FR 2641824 A1 19900720 FR 8900375 A 19890113 DISPOSITIF DE REFROIDISSEMENT ET AERONEF COMPORTANT UN TEL DISPOSITIF La présente invention a pour objet un procédé de régulation d'un système de conditionnement par cycle à air comprenant une turbomachine, et un dispositif pour sa mise en oeuvre. Les systèmes de conditionnement par cycle à air contenant une turbomachine génératrice de froid comportent en général une régulation de température qui assure sa fonction en régulant la température spécifiée en un point du cycle. Les conditions spécffiées pour les performances du système et l'étendue de la plage pour les conditions d'alimentation de la turbomachine conduisent fréquemment à des imposslbllités, en raison des vitesses de rotation excessives qui en résultent pour la turbomachine. De telles vitesses risquent d'endommager la turbomachine. En effet, pour des appllcations aéronautiques, le dimensionnement du système pour l'obtention de la performance frigorifique doit se faire à basse altitude pour des vitesses d'avion relativement faibles. Il en résulte que, lors de vols à haute altitude et à vitesse élevée, la vitesse de rotation de la turbomachine devient excessive, alors que la performance de conditionnement, qui est surabondante, ne l'exige pas. Différentes solutions ont été envisagées pour remédier à ces problèmes. Elles présentent toutes l'inconvénient d'augmenter la complexité du système. Ainsi, on a proposé de réguler ou de limiter les conditions d'alimentation de la turbomachine au moyen d'un dispositif additionnel. On a également proposé d'augmenter la taille de la turbomachine pour abaisser les vitesses de rotation. Une troisième solution a consisté à abaisser le niveau de performance du dispositif pour éviter les vitesses excessives. Les présents inxenteurn ont maintenant mis au point un procédé de régulation efficace qui ne présente plus les inconvénients des solutions ci-dessus, pour remédier au probleme posé. L'invention a pour objet un procédé de régulation d'un système de conditionnement par cycle à air comprenant une turbomachine, consistant b amener de l'air sous pression à travers une vanne dans une turbomachine, à détendre l'air dans la roue de la turbomachine et à transférer les frigories ainsi obtenues vers une enceinte à conditionner. caractérisé en ce que la pression de l'air à I'entrée de la turbomachine est asservie d'une part à la température de l'enceinte à conditionner. d'autre part à la vitesse de rotation de la machine, de telle sorte que, si la vitesse de rotation de la turbomachine devient supérieure à une valeur limite prédéterminée, le capteur de vitesse émet un signal déclenchant une diminution de l'ouverture de la vanne, quel que soit le signal émis par le capteur de température. Une augmentation de la température dans l'enceinte à conditionner entraînera une ouverture de la vanne située entre l'arrivée d'air et la turbomachine, et donc une augmentation de la vitesse de rotation de la turbomachine. Lorsque cette vitesse atteint une valeur prédéterminée, au-dela de laquelle la turbine serait endommagée, un signal émis par le capteur de vitesse diminue la pression à l'entrée de le turbomachine. Ce procédé peut être mis en oeuvre à l'aide d un dispositif de conditionnement par cycle à air comprenant une turbomachine munie d'une vanne pour l'allmentation en air. caractérisé en ce qu'il est muni en outre d'un capteur de température situé en un point de l'enceinte à conditionner, d'un capteur de vitesse de rotation de la roue de la turbomachine. les deux capteurs étant en liaison avec la vanne par un système d'asservissement à deux boucles. Le procédé de régulation selon la présente invention et le dispositif permettant sa mise en oeuvre sont utiles dans tous les cas où les conditions de fonctionnement (température externe, pression de l'air d'alimentation) du système de conditionnement sont susceptibles d'etre soumises à de fortes variations. II en est ainsi essentiellement dans le domaine aéronautique. L'alimentation de la turbomachine à travers la vanne peut se faire, soit directement par prise d'air extérieur, soit par tout organe générateur .de pression situé à proximité de la turbomachine (par exemple à partir d'un compresseur ou d'une turbine d'au moins un réacteur de l'aéronef). L'air froid obtenu par détente dans la turbine peut être envoyé directement dans l'enceinte à conditionner. Il peut aussi refroidir un liquide caloporteur dans un échangeur thermique. L'invention est illustrée ci-dessous par des exemples de réalisation non limitatifs. -La figure 1 représente un système de conditionnement selon l'invention destiné à une nacelle de navigation fixée sous un avion. La figure 2 représente un avion muni d'un dispositif selon l'invention. La figure 3 représente un avion muni d'un dispositif selon l'invention. La figure 4 représente un schéma illustrant le principe de la régulation. La figure 5 représente un schéma de la carte électronique selon la présente invention. Dans le dispositif représenté sur la figure 1, l'air extérieur est capté par une prise d'air dynamique 10 à partir de, par exemple, l'étage de compression du réacteur d'un avion et traverse la vanne de régulation 4 avant d'être détendu dans la roue de turbine 7 de la turbomachine 5. L'air sous pression entraine la rotation de la roue de la turbine 7. L'air traverse ensuite l'échangeur air/fluide caloporteur 6 dans lequel les frigories necessaires à l'enceinte A conditionner sont cédées au fluide caloporteur. A la sortie de l'échangeur 6, l'air de conditionnement maintenu dans l'enceinte étanche 9 est aspiré par le compresseur 8 de la turbomachine 5 pour être rejeté à l'extérieur à travers la sortie 11.Avantageusement, le compresseur 8 est entrainé par un axe solidaire de la roue de turbine 7. Le boîtier de régulation 2 en relation avec le capteur de température 1 et le capteur de vitesse de rotation 3 régule la position de la vanne 4 de telle sorte que la température au niveau du capteur l soit à la valeur spécifiée et que la vitesse de rotation mesurée par le capteur 3 n'excède pas le seuil maximum fixé. Sur la figure 2, on peut voir un exemple de réalisation d'un aéronef 13 selon la présente invention. Dans l'exemple illustré sur la figure 2, l'aéronef 13 est un avion à réaction comportant une cabine pressurisée 15 et des réacteurs 14. La cabine 15 est climatisée par l'intermédiaire du dispositif de climatisation selon la présente invention. Le dispositif selon la présente invention comporte une source de fluide sous pression 12, un dispositif de régulation 4 et une turbolr,achine 5. La source de fluide sous pression 12 est par exemple un compresseur du réacteur 14 oe l'avion 13. Le dispositif de régulation 4 régule la vitesse de rotation de la turbine 5 ainsi il permet d'une part de réguler la quantité de frigorifies apportée dans la cabine pressurisée 15, et d'autre part, empêche la turbomachine 15 d'atteindre les vitesses interdites, ces vitesses correspondent par exemple au risque d'usure prématurée ou de destruction de la turbomachine 5. Le dispositif de régulation 4 est par exemple une vanne régulant le débit d'air comprimé admis dans la turbomachine 5. La turbomachine 5 assure la détente du fluide de refroidissement. Cette détente provoque l'abaissement de la température du fluide de refroidissement. Avantageusement, la turbomachine 5 récupère l'énergie mécanique de détente qui peut par exemple servir A assurer le circulation des fluides nécessaires au bon fonctionnement du dispositif de refroidissement. Par exemple sur un même axe de turbine de la turbomachine est monté un ventllateur assurant la circulation de l'air dans un échangeur et/ou l'expulsion de l'air vers l'extérieur. L'échangeur et les conduites n'ont pas été représentés sur la figure 2, les flèches indiquant le sens de circulation des fluides. Sur la figure 3, on peut voir un second exemple de réalisation du dispositif selon la présente invention adapté a un avion militaire 13. L'avion 13 comporte une électronique 17 comme par exemple un dispositif de désignation laser de cibles, un dispositif de visée, un dispositif de visualisation et/ou un dispositif de brouillage. Les dispositifs électroniques ne peuvent fonctionner que daps une gamme de température restreinte. Le dispositif militalre comporte une gamme plus étendue mais tout de même limitée. Si on sort de cette gamme de température la durée de vie des composants peut diminuer ou le fonctionnement correct n'est plus garanti.Le dispositif selon la présente invention permet d'assurer le maintien à la température de fonctionnement optimal et/ou dans une plage de températures acceptables pour, par exemple une électronique à bord d'un avion ou contenu dans une nacelle. Le dispositif selon la présente invention est particulièrement bien adapté à la régulation de température du dispositif électronique embarqué dans des nacelles ou des par exemple placés sous les ailes de l'avion 13. Par exemple, l'avion 13 fournit à la nacelle 16 de l'air comprimé à partir d'un compresseur 12, du courant électrique ainsi que des signaux de commande. Le compresseur 12 fait par exemple parti du turboréacteur de l'avion 13. Le courant alternatif est par exemple fourni sous la forme du courant continu 28 Volts et/ou du courant alternatif triphasé. Comme dans le cas de la figure 2, le dispositif selon la présente invention comporte au moins un dispositif 40 de régulation de la vitesse d'une turbomachine 5. La turbomachine 5 assure la détente de cet air sous pression de façon à obtenir un fluide froid. Ce fluide froid assure soit directement soit grace à un fluide secondaire et un échangeur, non représentés sur la figure, le refroidissement de l'électronique 17. I1 est bien entendu que le dispositif selon la présente invention peut d'autre part comporter un asservissement en température de la turbomachine 5. Sur la figure 4, on peut voir un schéma fonctionnel d'un exemple de réalisation du dispositif selon la présente invention particuliérement perfectionné Le dispositif illustré sur la figure 4 comporte deux boucles d'asservissement imbriquées. A l'entrée de la première boucle on dispose d un signal de commande indiquant la température de consigne c'est-à-dire la température désirée par exemple de l'électronique de bord ou de lå cabine de l'aéronef. Le signal de commande est reUé à l'entrée 4 d'un amplificateur différentiel 18. La sortie de l'amplificateur différentiel 18 est reliée à l'entrée d'un filtre 20. La sortie du filtre 20 est reliée à l'entrée + d'un amplificateur différentiel 19. La sortie du filtre 21 est reliée à l'entrée de commande de la vanne 4. La vanne 4 est reliée par un circuit pneumatique à la turbomachine 5. Un dispositif 3 mesure la vitesse de rotation de la turbomachine 5. La vitesse mesurée par le dispositif 3 est reliée à l'entrée - de l'amplificateur différentiel 19.La turbomachine 5 délivre à un circuit de fluide 22 de l'air réfrigéré. Les circuits de fluide 22 assurent le refroidissement. Ils comportent des tuyauteries et des fluides secondaires connus en tant que tels. Par exemple ils comportent un dispositif d'échangeur entre l'air et des fluides réfrigérants connus sous leur appellation anglo-saxonne Coolanol. Ces fluides assurent le refroidissement par exemple de électronique 17 de la figure 3. La température du fluide de refroidissement est mesurée par le dispositif de mesure de température 1. La sortie des dispositifs de mesure de température I est reliée à l'entrée - de l'amplificateur différentiel 18. L'amplificateur différentiel 18 permet l'assure vissement du débit de la turbomachine 5 par rapport à la température. Le filtre 20 assure la stabilisation de la boucle d'asservissement ainsi que les modifications des caractéristiques dynamiques de la réponse de cette boucle. L'utilisation du filtre permet d'obtenir une courbe de réponse désirée. Dans l'exemple préféré de réalisation du dispositif selon la présente invention on utüise un dispositif de filtrage analogique actif comportant un amplificateur opérationnel additionné de résistances et de condensateurs. Il est bien entendu que l'utilisation du filtre numérique ne sort pas du cadre de la présente Invention. L'amplificateur différentiel 19 permet le fonctionnement de la boucle d'asservissement du débit de la turbomachine à la vitesse de rotation de celui-cl. Le filtre 21 assure la stabilisation ainsi que les caractéristiques de réponse dynamique de la boucle de régulation de la vitesse. Dans l'exemple illustré sur la figure 4, la vitesse de rotation de la turbomachine 5 est régulée par le débit de l'air sous pression délivré par la vanne 4. Il est bien entendu que d'autres moyens de régulation de vitesse de la turbomachine 5 ne sortent pas du cadre de la présente invention. Par exemple il est possible d'utiliser des dispositifs de freinage, des pièces tournantes ou de dimlnuer la pression fournie par le compresseur 12 des figures 2 et 3. Le dispositif de mesure de vitesse 3 mesure la vitesse de rotation des pièces tournantes de la turbomachine 5 comme par exemple la roue de turbine 7 de la figure 1. Le dispositif de mesure de vitesse 3 par exemple on utilise un dispositif de tachymétrie capacitif fournissant une fréquence proportlonnelle t la vitesse de rotation de la turbomachine 5. Le circuit hydraulique 22 assure le refroidissement par exemple de l'électronique 17 ou de la cabine 15. Il est bien entendu possible d'utiliser le circuit hydraulique 22 pour assurer le refroidissement de l'électronique de commande du dispositif selon la présente invention Il est bien entendu que l'utilisation d'un circuit de refroidissement 22 utilisant de l'air, de l'eau ou d'autres fluides caloporteurs ne sort pas du cadre de la presente invention. Le dispositif I de mesure de température mesure la température soit du fluide de refroidissement soit de l'air présent dans l'enceinte à refroidir. Le dispositif de mesure de température l comporte par exemple des sondes platines. Il est bien entendu que le dispositif selon la présente Invention peut être couplé à un dispositif de chauffage pour le cas où on risquerait de sortir par le bas de la plage de température de fonctionnement normal du dispositif électronique. Le moyen de chauffage, non représenté sur la figure, comporte par exemple des résistances électriques. Sur la figure 5, on peut voir un exemple particulièrement avantageux de réalisation du dispositif de la figure 3. Le dispositif de la figure 5 comporte un premier amplificateur 48, un circuit de seuil avec hystérésis 49. un transistor 51, une résistance 61, un second amplificateur 47, un second circuit de seuil avec piste hystérésis 50, un deuxième transistor 52, une seconde résistance 63, un amplificateur différentiel 18, un dispositif de filtrage 20, un dispositif d'écrètage 41, un second ampflfîcateur différentiel 19, un filtre 21, un dispositif de commande 42, un circuit de mise en forme 31, un dispositif de conversion fréquence/tenelon 32, un troisième transistor 43 et un quatrième transistor 44. Un dispositif de détection de la limite basse de l'intervalle de température de fonctionnement, non représenté sur la figure, est relié à l'entrée de l'amplificateur 48. La sortie de l'amplificateur 48 est reliée à l'entrée d'un circuit avec hystérésis 49. l'a sortie du circuit de seuil avec hystérésis 49 est reliée à l'entrée à la grille d'un transistor A effet de champ par exemple au canal P. Le drain du transistor est relié A une tension par exemple 28 Volts. La sortie du transistor est reliée par une réslstance sî à la masse et fournit un signal 53 informant que le seuil bas de température a été atteint. L'amplificateur 47 est relié à un dispositif de mesure, non représenté sur la figure, indiquant que la température supérieure de la plage de température de fonctionnement a été atteinte. La sortie de l'amplificateur 47 est reliée d'une part à l'entrée du circuit de seuil avec hystérésis 50 et d'autre part à l'entrée - de l'amplificateur différentiel 18. La sortie du circuit de seuil avec hystérésis 50 est reliée à la grille du transistor à effet de champ 52. L'entrée 55 du transistor 52 est reliée à une tension par exemple de 28 Volts. LA sortie du transistor 52 est reliée A travers une réslstance 62 à la masse. La sortie du transistor 52 fournit un signal 54 indiquant que le seuil de température haute de fonctionnement a été atteint. La sortie + de l'amplificateur différentiel 18 reçoit une consigne de température haute A maintenir. Cette consigne peut provenir par exemple du calculateur de bord de l'aéronef 13 de la figure 3. Cette consigne est élaborée à partir de signaux 53.54 fournis par le dispositif selon la présente invention. La sortie de l'amplificateur différentiel 18 est reliée à l'entrée du filtre 20.La sortie du filtre 20 est reliée à l'entrée d'un dispositif d'écrêtage 41. La sortie du dispositif d'écrêtage 41 est reliée A l'entrée + de l'amplificateur différentiel 19. Un dispositif de mesure de vitesse, non représenté sur la figure, est rellé à l'entrée du circuit de mise en forme du signal 31. La sortie du circuit de mise en forme du signal 31 est reliée à l'entrée du dispositif de conversion fréquence/tension 32. LA sortie du dispositif de conversion fréquence/tension 32 est reliée à l'entrée - de l'amplificateur différentiel 19. La sortie de l'amplificateur 19 est reliée à l'entrée du filtre 21.La sortie du filtre 21 est reliée à l'entrée du dispositif de commande 42 de la vanne. Le dispositif de commande de la vanne est par exemple relie à deux transistors 43 et 44. Dans l'exemple illustré sur la figure, les transistors 43 et 44 sont des transistors à effet de champ à canal N. Les amplificateurs différentiels 18 et 19 font partie des boucles de commande illustrées sur la figure 4. Le circuit d'écrêtage 41 permet de ne pas transmettre les valeurs de commande de la vanne qui risquent d'entrainer une vitesse de rotation de la turbomachine en dehors de la plage de fonctionnement désirée. Ainsi, on ne transmettra pas d'ordre d'ouverture de la vanne au-delå de la vitesse limite de fonctionnement de la turbomachine. Le dispositif de mise en forme 31 et de conversion 32 assure la fourniture d'un signal compatible avec la boucle d'asservissement. Le transistor 44 fournit un signal 46 d'ouverture de la vanne et le transistor 43 fournit un signal 45 de fermeture de la vanne. La vanne 4 de la figure 1 comporte par exemple des moteurs à courant continu d'ouverture ou de fermeture fonctionnant avec un courant alternatif à 28 Volts.Le dispositif de commande 42 assure par exemple le découpage de ce courant pour pouvoir réguler la vitesse de variation de l'ouverture de la vanne. Ceci contribue à la stabilisation de la boucle d'asservissement. Les dispositifs de seuil avec hystérésis 49 et 50 présentent une réponse non linéaire. Par exemple le circuit de seuil avec hystérésis assure le déclenchement du refroidissement dès que la température haute est atteinte. Par contre, I'arrêt du refroidissement peut se situer, par exemple à 50 en-dessous de la température maximale. De même, le dispositif de seuil avec hystérésis 49 déclenche, par l'intermédiaire d'un moyen de chauffage non représenté sur la figure, le réchauffement dès que la température inférieure de fonctionnement est atteinte. Par contre le chauffage n'est arrêté que quand cette température est dépassée de quelques degrés C. L'invention s'applique notamment à la réalisation du dispositif de refroidissement comportant des turbomachines ou de turbines de détente. L'invention s'applique principalement à la réalisation de dispositifs de refroidissement de l'électronique ou de climatisation de cabines dans des aéronefs, REVENDICATIONS 1. Dispositif de refroidissement comportant une roue de turbine (7) assurant la détente d'un gaz et des moyens de régulation de la vitesse de rotation caractérisé par le fait qu'il comporte en outre des moyens de limitation de la vitesse de rotation de la roue de turbine (7) empêchant le fonctionnement à la vitesse suscept ible d'endommager ou de détruire la turbine. 2. Dispositif de refroidissement selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'il comporte une boucle d'asservissement de la vitesse de rotation de la roue de turbine (7). 3. Dispositif de- refroidissement selon la revendication 1 ou 2, caractérisé par le fait qu'il comporte en outre une boucle d'asservlssement de la vitesse de rotation de la roue de turbine (7, en fonction de la température atteinte par le fluide de refroidissement et/ou l'enceinte à réfrigérer. 4. Dispositif de refroidissement selon la revendication 1,2 ou 3 caractérisé par le fait qu'il comporte une vanne (4), l'ouverture de la vanne augmentant la vitesse de rotation de la roue de turbine (7). 5. Dispositif de refroidissement selon la revendication 1,2,3 ou 4, caractérisé par le fait que la (les) boucle(s) d'asservissement est une boucle d'asservissement électronique. 6. Aéronef (13) caractérisé par le fait qu'il comporte un dispositif d'asservissement selon l'une quelconque des revendications précédentes. 7. Aéronef selon la revendication 6, caractérisé par le fait qu'il comporte au moins un turboréacteur connecté à la roue de turbine (7) de façon à pouvoir lui fournir de l'air sous pression. 8. Aéronef selon la revendication 6 ou 7, caractérise. par le fait qu'il comporte des dispositifs électroniques (17) susceptibles d'être refroidis par un dispositif de refroidissement selon l'une quelconque des revendications 1 à 5. 9. Aéronef selon la revendication 8, caractérisé par le fait que l'électronique (17) se trouve dans une nacelle (16). 10. Aéronef selon la revendication 6, caractérisé par le fait que le dispositif de refroidissement selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 assure les conditionnements d'air d'une cabine (15).