Brevet FR3133595A1 — publié le 20230922

Ce dispositif (19) de régulation de la température d’une source de puissance (2) d’un aéronef comprend un premier circuit de refroidissement (22) d’un moyen de transmission de puissance (4) de l’aéronef, le premier circuit de refroidissement (22) étant destiné à contenir un premier fluide caloporteur (6) et comprenant un premier échangeur de chaleur (10) entre ledit premier fluide caloporteur (6) et un milieu extérieur (12) au premier circuit de refroidissement (22), le dispositif (19) comprenant en outre un deuxième circuit de refroidissement (24) de la source de puissance (2) destiné à contenir un deuxième fluide caloporteur (14), le premier fluide caloporteur (6) servant de source froide pour le deuxième fluide caloporteur (14). Figure pour l’abrégé : Fig 2 Dispositif et procédé de régulation de la température d’une source de puissance d’un aéronef avec un fluide caloporteur d’un moyen de transmission de puissance La présente invention concerne la régulation de la température d’une source de puissance d’un aéronef. En particulier, la présente invention concerne l’utilisation d’un fluide caloporteur servant à refroidir un moyen de transmission de puissance d’un aéronef comme source froide intermédiaire pour un autre fluide caloporteur servant à refroidir la source de puissance de l’aéronef. De manière générale, l’invention s’applique à la régulation en température de tout organe d’un aéronef pouvant être refroidi à l’aide d’une source froide intermédiaire. Techniques antérieures Une source de puissance et/ou un moyen de transmission de puissance d’un aéronef sont souvent sollicités thermiquement par la chauffe naturelle de leurs composants ou par leur proximité avec des éléments chauffants. Le fonctionnement d’une source de puissance ou d’un moyen de transmission de puissance d’un aéronef nécessite donc généralement un refroidissement des pièces sollicitées thermiquement en utilisant un fluide caloporteur, afin de garantir leur fonctionnement optimal. De manière générale, une source de puissance est par exemple un turbomoteur, un turbogénérateur, un moteur à piston ou un moteur électrique. L’aéronef est par exemple un hélicoptère, un avion ou tout autre type d’aéronef. Dans un hélicoptère, le moyen de transmission de puissance est par exemple une boîte de transmission principale, qui assure la transmission de la puissance fournie par la source de puissance au rotor principal, une boîte de transmission arrière ou une boîte de transmission d’un rotor de queue de l’aéronef. Pour un aéronef comprenant un turbogénérateur, c’est-à-dire comprenant une turbomachine dédiée à l’entrainement d’un générateur électrique, par exemple pour l’alimentation de propulseurs à moteurs électriques, le refroidissement peut se faire à l’aide d’un échangeur de chaleur et d’une pompe permettant de forcer la circulation d’un fluide caloporteur dans un circuit de refroidissement. On a représenté sur la une source de puissance 2 et un moyen de transmission de puissance 4 d’un aéronef selon l’état de la technique. Le refroidissement du moyen de transmission de puissance 4 est effectué par la circulation d’un premier fluide caloporteur 6 dans un premier circuit de refroidissement 8 comprenant un premier échangeur de chaleur 10 entre ledit premier fluide caloporteur 6 et un milieu extérieur 12, le milieu extérieur 12 étant externe au premier circuit de refroidissement 8. Le premier échangeur de chaleur 10 est par exemple intégré au fuselage de l’aéronef, le positionnement du premier échangeur de chaleur 10 pouvant générer des fuites du premier fluide caloporteur 6 et perturber le bon fonctionnement du refroidissement. Le refroidissement de la source de puissance 2 est effectué avec un deuxième fluide caloporteur 14 dans un second circuit de refroidissement 16 comprenant un second échangeur de chaleur 18 entre ledit deuxième fluide caloporteur 14 et le milieu extérieur 12. Le second échangeur de chaleur 18 est par exemple porté par la source de puissance 2. En particulier, il n’existe pas d’échange de chaleur entre le premier fluide caloporteur 6 et le deuxième fluide caloporteur 14. Le milieu extérieur 12 joue le rôle d’une source froide permanente. Le milieu extérieur 12 est par exemple l’air dans lequel évolue l’aéronef ou le carburant consommé par la source de puissance 2. Ces premier et second échangeurs de chaleur 10 et 18 sont dénommés généralement ACOC, pour Air Cooled Oil Cooler en termes anglo-saxons, lorsque la source froide consommée est l’air dans lequel évolue l’aéronef. Ils sont généralement dénommés FCOC, pour Fuel Cooled Oil Cooler en termes anglo-saxons, lorsque la source froide consommée est le carburant de la source de puissance 2. La température du premier fluide caloporteur 6 est parfois plus basse que la température du deuxième fluide caloporteur 14, tandis que le débit du premier fluide caloporteur 6 sur le premier circuit de refroidissement 8 est parfois supérieur au débit du deuxième fluide caloporteur 14 sur le second circuit de refroidissement 16. Les solutions existantes telles que la solution précédemment décrite comprennent un nombre d’échangeurs de chaleur élevé entre le milieu extérieur 12 et un fluide caloporteur d’un circuit de refroidissement de l’aéronef. Les échangeurs de chaleur sont des éléments couteux, encombrants et lourds, ce qui les rend difficiles à intégrer. La présence des échangeurs de chaleur pénalise également l’accessibilité aux composants de l’aéronef et peut nécessiter d’utiliser plusieurs ventilateurs ce qui pénalise la fiabilité de l’ensemble propulsif de l’aéronef. Un échangeur de chaleur utilisant le carburant comme source froide pour refroidir une source de puissance nécessite un certain débit de carburant dans l’échangeur pour évacuer suffisamment les calories transférées au carburant, ce qui implique une consommation de carburant suffisamment élevée pour permettre un refroidissement efficace de la source de puissance. Cette solution est donc difficilement applicable pour une source de puissance à faible consommation de carburant, la quantité de carburant à circuler étant alors insuffisante pour avoir un bilan énergétique permettant de refroidir ladite source de puissance. Un échangeur de chaleur de type ACOC lié à une source de puissance nécessite un espace suffisant pour permettre l’intégration de l’échangeur, de conduites d’air assurant son alimentation et d’un ventilateur permettant la circulation de l’air au travers de l’échangeur ACOC. En outre, le ventilateur nécessite d’être entraîné, généralement par un moteur électrique ou un arbre de transmission de puissance mécanique. La présence de l’échangeur de type ACOC engendre donc des contraintes de conception et des coûts supplémentaires. Le second échangeur de chaleur 18, intégré à distance de la source de puissance 2, engendre des difficultés pour acheminer le deuxième fluide caloporteur 14 depuis la source de puissance 2 jusqu’au second échangeur de chaleur 18 et nécessite un second circuit de refroidissement 16 long. La longueur du second circuit de refroidissement 16 engendre un surplus de masse dû au poids des conduits du second circuit de refroidissement 16 et au poids du deuxième fluide caloporteur 14 qu’ils contiennent. Acheminer le deuxième fluide caloporteur 14 depuis la source de puissance 2 jusqu’au second échangeur de chaleur 18 peut enfin créer des pertes de pression du deuxième fluide caloporteur 14 dans le second circuit de refroidissement 16. La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients précités et de fournir une amélioration de l’intégration motrice d’un ensemble propulsif d’un aéronef, notamment par une optimisation de l’agencement des systèmes de refroidissement des organes dudit ensemble propulsif. La présente invention a pour objet un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance d’un aéronef comprenant un premier circuit de refroidissement d’un moyen de transmission de puissance de l’aéronef, le premier circuit de refroidissement étant destiné à contenir un premier fluide caloporteur et comprenant un premier échangeur de chaleur entre ledit premier fluide caloporteur et un milieu extérieur au premier circuit de refroidissement, un deuxième circuit de refroidissement de la source de puissance destiné à contenir un deuxième fluide caloporteur et comprenant un deuxième échangeur de chaleur entre le premier fluide caloporteur et le deuxième fluide caloporteur, le premier fluide caloporteur servant de source froide pour le deuxième fluide caloporteur. Le premier fluide caloporteur est donc utilisé afin de transporter la chaleur générée et perdue par la source de puissance, puis extraite via le deuxième fluide caloporteur, vers le milieu extérieur, permettant l’évacuation définitive de ladite chaleur générée et perdue par la source de puissance. Le premier fluide caloporteur sert alors de source froide intermédiaire au refroidissement du deuxième fluide caloporteur. Ainsi, la présente invention permet de diminuer le nombre d’échangeurs de chaleur entre le milieu extérieur et un fluide caloporteur d’un circuit de refroidissement de l’aéronef et permet ainsi de faciliter l’accessibilité à des composants de l’aéronef et de réduire le nombre de ventilateurs. Réduire le nombre de ventilateurs permet de diminuer la masse et le coût de l’ensemble propulsif d’un aéronef. Par ailleurs, la présente invention améliore la fiabilité de l’ensemble propulsif de l’aéronef et permet de mettre en commun la gestion thermique de l’ensemble propulsif d’un aéronef formé par le moyen de transmission de puissance et par la source de puissance de l’aéronef. La disponibilité de l’aéronef peut également être améliorée lorsque celui-ci démarre par temps froid en synchronisant la chauffe de la source de puissance avec la chauffe du moyen de transmission de puissance grâce à l’utilisation des premier et deuxième circuits de refroidissement en circuit de chauffage. La présente invention permet en outre d’améliorer la propreté du deuxième circuit de refroidissement en limitant la présence de zones mortes dans le cheminement du deuxième fluide caloporteur pouvant retarder le transport de particules dans le deuxième circuit de refroidissement. Ces zones mortes sont par exemple des sections de circuit de refroidissement dans lesquelles le fluide caloporteur circule peu et/ou est peu brassé. Optionnellement, la présente invention permet également de simplifier le circuit hydraulique de l’aéronef en permettant de supprimer un organe de protection contre les surpressions hydrauliques et de limiter les interfaces hydrauliques externes au fuselage de l’aéronef pouvant poser des problèmes de fuites et traverser plusieurs cloisons internes au fuselage de l’aéronef. Avantageusement, le premier circuit de refroidissement comprend un circuit fermé de manière à faire circuler le premier fluide caloporteur depuis le premier échangeur de chaleur vers le moyen de transmission de puissance, et du moyen de transmission de puissance vers le premier échangeur de chaleur. De préférence, le deuxième circuit de refroidissement comprend un circuit fermé de manière à faire circuler le deuxième fluide caloporteur depuis le deuxième échangeur de chaleur vers la source de puissance, et de la source de puissance vers le deuxième échangeur de chaleur. Par exemple, le deuxième échangeur de chaleur effectue un échange de chaleur entre le premier fluide caloporteur circulant depuis le moyen de transmission de puissance et le deuxième fluide caloporteur circulant vers la source de puissance. Dans un mode de réalisation, le premier circuit de refroidissement traverse le deuxième échangeur de chaleur dans lequel circule le deuxième fluide caloporteur, de sorte que le premier fluide caloporteur refroidit le deuxième fluide caloporteur. Selon une caractéristique de l’invention, le dispositif comprend un carter destiné à être formé autour de la source de puissance, le carter comprenant une interface avec le premier circuit de refroidissement et permettant d’intégrer le deuxième échangeur de chaleur audit carter de manière à permettre un échange de chaleur entre le premier fluide caloporteur et le deuxième fluide caloporteur. La présente invention a également pour objet un ensemble propulsif d’aéronef comprenant une source de puissance, un moyen de transmission de puissance et un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance d’un aéronef tel que défini précédemment. Avantageusement, la source de puissance dudit ensemble propulsif comprend un moteur thermique et/ou un moteur électrique et le moyen de transmission de puissance dudit ensemble propulsif comprend une boîte de transmission. L’invention a en outre pour objet un aéronef comprenant une source de puissance, un moyen de transmission de puissance et un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance d’un aéronef tel que défini précédemment et/ou un ensemble propulsif tel que défini précédemment. La présente invention a également pour objet un procédé de régulation de température d’une source de puissance d’un aéronef au moyen d’un dispositif de régulation tel que défini précédemment, le procédé comprenant les étapes suivantes : - Mise en circulation du premier fluide caloporteur dans le premier circuit de refroidissement ; - Transfert de chaleur depuis le premier fluide caloporteur vers le milieu extérieur de manière à refroidir le premier fluide caloporteur ; - Transfert de chaleur depuis le moyen de transmission de puissance vers le premier fluide caloporteur de manière à refroidir le moyen de transmission de puissance ; - Mise en circulation du deuxième fluide caloporteur dans le deuxième circuit de refroidissement ; - Transfert de chaleur depuis le deuxième fluide caloporteur vers le premier fluide caloporteur de manière à refroidir le deuxième fluide caloporteur ; - Transfert de chaleur depuis la source de puissance vers le deuxième fluide caloporteur de manière à refroidir la source de puissance. D’autres buts, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels : dont il a déjà été fait mention, illustre schématiquement un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance et d’un moyen de transmission de puissance selon l’état de la technique antérieure ; illustre schématiquement un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance selon l’invention dans un premier mode de réalisation ; illustre schématiquement un deuxième mode de réalisation d’un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance selon l’invention ; illustre schématiquement un troisième mode de réalisation d’un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance selon l’invention ; illustre schématiquement un quatrième mode de réalisation d’un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance selon l’invention ; illustre schématiquement un cinquième mode de réalisation d’un dispositif de régulation de la température d’une source de puissance selon l’invention ; et illustre schématiquement les principales étapes d’un procédé de régulation de la température d’une source de puissance selon l’invention. Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation On a représenté sur la un ensemble propulsif d’un aéronef comprenant une source de puissance 2, un moyen de transmission de puissance 4 et un dispositif 19 de régulation de la température de la source de puissance 2 selon un premier mode de réalisation. La source de puissance 2 est par exemple une turbomachine de type turbomoteur pour l’entraînement d’un rotor d’hélicoptère ou de type turbogénérateur pour l’entraînement de propulseurs électriques d’un aéronef, Elle peut comprendre aussi un moteur à piston et/ou un moteur électrique. Le moyen de transmission de puissance 4 comprend par exemple une boîte de transmission principale de l’aéronef et/ou une boîte de transmission arrière et/ou une boîte de transmission d’un rotor de queue de l’aéronef et/ou un boîtier de transmission intermédiaire entre la source de puissance 2 et la boîte de transmission principale de l’aéronef et/ou un moteur électrique alimenté par un générateur électrique. L’aéronef est par exemple un hélicoptère. Il peut également être un avion, un aéronef à propulseurs électriques, ou un avion à décollage et atterrissage vertical. L’ensemble propulsif comprend en outre un arbre de transmission de puissance 20 reliant la source de puissance 2 et le moyen de transmission de puissance 4 de l’aéronef. En fonctionnement normal de l’ensemble propulsif, la source de puissance 2 transmet un mouvement, par exemple sous forme de rotation ou de couple, à l’arbre de transmission de puissance 20 de sorte que l’arbre de transmission de puissance 20 transmet ce mouvement au moyen de transmission de puissance 4. Le moyen de transmission de puissance 4 peut actionner un rotor qui peut être le rotor principal d’un hélicoptère. Le moyen de transmission de puissance 4 peut comprendre des boîtiers pour entraîner des accessoires qui peuvent être une pompe hydraulique, un alternateur ou un frein de rotor (non représentés). Le moyen de transmission de puissance 4 peut être équipé de capteurs surveillant la température et la pression de fluides caloporteurs, d’un capteur de vitesse d’un rotor, d’un avertisseur de température élevée et/ou de systèmes de détection de limaille. Dans ce premier mode de réalisation, le dispositif 19 comprend un premier circuit de refroidissement 22 destiné à contenir un premier fluide caloporteur 6. En particulier, le premier circuit de refroidissement 22 permet de refroidir le moyen de transmission de puissance 4 de l’aéronef. Le premier circuit de refroidissement 22 est de préférence fermé. Le premier fluide caloporteur 6 est par exemple de l’huile, de l’eau additivée afin d’augmenter sa capacité calorifique ou tout autre fluide caloporteur. Avantageusement, le premier fluide caloporteur 6 est l’huile circulant dans un élément de transmission mécanique entraîné par la source de puissance 2, par exemple la boîte de transmission principale de l’hélicoptère. Le premier circuit de refroidissement 22 comprend par exemple des canalisations métalliques adaptées pour la circulation du premier fluide caloporteur 6. Le premier fluide caloporteur 6 est par exemple mis en mouvement par une pompe (non représentée) du premier circuit de refroidissement 22 permettant de forcer la circulation du premier fluide caloporteur 6 dans le premier circuit de refroidissement 22. Le premier circuit de refroidissement 22 comprend en outre un premier échangeur de chaleur 10 destiné à permettre un échange de calories et de frigories entre le premier fluide caloporteur 6 et un milieu extérieur 12 au premier circuit de refroidissement 22. Le premier fluide caloporteur 6 circule depuis le premier échangeur de chaleur 10 vers le moyen de transmission de puissance 4 et repart depuis ledit moyen de transmission de puissance 4 vers le premier échangeur de chaleur 10. Le premier échangeur de chaleur 10, par exemple de type ACOC, permet d’utiliser une source froide, en l’occurrence l’air du milieu extérieur 12 dans lequel évolue l’aéronef, afin de refroidir le premier fluide caloporteur 6 qui comprend alors de l’huile. Avantageusement, le milieu extérieur 12 est utilisé de manière permanente. Le premier échangeur de chaleur 10, dans lequel circule le premier fluide caloporteur 6, par exemple de l’huile, et utilisant le milieu extérieur 12 comme source froide, par exemple de l’air, comprend un premier circuit (non représenté) de passage du premier fluide caloporteur 6 et un deuxième circuit (non représenté) de passage de l’air provenant du milieu extérieur 12. Le premier circuit de passage comprend une entrée pour le premier fluide caloporteur 6 à refroidir, une sortie pour le premier fluide caloporteur 6 refroidi et une pluralité de modules d’alimentation en premier fluide caloporteur 6 reliés fluidiquement auxdites entrée pour le premier fluide caloporteur 6 à refroidir et sortie pour le premier fluide caloporteur 6 refroidi. Chaque module d’alimentation en premier fluide caloporteur 6 comprend des parois et une pluralité d’ailettes de module d’alimentation en premier fluide caloporteur 6. Le deuxième circuit de passage de l’air provenant du milieu extérieur 12 comprend une entrée pour l’air provenant du milieu extérieur 12 à chauffer, une sortie pour l’air provenant du premier échangeur de chaleur 10 réchauffé et une pluralité de modules (non représentés) d’alimentation en air provenant du milieu extérieur 12 reliés fluidiquement auxdites entrée pour l’air provenant du milieu extérieur 12 à chauffer et sortie pour l’air provenant du milieu extérieur 12 réchauffé. Chaque module d’alimentation en air provenant du milieu extérieur 12 comprend une pluralité d’ailettes de module d’alimentation en air provenant du milieu extérieur 12. La chaleur est cédée par le premier fluide caloporteur 6 de chaque module d’alimentation en premier fluide caloporteur 6 aux parois et à la pluralité d’ailettes de module d’alimentation en premier fluide caloporteur 6, de ces dernières à la pluralité d’ailettes de module d’alimentation en air provenant du milieu extérieur 12 et de ladite pluralité d’ailettes de module d’alimentation en air provenant du milieu extérieur 12 à l’air provenant du milieu extérieur 12 qui circule dans les modules d’alimentation en air provenant du milieu extérieur 12. Avantageusement, un ventilateur permet une circulation de l’air provenant du milieu extérieur 12 à travers ledit premier échangeur de chaleur 10. Dans ce premier mode de réalisation, le dispositif 19 comprend également un deuxième circuit de refroidissement 24 permettant de refroidir la source de puissance 2. Le deuxième circuit de refroidissement 24 est fermé et destiné à contenir un deuxième fluide caloporteur 14. Le deuxième circuit de refroidissement 24 comprend en outre un deuxième échangeur de chaleur 26 permettant d’échanger des calories et des frigories entre le premier fluide caloporteur 6 et le deuxième fluide caloporteur 14. En particulier, le deuxième échangeur de chaleur 26 est par exemple de type OCOC, pour Oil Cooling Oil Cooler en termes anglo-saxons, ledit deuxième échangeur de chaleur 26 pouvant être un échangeur de type à tube, à plaque, à ailette, à pico, ou pouvant résulter d’un processus de fabrication additive. Le deuxième fluide caloporteur 14 est mis en mouvement, par exemple à l’aide d’une deuxième pompe (non représentée) du deuxième circuit de refroidissement 24, afin de forcer sa circulation sur le deuxième circuit de refroidissement 24 depuis le deuxième échangeur de chaleur 26 vers la source de puissance 2 et depuis la source de puissance 2 vers le deuxième échangeur de chaleur 26. Le deuxième fluide caloporteur 14 sortant du deuxième échangeur de chaleur 26 permet ainsi de réguler la température de la source de puissance 2. Le premier fluide caloporteur 6 est par exemple l’huile de la boîte de transmission principale de l’aéronef et sert de source froide intermédiaire au refroidissement du deuxième fluide caloporteur 14 qui est par exemple l’huile de la source de puissance 2. Les premier et deuxième fluides caloporteurs 6 et 14 peuvent être de nature différente. Dans ce premier mode de réalisation, le deuxième échangeur de chaleur 26 est porté par une partie de l’installation de l’aéronef, il s’agit d’un équipement externe à la source de puissance 2 et au moyen de transmission de puissance 4. Optionnellement, le dispositif 19 comprend un carter sec ou humide, par exemple en aluminium ou en acier, formé autour de la source de puissance 2. On a représenté sur la un deuxième mode de réalisation d’un ensemble propulsif d’un aéronef destiné à recevoir un dispositif 19 de régulation de la température d’une source de puissance 2. L’ensemble propulsif comprend un moyen de transmission de puissance 4 refroidi par un ACOC de la manière décrite dans le premier mode de réalisation, une source de puissance 2 et un dispositif 19 de régulation de la température d’une source de puissance 2 sensiblement similaire au dispositif 19 du premier mode de réalisation. Dans ce deuxième mode de réalisation, la source de puissance 2 entraîne directement le moyen de transmission de puissance 4, par exemple grâce à un arbre de transmission reliant directement la source de puissance 2 et le moyen de transmission de puissance 4. Cette proximité entre la source de puissance 2 et le moyen de transmission de puissance 4 est particulièrement intéressante dans les architectures d’installation motrice fortement intégrées. Avantageusement, le dispositif 19 comprend un carter (non représenté), formé autour de la source de puissance 2 servant à récupérer le deuxième fluide caloporteur 14 ayant servi à refroidir et/ou lubrifier la source de puissance 2. En outre, le carter assure l’interface entre la source de puissance 2 et le moyen de transmission de puissance 4 ce qui permet d’intégrer le deuxième échangeur de chaleur 26 au carter. En particulier, le carter est destiné à assurer l’interface entre le premier circuit de refroidissement 22 et le deuxième circuit de refroidissement 24. Le deuxième échangeur de chaleur 26 permet de refroidir le deuxième fluide caloporteur 14 à l’aide du premier fluide caloporteur 6. On a représenté sur la , un ensemble propulsif d’un aéronef destiné à recevoir un dispositif 19 de régulation de la température d’une source de puissance 2 selon un troisième mode de réalisation. L’ensemble propulsif comprend un moyen de transmission de puissance 4 refroidi par un ACOC de la manière décrite dans le premier mode de réalisation, une source de puissance 2 et un dispositif 19 de régulation de la température d’une source de puissance 2 sensiblement similaire au dispositif 19 du premier mode de réalisation. Avantageusement, le dispositif 19 comprend un carter (non représenté), formé autour de la source de puissance 2 permettant d’intégrer le deuxième échangeur de chaleur 26 audit carter de sorte que le transfert de chaleur entre le premier fluide caloporteur 6 et le deuxième fluide caloporteur 14 se fait à l’intérieur du carter. Dans le troisième mode de réalisation, le deuxième fluide caloporteur 14 circule depuis la source de puissance 2 vers le deuxième échangeur de chaleur 26 et depuis le deuxième échangeur de chaleur 26 vers la source de puissance 2 de sorte que le deuxième fluide caloporteur 14 régule la température de la source de puissance 2. En outre, le deuxième échangeur de chaleur 26 permet de refroidir le deuxième fluide caloporteur 14 à l’aide du premier fluide caloporteur 6. On a représenté sur la un ensemble propulsif d’un aéronef destiné à recevoir un dispositif 19 de régulation de la température d’une source de puissance 2 selon un quatrième mode de réalisation. L’ensemble propulsif comprend un moyen de transmission de puissance 4 refroidi par un ACOC de la manière décrite dans le premier mode de réalisation, une source de puissance 2 et un dispositif 19 de régulation de la température d’une source de puissance 2 sensiblement similaire au dispositif 19 du premier mode de réalisation. Dans le quatrième mode de réalisation, le deuxième échangeur de chaleur 26 est porté par la source de puissance 2. En outre, une section du deuxième circuit de refroidissement 24 permettant l’aller et le retour du deuxième fluide caloporteur 14 entre la source de puissance 2 et le deuxième échangeur de chaleur 26 est raccourcie par rapport au premier mode de réalisation grâce à la proximité entre le deuxième échangeur de chaleur 26 et la source de puissance 2. Optionnellement, le premier circuit de refroidissement 22 peut également être raccourci par rapport au premier mode de réalisation grâce à la proximité entre le deuxième échangeur de chaleur 26 et le moyen de transmission de puissance 4. Le deuxième échangeur de chaleur 26 permet de refroidir le deuxième fluide caloporteur 14 à l’aide du premier fluide caloporteur 6. On a représenté sur la , un ensemble propulsif d’un aéronef destiné à recevoir un dispositif 19 de régulation de la température d’une source de puissance 2 selon un cinquième mode de réalisation. L’ensemble propulsif comprend un moyen de transmission de puissance 4 refroidi par un ACOC de la manière décrite dans le premier mode de réalisation, une source de puissance 2 et un dispositif 19 de régulation de la température d’une source de puissance 2 sensiblement similaire au dispositif 19 du premier mode de réalisation. Dans ce cinquième mode de réalisation, le moyen de transmission de puissance 4 comprend un moteur électrique. Avantageusement, le moteur électrique entraîne un propulseur 28 permettant d’assurer la sustentation et/ou la propulsion de l’aéronef. L’ensemble propulsif comprend un générateur électrique 30 et un arbre de transmission de puissance 32 reliant la source de puissance 2 au générateur électrique 30. En outre, la source de puissance 2 transmet un mouvement à l’arbre de transmission de puissance 32 et l’arbre de transmission de puissance 32 transmet ce mouvement au générateur électrique 30. Avantageusement, le générateur électrique 30 alimente le moteur électrique du moyen de transmission de puissance 4. Optionnellement, le premier circuit de refroidissement 22 est un circuit d’huile de lubrification et/ou de refroidissement de roulements du moteur électrique. Avantageusement, le premier circuit de refroidissement 22 est réalisé de sorte que le premier fluide caloporteur 6 circule depuis le moteur électrique vers le premier échangeur de chaleur 10, puis du premier échangeur de chaleur 10 vers le deuxième échangeur de chaleur 26, puis du deuxième échangeur de chaleur 26 vers le premier échangeur de chaleur 10 et enfin du premier échangeur de chaleur 10 vers le moteur électrique. En outre, le deuxième échangeur de chaleur 26 permet d’utiliser le premier fluide caloporteur 6 afin de refroidir le deuxième fluide caloporteur 14. En outre, dans ce mode de réalisation, il n’y a pas de liaison mécanique entre la source de puissance 2 et le moyen de transmission de puissance 4. Dans une variante de réalisation du cinquième mode de réalisation, l’ensemble propulsif comprend une paroi commune séparant le premier échangeur de chaleur 10 et le deuxième échangeur de chaleur 26. Ladite paroi est munie de passages permettant la circulation du premier fluide caloporteur 6 depuis le premier échangeur de chaleur 10 vers le deuxième échangeur de chaleur 26 et depuis le deuxième échangeur de chaleur 26 vers le premier échangeur de chaleur 10. Optionnellement, ladite paroi est munie de passages permettant la circulation du deuxième fluide caloporteur 14 depuis le deuxième échangeur de chaleur 26 vers le premier échangeur de chaleur 10 et depuis le premier échangeur de chaleur 10 vers le deuxième échangeur de chaleur 26. Cette variante de réalisation du cinquième mode de réalisation permet de s’affranchir de canalisations reliant le premier échangeur de chaleur 10 au deuxième échangeur de chaleur 26, ce qui permet de diminuer la masse de l’ensemble propulsif et permet de diminuer les risques de fuites de fluide caloporteur aux raccordements de canalisations de circuit de refroidissement. De manière générale, la présente invention concerne tout ensemble propulsif d’un aéronef comprenant une source de puissance 2 et un moyen de transmission de puissance 4 utilisant un premier fluide caloporteur en contact thermique avec le moyen de transmission de puissance 4 comme source froide intermédiaire pour refroidir un deuxième fluide caloporteur en contact thermique avec la source de puissance 2. On a également représenté sur la , les étapes d’un procédé de régulation de température d’une source de puissance 3 d’un aéronef à l’aide du dispositif de régulation 19. En premier lieu, on effectue une étape 34 de mise en circulation du premier fluide caloporteur 6 dans le premier circuit de refroidissement 22. Puis, une étape 36 de transfert de chaleur depuis le premier fluide caloporteur 6 vers le milieu extérieur 12 est effectuée de manière à refroidir le premier fluide caloporteur 6. Les étapes 36 et suivantes de transfert de chaleur s’effectuent naturellement lors de la mise à proximité d’un fluide avec un organe à refroidir ou à réchauffer. Lors de l’étape 38 suivante, la chaleur est transférée depuis le moyen de transmission de puissance 4 vers le premier fluide caloporteur 6 de manière à refroidir le moyen de transmission de puissance 4. Dans un second temps, ou de préférence en même temps que l’étape 34, on met en œuvre une étape 40 de mise en circulation du deuxième fluide caloporteur 14 dans le deuxième circuit de refroidissement 24 puis une étape 42 de transfert de chaleur depuis le deuxième fluide caloporteur 14 vers le premier fluide caloporteur 6 de manière à refroidir le deuxième fluide caloporteur 14. La chaleur est enfin transférée depuis la source de puissance 2 vers le deuxième fluide caloporteur 14 de manière à refroidir la source de puissance 2 (étape 44). Dispositif (19) de régulation de la température d’une source de puissance (2) d’un aéronef comprenant un premier circuit de refroidissement (22) d’un moyen de transmission de puissance (4) de l’aéronef, le premier circuit de refroidissement (22) étant destiné à contenir un premier fluide caloporteur (6) et comprenant un premier échangeur de chaleur (10) entre ledit premier fluide caloporteur (6) et un milieu extérieur (12) au premier circuit de refroidissement (22), caractérisé en ce qu’il comprend en outre un deuxième circuit de refroidissement (24) de la source de puissance (2) destiné à contenir un deuxième fluide caloporteur (14) et comprenant un deuxième échangeur de chaleur (26) entre le premier fluide caloporteur (6) et le deuxième fluide caloporteur (14), le premier fluide caloporteur (6) servant de source froide pour le deuxième fluide caloporteur (14). Dispositif (19) selon la revendication 1, dans lequel le premier circuit de refroidissement (22) comprend un circuit fermé de manière à faire circuler le premier fluide caloporteur (6) depuis le premier échangeur de chaleur (10) vers le moyen de transmission de puissance (4), et du moyen de transmission de puissance (4) vers le premier échangeur de chaleur (10). Dispositif (19) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le deuxième circuit de refroidissement (24) comprend un circuit fermé de manière à faire circuler le deuxième fluide caloporteur (14) depuis le deuxième échangeur de chaleur (26) vers la source de puissance (2), et de la source de puissance (2) vers le deuxième échangeur de chaleur (26). Dispositif (19) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le deuxième échangeur de chaleur (26) permet un échange de chaleur entre le premier fluide caloporteur (6) circulant depuis le moyen de transmission de puissance (4) et le deuxième fluide caloporteur (14) circulant vers la source de puissance (2). Dispositif (19) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le premier circuit de refroidissement (22) traverse le deuxième échangeur de chaleur (26) dans lequel circule le deuxième fluide caloporteur (14), de sorte que le premier fluide caloporteur (6) refroidit le deuxième fluide caloporteur (14). Dispositif (19) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, comprenant un carter destiné à être formé autour de la source de puissance (2), le carter comprenant une interface avec le premier circuit de refroidissement (22) et permettant d’intégrer le deuxième échangeur de chaleur (26) audit carter de manière à permettre un échange de chaleur entre le premier fluide caloporteur (6) et le deuxième fluide caloporteur (14). Ensemble propulsif d’un aéronef caractérisé en ce qu’il comprend une source de puissance (2), un moyen de transmission de puissance (4) et un dispositif de régulation (19) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6. Ensemble propulsif selon la revendication 7, dans lequel la source de puissance (2) comprend un moteur thermique et/ou un moteur électrique et dans lequel le moyen de transmission de puissance (4) comprend une boîte de transmission. Aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend une source de puissance (2), un moyen de transmission de puissance (4) et un dispositif (19) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6 et/ou un ensemble propulsif selon l’une des revendications 7 et 8. Procédé de régulation de température d’une source de puissance (2) d’un aéronef au moyen d’un dispositif (19) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6 caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes : - Mise en circulation du premier fluide caloporteur (6) dans le premier circuit de refroidissement (22) ; - Transfert de chaleur depuis le premier fluide caloporteur (6) vers le milieu extérieur (12) de manière à refroidir le premier fluide caloporteur (6) ; - Transfert de chaleur depuis le moyen de transmission de puissance (4) vers le premier fluide caloporteur (6) de manière à refroidir le moyen de transmission de puissance (4) ; - Mise en circulation du deuxième fluide caloporteur (14) dans le deuxième circuit de refroidissement (24) ; - Transfert de chaleur depuis le deuxième fluide caloporteur (14) vers le premier fluide caloporteur (6) de manière à refroidir le deuxième fluide caloporteur (14) ; - Transfert de chaleur depuis la source de puissance (2) vers le deuxième fluide caloporteur (14) de manière à refroidir la source de puissance (2)