FR 3039134 A1 20170127 FR 1556949 A 20150722 1 Aéronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante à l'arrière du fuselage Domaine de l'invention La présente invention concerne le domaine aéronautique dans lequel les aéronefs sont propulsés par un ensemble de rotors de soufflantes disposés à l'arrière dans le prolongement du fuselage. Les rotors de soufflantes sont entraînés par des turbines libres, contrarotatives, alimentées par des générateurs de gaz formés de turboréacteurs. Etat de la technique Il a été proposé dans la demande de brevet FR-A1-2 997 681, une nouvelle architecture d'aéronef permettant de réduire les nuisances sonores et la consommation de carburant de l'aéronef en limitant la traînée aérodynamique. Dans une telle architecture, un aéronef est propulsé par un système de propulsion à soufflantes contrarotatives, intégré à l'arrière du fuselage de l'aéronef, dans le prolongement de celui-ci. Le système de propulsion 20 comprend deux générateurs de gaz qui alimentent une turbine de puissance ayant deux rotors contrarotatifs pour entraîner deux rotors de soufflantes, les soufflantes étant disposées en aval des générateurs de gaz. Les générateurs de gaz sont des moteurs à turbine a gaz incorporés au fuselage avec des entrées d'air distinctes qui alimentent chacune un générateur de gaz. Le 25 diamètre de la nacelle enveloppant les rotors de soufflantes est, selon cette réalisation, sensiblement égal à celui de la plus grande section du fuselage de l'aéronef. La turbine de puissance est également logée dans cette nacelle. La présente invention a pour objet de fournir une solution adaptée au type d'architecture d'aéronef et de propulseur qui vient d'être décrit pour que 30 l'ensemble fonctionne de manière optimale indépendamment des différentes conditions de vol. 3039134 2 L'ensemble générateur de gaz qu'il soit formé d'un seul moteur à turbine à gaz ou deux ou même plus de deux moteurs à turbine à gaz présente un problème de refroidissement des équipements auxiliaires associés à son fonctionnement. Ceux-ci sont généralement disposés à proximité du moteur et 5 sont eux-mêmes des sources de chaleur qu'il convient d'évacuer. Dans la mesure où, en étant à l'intérieur du fuselage, ils se retrouvent relativement éloignés de la paroi de ce dernier, ils ont besoin d'un circuit de refroidissement adapté au contraire d'un turboréacteur multi-flux monté conventionnellement sur le fuselage ou sous les ailes dont les surfaces 10 d'échange thermique destinées au refroidissement sont proches des parois extérieures et aisément accessibles. Par ailleurs, les équipements auxiliaires modernes sont de préférence électriques en raison d'une demande accrue d'énergie électrique sur les aéronefs. Par exemple, les démarreurs qui étaient jusqu'à présent 15 pneumatiques généralement sont devenus électriques avec la mise en oeuvre de machines électriques susceptibles de fonctionner en tant que moteurs ou générateurs selon les besoins. L'emploi de machines électriques entraîne un besoin en refroidissement accru. Il se pose ainsi le problème d'une adaptation des circuits de 20 refroidissement des équipements auxiliaires d'un générateur dans une architecture à propulseur arrière. L'invention a pour objectif de pallier ce problème. Exposé de l'invention 25 L'invention porte sur un aéronef comportant un fuselage et un propulseur aval par rapport au fuselage, le propulseur comprenant au moins un rotor de soufflante, une nacelle carénant la soufflante, la soufflante étant entraînée en rotation par l'énergie fournie par au moins un générateur de gaz à turbine à 30 gaz logé dans le fuselage, ledit générateur de gaz comprenant des 3039134 3 équipements auxiliaires refroidis par un circuit de refroidissement, un moyen de fixation de la nacelle reliant le fuselage à la nacelle. Conformément à l'invention, l'aéronef est caractérisé par le fait que ledit circuit de refroidissement comprend au moins un échangeur de chaleur avec 5 l'air ambiant logé dans ledit moyen de liaison et/ou dans ladite nacelle. Ainsi, grâce à l'invention, il est possible de refroidir efficacement et de répondre à une demande d'évacuation d'énergie thermique importante en profitant des surfaces d'échange aménagées dans des zones qui par leur emplacement sur l'aéronef sont soumises à des conditions de givrage 10 pendant les opérations de vol. Conformément à une autre caractéristique, le circuit de refroidissement comprend un échangeur de chaleur avec l'air ambiant logé dans l'empennage de l'aéronef. La proximité de l'empennage en raison du placement arrière du ou des générateurs de gaz autorise cet agencement avantageux. 15 Conformément à une autre caractéristique, la nacelle comprenant un bord d'attaque distant radialement du fuselage, ledit moyen de liaison dans lequel est logé un échangeur de chaleur comprend un bras avec au moins une portion de surface disposée en amont, par rapport au sens de l'écoulement de l'air, du bord d'attaque de la nacelle. Plus particulièrement, le fuselage comportant une partie en amont de la nacelle dont le diamètre décroît jusqu'au droit du bord d'attaque de la nacelle, ledit moyen de liaison, dans lequel est logé un échangeur de chaleur, est attaché au fuselage au moins en partie dans cette partie du fuselage de diamètre décroissant. De préférence, le circuit comprend un échangeur de chaleur agencé au moins en partie dans ladite portion de surface du bras en amont du bord d'attaque de la nacelle. Conformément à un mode de réalisation avantageux, l'échangeur de chaleur comprend un ensemble de lamelles, s'étendant chacune dans l'air ambiant. 3039134 4 Plus précisément, l'aéronef comprend un profil aérodynamique distant dudit moyen de liaison, de la nacelle ou de l'empennage et relié thermiquement à l'ensemble de lamelles. Le moteur à turbine à gaz comprend au moins l'un des équipements 5 auxiliaires suivants : générateur électrique entraîné par le générateur de gaz, pompe à carburant, pompe de lubrification, calculateur électronique de régulation. Conformément à un mode de réalisation, l'aéronef comprend une turbine de puissance à l'intérieur d'une veine de flux primaire, ladite soufflante est à 10 l'intérieur d'une veine de flux secondaire et entraînée mécaniquement par la turbine de puissance, la veine de flux primaire de la turbine de puissance et la veine de flux secondaire de la soufflante sont concentriques, et la turbine de puissance est alimentée en gaz issus dudit générateur de gaz à turbine à gaz, Selon le mode de réalisation préféré, l'aéronef présente en plus au moins 15 l'une des caractéristiques suivantes : Il comprend deux générateurs de gaz à turbine à gaz alimentant la turbine de puissance via un mélange de leurs flux de sortie. Notamment chacun parmi le ou les générateurs est un turboréacteur mono-flux. Le propulseur de l'aéronef comprend une turbine de puissance formée de 20 deux rotors contrarotatifs, chacun entraînant un rotor de soufflante. Présentation des figures L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la 25 description explicative détaillée qui va suivre, de deux modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés. Sur ces dessins la figure 1 présente une vue schématique en coupe longitudinale de la partie arrière d'un aéronef selon l'invention avec son ensemble propulsif ; la figure 2 présente une vue schématique de côté de la partie arrière d'un aéronef selon l'invention avec son ensemble propulsif ; 3039134 5 la figure 3 montre une variante de disposition du propulseur par rapport à l'empennage ; la figure 4 montre l'agencement des échangeurs de chaleurs dans la partie arrière du fuselage ; 5 la figure 5 montre une variante de réalisation des échangeurs de chaleur. Description détaillée de modes de réalisation de l'invention L'invention s'applique en particulier à un aéronef tel qu'un avion comportant 10 un ensemble propulsif du type de celui qui est représenté sur la figure 1 ou la figure 2. Comme représenté sur la figure 1, l'ensemble de propulsion est centré sur l'axe longitudinal du fuselage 1 de l'aéronef. Il comprend, d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz, deux générateurs de gaz distincts 2a, 2b 15 alimentant simultanément une unique turbine de puissance 3. Chaque générateur de gaz 2a, 2b est un moteur à turbine à gaz et comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine (non représentés sur les figures). Chaque générateur de gaz 2a, 2b est logé à l'intérieur d'une veine 20 d'écoulement primaire 3a, 3b ménagée à l'intérieur du fuselage. Des entrées d'air distinctes 4a, 4b sont prévues pour ces veines 3a, 3b afin d'alimenter chaque générateur de gaz 2a, 2b. Dans la configuration représentée sur la figure 1, ces entrées d'air 4a, 4b sont reliées au fuselage 1 de l'aéronef, en amont des générateurs de gaz 2a, 25 2b. Plus précisément, leur paroi interne est directement intégrée au fuselage 1 de l'aéronef. Dans d'autres configurations, non représentées ici, les entrées d'air 4a, 4b peuvent être écartées du fuselage pour alimenter les compresseurs des générateurs de gaz 2a, 2b avec un écoulement moins perturbé par la couche 30 limite sur le fuselage 1. 3039134 6 En tout état de cause, les entrées d'air 4a, 4b sont conçues pour limiter les perturbations qu'elles peuvent créer en aval sur l'écoulement F longeant le fuselage 1 et entrant dans un ensemble propulseur qui est décrit dans la suite. De plus, elles se situent ici au début de la partie du fuselage 1 qui va en se 5 rétrécissant vers ledit ensemble propulseur, de manière à les éloigner de ce dernier. De préférence, les deux veines d'écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent sur l'axe longitudinal XX et forment entre elles un V ouvert vers l'amont, dont l'angle d'ouverture est de préférence 10 compris entre 800 et 120°. Les deux veines d'écoulement primaire 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent dans une veine primaire centrale 4 qui alimente la turbine de puissance 3. Un mélangeur (non représenté sur les figures) est de préférence positionné au niveau de la zone de convergence des deux veines 3a, 3b, 15 logeant les générateurs de gaz 2a, 2b. Ce mélangeur a pour fonction de mélanger les flux gazeux issus des deux générateurs de gaz 2a, 2b pour créer un flux gazeux unique homogène en sortie de la veine centrale primaire 4. La turbine de puissance 3, qui est alimentée par ce flux primaire en sortie 20 de la veine centrale 4, est placée dans le prolongement du fuselage 1. Elle est munie de deux rotors 5, 6 de turbine contrarotatifs pour entraîner de façon contrarotative deux rotors de soufflantes 7, 8. Ces rotors de turbine 5, 6 sont coaxiaux et centrés sur l'axe longitudinal. Ils tournent autour d'un carter intérieur 9, fixé à la structure de l'aéronef. 25 Ici, un premier rotor 5 de turbine présente des aubes solidaires d'un corps tubulaire 5a séparant la veine d'écoulement primaire, dans la turbine de puissance 3, de la veine d'écoulement secondaire, dans laquelle se trouvent les rotors de soufflante 7,8. Les aubes et le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 sont reliés aux paliers de support du rotor 5 sur le carter intérieur 9 par 30 des bras support 10 qui traversent la veine primaire en amont de la turbine de puissance 3. 3039134 7 Sur le même exemple, le deuxième rotor 6 présente des aubes liées à une paroi radialement intérieure de la veine primaire dans la turbine 3 et intercalées longitudinalement entre les aubes du premier rotor 5. En aval de la turbine de puissance 3, la partie radialement interne du 5 deuxième rotor 6 se prolonge par un corps central 11. D'autre part, elle est reliée, par des bras support 12, à un anneau 13 de support des aubes du rotor de soufflante, aval, 8. L'anneau 13 prolonge le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 et comporte une extension vers l'arrière, de façon à former, avec le corps central 11, une tuyère d'éjection primaire, en sortie de la turbine de 10 puissance 3. Sur l'exemple présenté, l'ensemble propulseur est formé de deux rotors de soufflante 7, 8 carénés par une nacelle 14 fixée à la structure de l'aéronef. Les rotors de soufflante présentent un diamètre externe D qui est proche du diamètre externe le plus élevé du fuselage 1 de l'aéronef. 15 Ici, un premier rotor de soufflante 7, amont, est positionné au niveau de l'entrée de la turbine de puissance 3. Il est relié au premier rotor 5 de turbine au niveau des bras 10 qui soutiennent en amont le corps extérieur cylindrique 5a. Ce rotor de soufflante amont 7 tourne donc à la même vitesse que le premier rotor 5 de la turbine de puissance 3. 20 Sur ce même exemple, le deuxième rotor de soufflante 8, aval, est positionné au niveau de la sortie de la turbine de puissance 3. Il est relié au deuxième rotor 6 de turbine au niveau de l'anneau de support 13 et des bras 12 qui le soutiennent. Ce rotor de soufflante aval 8 tourne donc à la même vitesse que le deuxième rotor 6 de la turbine de puissance 3. 25 La position arrière des rotors de soufflante 7, 8 et leur important diamètre externe D permet à ceux-ci d'être alimentés en air par la partie de la couche limite qui n'a pas été absorbée par les générateurs de gaz 2a, 2b. Ainsi, la vitesse de la couche limite étant relativement faible, la vitesse de rotation des rotors de soufflante 7, 8 et des rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3 restera 30 également peu élevée. Il est avantageusement possible de réduire la vitesse 3039134 8 de rotation des rotors de soufflante 7, 8 à des vitesses inférieures à 340 m/s, par exemple, de l'ordre de 250 m/s à 300 m/s. Par ailleurs, dans une variante de réalisation, non décrite, la turbine de puissance 3 peut n'avoir qu'un seul rotor et le propulseur qu'un seul rotor de 5 soufflante associé à ce rotor. En référence à la figure 2, la nacelle 14 est reliée au fuselage par des moyens de liaison 15. Ils sont dans cet exemple formés de bras de maintien répartis circonférentiellement, typiquement entre trois et six bras. Ces moyens relient, en amont du premier rotor de soufflante 7, la nacelle à une structure 10 fixe de l'aéronef, non représentée. La multiplication du nombre de bras 15 permet d'augmenter l'homogénéité et la symétrie de la reprise des efforts supportés par la nacelle 14. La rigidité de cette dernière peut alors être réduite, ce qui contribue à réduire la masse de l'ensemble. On cherche à réduire les perturbations des bras de maintien 15 sur 15 l'écoulement F entrant dans la nacelle 14, ainsi que leur traînée. Ces bras de maintien 15 comportent un capotage profilé radial qui s'étend du fuselage 1 de l'aéronef à la nacelle 14. Sur l'exemple présenté en figure 2, le capotage a une forme sensiblement trapézoïdale entre une base inférieure allongée, à son intersection avec le fuselage 1, et une base extérieure courte, à son 20 intersection avec la nacelle 14. Il présente en amont, suivant le sens de l'écoulement F entrant dans la nacelle 14, un bord d'attaque 15a qui relie le fuselage 1 et la nacelle 14 suivant une direction sensiblement parallèle à l'axe. En aval, son bord de fuite 15b, orienté radialement par rapport à l'écoulement F entrant dans la nacelle 14, suit une direction qui forme un 25 angle proche de l'angle droit avec le fuselage 1. La figure 3 montre une variante d'agencement du propulseur arrière dans un aéronef. Ce dernier comprend un empennage 20 avec un plan fixe vertical qui assure la stabilité de l'aéronef. Il comprend le cas échéant d'autres plans fixes et mobiles, ce dernier de gouverne, non représentés. Le carénage 14' du 30 propulseur peut être dans ce cas maintenu par l'empennage directement sans qu'il soit nécessaire de prévoir des bras de maintien supplémentaires. 3039134 9 L'invention vise à profiter des surfaces ainsi disponibles pour évacuer la chaleur produite par le générateur de gaz. Comme on le voit sur la figure 4, les générateurs de gaz 2a et 2b sont logés dans le fuselage 1 et il existe un besoin de refroidir efficacement leur environnement immédiat. Dans ce but un 5 circuit de refroidissement est prévu conformément à l'invention. Il comprend des échangeurs de chaleur 31 disposés en échange thermique avec les sources de chaleur que sont les machines auxiliaires mais aussi les carters des chambres de combustion ainsi que des turbines. Dans ces échangeurs circule un fluide de refroidissement par lequel la chaleur est évacuée Le fluide 10 de refroidissement pouvant être notamment de l'air ou de l'huile ou un autre fluide caloporteur. Le circuit de refroidissement comprend des échangeurs de chaleur 33 qui sont logés dans au moins l'un des moyens de liaison que forment les bras radiaux 15 le circuit comprend également éventuellement au moins un échangeur 35 dans la nacelle 14 carénant la soufflante. Le circuit 15 comprend également éventuellement au moins un échangeur 37 dans l'empennage de l'aéronef. Le fluide caloporteur est successivement chauffé dans les échangeurs 31 puis refroidi principalement par convection dans les échangeurs 33, 35 et 37 selon l'agencement prévu. Cette solution permet d'évacuer une quantité de chaleur importante par 20 l'étendue des surfaces disponibles qui en outre sont assurées d'être dégivrées. On note que les échangeurs de chaleur sont ménagés préférentiellement de manière à être en échange thermique avec l'air ambiant non comprimé mécaniquement. La figure 5 se rapporte à une variante de réalisation améliorant les 25 échanges thermiques et conforme à la solution présentée dans le brevet FR 2.989.108 au nom de la demanderesse. L'élément 101 de la structure de l'aéronef comporte un échangeur de chaleur avec l'air ambiant dans lequel circule le fluide caloporteur F1. L'échangeur est en contact thermique avec l'air ambiant le long de la paroi de 30 l'élément 101. La paroi extérieure de l'élément 101 est balayée par un flux d'air F2 lorsque l'aéronef est en vol. l'élément 101 ici peut être l'un 3039134 10 quelconque des éléments mentionnés plus haut, à savoir un moyen de liaison de la nacelle au fuselage, la nacelle de carénage de la soufflante elle-même ou encore l'empennage le cas échéant. Afin d'améliorer les échanges thermiques avec le flux d'air F2 circulant le long de la paroi 101 de l'élément, 5 un ensemble de conduction thermique 103 s'étend transversalement dans le flux d'air depuis cette paroi 101. Cet ensemble de conduction thermique 103 comprend une pluralité de lames métalliques conductrices de la chaleur formant entre elles des canaux parcourus par le flux d'air F2. Ces lames sont fixées à la paroi 101 de manière à être en contact thermique avec celle-ci. 10 Avantageusement un profil aérodynamique 105 est placé dans le flux parallèlement à l'élément 101. Ce profil comprend également, à l'intérieur, un échangeur de chaleur parcouru par le fluide caloporteur F1. Les lames métalliques de l'ensemble de conduction thermique sont aussi en contact thermique avec le fluide caloporteur circulant dans l'échangeur du profil 15 aérodynamique 105. L'agencement qui vient d'être décrit améliore sensiblement les échanges thermiques entre le fluide caloporteur F1 qui circule à l'intérieur des échangeurs de chaleur et le flux F2 d'air ambiant sans affecter les performances aérodynamiques de l'élément 101. Le profil aérodynamique 105 avec son ensemble de conduction thermique 20 103 peut être adjoint à au moins l'un des bras formant un moyen de liaison entre le fuselage et la nacelle de la soufflante. Il s'étend axialement parallèlement au bras, de préférence sur une partie seulement de la corde de celui-ci. Il peut être adjoint à proximité du bord d'attaque de la nacelle de la 25 soufflante, radialement à l'intérieur ou à l'extérieur de celle-ci. Le cas échéant il peut être adjoint à l'empennage. REVENDICATIONS1. Aéronef comportant un fuselage (1) et un propulseur en arrière du fuselage, le propulseur comprenant au moins un rotor de soufflante (7,8), une nacelle (14) carénant la soufflante et au moins un moyen de liaison (15) reliant la nacelle au fuselage, la soufflante étant entraînée en rotation par l'énergie fournie par au moins un générateur de gaz à turbine à gaz (2a, 2b) logé dans le fuselage, ledit générateur de gaz comprenant des équipements auxiliaires refroidis par un circuit de refroidissement, aéronef caractérisé par le fait que ledit circuit de refroidissement comprend au moins un échangeur de chaleur avec l'air ambiant logé dans un desdits moyens de liaison (15) et/ou dans ladite nacelle (14). 2. Aéronef selon la revendication 1, comprenant un empennage (20), le circuit de refroidissement comprenant un échangeur de chaleur avec l'air ambiant logé dans l'empennage de l'aéronef. 3. Aéronef selon l'une des revendications 1 et 2, la nacelle (14) comprenant un bord d'attaque distant radialement du fuselage, ledit moyen de liaison (15) comprenant un bras radial présentant au moins une portion de surface située en amont du bord d'attaque de la nacelle, ledit circuit de refroidissement comprenant un échangeur de chaleur avec l'air ambiant. 4. Aéronef selon la revendication précédente, le fuselage (1) comportant une partie en amont de la nacelle dont le diamètre décroît jusqu'au droit du bord d'attaque de la nacelle, ledit moyen de liaison (15) étant attaché au fuselage au moins en partie dans cette partie du fuselage de diamètre décroissant. 5. Aéronef selon l'une des revendications 3 et 4 dont ledit circuit de refroidissement comprend un échangeur de chaleur avec l'air ambiant agencé au moins en partie dans ladite portion de surface du bras en amont du bord d'attaque de la nacelle. 6. Aéronef selon l'une des revendications précédentes dont le circuit de refroidissement comprend un échangeur de chaleur communiquant 3039134 12 thermiquement avec un ensemble de conduction thermique (103) formé de lamelles s'étendant chacune dans l'air ambiant. 7. Aéronef selon l'une des revendications précédentes dont ledit générateur à turbine à gaz (2a, 2b) comprend au moins l'un des équipements 5 auxiliaires suivants : générateur électrique entraîné par le générateur de gaz, pompe à carburant, pompe de lubrification, calculateur électronique de régulation. 8. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, comprenant une turbine (5, 6) de puissance à l'intérieur d'une veine de flux primaire, ladite 10 soufflante (7, 8) étant à l'intérieur d'une veine de flux secondaire et entraînée mécaniquement par la turbine de puissance, la veine de flux primaire de la turbine de puissance et la veine de flux secondaire de la soufflante étant concentriques, la turbine de puissance étant alimentés en gaz issus dudit générateur à turbine à gaz. 15 9. Aéronef selon la revendication précédente comprenant deux générateurs de gaz à turbine à gaz (2a, 2b) alimentant la turbine de puissance via un mélange de leurs flux de sortie. 10. Aéronef selon l'une des revendications précédentes dont chacun parmi le ou les générateurs est un turboréacteur mono-flux. 20