FR 3057301 A1 20180413 FR 1751704 A 20170302 1 PROCÉDÉ DE CHAUFFAGE ET DE SÉCHAGE D'UNE ENTRÉE D'AIR D'UN MOTEUR À COMBUSTION INTERNE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines, notamment au domaine des moteurs à combustion interne aéronautiques et industriels et plus spécifiquement, mais non exclusivement, à celui des turbines à gaz d'aéronefs tels que les turbomoteurs qui équipent les hélicoptères. L'invention concerne plus précisément un procédé de chauffage et de séchage d'une entrée d'air d'un moteur à combustion interne, en particulier une turbine à gaz équipant un turbomoteur d'hélicoptère. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Lors de l'utilisation d'un turbomoteur d'hélicoptère à turbine à gaz dans des conditions particulières, par exemple dans un environnement salin, il peut survenir un vieillissement accéléré de certaines pièces de l'entrée d'air du moteur du fait d'une corrosion du métal survenant de manière prématurée. Cette corrosion provient principalement de la présence de rétention d'eau, ou de liquide contenant de l'eau, par exemple un produit de lavage du compresseur utilisé en fin de mission pour maintenir l'intérieur du moteur propre et ainsi ses performances, pendant des périodes pouvant être assez longues. De plus, les dégradations se développant rapidement sur cette entrée d'air semblent être davantage liées au temps passé en cas de moteur à l'arrêt qu'en cas de moteur en fonctionnement. Plus précisément, cette rétention d'eau ou de liquide engendre dans l'entrée d'air une détérioration du système de protection contre la corrosion et une augmentation de l'agressivité du milieu extérieur entraînant ainsi le développement prématuré de la corrosion. Alors, la présence de corrosion se développant rapidement dans l'entrée d'air du moteur peut engendrer des blocages de mouvement de certaines pièces dans l'entrée 3057301 2 d'air, telles que des pales, par amalgames de matière ou bien encore générer des objets étrangers (ou encore FOD pour « Foreign Object Damage » en anglais) qui peuvent par la suite être ingérés par le compresseur. Il existe donc un besoin pour mettre en oeuvre une solution permettant de 5 ralentir, voire de stopper, une telle corrosion. Parmi les solutions connues pour lutter contre le développement rapide de la corrosion, on peut utiliser des produits de lavage contenant des inhibiteurs de corrosion. Cependant, de tels inhibiteurs ne sont pas assez puissants pour suffisamment ralentir la mise en place de la corrosion. 10 Il est aussi possible de modifier le système de protection de l'entrée d'air par le biais de revêtements plus performants vis-à-vis de la protection à la corrosion. Toutefois, la mise en place de tels revêtements est délicate, à la fois dans le temps et dans les coûts mais aussi d'un point de vue de la fabricabilité des pièces. Il peut également être envisagé de changer la géométrie de l'entrée d'air du 15 moteur. Toutefois, un tel changement est lourd de conception et ne peut intégrer que des changements mineurs sous peine d'impacter significativement les performances et le poids du moteur. Enfin, un changement des matériaux de l'entrée d'air peut être prévu. Néanmoins, le changement de matériaux vers des matériaux ayant des tenues à la 20 corrosion plus importantes ou d'autres types de propriétés peut être lourd de conséquences et ne pas satisfaire au poids global du moteur, aux conditions d'utilisation des systèmes de régulation ou à la fabricabilité des pièces initialement réalisées. En conséquence, les possibilités de solutions envisagées ci-dessus apparaissent comme étant soit peu efficaces, soit longues à mettre en place, soit trop 25 lourdes ou trop dangereuses pour l'implémentation sur le moteur sans risques élevés de modification des performances ou de fiabilité du moteur. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de remédier au moins partiellement aux besoins mentionnés ci-dessus et aux inconvénients relatifs aux réalisations de l'art antérieur. 3057301 3 L'invention a ainsi pour objet, selon l'un de ses aspects, un procédé de chauffage et de séchage d'une entrée d'air d'un moteur à combustion interne, notamment une turbine à gaz équipant un turbomoteur d'hélicoptère, caractérisé en ce que, pour limiter, notamment éviter, la rétention de liquide, notamment de l'eau, dans 5 l'entrée d'air et ainsi limiter, notamment éviter, la corrosion de l'entrée d'air, il comporte une étape consistant à, par le biais d'un système de chauffage et de séchage interne au moteur, chauffer et sécher l'entrée d'air du moteur. Grâce à l'invention, il peut être possible de réaliser un chauffage et un séchage sur l'entrée d'air du moteur par une action simple, permettant de limiter les 10 effets de la rétention d'eau ou de liquide dans le moteur. Cette solution ne nécessite pas de changement lourd pour le moteur, et s'avère être très rapide et simple à déployer. Le procédé selon l'invention peut en outre comporter l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes prises isolément ou suivant toutes combinaisons techniques possibles. 15 Le système de chauffage et de séchage peut par exemple être un système de chauffage électrique interne au moteur. Le système de chauffage et de séchage interne au moteur peut préférentiellement être un système d'antigivrage du moteur. Ladite étape de chauffage et de séchage de l'entrée d'air peut 20 préférentiellement être réalisée en phase de stationnement avant arrêt du moteur. En outre, ladite étape de chauffage et de séchage de l'entrée d'air peut être réalisée après une phase de lavage du compresseur du moteur. De plus, ladite étape de chauffage et de séchage de l'entrée d'air peut de préférence être réalisée pendant au moins 2 minutes, notamment entre 5 à 10 minutes. 25 Par ailleurs, ladite étape de chauffage et de séchage de l'entrée d'air peut tout particulièrement être appliquée à une turbine à gaz équipant un turbomoteur d'hélicoptère. 3057301 4 BRÈVE DESCRIPTION DU DESSIN 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'à l'examen de la figure unique, schématique et partielle, du dessin annexé, représentant en coupe un 5 exemple de système d'antigivrage d'un turbomoteur d'hélicoptère. EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PARTICULIER Le principe de l'invention peut avantageusement être mis en oeuvre pour une turbine à gaz équipant un turbomoteur d'hélicoptère. Comme rappelé précédemment, elle vise à limiter, voire à éviter, les rétentions de liquide, en particulier d'eau, dans 10 l'entrée d'air du moteur de sorte à limiter les effets de la corrosion au niveau de l'entrée d'air due à cette présence de liquide. Avantageusement, l'invention utilise dans cet exemple particulier de mise en oeuvre le système d'antigivrage du moteur pour réaliser un chauffage, par introduction d'un air chaud dans la veine d'air à plus de 50°C, et un séchage de l'entrée d'air, 15 autrement dit un système interne au moteur qui n'a pas été prévu initialement pour cette opération sur le moteur. Des exemples de systèmes d'antigivrage, ou encore de dégivrage, sont par exemple décrits dans les demandes de brevet français de la Demanderesse FR 2 914 016 Al et FR 2 993 862 Al. Ainsi, à titre d'exemple en lien avec la demande de brevet français FR 20 2 914 016 Al, on a représenté, sur la figure 1, partiellement en coupe un moteur à combustion interne constitué par un turbomoteur 10 d'hélicoptère comportant un générateur de gaz 12 et une turbine libre 14. Le générateur de gaz 12 comporte un arbre 16 sur lequel est monté une roue de compresseur centrifuge 18 disposée dans un étage de compression 20, lequel arbre 16 porte également une roue de turbine 22. 25 De manière connue par ailleurs, le turbomoteur comporte une entrée d'air 24 par laquelle un flux d'air frais entrant est guidé vers l'étage de compression 20. L'air comprimé est ensuite envoyé vers une chambre de combustion 26. L'entrée d'air 24 du turbomoteur comporte une pluralité de veines 28 dans chacune desquelles le flux d'air 3057301 5 frais entrant pénètre radialement ou axialement avant d'être guidé pour entrer axialement dans l'étage de compression. Le turbomoteur 10 représenté sur cette figure est muni d'un dispositif de dégivrage 50 qui permet de dégivrer l'entrée d'air 24 du turbomoteur. Dans cet exemple, 5 le dispositif de dégivrage 50 comporte une enceinte essentiellement métallique 52 pour l'entrée de l'air dans les veines d'entrée 28 du turbomoteur 10, fixée sur un carter 30 de l'hélicoptère. L'enceinte forme ici un plenum 52 dont l'axe coïncide sensiblement avec celui de l'arbre 16 du générateur à gaz 12 et dont la hauteur est au moins égale à la longueur 10 axiale des veines 28. Le plenum 52 comporte une portion s'étendant radialement et dont l'extrémité forme une première ouverture 54 radiale débouchant vers l'extérieur du turbomoteur 10 et par laquelle l'air frais entre dans le dispositif de dégivrage 50. Comme on le voit sur la figure, la première ouverture 54 est munie d'une première grille essentiellement métallique 56 permettant notamment de filtrer l'air entrant dans 15 l'enceinte 52. L'enceinte 52 comporte en outre une seconde ouverture 58 destinée à diriger l'air frais vers l'étage de compression 20 via les veines 28, cette seconde ouverture 58 s'étendant en l'espèce de manière annulaire autour de l'axe de l'arbre 16 du générateur de gaz 12. La seconde ouverture 58 est en outre munie d'une seconde grille essentiellement métallique 60 qui est elle aussi annulaire. 20 Le dispositif de dégivrage 50 comporte en outre des moyens 62 pour générer des micro-ondes dans l'enceinte essentiellement métallique 52 et plus particulièrement dans l'espace A délimité par les première et seconde grilles essentiellement métalliques. Lesdits moyens comportent un magnétron 62 pourvu d'un guide d'onde 64. Selon l'invention, la fréquence des micro-ondes générées est sensiblement égal à la fréquence 25 de résonnance d'une molécule d'eau, c'est-à-dire environ 2,45 Ghz. Ainsi, cet espace A constitue une zone de confinement pour les micro-35 ondes, c'est-à-dire qu'elles peuvent rebondir sur les bords de l'espace A. L'opération de chauffage et de séchage de l'entrée d'air par le biais du système d'antigivrage peut être réalisée après une éventuelle phase de lavage du compresseur, et notamment après la mission de l'hélicoptère, en particulier lors de la 3057301 6 phase de stationnement de l'hélicoptère juste avant l'arrêt du moteur de sorte à pouvoir conserver un moteur sec dans le cas de la non utilisation de l'hélicoptère. Dans certaines configurations moteur, le système d'antigivrage peut utiliser des aubes creuses ou des canaux internes dans les parois des carters pour acheminer de l'air dans l'entrée d'air et 5 ainsi introduire dans la veine, de l'air chaud nécessaire au dégivrage du moteur. L'allumage du système d'antigivrage se fait avantageusement pendant au moins 2 minutes, et notamment pendant 5 à 10 minutes. Il va alors provoquer l'augmentation de la température des pales de pré-rotation à l'entrée d'air (de type IGV pour « Inlet Guide Vanes » en anglais), qui sont des pales creuses dans lesquelles est 10 amené de l'air chaud prélevé en aval dans la veine au niveau des compresseurs. Cela permet ainsi d'orienter le flux d'air pour améliorer les performances du moteur, de réchauffer la surface des pales de pré-rotation et d'introduire de l'air chaud dans la veine d'air jusqu'à une température supérieure à 50°C, par exemple supérieure à 100°C, de préférence supérieure à 120°C, et d'augmenter la température de la veine d'air, qui peut 15 être à plus de 80°C au niveau de la surface des matériaux. Cette augmentation de température de l'air dans la veine, ainsi que le passage de l'air, vont permettre d'évaporer le liquide qui peut être retenu dans la veine et ainsi ralentir considérablement la vitesse de corrosion de l'entrée d'air du moteur. Alors que le système d'antigivrage n'est classiquement utilisé que pour des 20 conditions spécifiques de givrage, et à aucun autre moment, compte-tenu du fait que l'introduction d'air chaud dans l'entrée d'air et son prélèvement au niveau du compresseur engendre une perte de performances du moteur, par l'introduction d'air chaud en amont du compresseur, l'invention propose de mettre en service ce système d'antigivrage pour d'autres conditions, à savoir pour l'évaporation de liquide retenu dans 25 l'entrée d'air pouvant conduire à de la corrosion, en particulier en phase de stationnement de l'hélicoptère avant son arrêt complet signifiant la fin de service. 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. REVENDICATIONS1. Procédé de chauffage et de séchage d'une entrée d'air (24) d'un moteur à combustion interne (10), caractérisé en ce que, pour limiter la rétention de liquide dans l'entrée d'air (24) et ainsi limiter la corrosion de l'entrée d'air (24), il comporte une étape consistant à, par le biais d'un système de chauffage et de séchage (50) interne au moteur, chauffer et sécher l'entrée d'air (24) du moteur (10). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le système de chauffage et de séchage (50) interne au moteur est un système d'antigivrage du moteur. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ladite étape de chauffage et de séchage de l'entrée d'air (24) est réalisée en phase de stationnement avant arrêt du moteur (10). 4. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite étape de chauffage et de séchage de l'entrée d'air (24) est réalisée après une phase de lavage du compresseur du moteur (10). 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite étape de chauffage et de séchage de l'entrée d'air (24) est réalisée pendant au moins 2 minutes, notamment entre 5 à 10 minutes. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite étape de chauffage et de séchage de l'entrée d'air (24) est appliquée à une turbine à gaz équipant un turbomoteur (10) d'hélicoptère.