FR 3018857 A1 20150925 FR 1452388 A 20140321 CIRCUIT DE REFROIDISSEMENT D'AIR CHAUD SOUS PRESSION D'UNE TURBOMACHINE D'AERONEF COMPORTANT UN ECHANGEUR DE CHALEUR POUR REFROIDIR L'AIR DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef, et plus particulièrement au domaine général des circuits de refroidissement d'air chaud sous pression prévus dans de telles turbomachines. L'invention peut s'appliquer à tout type de turbomachines d'aéronef, par exemple telles que les turboréacteurs et les turbopropulseurs. Plus préférentiellement, l'invention peut s'appliquer à un turboréacteur double corps et double flux. Elle concerne plus précisément un circuit de refroidissement d'air chaud sous pression pour une turbomachine d'aéronef, une turbomachine d'aéronef comportant un tel circuit, ainsi qu'un aéronef comportant une telle turbomachine. ÉTAT DE LA TECHNIQUE Dans le domaine général des turbomachines d'aéronef, il est souvent nécessaire de refroidir des circuits d'air chaud sous pression, cet air étant destiné à être utilisé pour diverses tâches, telles que notamment pour le refroidissement de parties chaudes d'une turbomachine, par exemple des aubes de turbine, ou pour réaliser des opérations de dégivrage des ailes, ou encore pour des besoins en climatisation, par exemple de la cabine de l'aéronef durant une phase d'ascension, voire également pour l'alimentation en air de pressurisation d'un réservoir de carburant de l'aéronef, comme il sera plus détaillé par la suite. Cet air chaud sous pression, destiné à être refroidi pour son utilisation, peut par exemple être prélevé depuis un compresseur de la turbomachine, par exemple un compresseur basse ou haute pression. La haute température de l'air prélevé est due à la pression élevée de l'air dans l'étage de compresseur où s'effectue le prélèvement. Ainsi, à titre d'exemple, la demande de brevet européen EP 0 469 825 A2 divulgue des architectures de canalisations et d'échangeurs de chaleur pour refroidir de l'air sous S 55940 JLJ-P 2 pression prélevé depuis un étage de compresseur. En particulier, il y est décrit la possibilité d'installer un échangeur air-air dans la veine du flux secondaire de la turbomachine, cet échangeur étant en échange thermique avec la canalisation d'air chaud sous pression prélevé depuis l'étage de compresseur, afin de réduire les pertes importantes de poussée aérodynamique qu'impliquent les solutions antérieures à ce document. L'air chaud prélevé depuis un compresseur de turbomachine peut tout particulièrement servir à la pressurisation d'un réservoir de carburant d'un aéronef. En effet, les réservoirs de carburant d'aéronef nécessitent d'être alimentés en air de pressurisation afin d'y réduire la pression partielle de carburant. En réduisant ainsi la présence de vapeur de carburant dans un réservoir et à proximité de celui-ci, il est possible de réduire les risques d'auto-inflammation du carburant. On a ainsi illustré schématiquement sur la figure 1, en semi-coupe axiale, un exemple de turboréacteur 10 à double flux, de révolution autour d'un axe de rotation T, sur lequel est prévu un prélèvement d'air chaud sous pression depuis un étage de compresseur pour l'alimentation en air chaud pressurisé d'un réservoir de carburant. Le turboréacteur 10 comporte, d'amont en aval dans le sens de l'écoulement F des gaz à l'intérieur du turboréacteur 10, une soufflante 11, un compresseur 12, une chambre de combustion 13 et des turbines 14, ce turboréacteur 10 étant destiné à être fixé par des moyens appropriés sous une aile d'un avion ou sur la partie arrière du fuselage d'un avion. La soufflante 11 comporte une pluralité d'aubes de soufflante 11a qui sont fixées à leurs extrémités radialement internes sur la périphérie du disque de soufflante 11b du turboréacteur 10 qui est lui-même fixé à l'extrémité amont d'un arbre (non représenté) du turboréacteur 10. Les aubes de soufflante 11a sont entourées extérieurement par un carter de soufflante monté à l'extrémité amont de la nacelle 15 qui est sensiblement cylindrique et s'étend vers l'aval autour du compresseur 12, de la chambre de combustion 13 et des turbines 14 du turboréacteur 10. Cette nacelle 15 permet de canaliser le flux d'air 16 entrant dans le turboréacteur 10. Une partie 16a de ce flux d'air, formant le flux primaire ou flux chaud, S 55940 JLJ-P 3 pénètre dans le compresseur 12, puis est mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 13, pour être ensuite injecté dans les turbines 14 afin de fournir de l'énergie aux aubes de rotor des turbines 14 et entraîner en rotation l'arbre du compresseur 12 et de la soufflante 11. L'autre partie 16b du flux d'air 16 entrant dans le turboréacteur 10, formant le flux secondaire ou flux froid, s'écoule autour du corps du turboréacteur 10 à l'intérieur d'un carter intermédiaire 17 puis d'une conduite extérieure de soufflante 18 (encore appelée OFD pour « Outlet Fan Duct » en anglais) entourée par des capots de la nacelle 15, pour fournir une poussée supplémentaire s'ajoutant à celle fournie par les gaz de combustion éjectés des turbines 14. L'air froid du flux secondaire peut être utilisé pour refroidir par exemple des circuits d'huile ou d'air chaud, généralement à l'aide d'échangeurs de chaleur. Le carter intermédiaire 17 comporte deux viroles cylindriques 18 et 19 coaxiales, respectivement interne et externe, qui sont reliées entre elles par des bras ou aubages radiaux 20. De plus, la conduite extérieure de soufflante 18 comporte une paroi intérieure 22 sensiblement cylindrique qui est reliée à un carter interne 21 coaxial par au moins un bras radial tubulaires 23, appelé également « bras de servitudes », à l'intérieur duquel passent des servitudes telles que des conduits de circulation de fluides et des câbles électriques. La conduite extérieure de soufflante 18 est fixée à son extrémité amont sur l'extrémité aval de la virole externe 19 du carter intermédiaire 17, et à son extrémité aval sur l'extrémité amont d'une tuyère (non représentée) de la nacelle. En outre, il est également représenté sur la figure 1 le compartiment ou zone de soufflante ZF (désignée encore par « Fan Zone » en anglais) compris entre les capots de la nacelle 15 et les éléments 17 et 18 qui délimitent extérieurement la veine du flux secondaire. Le compartiment formé par le carter interne 21 est appelé zone de coeur ZC (désignée encore par « Core Zone » en anglais), et est relié à la zone de soufflante ZF par le bras de servitudes 23. Dans une réalisation développée par la demanderesse, afin d'assurer la pressurisation d'un réservoir de carburant de l'avion équipé du turboréacteur 10, il est S 55940 JLJ-P 4 prévu un circuit de prélèvement d'air chaud sous pression, schématisé par le chemin fléché P sur la figure 1, depuis un étage 12a du compresseur 12. En particulier, pour assurer la pression nécessaire dans le réservoir de carburant, il est prévu un prélèvement d'air chaud sous pression au niveau d'un étage 12a du compresseur 12 dont l'accès nécessite de réaliser un tube de prélèvement 32 (représenté sur les figures 2A et 2B) qui traverse une chambre 33 pouvant servir à d'autres besoins en prélèvement d'air sur le turboréacteur 10. La pression dans la chambre 33 est celle d'un étage 12b du compresseur 12, situé en aval de l'étage 12a au niveau duquel se fait le prélèvement d'air chaud. Le tube de prélèvement 32 est prévu pour être raccordé à une canalisation du circuit de prélèvement d'air chaud pressurisé qui circule à l'intérieur du bras de servitudes 23, comme représenté par le chemin fléché P sur la figure 1, de sorte à relier le compartiment de coeur ZC au compartiment de soufflante ZF. Puis, une fois au sein du compartiment de soufflante ZF, le circuit de prélèvement d'air chaud sous pression prévoit une sur-longueur de canalisation, comme la schématise la boucle du chemin fléché P sur la figure 1, qui permet d'augmenter la surface d'échange thermique entre le circuit de prélèvement en air chaud et l'air ambiant du compartiment de soufflante ZF pour refroidir l'air pressurisé avant la connexion du circuit de prélèvement en air chaud pressurisé à un pylône qui relie le turboréacteur 10 à la structure de l'avion. Pour les besoins de l'illustration, la boucle du chemin fléché P est représentée par dessus la veine secondaire, mais il faut comprendre que cette boucle reste cantonnée dans le compartiment de soufflante ZF. En outre, la boucle n'est pas représentée en intégralité ; les pointillés qui terminent le chemin fléché P signifient que la boucle continue sur un trajet qui n'est pas représenté et qui aboutit à un point de sortie où le circuit de refroidissement sort du compartiment de soufflante ZF pour alimenter l'aéronef en air sous pression. On a représenté sur les figures 2A et 2B des vues agrandies et partielles de la figure 1 au niveau du compresseur 12, et notamment au niveau d'une paire d'étages successifs 12a et 12b du compresseur 12 entourés par une chambre 33 qui communique avec l'étage aval 12b par un port de prélèvement aval 31. Par exemple, la paire d'étages S 55940 JLJ-P successifs correspond aux troisième et quatrième étages du compresseur. Les figures 2A et 2B correspondent respectivement à une situation où le circuit de prélèvement d'air chaud sous pression est en fonctionnement nominal et à une situation où ce circuit est mis accidentellement en communication avec la chambre 33 à cause d'une rupture du 5 tube de prélèvement 32. Une telle rupture est très peu probable, mais cette éventualité ne doit pas être négligée. Des solutions sont à l'étude pour éviter la mise en communication du circuit de prélèvement d'air chaud avec la chambre 33 dans pareil cas. Néanmoins, notamment dans l'hypothèse où une telle mise en communication resterait à craindre, la présente invention apporte une sécurité supplémentaire. Le compresseur 12, qui alimente en air chaud de pressurisation le réservoir de carburant, comporte un port de prélèvement amont 30 d'air chaud sous pression, associé à l'étage amont 12a de la paire d'étages du compresseur 12, et le port de prélèvement aval 31 susmentionné d'air chaud sous pression, associé à l'étage aval 12b du compresseur 12 et situé en aval du port de prélèvement amont 30. La température de l'air chaud prélevé au niveau du port de prélèvement amont 30 est par exemple inférieure à 300°C, celle de l'air chaud prélevé au niveau du port de prélèvement aval 31 étant par exemple inférieure à 400°C. De plus, le port de prélèvement amont 30 est par exemple situé au troisième étage 12a du compresseur 12, et le port de prélèvement aval 31 est par exemple situé au quatrième étage 12b du compresseur 12. L'air chaud sous pression, prélevé à partir du compresseur 12 peut être utilisé pour au moins deux types d'alimentation en air de pressurisation, et notamment pour l'alimentation du réservoir de carburant par l'intermédiaire du port de prélèvement amont 30 de l'étage 12a du compresseur 12, et pour une autre alimentation en air chaud telle qu'une alimentation en air de dégivrage et/ou en air de pressurisation de cabine par l'intermédiaire du port de prélèvement aval 31 de l'étage 12b du compresseur 12. Pour ce faire, il est ainsi prévu un tube de prélèvement 32 d'air chaud pressurisé, raccordé au port de prélèvement amont 30, et une chambre pressurisée 33 raccordée au port de prélèvement aval 31, le tube de prélèvement 32 traversant la chambre 33 le long d'une portion de tube 32a. Le tube de prélèvement 32 achemine de l'air de pressurisation pour le réservoir selon la flèche 34. De même, la chambre 33 S 55940 JLJ-P 6 achemine de l'air de pressurisation pour un autre type d'alimentation (dégivrage ou pressurisation de cabine, par exemple) selon la flèche 35, par l'intermédiaire d'un conduit fluidique 36. Néanmoins, un cas de dégradation majeur identifié concernant ce circuit de prélèvement en air chaud pressurisé du compresseur 12 est lié à la rupture du tube de prélèvement 32, ayant pour conséquence de pressuriser le réservoir de carburant avec de l'air trop chaud provenant de l'étage aval 12b du compresseur 12, pouvant engendrer ainsi des risques d'auto-inflammation du carburant. En effet, en référence à la figure 2A qui représente une configuration de régime de fonctionnement nominal du circuit de prélèvement en air chaud du compresseur 12, l'air situé dans la chambre 33 ne se mélange pas avec celui qui provient du port de prélèvement amont 30 et qui est contenu dans le tube de prélèvement 32. L'air chaud sous pression qui traverse le tube de prélèvement 32 n'est donc quasiment pas réchauffé par l'air plus chaud de la chambre 33. En revanche, en référence à la figure 2B qui représente une configuration de dégradation du circuit de prélèvement en air chaud du compresseur 12, le tube de prélèvement 12 est endommagé par rupture au niveau de la portion 32a à proximité de la chambre 33. Dans ce cas, un mélange se produit entre l'air contenu dans la chambre 33et l'air moins chaud qui traverse le tube de prélèvement 32 en provenance du port de prélèvement amont 30 de l'étage amont 12a du compresseur 12. De cette façon, de l'air trop chaud sortant de l'étage aval 12b du compresseur 12 selon la flèche 37 est amené aux réservoirs de carburant par le circuit de prélèvement d'air chaud pressurisé représenté par le chemin fléché P sur la figure 1. Cet air trop chaud engendre des risques d'auto-inflammation du carburant dans les réservoirs. A titre d'exemple, il peut être imposé une température de 232°C à ne pas dépasser concernant l'air chaud envoyé par le circuit de prélèvement à l'entrée du pylône qui relie le turboréacteur à la structure de l'avion. Il existe donc un besoin pour prévoir un système de protection au niveau du circuit de prélèvement en air chaud sous pression du compresseur 12, pour éviter que de l'air trop chaud soit injecté dans les réservoirs de carburant pour leur pressurisation. Il S 55940 JLJ-P 7 existe également un besoin pour parvenir à refroidir cet air chaud sous pression, issu du compresseur 12 du turboréacteur 10, afin d'être approprié à ses diverses utilisations possibles. Diverses solutions ont déjà été élaborées à ce sujet dans l'art antérieur. En particulier, la demande de brevet EP 0 469 825 A2, commentée précédemment, prévoit l'installation d'un échangeur air-air dans la veine du flux secondaire de la turbomachine, en échange thermique avec la canalisation d'air chaud pressurisé prélevé depuis un étage de compresseur. Néanmoins, cette solution n'est pas entièrement satisfaisante. En effet, elle impose la mise en place d'un dispositif lourd et encombrant au niveau de la turbomachine, ayant notamment pour conséquence une augmentation de la consommation en carburant de l'aéronef en vol. De plus, l'installation d'un échangeur air-air dans la veine du flux secondaire entraîne des pertes de poussée aérodynamique de la turbomachine, et nécessite également de prévoir des perçages supplémentaires dans les carters, qui réduisent leur résistance au passage des efforts les traversant. EXPOSÉ DE L'INVENTION Il existe ainsi un besoin pour proposer une autre solution de refroidissement de l'air chaud sous pression prélevé sur une partie d'une turbomachine d'aéronef, par exemple sur un étage d'un compresseur de la turbomachine. Il existe encore un besoin pour permettre de limiter l'augmentation de température dans un réservoir de carburant alimenté en air chaud sous pression par l'intermédiaire d'un tube de prélèvement connecté à un compresseur d'une turbomachine, en cas de rupture de ce tube de prélèvement. Il existe tout particulièrement un besoin pour prévoir un circuit de refroidissement de l'air chaud sous pression prélevé, équipé d'un échangeur de chaleur, dans lequel les pertes de poussée aérodynamique de la turbomachine sont réduites par rapport à une solution prévoyant l'usage d'un échangeur de chaleur situé dans le flux secondaire, et dans lequel l'augmentation du poids et de l'encombrement liés à la mise en place de l'échangeur de chaleur est minimisée. S 55940 JLJ-P 8 L'invention a pour but de remédier au moins partiellement aux besoins mentionnés ci-dessus et aux inconvénients relatifs aux réalisations de l'art antérieur. L'invention a ainsi pour objet, selon l'un de ses aspects, un circuit de refroidissement d'air chaud sous pression pour une turbomachine d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte, pour refroidir l'air chaud sous pression, un échangeur de chaleur air-air formé sur un organe d'obturation amovible d'une ouverture d'accès ménagée dans un capot formant une paroi extérieure d'une nacelle de la turbomachine d'aéronef, l'échangeur de chaleur air-air comportant au moins un canal de circulation de l'air chaud sous pression et comportant en outre une paroi extérieure, ou peau extérieure, configurée pour réaliser un échange thermique entre l'air chaud sous pression circulant dans ledit au moins un canal de circulation et l'air extérieur ambiant circulant le long du capot. Grâce à l'invention, il est possible d'utiliser l'air extérieur ambiant circulant le long du capot de la nacelle de la turbomachine pour refroidir l'air chaud sous pression prélevé sur une partie spécifique de la turbomachine, par exemple sur un étage de compresseur. De plus, l'utilisation d'un échangeur thermique surfacique, formant une paroi extérieure qui constitue une partie de la paroi extérieure de la nacelle de la turbomachine, permet de réduire les pertes de poussée aérodynamique par rapport à un échangeur thermique à ailettes disposé par exemple dans la veine du flux secondaire. En outre, la formation de l'échangeur de chaleur air-air sur un organe d'obturation amovible du capot de la nacelle de la turbomachine peut permettre de minimiser le poids et l'encombrement liés à la mise en place de cet échangeur, en particulier dès lors qu'on modifie un organe d'obturation amovible existant pour le transformer en échangeur, cette opération ne nécessitant pas de créer un nouvel emplacement pour l'organe d'obturation échangeur. Par ailleurs, le fait de ne pas avoir à percer les carters de la turbomachine pour mettre en place l'échangeur de chaleur air-air peut permettre de maintenir la surface acoustique de la turbomachine et de ne pas en réduire la raideur, et donc sa résistance à la déformation sous charge. L'invention peut également permettre d'obtenir un refroidissement suffisant de l'air chaud sous pression pour son utilisation, permettant S 55940 JLJ-P 9 notamment de respecter les contraintes en termes de température pour l'alimentation d'un réservoir de carburant, en particulier en entrée d'un pylône associé à la turbomachine, dans le cas par exemple où l'air chaud sous pression est prélevé depuis un étage de compresseur pour la pressurisation d'un réservoir de carburant. Le circuit de refroidissement d'air chaud sous pression selon l'invention peut en outre comporter l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes prises isolément ou suivant toutes combinaisons techniques possibles. De façon avantageuse, le circuit de refroidissement selon l'invention peut être configuré pour refroidir l'air chaud sous pression de sorte que sa température soit inférieure ou égale à une température maximale admissible pour l'utilisation de cet air chaud sous pression, par exemple pour l'alimentation d'un réservoir de carburant. Le circuit de refroidissement selon l'invention peut être raccordé à un dispositif d'alimentation en air chaud sous pression d'au moins un réservoir de carburant d'un aéronef. Un tel dispositif d'alimentation peut consister en des canalisations, éventuellement munies de vannes, qui se raccordent au circuit de refroidissement au niveau d'un pylône de suspension de la turbomachine sur l'aéronef et aboutissent dans au moins un réservoir de carburant. En variante, le circuit de refroidissement selon l'invention peut être raccordé à un dispositif d'alimentation en air chaud sous pression d'au moins une autre partie de la turbomachine ou de l'aéronef. Le circuit de refroidissement selon l'invention peut en outre comporter un tube de prélèvement d'air chaud sous pression depuis un étage amont d'un compresseur de la turbomachine, notamment un compresseur haute pression. Le tube de prélèvement peut traverser une chambre pressurisée dont la pression est celle d'un étage aval du compresseur, de plus haute pression que l'étage amont du compresseur. Le tube de prélèvement d'air chaud sous pression peut être raccordé à une canalisation d'air chaud sous pression située à l'intérieur d'un bras de servitudes de la turbomachine, reliant le compartiment de coeur au compartiment de soufflante de la turbomachine. S 55940 JLJ-P 10 Le circuit de refroidissement selon l'invention peut également comporter une sur-longueur de canalisation d'air chaud sous pression dans le compartiment de soufflante de la turbomachine, c'est-à-dire un allongement de canalisation entre un point d'entrée où le circuit de refroidissement entre dans le compartiment de soufflante et un point de sortie où le circuit de refroidissement sort du compartiment de soufflante pour alimenter l'aéronef en air sous pression, en comparaison avec la distance minimale entre ces points d'entrée et de sortie, la sur-longueur de canalisation étant raccordée à l'échangeur de chaleur air-air. En particulier, le circuit de refroidissement selon l'invention peut comporter une sur-longueur de canalisation entre son point d'entrée dans le compartiment de soufflante depuis le bras de servitudes et son point de sortie du compartiment de soufflante situé au niveau de la connexion au pylône associé à la turbomachine. Avantageusement, cette sur-longueur peut permettre d'augmenter la surface d'échange thermique entre le circuit de refroidissement selon l'invention et l'air ambiant du compartiment de soufflante. Préférentiellement, l'échangeur de chaleur air-air formé sur l'organe d'obturation peut être dépourvu d'ailettes de refroidissement. De façon générale, il est connu de prévoir des ailettes de refroidissement sur un échangeur de chaleur air-air afin d'augmenter la surface d'échange thermique, ce qui permet également de réduire l'envergure de l'échangeur. Toutefois, dans le cas d'un échangeur de chaleur air-air selon l'invention situé sur la surface extérieure de la nacelle de la turbomachine, on peut avantageusement ne pas avoir à utiliser de telles ailettes de refroidissement. En effet, la vitesse de l'air extérieur ambiant étant plus élevée autour de la nacelle que dans la veine secondaire de la turbomachine et la traînée aérodynamique évoluant proportionnellement au carré de la vitesse d'écoulement de l'air, toute protubérance sur l'échangeur de chaleur génèrerait une traînée aérodynamique pénalisante. L'organe d'obturation peut correspondre avantageusement à une trappe donnant accès au compartiment de soufflante, par exemple pour accéder à des éléments de la turbomachine qui nécessitent des vérifications ou maintenances périodiques. En S 55940 JLJ-P 11 particulier, l'organe d'obturation peut consister en une trappe permettant l'accès à des connecteurs d'un calculateur de la turbomachine. En effet, la trappe d'accès aux connecteurs du calculateur de la turbomachine présente généralement des dimensions suffisantes pour la transformer en un échangeur thermique surfacique efficace. Ainsi, l'invention peut avantageusement permettre d'utiliser une trappe existante de la turbomachine, en la transformant en échangeur thermique surfacique, pour minimiser les modifications à apporter sur la turbomachine afin de refroidir l'air chaud sous pression. L'organe d'obturation peut comporter un orifice d'entrée d'air chaud sous pression et un orifice de sortie d'air chaud sous pression refroidi, notamment formés dans l'épaisseur de l'organe d'obturation, sur lesquels sont destinés à être raccordées des canalisations de circulation d'air chaud sous pression du circuit de refroidissement. L'orifice d'entrée d'air chaud sous pression et/ou l'orifice de sortie d'air chaud sous pression peuvent être raccordés à une pluralité de canaux de circulation internes à l'organe d'obturation, notamment chacun à au moins trois canaux de circulation internes à l'organe d'obturation. Par ailleurs, ledit au moins un canal de circulation peut être formé dans l'épaisseur d'un corps principal de l'organe d'obturation, ledit corps principal comprenant la paroi extérieure configurée pour réaliser un échange thermique avec l'air extérieur. De plus, la paroi extérieure peut délimiter en partie ledit au moins un canal de circulation de l'air chaud sous pression. L'organe d'obturation peut également comporter un couvercle qui délimite en partie ledit au moins un canal de circulation de l'air chaud sous pression. De plus, la paroi extérieure de l'organe d'obturation peut être recouverte au moins en partie par une peinture thermochromique adaptée pour changer de couleur quand sa température dépasse une température prédéterminée comprise entre 40°C et 60°C. L'organe d'obturation peut par ailleurs être articulé sur la paroi extérieure de la nacelle pour permettre l'accès aux connecteurs en le faisant pivoter. De plus, des canalisations d'air chaud sous pression raccordées à l'échangeur de chaleur air-air S 55940 JLJ-P 12 peuvent comporter des parties souples pour permettre le pivotement de l'organe d'obturation tout en maintenant lesdites canalisations raccordées à l'échangeur. En outre, l'invention a également pour objet, selon un autre de ses aspects, une turbomachine d'aéronef, caractérisée en ce qu'elle comporte un circuit de refroidissement d'air chaud sous pression tel que défini précédemment, et en ce que l'organe d'obturation amovible donne accès au compartiment de soufflante de la turbomachine. La turbomachine peut comporter un compresseur, notamment un compresseur haute pression. L'air chaud sous pression peut être prélevé depuis un étage du compresseur. Par ailleurs, l'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, un aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte une turbomachine telle que définie ci-dessus. L'aéronef peut comporter au moins un réservoir de carburant. L'air chaud sous pression peut alimenter ledit au moins un réservoir de carburant pour assurer sa pressurisation. L'aéronef peut également comporter un pylône de liaison de la turbomachine à l'aéronef. Le circuit de refroidissement d'air chaud sous pression peut être configuré pour acheminer l'air chaud sous pression, depuis un étage du compresseur de la turbomachine et en passant par le pylône de liaison, vers au moins un réservoir de carburant de l'aéronef. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'un exemple de mise en oeuvre non limitatif de celle-ci, ainsi qu'a l'examen des figures, schématiques et partielles, du dessin annexé, sur lequel : - la figure 1 illustre, en semi-coupe axiale, un exemple de turboréacteur d'aéronef sur lequel est prévu un prélèvement d'air chaud sous pression depuis un étage de compresseur, - les figures 2A et 2B sont des vues agrandies et partielles du turboréacteur de la figure 1 au niveau du compresseur, respectivement lorsque le circuit de prélèvement S 55940 JLJ-P 13 d'air chaud sous pression est en fonctionnement nominal et en cas de dégradation de ce circuit, - la figure 3A représente, selon une vue partielle en perspective, un exemple de turbomachine d'aéronef comportant un organe d'obturation amovible dans un circuit de refroidissement d'air chaud sous pression conforme à l'invention, - la figure 3B représente, selon une vue partielle en perspective axiale, la turbomachine de la figure 3A sans la présence du capot de la nacelle, - la figure 3C représente la turbomachine de la figure 3B après rotation d'un quart de tour autour de l'axe de rotation de la turbomachine, - la figure 4A représente, selon une vue du dessous en perspective, l'organe d'obturation du circuit de refroidissement d'air chaud sous pression de la turbomachine d'aéronef de la figure 3A, - la figure 4B représente, selon une vue du dessus en perspective, l'organe d'obturation de la figure 4A, - la figure 4C est une vue en coupe et en perspective selon le plan de coupe C-C de la figure 4B, - la figure 5A représente schématiquement une vue en coupe d'un autre exemple d'échangeur de chaleur air-air formé avec un organe d'obturation, - la figure 5B représente schématiquement une vue en coupe selon le plan de coupe B-B de la figure 5A, - la figure 6A représente encore schématiquement une vue en coupe d'un autre exemple d'échangeur de chaleur air-air formé avec un organe d'obturation, et - la figure 6B représente schématiquement une vue en coupe selon le plan de coupe B-B de la figure 6A. Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. De plus, les différentes parties représentées sur les figures ne le sont pas nécessairement selon une échelle uniforme, pour rendre les figures plus lisibles. S 55940 JLJ-P 14 EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PARTICULIER Dans toute la description, il est noté que les termes amont et aval sont à considérer par rapport à une direction principale F d'écoulement normal des gaz (de l'amont vers l'aval) pour une turbomachine 10. Par ailleurs, on appelle axe T de la turbomachine 10, l'axe de symétrie radiale de la turbomachine 10. La direction axiale de la turbomachine 10 correspond à l'axe de rotation des turbines, qui est aussi la direction de l'axe T de la turbomachine 10. Une direction radiale de la turbomachine 10 est une direction perpendiculaire à l'axe T de la turbomachine 10. En outre, sauf précision contraire, les adjectifs et adverbes axial, radial, axialement et radialement sont utilisés en référence aux directions axiale et radiale précitées. De plus, sauf précision contraire, les termes intérieur et extérieur sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure d'un élément est plus proche de l'axe T de la turbomachine 10 que la partie extérieure du même élément. Les figures 1, 2A et 2B ont déjà été décrites précédemment dans la partie relative au contexte technique de l'invention. En référence aux figures 3A à 4C, on a représenté un exemple de réalisation d'une turbomachine 10 d'aéronef comportant un circuit 1 de refroidissement d'air chaud sous pression conforme à l'invention. La turbomachine 10 d'aéronef peut par exemple être telle que celle décrite précédemment en référence à la figure 1, de sorte que les éléments décrits en référence à la figure 1 ne sont pas repris dans la présente description détaillée. Toutefois, la turbomachine 10 pourrait être de tout type, et notamment correspondre à un turboréacteur double corps et double flux. Par ailleurs, dans l'exemple de réalisation décrit ci-après, on considère que l'air chaud sous pression qui circule dans le circuit 1 de refroidissement selon l'invention est destiné à alimenter au moins un réservoir de carburant de l'aéronef, afin de le pressuriser et d'éviter ainsi des risques d'auto-inflammation du carburant. De plus, on considère que le circuit 1 de refroidissement comporte un tube de prélèvement 32 d'air chaud sous pression depuis un étage amont 12a d'un compresseur S 55940 JLJ-P 15 12, notamment un compresseur haute pression, de la turbomachine 10, comme il a été décrit précédemment en référence à la figure 1. Le tube de prélèvement 32 traverse une chambre pressurisée 33 dont la pression est celle d'un étage aval 12b du compresseur 12 de plus haute pression que l'étage amont 12a du compresseur 12. Aussi, le refroidissement de l'air chaud sous pression circulant dans le circuit 1 de refroidissement peut notamment avoir pour objectif de pallier à un cas de panne résultant d'une rupture de ce tube de prélèvement 32. Bien entendu, ces choix ne sont nullement limitatifs. En particulier, le circuit 1 de refroidissement pourrait permettre la circulation d'air chaud sous pression prélevé sur une autre partie de la turbomachine 10, et pourrait également permettre d'alimenter une autre partie de la turbomachine 10 qu'un réservoir de carburant, et par exemple servir pour des opérations de dégivrage des ailes, ou encore pour des besoins de climatisation, par exemple de la cabine de l'aéronef durant une phase d'ascension. Par ailleurs, comme pour l'exemple de la figure 1, le tube de prélèvement 32 d'air chaud sous pression du circuit 1 de refroidissement selon l'invention peut être raccordé à une canalisation d'air chaud sous pression située à l'intérieur d'un bras de servitudes 23 de la turbomachine 10, représenté notamment sur les figures 3B et 3C. Un tel bras de servitudes 23 permet de relier le compartiment de coeur ZC de la turbomachine 10 au compartiment de soufflante ZF. Sur la figure 3A, on a représenté, selon une vue partielle en perspective, l'exemple d'une turbomachine 10 d'aéronef comportant un organe d'obturation amovible 3 dans le circuit 1 de refroidissement de l'air chaud sous pression conforme à l'invention. La turbomachine 10 est globalement de révolution autour d'un axe de rotation T, et comporte une nacelle 15 pourvue d'un capot 5 formant une paroi extérieure 15a de la nacelle 15. De plus, une ouverture d'accès 4 est ménagée dans le capot 5, laquelle peut être obturée par l'organe d'obturation 3 amovible transformé en échangeur thermique surfacique. S 55940 JLJ-P 16 La figure 3B représente, selon une vue partielle en perspective axiale, la turbomachine 10 de la figure 3A, le capot 5 de la nacelle 15 n'ayant toutefois pas été représenté sur cette figure 3B de façon à pouvoir visualiser le circuit 1 de refroidissement conforme à l'invention. La figure 3C représente la turbomachine 10 de la figure 3B après rotation d'un quart de tour autour de l'axe de rotation T de la turbomachine 10, selon le sens horaire de rotation en regardant vers l'aval de la turbomachine. Cette figure 3C représente également le pylône 8 de l'aéronef sur lequel la turbomachine est suspendue. Le pylône comprend un circuit d'un dispositif d'alimentation en air de l'aéronef (non représenté), auquel est connecté le circuit 1 de refroidissement conforme à l'invention au niveau d'un point de connexion 8a. Ainsi, comme on peut le voir sur les figures 3B et 3C, le circuit 1 de refroidissement d'air chaud sous pression conforme à l'invention comporte avantageusement, pour refroidir l'air chaud sous pression, un échangeur de chaleur air- air 2, détaillé par la suite en référence aux figures 4B-4C, qui est formé sur l'organe d'obturation 3 amovible de l'ouverture d'accès 4 ménagée dans le capot 5 de la nacelle 15. De plus, comme il sera plus explicité en référence aux figures 4A-4C, l'organe d'obturation 3 présente un corps principal, par exemple monobloc, qui comporte dans son épaisseur E au moins un canal de circulation 6a-6f de l'air chaud sous pression. En outre, l'organe d'obturation 3 comprend une paroi extérieure 7 configurée pour réaliser un échange thermique entre l'air chaud sous pression circulant dans le canal de circulation 6a-6f et l'air extérieur ambiant circulant le long du capot 5 de la nacelle 15. La configuration de la paroi extérieure 7 pour réaliser un échange thermique satisfaisant implique d'une part que le matériau de la paroi 7 possède une bonne conductivité thermique, et d'autre part que l'épaisseur de paroi entre chaque canal de circulation et la surface extérieure de la paroi soit suffisamment faible pour ne pas compromettre l'échange thermique. Bien entendu, il faut en outre que la surface extérieure de la paroi extérieure 7 soit léchée par l'air extérieur pendant le vol. De cette façon, l'air extérieur ambiant à la nacelle 15 de la turbomachine 10 constitue la source froide la plus froide de l'environnement de la turbomachine 10, car S 55940 JLJ-P 17 cet air ne subit pas de compression. Ainsi, pendant une phase de vol en altitude notamment, le capot 5 de la nacelle 15 est léché par de l'air extérieur très froid, d'une température par exemple d'environ -50°C, de sorte que la surface extérieure 7 de l'organe d'obturation 3 est refroidie par l'air extérieur ambiant et, par effet de conduction thermique, l'air chaud sous pression circulant dans le ou les canaux de circulation 6a-6f, situés sous la surface extérieure 7 de l'organe d'obturation 3, est refroidi de façon importante. Le circuit 1 de refroidissement est dimensionné par exemple de telle façon que dans une situation où ce circuit est mis accidentellement en communication avec la chambre 33 à cause d'une rupture du tube de prélèvement 32, le refroidissement est suffisant pour qu'au moins lorsque l'avion est en vol, l'air sous pression envoyé au dispositif d'alimentation en air de l'aéronef ne dépasse pas une température critique prédéterminée. L'air extérieur ambiant étant d'une température très faible pendant le vol en altitude, il est possible de prévoir une surface d'échange relativement réduite pour l'échangeur de chaleur air-air 2 formé sur l'organe d'obturation 3. Aussi, de façon avantageuse, l'échangeur de chaleur air-air 2 peut être dépourvu d'ailettes de refroidissement. En effet, l'utilisation de l'air extérieur ambiant à une température très faible et le fait que la présence de protubérances sur l'organe d'obturation 3 pourrait générer une traînée aérodynamique trop importante, concourent dans le sens de ne pas faire usage de telles ailettes de refroidissement. Par ailleurs, de façon avantageuse, l'invention peut permettre de prévoir l'échangeur de chaleur air-air 2 sur un organe d'obturation 3 correspondant à une trappe existante de la nacelle 15 de la turbomachine 10, de sorte à minimiser les modifications en termes de poids et d'encombrement lors de la mise en oeuvre de l'invention. En particulier, l'organe d'obturation 3 peut correspondre à la trappe d'accès aux connecteurs du calculateur de la turbomachine 10. Ainsi, l'invention peut être mise en oeuvre sur une turbomachine 10 par modification d'une telle trappe d'accès aux connecteurs du calculateur, notamment de son épaisseur, afin de pouvoir intégrer un échangeur de chaleur air-air 2 comportant en particulier une pluralité de canaux de circulation 6a-6f dans l'épaisseur de la plaque pour faire circuler l'air chaud sous pression. S 55940 JLJ-P 18 Par ailleurs, comme il est représenté sur les figures 3B et 3C, le circuit 1 de refroidissement d'air chaud sous pression selon l'invention s'étend dans le compartiment de soufflante ZF depuis la sortie du bras de servitudes 23 jusqu'au point de connexion 8a au niveau du pylône 8 de liaison entre la turbomachine 10 et l'aéronef. De façon avantageuse, comme il est schématisé par la ligne pointillée S sur les figures 3B et 3C, le circuit 1 de refroidissement selon l'invention comporte une sur-longueur de canalisation S d'air chaud sous pression dans le compartiment de soufflante ZF de la turbomachine 10, c'est-à-dire un allongement de canalisation entre le point d'entrée du circuit 1 de refroidissement dans le compartiment de soufflante ZF au niveau du bras de servitudes 23 et le point de sortie du circuit 1 de refroidissement du compartiment de soufflante ZF au niveau du point de connexion 8a, en comparaison avec la distance minimale qui existe entre le point d'entrée et le point de connexion 8a. Cette sur-longueur S permet ainsi d'augmenter la surface d'échange thermique entre le circuit 1 de refroidissement selon l'invention et l'air ambiant du compartiment de soufflante ZF. De plus, l'organe d'obturation 3, pourvu de l'échangeur de chaleur air-air 2, étant situé de façon éloignée sur la turbomachine 10 par rapport au point d'entrée sur le bras de servitudes 23 du circuit 1 de refroidissement selon l'invention, et de plus positionné sur la turbomachine 10 de façon quasiment diamétralement opposée au point de connexion 8a du pylône 8 (comme on peut le voir sur la figure 3C), la mise en place de la sur-longueur S de canalisation du circuit 1 de refroidissement est facilitée. La sur-longueur S présente ainsi une longueur conséquente contribuant d'autant plus au refroidissement de l'air chaud sous pression. On va maintenant décrire plus en détails l'organe d'obturation 3 pourvu de l'échangeur de chaleur air-air 2 en référence aux figures 4A à 4C, selon un premier exemple de réalisation conforme à l'invention. En particulier, la figure 4A représente, selon une vue de dessus en perspective, l'organe d'obturation 3 du circuit 1 de refroidissement d'air chaud sous pression de la turbomachine 10 des figures 3A, 3B et 3C. S 55940 JLJ-P 19 La figure 4B représente, selon une vue de dessus en perspective, l'organe d'obturation 3 de la figure 4A, et la figure 4C est une vue en coupe et en perspective selon C-C de la figure 4B. L'organe d'obturation 3 pourvu de l'échangeur de chaleur air-air 2 du circuit 1 de refroidissement selon l'invention peut plus particulièrement être obtenu par modification d'une trappe existante de la turbomachine 10, et notamment de la trappe d'accès aux connecteurs du calculateur de la turbomachine 10, de façon à pouvoir la transformer en échangeur thermique surfacique. Ainsi, comme on peut le voir sur les figures 4A, 4B et 4C, l'organe d'obturation 3 comporte dans son épaisseur E une pluralité de canaux de circulation 6a-6f de l'air chaud sous pression, notamment six canaux de circulation 6a-6f de l'air chaud sous pression, et également une surface extérieure 7 qui est configurée pour réaliser un échange thermique entre l'air chaud sous pression qui circule dans les six canaux de circulation 6a-6f et l'air extérieur ambiant à la nacelle 15 qui circule le long du capot 5 de cette nacelle 15. Par ailleurs, comme on peut le voir sur la figure 4A, l'organe d'obturation 3 comporte un orifice d'entrée 9a d'air chaud sous pression et un orifice de sortie 9b d'air chaud sous pression, qui sont formés dans l'épaisseur E de l'organe d'obturation 3, sur lesquels sont destinées à être raccordées des canalisations de circulation d'air chaud sous pression du circuit 1 de refroidissement. Comme on peut le voir sur la figure 4C, l'orifice d'entrée 9a d'air chaud sous pression et l'orifice de sortie 9b d'air chaud sous pression sont respectivement raccordés à trois premiers canaux 6a-6c et à trois derniers canaux 6d-6fdes six canaux de circulation 6a-6f susmentionnés, qui communiquent entre eux au niveau d'une extrémité de l'organe d'obturation 3 opposée à l'extrémité sur laquelle sont disposés les orifices d'entrée 9a et de sortie 9b. De cette façon, on optimise l'échange thermique entre l'air chaud sous pression circulant dans l'échangeur de chaleur air-air 2 et l'air extérieur ambiant à la nacelle 15. On a par ailleurs représenté en coupe, respectivement en référence aux figures 5A-5B et aux figures 6A-6B, deux autres exemples de réalisation d'un échangeur S 55940 JLJ-P 20 de chaleur air-air 2 d'un circuit 1 de refroidissement d'air chaud sous pression conforme à l'invention. Comme expliqué précédemment, l'échangeur de chaleur air-air 2 est formé sur un organe d'obturation 3 amovible d'une ouverture d'accès 4 ménagée dans un capot 5 formant une paroi extérieure 15a d'une nacelle 15 d'une turbomachine 10 d'aéronef. L'organe d'obturation 3 se présente tout particulièrement sous la forme d'une trappe d'accès 3. Plus précisément, la figure 5A représente schématiquement une vue en coupe d'un deuxième exemple d'échangeur de chaleur air-air 2, et la figure 5B est une vue en coupe selon le plan de coupe B-B de la figure 5A. Dans cet exemple, la trappe d'accès 3 comporte un corps principal 3a et un couvercle 3b, lesquels sont maintenus ensemble par des moyens de solidarisation 24b, par exemple constitués par des vis, des rivets ou encore par une soudure, entre autres. De plus, le corps principal 3a et le couvercle intérieur 3b de de la trappe 3 sont fixés solidairement à la nacelle 15 de la turbomachine 10 d'aéronef par le biais de moyens de fixation 24a, par exemple sous forme de vis de fixation. Le corps principal 3a de la trappe d'accès 3 comporte par ailleurs la paroi extérieure 7, configurée pour réaliser un échange thermique entre l'air chaud sous pression et l'air extérieur ambiant circulant le long du capot 5 de la nacelle 15. La trappe d'accès 3 comporte encore un ensemble 3c de plaques d'échange thermique permettant de former six canaux de circulation 6a-6f pour permettre la circulation de l'air chaud sous pression. En particulier, l'échangeur de chaleur air-air 2 comporte un orifice d'entrée 9a d'air chaud sous pression, raccordé aux trois premiers canaux 6a-6c de circulation, et un orifice de sortie 9b d'air chaud sous pression, raccordé aux trois derniers canaux 6d-6f de circulation. Les six canaux 6a-6f de circulation communiquent entre eux au niveau d'une extrémité de la trappe d'accès 3 opposée à l'extrémité sur laquelle sont disposés les orifices d'entrée 9a et de sortie 9b. Les six canaux de circulation 6a-6f sont de plus formés dans l'épaisseur E du corps principal 3a de la trappe d'accès 3. Le couvercle 3b délimite en partie chaque canal de circulation 6a-6f. En outre, comme on peut le voir sur la figure 5A, l'ensemble 3c de plaques d'échange thermique comporte des premières plaques 25a de hauteur réduite, formant S 55940 JLJ-P 21 des ailettes, qui s'étendent depuis la paroi extérieure 7 sans atteindre le couvercle intérieur 3b de la trappe d'accès 3, et des deuxièmes plaques 25b de plus grande hauteur, qui s'étendent depuis la paroi extérieure 7 jusqu'à affleurer la surface interne du couvercle intérieur 3b de la trappe d'accès 3. Une deuxième plaque 25b centrale peut constituer un renfort du corps principal 3a sur lequel le couvercle intérieur 3b vient se fixer, afin par exemple d'éviter une déformation du couvercle 3b sous l'effet de la pression de l'air dans l'échangeur de chaleur air-air 2. L'ensemble 3c de plaques d'échange thermique 25a et 25b est en contact avec la paroi extérieure 7, ce qui améliore l'échange thermique entre l'air chaud dans l'échangeur de chaleur air-air 2 et la paroi extérieure 7 refroidie par l'air extérieur. En particulier, les premières plaques 25a et les deuxièmes plaques 25b de l'ensemble 3c de plaques d'échange thermique sont disposées de façon alternée les unes par rapport aux autres le long de la paroi extérieure 7 du corps principal 3a de la trappe 3, une première plaque 25a étant située à l'intérieur de chaque canal de circulation 6a-6f. Par ailleurs, bien que cela ne soit pas visible sur la figure 5A par souci de simplicité, il est à noter que la trappe d'accès 3 présente une forme sensiblement arquée, de façon semblable à celle de la trappe 3 représentée sur la figure 3A et décrite précédemment. De cette façon, les premières plaques 25a et les deuxièmes plaques 25b présentent également chacune une forme sensiblement arquée sur sa longueur, et est chacune fixée à la paroi extérieure 7, par exemple par soudage, de façon à présenter un bord en contact continu avec la paroi extérieure 7. On a en outre représenté sur la figure 6A, schématiquement en coupe, un troisième exemple d'échangeur de chaleur air-air 2. La figure 6B représente quant à elle une vue selon le plan de coupe B-B de la figure 6A. Dans ce troisième exemple, les éléments communs à ceux décrits précédemment pour le deuxième exemple en référence aux figures 5A et 5B ne sont pas repris, sauf mention contraire. Ainsi, ce troisième exemple diffère du deuxième exemple par le fait que l'ensemble 3c de plaques d'échange thermique est réalisé de façon différente. S 55940 JLJ-P 22 En effet, selon le troisième exemple des figures 6A et 6B, l'ensemble 3c de plaques d'échange thermique comporte des premières plaques 25a centrales fixées à la paroi extérieure 7 ainsi qu'a un renfort central 26 du corps principal 3a de la trappe d'accès 3, et des deuxièmes plaques 25b latérales fixées uniquement à la paroi extérieure 7 et affleurantes à des parois latérales opposées du couvercle intérieur 3b. Comme on peut le voir sur la figure 6B, les premières plaques 25a et les deuxièmes plaques 25b sont rectangulaires et réparties les unes par rapport aux autres de façon décalée, de façon à créer un chemin sinueux pour le passage de l'air dans l'échangeur de chaleur. De cette façon, l'ensemble 3c de plaques d'échange thermique permet de former un canal unique 6 de circulation de l'air chaud sous pression dans l'épaisseur E du corps principal 3a de la trappe d'accès 3, qui s'étend depuis l'orifice d'entrée 9a vers l'orifice de sortie 9b de l'échangeur de chaleur air-air 2. Le couvercle 3b délimite en partie le canal de circulation 6. Dans l'un ou l'autre des exemples de réalisation décrits ci-dessus, en alternative à la fixation de l'ensemble 3c de plaques d'échange thermique sur la paroi extérieure 7, l'ensemble 3c peut être formé d'un seul bloc avec la paroi extérieure 7, par exemple par fonderie d'un matériau métallique dans un moule. Avantageusement, dans tout ou partie des exemples de réalisation précédemment décrits, le côté extérieur de la paroi extérieure 7 de l'organe d'obturation 3 est recouvert au moins en partie par une peinture thermochromique adaptée pour changer de couleur quand sa température dépasse une température prédéterminée comprise entre 40°C et 60°C. Ainsi, lors de la maintenance au sol et en particulier peu après un atterrissage de l'avion, si l'échangeur de chaleur air-air 2 reste chaud au point de risquer de brûler un opérateur qui le toucherait, l'opérateur est visuellement averti du risque de brulure. Dans le cas où l'organe d'obturation 3 correspond à la trappe d'accès aux connecteurs du calculateur de la turbomachine 10, il est possible de maintenir un accès à ces connecteurs en démontant l'organe d'obturation 3, pourvu de l'échangeur air-air 2, par l'ouverture du capot inférieur et la déconnexion des canalisations du circuit 1 de refroidissement arrivant sur les orifices d'entrée 9a et de sortie 9b, puis le démontage de S 55940 JLJ-P 23 l'organe d'obturation 3 situé sur le capot supérieur grâce à l'enlèvement des vis de fixation de l'organe d'obturation 3 au capot supérieur. En vue de ne pas pénaliser le temps d'accès aux connecteurs disposés sous la trappe 3, il est possible d'éviter de devoir déconnecter les canalisations du circuit 1 de refroidissement arrivant sur les orifices d'entrée 9a et de sortie 9b. Pour ceci, la trappe 3 peut être prévue articulée sur la paroi extérieure 15a de la nacelle 15, par exemple sur le capot supérieur, pour permettre l'accès aux connecteurs en faisant pivoter la trappe 3 de façon à l'ouvrir comme une porte. Les canalisations d'air chaud sous pression du circuit 1 raccordées aux orifices d'entrée 9a et de sortie 9b de l'échangeur de chaleur air-air 2 comportent alors préférablement des parties souples ayant des longueurs adaptées pour permettre le pivotement de la trappe 3 tout en maintenant les canalisations raccordées à l'échangeur. Par « parties souples », on entend généralement des canalisations flexibles, mais également par exemple des tubes télescopiques joignant des soufflets ou des articulations à passages d'air, si on souhaite une alternative à des canalisations flexibles. Par ailleurs, lorsque l'avion est sur la piste en manoeuvre ou à l'arrêt avec les moteurs en fonctionnement, il n'y a pas de circulation d'air autour de la nacelle hormis celle du vent naturel. Le transfert d'énergie thermique est donc moindre et pourrait être insuffisant. Cependant, étant donné que l'échangeur n'est vraiment utile qu'en cas de panne impliquant un air trop chaud arrivant dans le circuit 1 de refroidissement d'air chaud sous pression, les risques sont très limités compte-tenu du temps réduit de l'avion à l'arrêt au sol avec les moteurs en fonctionnement. De surcroit, les moteurs sont au ralenti avec des niveaux de température moins critiques voire acceptables, même en cas de panne. De plus, il n'est pas forcément nécessaire d'envoyer de la pression dans les réservoirs avant le décollage où les réservoirs sont pleins, ou après l'atterrissage où le carburant n'est plus nécessaire pour alimenter les moteurs. L'adjonction d'une vanne de coupure du circuit de refroidissement, adaptée pour se fermer à l'arrêt de l'avion, peut suffire à résoudre ce problème. Il est même envisageable d'effectuer le prélèvement d'air chaud pour la pressurisation des réservoirs directement dans la chambre pressurisée 33, en référence à la figure 2A, c'est-à-dire sans aller chercher l'air dans un étage de compresseur par S 55940 JLJ-P 24 l'intermédiaire d'un tube de prélèvement traversant la chambre. L'air chaud pourrait être prélevé directement dans la chambre 33 au niveau d'un conduit de prélèvement tel que le conduit fluidique 36 schématisé sur la figure 2A, ce qui permettrait de se passer du tube de prélèvement 32. Il est entendu que la pressurisation des réservoirs n'est qu'une des applications possibles d'un circuit de refroidissement d'air chaud sous pression selon l'invention. Ainsi, comme il résulte de ce qui précède, l'invention prévoit de façon générale de refroidir efficacement de l'air chaud sous pression prélevé dans une turbomachine, par exemple depuis un étage de compresseur d'une turbomachine, par l'utilisation d'un échangeur thermique surfacique situé sur la surface externe de la nacelle de la turbomachine, cet échangeur étant avantageusement formé sur une trappe d'accès existante de la nacelle pour minimiser les modifications apportées à la turbomachine lors de la mise en place de la solution selon l'invention. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à l'exemple de réalisation qui vient d'être décrit. Diverses modifications peuvent y être apportées par l'homme du métier. L'expression « comportant un » doit être comprise comme étant synonyme de « comportant au moins un », sauf si le contraire est spécifié. REVENDICATIONS1. Circuit (1) de refroidissement d'air chaud sous pression pour une turbomachine (10) d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte, pour refroidir l'air chaud sous pression, un échangeur de chaleur air-air (2) formé sur un organe d'obturation (3) amovible d'une ouverture d'accès (4) ménagée dans un capot (5) formant une paroi extérieure (15a) d'une nacelle (15) de la turbomachine (10) d'aéronef, l'échangeur de chaleur air-air (2) comportant au moins un canal de circulation (6, 6a-6f) de l'air chaud sous pression et comportant en outre une paroi extérieure (7) configurée pour réaliser un échange thermique entre l'air chaud sous pression circulant dans ledit au moins un canal de circulation (6, 6a-6f) et l'air extérieur ambiant circulant le long du capot (5). 2. Circuit selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est raccordé à un dispositif d'alimentation en air chaud sous pression d'au moins un réservoir de carburant d'un aéronef. 3. Circuit selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comporte un tube de prélèvement (32) d'air chaud sous pression depuis un étage amont (12a) d'un compresseur (12) de la turbomachine (10), notamment un compresseur haute pression, le tube de prélèvement (32) traversant une chambre pressurisée (33) dont la pression est celle d'un étage aval (12b) du compresseur (12), de plus haute pression que l'étage amont (12a) du compresseur (12). 4. Circuit selon la revendication 3, caractérisé en ce que le tube de prélèvement (32) d'air chaud sous pression est raccordé à une canalisation d'air chaud sous pression située à l'intérieur d'un bras de servitudes (23) de la turbomachine (10), reliant le compartiment de coeur (ZC) au compartiment de soufflante (ZF) de la turbomachine (10).S 55940 JLJ-P 26 5. Circuit selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte une sur-longueur de canalisation (S) d'air chaud sous pression dans le compartiment de soufflante (ZF) de la turbomachine (10), c'est-à-dire un allongement de canalisation entre un point d'entrée où le circuit de refroidissement entre dans le compartiment de soufflante (ZF) et un point de sortie où le circuit de refroidissement sort du compartiment de soufflante (ZF) pour alimenter l'aéronef en air sous pression, en comparaison avec la distance minimale entre ces points d'entrée et de sortie, ladite sur-longueur de canalisation (S) étant raccordée à l'échangeur de chaleur air-air (2). 6. Circuit selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'organe d'obturation (3) consiste en une trappe permettant l'accès à des connecteurs d'un calculateur de la turbomachine (10). 7. Circuit selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit au moins un canal de circulation (6, 6a-6f) est formé dans l'épaisseur (E) d'un corps principal (3, 3a) de l'organe d'obturation (3), ledit corps principal (3, 3a) comprenant ladite paroi extérieure (7) configurée pour réaliser un échange thermique avec l'air extérieur, ladite paroi extérieure (7) délimitant en partie ledit au moins un canal de circulation (6, 6a-6f) de l'air chaud sous pression. 8. Circuit selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'organe d'obturation (3) comporte un couvercle (3b) qui délimite en partie ledit au moins un canal de circulation (6, 6a-6f) de l'air chaud sous pression. 9. Circuit selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite paroi extérieure (7) de l'organe d'obturation (3) est recouverte au moins en partie par une peinture thermochromique adaptée pour changer de couleur quand sa température dépasse une température prédéterminée comprise entre 40°C et 60°C.S 55940 JLJ-P 27 10. Circuit selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'organe d'obturation (3) est articulé sur la paroi extérieure (15a) de la nacelle (15) pour permettre l'accès aux connecteurs en le faisant pivoter, et en ce que des canalisations d'air chaud sous pression raccordées à l'échangeur de chaleur air-air (2) comportent des parties souples pour permettre le pivotement de l'organe d'obturation (3) tout en maintenant lesdites canalisations raccordées à l'échangeur (2). 11. Turbomachine (10) d'aéronef, caractérisée en ce qu'elle comporte un circuit (1) de refroidissement d'air chaud sous pression selon l'une quelconque des revendications précédentes, et en ce que l'organe d'obturation (3) amovible donne accès au compartiment de soufflante (ZF) de la turbomachine (10). 12. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte une turbomachine (10) selon la revendication 11, et en ce qu'il comporte en outre au moins un réservoir de carburant, l'air chaud sous pression alimentant ledit au moins un réservoir de carburant pour assurer sa pressurisation.