter la surface d'échange afin d'améliorer l'efficacité du premier moyen de refroidissement surfacique 211, et sont orientées sensiblement parallèlement aux lignes d'écoulement d'un flux d'air circulant sur la paroi externe de l'extrados du mât lorsque l'aéronef est en vol, c'est à dire sensiblement selon la direction X. Les dimensions de ces ailettes sont déterminées par le besoin de refroidissement lorsque l'aéronef est en vol ou à basse vitesse, et par le flux d'air extérieur et la température de l'air circulant le long de la surface de ces ailettes. Le détail d'un tel calcul est connu de l'homme de l'art. De préférence, la dimension de ces ailettes est limitée pour minimiser l'impact aérodynamique. Le moyen de canalisation d'air 212 est destiné à fonctionner à basse vitesse, par exemple au sol ou au décollage ou en phase d'approche, lorsque le flux d'air extérieur est faible ou nul et qu'un échange de chaleur réalisé sur une très grande surface ménagée dans un volume faible est préférable. Le moyen de canalisation d'air 212 est accolé au premier moyen de refroidissement surfacique 211, au niveau d'une paroi interne 141 de l'extrados 14. Dans un mode de réalisation (non représenté sur les figures) du moyen de canalisation d'air, ledit moyen de canalisation d'air est un moyen de refroidissement surfacique, dit second moyen de refroidissement surfacique. Avantageusement, ledit second moyen de refroidissement surfacique comporte un ensemble d'ailettes partant de la paroi interne de l'extrados du mât et formant saillie sur la paroi interne de l'extrados du mât en direction du volume interne creux du mât. Par exemple, ces ailettes permettent d'augmenter la surface d'échange, et sont orientées sensiblement parallèlement aux lignes d'écoulement d'un flux d'air circulant sur la paroi interne de l'extrados du mât lorsque l'aéronef est à basse vitesse, c'est à dire sensiblement selon la direction X. De préférence, les ailettes sont confinées dans un caisson, ouvert du coté vers l'extérieur du mât et de l'autre coté vers les conduites d'évacuation de l'air 22, ledit caisson permettant de canaliser l'air extérieur entre les ailettes. Les dimensions de ces ailettes sont déterminées par le besoin de refroidissement lorsque l'aéronef est au sol ou à basse vitesse, et par le flux d'air extérieur et la température de l'air circulant le long de la surface de ces ailettes. Le détail d'un tel calcul est connu de l'homme de l'art. Dans un autre mode de réalisation du moyen de canalisation d'air 212, illustré figure 3, ledit moyen de canalisation d'air est un moyen de refroidissement volumique 213. Le moyen de refroidissement volumique 213 est disposé, dans le présent exemple, de telle sorte qu'une première face externe 213a vienne dans le prolongement de la paroi interne 142 de l'extrados 14 du mât 1, de préférence en remplaçant localement cette première paroi. Les dimensions du moyen de refroidissement volumique 213 sont déterminées par le besoin de refroidissement lorsque l'aéronef est au sol ou à faible vitesse, par le flux d'air extérieur et par la surface d'échange ménagée au sein du moyen de refroidissement volumique. Le calcul en lui-même est connu de l'homme de l'art est n'est donc pas détaillé plus avant ici. Dans un exemple de réalisation du moyen de refroidissement volumique 213, ledit moyen de refroidissement volumique comporte un ensemble de canaux 213b pour le passage de l'air extérieur. Le moyen de refroidissement volumique 213 est par exemple constitué de lamelles assemblées, qui délimitent ainsi les canaux de passage de l'air extérieur. Dans un mode de réalisation, les canaux 213b sont sensiblement parallèles entre eux et perpendiculaires à la première face externe 213a. Le moyen de refroidissement volumique 213 est réalisé dans un matériau très bon conducteur thermique, par exemple un alliage métallique, ou un matériau composite adapté à cet usage. Les moyens de refroidissement surfacique 211 et volumique 213 sont connus de l'homme de l'art et ne seront pas développés plus avant ici. L'air extérieur est dirigé vers le moyen de canalisation d'air 212 par une conduite d'amenée d'air 23 située, par exemple, en amont dudit moyen de canalisation d'air. La conduite d'amenée d'air 23 comporte un moyen d'ouverture/fermeture 231 de ladite conduite, de préférence au niveau de la paroi externe 141 de l'extrados 14 du mât 1. Ainsi, lorsque ledit moyen d'ouverture/fermeture est en position de fermeture, il est dans le prolongement de la paroi externe 141 de l'extrados 14 et limite l'impact de traînée aérodynamique. Dans un exemple de réalisation, ledit moyen d'ouverture/fermeture est un clapet qui s'ouvre de préférence vers la conduite d'amenée d'air 23, à l'intérieur du mât. L'air est canalisé, en sortie du moyen de canalisation d'air, par au moins un goulot d'étrangement 24 rejoignant chacun une conduite d'évacuation de l'air 22 qui évacue l'air vers un extérieur du mât par une sortie d'air 25 située au niveau du bord de fuite 11. Dans l'exemple illustré sur la figure 3, trois conduites d'évacuation d'air 22 sont représentées en sortie du moyen de canalisation d'air pour évacuer l'air vers le bord de fuite 11. Le nombre/diamètre de conduite d'évacuation de l'air dépend du débit d'air nécessaire au refroidissement et ou au soufflage d'air en bord de fuite ainsi qu'au besoin d'homogénéité d'aspiration de l'air dans le moyen de canalisation d'air 212 afin d'obtenir une efficacité maximale. Cependant le nombre de conduites d'évacuation de l'air ne doit pas être trop important pour ne pas rencontrer des problèmes d'intégration dans le volume interne creux du mât 1, ni limiter les contraintes structurales dans les longerons 16. La sortie d'air 25 des conduites d'évacuation de l'air est par exemple une fente transversale, illustrée figure 3, débouchante à l'extérieur du mât et sur laquelle viennent se raccorder lesdites conduites d'évacuation de l'air. Le dispositif de refroidissement 2 comporte en outre, en aval du moyen de canalisation d'air 212, dans chaque conduite d'évacuation de l'air 22, une entrée d'air pressurisé 26. L'air pressurisé est prélevé sur la turbomachine, de préférence en sortie du compresseur, au moyen d'une conduite de prélèvement 27. Avantageusement, comme illustré sur la figure 3, une seule conduite de prélèvement 27 dessert toutes les entrées d'air pressurisé 26. Une vanne de régulation 28 est placée sur ladite conduite de prélèvement 27, en amont de la première entrée d'air 26. Ladite vanne de régulation est ici illustrée de façon schématique, adaptée à piloter le flux d'air pressurisé, prélevé au niveau du compresseur, entre une valeur quasiment nulle et une valeur maximale déterminée en fonction du besoin de refroidissement de l'huile de la boîte de vitesse et / ou du moteur quand l'aéronef est immobilisé au sol. Chaque entrée d'air pressurisé 26 de la conduite de prélèvement 27 5 dans chaque conduite d'évacuation de l'air 22 est avantageusement un éjecteur. L'éjection de l'air sous pression produit une aspiration du flux d'air provenant du moyen de canalisation d'air 212 et par conséquent engendre un débit d'air de refroidissement parcourant ledit moyen de canalisation d'air. 10 Pour éviter de fragiliser la tenue structurale des longerons par des découpes pour le passage de la conduite de prélèvement 27, ladite conduite de prélèvement chemine dans le fuselage de l'aéronef. Dans une variante de réalisation, la conduite de prélèvement 27 chemine dans le moteur. Cette variante de réalisation permet 15 avantageusement de placer un seul éjecteur au niveau du moteur au lieu d'un éjecteur dans chaque conduite d'évacuation 24, engendrant ainsi un gain de masse et une simplification de la réalisation du mât. Le dispositif de refroidissement est en outre piloté par une électronique de contrôle 3, (illustrée figure 4), de type connu en soi. 20 Ladite électronique de contrôle reçoit en entrée, dans le présent exemple nullement limitatif, des données de température des circuits d'huile que le dispositif de refroidissement doit réguler, ainsi que des données de température d'air extérieur, de vitesse avion... Ladite électronique de contrôle émet des données de contrôle, par 25 exemple température des circuits d'huile, vers le poste de pilotage de l'appareil, dont elle reçoit également des instructions. L'électronique de contrôle 3 contrôle la vanne de régulation 28 selon diverses informations d'entrée. Elle reçoit également des informations d'état de ladite vanne de régulation. 30 Le moyen d'ouverture/fermeture 231 peut également être commandé par l'électronique de contrôle 3. Cette électronique de contrôle peut être installée par exemple au niveau du propulseur 9. Alternativement, l'électronique de contrôle peut faire partie des divers équipements électroniques situés dans le poste de pilotage, ou être simplement une des fonctions gérées par un des calculateurs multifonctions usuellement présents à bord des aéronefs. Dans une variante de réalisation, lorsque le flux d'huile peut circuler soit dans le premier moyen de refroidissement surfacique, soit dans le moyen de canalisation de l'air, le dispositif de refroidissement 2 comporte une vanne de régulation (non représentée sur les figures), dite vanne de régulation du flux d'huile, adaptée à piloter le flux d'huile à refroidir soit en direction du moyen de canalisation d'air soit en direction du premier moyen de refroidissement surfacique, en fonction de la vitesse, basse ou haute, de l'aéronef. Ladite vanne de régulation du flux d'huile est commandée par l'électronique de commande. Mode de fonctionnement En fonctionnement lorsque l'aéronef est en phase basses vitesses (figure 5), les réjections thermiques du générateur électrique sont importantes et la vitesse de l'avion faible ou nulle. Durant ces phases basses vitesses, le flux d'air extérieur est faible et insuffisant pour un refroidissement par le premier moyen de refroidissement surfacique 211 et le moyen de canalisation d'air 212. L'électronique de commande pilote donc la vanne de régulation 28, en position d'ouverture sensiblement maximale, permettant de créer une aspiration de l'air extérieur en sortie du moyen de canalisation d'air 212. Le refroidissement est fait principalement par le moyen de canalisation d'air. Ceci assure ainsi un échange thermique entre le refroidisseur 21 chaud et l'air froid externe, provoquant le refroidissement souhaité du fluide circulant à l'intérieur ou reliés à lui par conduction thermique. L'invention avec la configuration telle que décrite permet avantageusement à l'air pressurisé par les éjecteurs, prélevé au niveau du compresseur et ressortant à l'extérieur du mât 1 au niveau du bord de fuite 11 par la sortie d'air 25, d'être également utilisé pour le soufflage du mât. Ainsi l'invention permet avantageusement de coupler deux technologies, le soufflage du mât et le refroidissement des fluides, en réalisant un unique prélèvement d'air sur la turbomachine, et donc de réduire l'impact en performance. Au fur et à mesure de la montée et de l'évolution vers le vol en palier, la vitesse de l'avion augmente et la température extérieure de l'air diminue. En conséquence, le prélèvement d'air au niveau du compresseur est réduit par une fermeture progressive de la vanne de régulation 28 commandée par l'électronique de contrôle 3, et le refroidissement se fait de plus en plus d'une part par le premier moyen de refroidissement surfacique 211 balayé par l'air extérieur et d'autre part par le moyen de canalisation d'air 212 balayé par l'air extérieur circulant naturellement dans la conduite d'amenée d'air 23. La fermeture (par extension l'ouverture) de la vanne de régulation 28 est décrite pour être progressive mais il est également possible que la fermeture (par extension l'ouverture) soit commandée en tout ou rien. Par la suite, lorsque l'aéronef est en vol stabilisé (figure 6), le refroidissement est fait normalement par le premier moyen de refroidissement surfacique 211 et le moyen de canalisation d'air 212 du refroidisseur 21, principalement par le premier moyen de refroidissement surfacique 211, et la vanne de régulation 28 reste alors fermée, ce qui supprime le prélèvement d'air sur le compresseur, et réduit donc la surconsommation de carburant qu'entraîne autrement ce prélèvement de puissance. La suppression de prélèvement d'air sur le compresseur lors de la phase de vol n'est pas pénalisante pour le soufflage du mât car dans cette phase de vol, il n'y a plus de contrainte de bruit et le soufflage du mât n'est donc pas nécessaire. Dans une variante de réalisation, lorsque le conduit d'amenée d'air 23 comporte le moyen d'ouverture/fermeture 231, l'électronique de commande pilote préférentiellement le moyen de fermeture en position de fermeture lors des phases de vol. Le moyen de fermeture en position de fermeture limite l'impact de traînée aérodynamique. Le refroidissement de l'huile est alors fait uniquement par le premier moyen de refroidissement surfacique. Dans une variante de réalisation de l'invention, si le besoin en refroidissement est insuffisant avec le seul dispositif de refroidissement, un moyen de refroidissement surfacique additionnel 4 peut être ajouté sur la paroi externe 151 de l'intrados 15. La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art. L'invention est décrite dans le cas d'un propulseur de type propfan, mais l'invention est aussi applicable à des propulseurs de type turbofan. Il ressort de la description que le dispositif de refroidissement permet de refroidir les composants moteur sur toutes les phases, basses vitesses et vol. Le couplage du refroidissement des fluides et du soufflage du mât lors des phases au sol ou à basse vitesse permet avantageusement de réaliser un prélèvement unique d'air sur le compresseur de la turbomachine et donc de réduire l'impact en performance. Le fait de gérer l'ouverture et la fermeture de la vanne de régulation lors de la phase basses vitesses et en cours de vol permet de piloter le prélèvement de puissance sur le compresseur, et de le réduire dans la mesure du possible, ce qui se traduit en une réduction de consommation. 17 5 10 20 25 REVENDICATIONS1. Mât de support (1) d'aéronef, destiné à rattacher une turbomachine logée dans une nacelle (7) à un fuselage (8) de l'aéronef, caractérisé en ce que le mât comporte : - un refroidisseur (21), disposé sensiblement au voisinage d'un bord d'attaque (12) du mât, apte à être réchauffé par un fluide chaud, ledit fluide chaud étant destiné à être refroidi par échange thermique avec un air froid extérieur audit refroidisseur, - au moins une conduite d'évacuation (22) de l'air, en sortie du refroidisseur (21) et s'étendant longitudinalement dans un volume interne du mât, vers un bord de fuite (11) du mât. 2. Mât de support (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le refroidisseur (21) comporte : comporte : - un premier moyen de refroidissement surfacique (211) disposé au niveau d'une paroi externe (141) d'un panneau longitudinal (14) du mât, - un moyen de canalisation de l'air (212) positionné dans le volume interne du mât. 3. Mât de support (1) selon la revendication 2, caractérisé en ce que : - le premier moyen de refroidissement surfacique (211) est dimensionné de manière à suffire à assurer le refroidissement souhaité lorsque l'aéronef est en vol, dans des conditions d'environnement et de vitesse préalablement choisies, - le moyen de canalisation de l'air (212) est dimensionné de manière à suffire à assurer le refroidissement souhaité lorsque l'aéronef est à vitesse nulle ou faible, dans des conditions d'environnement préalablement choisies. 4. Mât de support (1) selon l'une des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que le moyen de canalisation de l'air (212) est un moyen de refroidisseur surfacique (213). 5. Mât de support (1) selon l'une des revendications 2 à 4, caractérisé en ce que le panneau longitudinal (14) sur lequel est disposé le premier moyen de refroidissement surfacique (211) est l'extrados du mât. 6. Mât de support (1) selon l'une des revendications 1 à 5, comportant une sortie d'air (25) débouchante à l'extérieur du mât, au niveau du bord de fuite (11), et sur laquelle se raccorde la au moins une conduite d'évacuation de l'air (22). 7. Mât de support (1) selon l'une des revendications 2 à 6, comportant une conduite de prélèvement (27) d'un air pressurisé, débouchante en aval du moyen de canalisation de l'air (212) dans la au moins une conduite d'évacuation de l'air (22). 8. Mât de support (1) selon la revendication 7, caractérisé en ce que la conduite de prélèvement (27) comporte, au niveau de la au moins une conduite d'évacuation de l'air (22), un éjecteur qui éjecte de l'air sous pression dans ladite au moins une conduite d'évacuation de l'air. 9. Mât de support (1) selon l'une des revendications 1 à 8, comportant un moyen de refroidissement surfacique (4) additionnel disposé sur une paroi externe (151) opposée à la paroi externe du panneau longitudinal (15) sur lequel est disposé le premier moyen de refroidissement surfacique (211). 10. Aéronef comportant un mât de support (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes.