FR 2742479 A1 19970620 FR 9514749 A 19951213 1i 2742479 DISPOSITIF DE REFROIDISSEMENT D'UN TURBOMOTEUR SUR AERONEF OBJET DE L'INVENTION L'invention se rapporte à un dispositif de refroidissement d'un turbomoteur sur aéronef plus particulièrement mais non exclusivement destiné aux turboréacteurs de grande puissance à double flux utilisés en aéronautique civile. ETAT DE LA TECHNIQUE ET PROBLEME POSE Les turbomoteurs dissipent de la chaleur notamment au niveau d'organes lubrifiés tels les paliers, le support15 d'équipements appelé aussi boite d'engrenages, ainsi que sur la transmission du mouvement du rotor au support d'équipements. Les températures de ces organes ainsi que celle du lubrifiant sont stabilisées grâce à la circulation du lubrifiant entre ces organes et des échangeurs de chaleur20 avec le circuit de carburant du moteur ou des échangeurs de chaleur avec l'air extérieur, notamment dans le canal de flux froid. Cette dissipation de chaleur devient très importante avec les gros turbomoteurs de forte puissance. La dissipation de chaleur est encore accrue sur les turbomoteurs comportant un réducteur mécanique transmettant la puissance de la turbine à l'étage propulseur. Un premier problème est que le débit de carburant disponible devient insuffisant pour refroidir le lubrifiant, du fait de l'amélioration du rendement de tels moteurs. Un second problème est que les échangeurs de chaleur air- huile nécessaires pour refroidir le lubrifiant et suppléer à 2 2742479 l'insuffisance de débit de carburant prennent des tailles importantes et créent une trainée pénalisant la performance du moteur. Un troisième problème est le contrôle nécessaire de la température interne du moteur à l'intérieur de plages de température pour une bonne utilisation du lubrifiant et du carburant, et pour contrôler les jeux de dilatation entre les parties fixes et mobiles du moteur. Ce contrôle est assuré10 par des dispositifs de régulation bien connus susceptibles d'agir sur chacun des fluides circulant à l'intérieur du moteur: lubrifiant, carburant ou air, mais dont l'efficacité dépend de la capacité des circuits de refroidissement à évacuer la chaleur excédentaire. On connait par le brevet US 5 121 598 un dispositif de refroidissement combinant des échangeurs huile-air et huile- carburant avec un circuit de retour du carburant trop chaud dans les réservoirs d'aile de l'avion, ces réservoirs jouant20 le rôle d'échangeurs de chaleur carburant-air. Cette solution est effectivement efficace mais présente l'inconvénient de nécessiter un aménagement particulier des réservoirs d'aile ainsi qu'un circuit de carburant long et complexe nécessitant des moyens de pompage du carburant importants, l'ensemble25 pénalisant la masse de l'avion et le rendement du moteur. On connait aussi par le brevet FR 2 666 064 à priorité US 5 114 103 un dispositif de refroidissement consistant à prélever de l'air froid dans le circuit d'aspiration de la30 couche limite de la nacelle du moteur et à l'amener sur des échangeurs de chaleur connectés aux servitudes de l'avion et évitant ainsi de devoir prélever et refroidir de l'air depuis le compresseur du turbomoteur, ce qui pénalise le rendement de ce turbomoteur.35 Cette solution ne résoud cependant pas le problème posé, car 3 2742479 la quantité d'air froid susceptible d'être amenée à un échangeur airfluide par l'intermédiaire de canalisations reste insuffisante pour refroidir un gros turbomoteur. En effet, ces canalisations auraient nécessairement une section 5 limitée et provoqueraient de ce fait des pertes de charge, et donc de débit importants sur le flux d'air frais à basse pression. RESUME DE L'INVENTION Pour résoudre le problème du refroidissement des turbomoteurs sur les aéronefs, l'invention propose un dispositif comportant: a) au moins un dispositif d'aspiration de la couche limite comportant lui-même une pluralité de perforations sur une paroi exposée à l'écoulement de l'air, un collecteur d'air à l'arrière des perforations et un moyen d'évacuation de l'air prélevé, b) au moins un échangeur de chaleur disposé dans le collecteur d'air et connecté à un circuit de circulation du liquide à refroidir à l'intérieur du turbomoteur, la connection comportant un conduit d'amenée du liquide chaud depuis le turboréacteur vers l'échangeur, ainsi qu'un circuit de retour du liquide refroidi vers le turboréacteur, c) des moyens de pompage et de régulation assurant la circulation du liquide entre l'échangeur et le turboréacteur en fonction de l'abaissement de température à obtenir. Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif d'aspiration de la couche limite est celui de la nacelle entourant le turboréacteur, afin de diminuer la longueur des connections entre l'échangeur et le turboréacteur, et de35 réduire en conséquence la puissance des moyens de pompage et la pénalisation du rendement du moteur. 4 2742479 Dans une première forme de réalisation avantageuse, un échangeur est connecté directement au circuit d'huile du turboréacteur, et assure ainsi un refroidissement efficace du lubrifiant et des organes mobiles lubrifiés. Dans une seconde forme de réalisation de l'invention n'excluant pas la première, un échangeur est connecté au circuit de carburant.10 Dans une troisième forme de réalisation de l'invention n'excluant pas les deux premières, un échangeur est connecté au circuit d'air et de contrôle des jeux. Avantageusement aussi, les moyens d'évacuation de l'air prélevé dans la couche limite comportent aussi au moins un conduit à l'intérieur duquel est disposée une buse dirigée vers l'aval du flux d'air et connectée au compresseur du turboréacteur par un conduit susceptible d'être obturé par un20 moyen de commande. Ainsi, lorsque la vitesse de l'avion est trop faible pour produire une circulation d'air suffisante, la buse souffle de l'air prélevé sur le compresseur et crée par aspiration un flux d'air dans l'échangeur. On comprend que l'invention exploite l'important débit d'air frais mais à basse pression prélevé dans la couche limite et transitant dans le collecteur. La taille importante du collecteur autorise un échangeur de grande dimension avec des passages d'air larges ne provoquant qu'une perte de charge30 négligeable du flux d'air comparativement à la perte de charge de ce flux d'air à travers les multiples perforations de la paroi au contact de la couche limite. Le dispositif de refroidissement conforme à l'invention autorise en conséquence l'évacuation d'une grande quantité de chaleur35 sans provoquer de trainée. Les dispositifs d'aspiration de la couche limite n'autorisent 2742479 qu'un gain de performance limité et ne sont pas jugés bien intéressants par certains compte tenu de l'augmentation du poids de l'avion et du coût qu'ils entrainent. L'invention présente l'avantage d'apporter un gain de performance 5 supplémentaire par la réduction ou la suppression de la trainée provoquée par les échangeurs air-fluide habituels, et justifie de ce fait l'utilisation sur avion de dispositifs d'aspiration de la couche limite conformément à l'invention. Un autre avantage de l'invention est la protection parfaite de l'échangeur par la paroi multiperforée contre les impacts de corps étrangers ce qui permet aussi de réduire la robustesse et la masse desdits échangeurs. Un autre avantage de l'invention est de dégager l'espace immédiat autour du moteur par le déplacement de l'échangeur dans le collecteur d'aspiration de la couche limite. La disposition de l'échangeur dans le collecteur de la nacelle permet d'utiliser un volume inoccupé et pourtant proche du20 turboréacteur, ce qui réduit la longueur de la connexion échangeur-turboréacteur. La présente invention ne saurait être confondue avec celle du brevet FR 2 666 064. En effet, dans ce brevet, l'air est25 amené aux échangeurs de chaleur par des conduits. Malgré la surpession obtenue par les moyens de pompage, le débit d'air dans ces conduits restera limité et insuffisant pour refroidir les gros turbomoteurs, alors que la présente invention exploite au mieux l'important débit d'air frais à30 l'arrière des perforations de la paroi. On remarquera aussi que dans le brevet cité, les moyens de pompage échauffent l'air en en augmentant la pression, alors que dans la présente invention l'abaissement de pression dans le collecteur, résultant de la perte de charge au passage des35 perforations, refroidit cet air et améliore l'efficacité de l'échangeur. L'invention autorise enfin des échangeurs de 6 2742479 grande taille et utilise dans une forme particulière de réalisation un espace disponible entre les parois de la nacelle, au contraire du brevet cité. DESCRIPTION DE LA FIGURE L'invention sera mieux comprise et les avantages qu'elle apporte apparaitront plus clairement au vu d'un exemple détaillé de réalisation et de la figure annexée représentant10 en coupe la partie avant de la nacelle entourant le turboréacteur. DESCRIPTION DETAILLEE On se reportera à la figure unique. La nacelle 1 est approximativement circulaire autour de l'axe géométrique 2 du turboréacteur non représenté. La nacelle 1 forme à l'avant une entrée d'air 3 délimitée par le bord d'attaque 4. La nacelle 1 comporte une paroi extérieure 5 approximativement20 circulaire autour de l'axe 2 et partant du bord d'attaque 4, ainsi qu'une paroi intérieure 6 circulaire autour de l'axe 2 et partant du bord d'attaque 4. Le volume entre les parois 5 et 6 est habituellement inoccupé. La paroi extérieure 5 comporte à l'arrière du bord d'attaque 4 une zone 7 dans25 laquelle elle est perforée d'une multitude de trous 8 débouchant dans un caisson fermé formant collecteur 9 et prolongé de préférence à l'intérieur et vers l'arrière par des conduits 10. L'écoulement de l'air 11 est fortement ralenti dans une zone 12 appelée couche limite au voisinage de la paroi 5 et l'écoulement de l'air 11 devient turbulent lorsque le gradient de vitesse augmente, ce qui a pour effet d'accroite la trainée de la nacelle et donc de ralentir l'avion. On35 supprime l'écoulement turbulent en aspirant par les trous 8 l'air 13 de la couche limite 12, cet air 13 transitant dans 7 2742479 le collecteur 9 avant d'être évacué par les conduits 10. Entre les trous 8 et les conduits 10, c'est à dire sur le trajet du flux d'air 13 est disposé un échangeur de chaleur 14 connecté au turboréacteur non représenté par un conduit 15 d'amenée du lubrifiant chaud et par un conduit 16 de retour du lubrifiant refroidi. Afin de maintenir l'efficacité de l'échangeur 14 aux faibles vitesses de l'avion, on disposera avantageusement dans les10 conduits d'évacuation 10 des buses 17 connectées par un conduit 18 obturable au compresseur du turboréacteur non représenté. Les buses 17 sont orientées dans le sens de l'écoulement du flux d'air 13. Lorsque le conduit 18 est ouvert, de l'air 19 sous pression et prélevé sur le15 compresseur jaillit de la buse 17 et crée dans ledit conduit une aspiration permettant de maintenir le flux d'air frais 13. On notera que cet air 19 est chaud puisqu'il a été soumis à une compression adiabatique, et la buse 17 sera en conséquence disposée de préférence en aval de l'échangeur 14. La connexion de l'échangeur 14 selon l'invention à un circuit de fluide du turbomoteur ainsi que la régulation de la température ne présentent pas de particularités: le conduit de prélèvement 15 débouche en un ou plusieurs points chaud A25 du circuit, en aval des paliers ou du support d'équipements dans le cas du refroidissement du lubrifiant, le conduit de retour 16 arrive en un autre point B fonction de la conception particulière du circuit, et un conduit obturable non référencé relie les points A et B et permet de modifier30 la quantité de fluide passant dans l'échangeur 14 en fonction de l'abaissement de température à obtenir. L'échangeur 14 peut prendre différentes formes, par exemple une plaque dans la partie supérieure de la nacelle 1 ou35 contraire un anneau faisant le tour de la nacelle. Dans ce dernier cas, sa capacité à évacuer de la chaleur devient très importante. 8 2742479 L'échangeur 14 peut être simple et agir par exemple sur le circuit de lubrifiant. L'échangeur 14 peut aussi être composé de plusieurs échangeurs élémentaires agissant chacun sur un 5 fluide du turbomoteur: lubrifiant, carburant ou air. L'échangeur 14 est de préférence traversé par le flux d'air 13 comme illustré sur la figure unique. Il peut être aussi tangenté par le flux 13 et se présenter sous la forme de conduits 20 appliqués contre la paroi 21 du collecteur qui assure alors la fonction supplémentaire de radiateur. 9 2742479 REVENDICATIONS 1. Dispositif de refroidissement d'un turbomoteur sur aéronef, ledit turbomoteur comportant lui-même un dispositif de circulation interne de fluide, caractérisé en ce qu'il comporte: a) sur l'avion au moins un dispositif d'aspiration de la couche limite (12), ledit dispositif d'aspiration comportant lui-même une portion de paroi (7) exposée au flux d'air (11) et traversée par une pluralité de perforations (8), un collecteur d'air (9) à l'arrière des perforations (8) et un moyen (10) d'évacuation du flux d'air (13) transitant dans le collecteur (9), b) au moins un échangeur de chaleur (14) disposé dans le collecteur (9) et connecté au circuit de fluide du turbomoteur, c) des moyens de pompage du fluide entre l'échangeur (14) et le turbomoteur, ainsi que des moyens de régulation de la température du fluide. 2. Dispositif conforme à la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif d'aspiration de la couche limite est sur la nacelle entourant le turbomoteur, afin de réduire la longueur des connections (15, 16) et la puissance des moyens25 de pompage. 3. Dispositif conforme à la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que au moins un échangeur (14) est connecté au circuit de lubrification du turbomoteur.30 4. Dispositif conforme à l'une quelconque des revendications 1 ou 3, caractérisé en ce que au moins un échangeur (14) est connecté au circuit de carburant du turbomoteur. 5. Dispositif conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les moyens d'évacuation (10) 2742479 comportent au moins un conduit à l'intérieur duquel est disposé une buse (17) orientée vers l'aval du flux d'air (13) et connectée par un conduit obturable (18) au compresseur du turbomoteur, afin de maintenir le flux d'air (13) aux faibles vitesses de l'avion.