FR 2923263 A1 20090508 FR 0758841 A 20071107 La présente invention concerne le domaine des turbines à gaz et notamment celui des turbomoteurs pour des engins volants tels des hélicoptères. La présente invention concerne plus particulièrement un turbomoteur, notamment pour un hélicoptère, comportant un générateur de gaz et une turbine libre entraînée en rotation par le flux de gaz généré par le générateur de gaz. Traditionnellement, le générateur de gaz comporte au moins un compresseur et une turbine haute pression couplés en rotation par l'intermédiaire d'un arbre, appelé arbre du générateur de gaz. Le principe de fonctionnement est le suivant : l'air frais entrant dans le turbomoteur est comprimé du fait de la rotation du compresseur avant d'être envoyé vers une chambre de combustion où il est mélangé à un carburant. Les gaz brûlés du fait de la combustion sont ensuite évacués à grande vitesse. Il se produit alors une première détente dans la turbine du générateur de gaz, durant laquelle cette dernière extrait l'énergie nécessaire à l'entraînement du compresseur. La turbine du générateur de gaz n'absorbe pas toute l'énergie des 20 gaz brûlés et l'excédent d'énergie correspond au flux de gaz généré par le générateur de gaz. Ce dernier fournit donc de l'énergie à la turbine libre de sorte qu'il se produit une seconde détente dans la turbine libre qui transforme cette énergie en énergie mécanique afin d'entraîner un organe récepteur, tel le 25 rotor de l'hélicoptère. Ainsi, lors d'une phase d'accélération normale du turbomoteur, notamment en vol, le pilote exprime un besoin de puissance qui entraîne une augmentation du débit de carburant injecté dans la chambre de combustion, ce qui a pour effet d'augmenter l'énergie du flux de gaz 30 généré et, par voie de conséquence, la puissance de la turbine libre. Bien évidemment, le turbomoteur est prévu pour fonctionner dans des limites prescrites, notamment à une puissance nominale, le maintien du turbomoteur dans de telles limites étant effectué en agissant notamment sur le débit de carburant injecté dans la chambre de 35 combustion. Cependant, dans certaines circonstances, il est nécessaire de faire fonctionner le turbomoteur au-delà de sa puissance nominale pendant un certain temps. Il est en effet connu que les moteurs d'un hélicoptère biturbines doivent être capable de fournir à l'hélicoptère la puissance nécessaire pour atterrir ou poursuivre son vol, au moins pendant un certain temps, alors que l'un des deux turbomoteurs a cessé de fonctionner, par exemple en raison d'une panne. Autrement dit, dans ce régime de fonctionnement, communément appelé OEI (One Engine Inoperative), le turbomoteur restant en fonctionnement doit être apte à délivrer une puissance supplémentaire sensiblement supérieure à sa puissance nominale. Traditionnellement, lors d'un régime OEI, le pilote augmente sensiblement le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion du générateur de gaz, ce qui a pour conséquence d'augmenter la vitesse de rotation de l'arbre du générateur de gaz ainsi que la température dans la turbine haute pression. L'augmentation de vitesse et de température entraîne une augmentation des contraintes mécaniques au niveau des pales de la turbine haute pression. En raison de l'augmentation de la température dans la turbine haute pression, et donc de la température ressentie par les aubes, ces dernières subissent, lors des régimes OEI, des déformations mécaniques pouvant entraîner leur rupture. L'activation d'un régime OEI oblige donc à remplacer plus souvent les pièces constitutives du turbomoteur. Aussi et surtout, le besoin d'un régime OEI entraîne classiquement un surdimensionnement du moteur qui impose un surplus de consommation en carburant lors de l'utilisation des régimes normaux Un but de la présente invention est de proposer un turbomoteur, notamment pour hélicoptère, apte à fournir une puissance sensiblement supérieure à sa puissance nominale sans imposer un surdimensionneemnt du moteur. L'invention atteint son but par le fait que le turbomoteur selon la présente invention comporte en outre des moyens de chauffage disposés entre le générateur de gaz et la turbine libre, lesdits moyens de chauffage 3 étant aptes à augmenter la température du flux de gaz généré par le générateur de gaz et entraînant la turbine libre. Grâce à l'invention, le turbomoteur peut fournir une puissance sensiblement supérieure à sa puissance nominale, par exemple mais non nécessairement lors d'un régime OEI. Dans le cas particulier d'un régime OEI, la puissance délivrée par le moteur sera appelée ci-après � puissance OEI �. Les inventeurs ont en effet constaté que l'apport d'énergie calorique au flux de gaz entrant dans la turbine libre, notamment en augmentant la température du flux de gaz sortant du générateur de gaz, de préférence mais non nécessairement sans modifier sensiblement le cycle thermodynamique du générateur de gaz, se traduit par une augmentation de la puissance délivrée par le turbomoteur. Autrement dit, le turbomoteur selon l'invention peut fournir une puissance OEI sans qu'il soit nécessaire d'augmenter la vitesse de rotation de l'arbre du générateur de gaz. Ainsi, par rapport à un turbomoteur traditionnel fonctionnant en régime OEI, la turbine haute pression du turbomoteur selon l'invention tourne moins vite et s'échauffe moins. On comprend dès lors que, grâce à l'invention, les aubes de la roue de turbine haute pression s'endommagent moins vite que dans un turbomoteur traditionnel. Aussi, la présente invention permet de réduire la taille du générateur de gaz et donc la consommation de carburant pour les régimes 25 nominaux. De manière préférentielle, le turbomoteur selon l'invention comporte une veine reliant une sortie du générateur de gaz à une entrée de la turbine libre, à travers laquelle circule tout ou partie du flux de gaz généré par le générateur de gaz, et les moyens de chauffage sont aptes à 30 augmenter la température du flux de gaz s'écoulant dans ladite veine. Selon un premier mode de réalisation particulièrement avantageux, les moyens de chauffage comprennent une chambre de combustion. Naturellement, cette chambre de combustion se distingue de la chambre de combustion du générateur de gaz, si bien que dans la suite de 35 la description, toute référence à � chambre de combustion �, sans précision supplémentaire, devra se comprendre comme correspondant à 4 celle des moyens de chauffage conformes à l'invention. Le cas échéant, on parlera de � chambre de combustion du générateur de gaz �. On comprend donc que lors de l'activation du régime OEI, la chambre de combustion est activée et fournit de l'énergie calorique au flux de gaz généré par le générateur de gaz grâce à quoi sa température augmente. Un intérêt d'utiliser une chambre de combustion est la disponibilité de carburant, déjà nécessaire au fonctionnement du générateur de gaz. Par ailleurs, la chambre de combustion permet de fournir très rapidement de l'énergie calorique au flux de gaz généré par le générateur de gaz, ce qui constitue un gage de sécurité lors de l'activation du régime OEI. De manière préférentielle, la chambre de combustion est reliée à la veine par un passage amont de manière à pouvoir être alimentée par une 15 fraction du flux de gaz généré par le générateur de gaz. On comprend donc que, grâce au passage amont, on prélève une fraction du flux de gaz généré par le générateur de gaz, cette fraction de flux étant ensuite mélangée à du carburant puis brûlée dans la chambre de combustion. La combustion produit un courant de gaz chaud qui est 20 évidemment plus chaud que le flux de gaz généré par le générateur de gaz, ce courant de gaz chaud étant ensuite réinjecté dans la veine, de préférence par l'intermédiaire d'un passage aval, où il se mélange avec le flux de gaz généré par le générateur de gaz, à la suite de quoi la température du flux de gaz qui alimente la turbine libre est augmentée. 25 Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, les moyens de chauffage comportent une résistance électrique disposée dans la veine. Selon un troisième mode de réalisation de l'invention, les moyens de chauffage comportent un échangeur apte à récupérer de la chaleur présente dans un flux de gaz sortant de la turbine libre. 30 L'échangeur est de préférence relié à des moyens pour transporter l'énergie calorique vers la veine, par exemple grâce à un fluide caloporteur. Grâce à l'augmentation de la température du flux de gaz généré par le générateur de gaz, on augmente sensiblement la puissance du 35 turbomoteur. Un intérêt supplémentaire est de fournir un couple additionnel transitoire à la turbine libre lors de phases transitoires afin de limiter la baisse de vitesse de rotation du rotor. Ce principe s'applique à tous types de turbomoteurs. 5 L'invention sera mieux comprise et ses avantages apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit, de modes de réalisation indiqués à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 représente un turbomoteur d'hélicoptère selon le premier mode de réalisation de l'invention muni de moyens de chauffage, comportant une chambre de combustion disposée entre le générateur de gaz et la turbine libre ; la figure 2 représente un turbomoteur d'hélicoptère selon le deuxième mode de réalisation de l'invention muni de moyens de chauffage comportant une résistance électrique disposée dans la veine s'étendant entre le générateur de gaz et la turbine libre ; et la figure 3 montre un turbomoteur d'hélicoptère selon le troisième mode de réalisation de l'invention muni de moyens de chauffage comportant un échangeur de chaleur apte à prélever de l'énergie calorique sur le flux sortant de la turbine libre. La figure 1 est une vue latérale en coupe d'un turbomoteur 10 conforme à un premier mode de réalisation de l'invention, destiné notamment à entraîner en rotation un rotor d'un hélicoptère (non représenté ici), le turbomoteur 10 comportant un générateur de gaz 12 et une turbine libre 14 apte à être entraînée en rotation par un flux de gaz F généré par le générateur de gaz 12. La turbine libre 14 est montée sur un arbre 16 qui transmet le mouvement de rotation à un organe récepteur tel un rotor principal de l'hélicoptère. Le turbomoteur 10 représenté sur la figure 1 est du type à prise de mouvement arrière. On pourrait très bien considérer, sans sortir du cadre de la présente invention, un turbomoteur turbine libre du type à prise de mouvement avant avec renvoi par arbre extérieur ou bien un turbomoteur 6 turbine libre du type à prise de mouvement avant avec renvoi par arbre coaxial. Le générateur de gaz comporte un arbre rotatif 18, appelé arbre de générateur de gaz, sur lequel sont montés un compresseur centrifuge 20 et une turbine haute pression 22, ainsi qu'une chambre de combustion 24 disposée axialement entre le compresseur 20 et la turbine dès lors que l'on considère le générateur de gaz 12 selon la direction axiale de l'arbre rotatif 18. Le turbomoteur 10 présente un carter 25 muni d'une entrée d'air 27 par laquelle entre l'air frais dans le générateur de gaz 12. Après son admission dans l'enceinte du générateur de gaz 12, l'air frais est comprimé par le compresseur 20 qui le refoule vers l'entrée de la chambre de combustion 24 dans laquelle il est mélangé avec du carburant. La combustion qui a lieu dans la chambre de combustion 24 provoque l'évacuation des gaz brûlés vers la turbine haute pression 22, ce qui a pour effet d'entraîner en rotation l'arbre 18 du générateur de gaz 12 et, par conséquent, le compresseur 20. La vitesse de rotation de l'arbre 18 du générateur de gaz 12 est 20 déterminée par le débit de carburant entrant dans la chambre de combustion 24. Malgré l'extraction d'énergie par la turbine haute pression 22, le flux de gaz F généré par le générateur de gaz présente une énergie résiduelle significative. 25 Comme on le comprend à l'aide de la figure 1, le flux de gaz F s'écoule au travers d'une veine 23, reliant une sortie du générateur de gaz 12 à une entrée de la turbine libre 14, ce qui a pour effet de provoquer une détente dans la turbine libre 14 conduisant à la mise en rotation de la roue de la turbine libre et par suite à celle de l'arbre 16. 30 Conformément à l'invention, le turbomoteur selon l'invention comporte des moyens de chauffage 26 qui, selon le premier mode de réalisation, comprennent une chambre de combustion additionnelle 28, distincte de la chambre de combustion 24 du générateur de gaz. Comme on le voit sur la figure 1, la chambre de combustion additionnelle 28 est 35 disposée entre le générateur de gaz 12 et la turbine libre 14 et, plus précisément entre une sortie de la turbine haute pression 22 et une 7 entrée de la turbine libre 14. Il pourra par exemple être utilisé une chambre de combustion à géométrie torique encerclant la veine 23. Ci-après, la chambre de combustion additionnelle 28 sera simplement appelée � chambre de combustion �, tandis que l'autre sera appelée � chambre de combustion du générateur de gaz �. Comme on le comprend à l'aide de la figure 1, la chambre de combustion 28 est apte à augmenter la température du flux de gaz généré par le générateur de gaz 12 avant son entrée dans la turbine libre 14. Pour ce faire, la chambre de combustion 28 est reliée à la veine 23 par l'intermédiaire d'un passage amont 30 de manière qu'une fraction f du flux de gaz sortant du générateur de gaz 12 puisse être prélevé et amené dans la chambre de combustion 28 pour y être mélangé avec du carburant. La combustion de ce mélange dans la chambre de combustion 28 produit un courant de gaz chaud C, dont la température est sensiblement supérieure à celle du flux de gaz F généré par le générateur de gaz 12. Comme on le voit sur la figure 1, le courant de gaz chaud est réinjecté dans la veine par l'intermédiaire d'un passage aval 32 où il se mélange avec la part du flux de gaz F qui n'a pas été prélevée. Comme la température du courant de gaz chaud C est sensiblement supérieure à celle de la part du flux non prélevée, on comprend que le mélange conduit à une augmentation de la température du flux de gaz s'écoulant dans la veine 23 juste avant son entrée dans la turbine libre 14. Comme on l'a déjà mentionné ci-dessus, les inventeurs ont découvert que cette augmentation de température entraîne une augmentation avantageuse de la puissance délivrée par le turbomoteur alors que la vitesse de rotation de l'arbre 18 du générateur de gaz 12 est avantageusement maintenue à sa vitesse de rotation nominale. En l'espèce, on s'arrange pour que l'augmentation de la température en entrée de la turbine libre 14 soit comprise entre 50 et 200°K, de préférence entre 80 et 150°K. Pour cette plage de température, il a été constaté que le turbomoteur pouvait atteindre une puissance OEI similaire à celle d'un turbomoteur traditionnel sans augmenter la vitesse de rotation de l'arbre 18 du générateur de gaz. 8 Par rapport à un turbomoteur non équipé des moyens de chauffage, par exemple l'ARRIEL 2C2 de la demanderesse, des analyses ont permis de constater que grâce à l'invention, lors d'un régime OEI sur 30 secondes, pour lequel la puissance OEI fournie est environ 20% supérieure à la puissance nominale du turbomoteur, le gain en température de la turbine haute pression est d'environ 80°K tandis que le gain en vitesse de rotation de l'arbre du générateur de gaz est d'environ 8%. Autrement dit, lors d'un régime OEI, la turbine haute pression du 10 turbomoteur selon l'invention tourne moins vite et s'échauffe moins que celle d'un turbomoteur non équipé des moyens de chauffage. Evidemment, les pièces constitutives de la turbine libre 14 devront être dimensionnées de manière à supporter l'augmentation de température. 15 Un autre intérêt de l'invention est de pouvoir diminuer la masse du turbomoteur Encore un intérêt de la présente invention, déjà mentionné, est de pouvoir réduire la consommation en carburant du turbomoteur 10. 20 Un autre intérêt est de pouvoir offrir un turbomoteur 10 offrant une puissance OEI supérieure à celle du turbomoteur traditionnel équivalent. Sans sortir du cadre de l'invention, il est possible d'activer la chambre de combustion 28 hors régime OEI, par exemple pour fournir 25 temporairement un surplus de puissance au rotor. A l'aide des figures 2 et 3, on va maintenant décrire d'autres modes de réalisation des moyens de chauffage de la présente invention. La figure 2 montre un turbomoteur 110 selon un deuxième mode de réalisation de l'invention. Les références numériques utilisées pour 30 décrire ce second mode de réalisation du turbomoteur correspondent, pour un même élément, à celles utilisées dans le premier mode de réalisation augmentées de cent. Le turbomoteur 110 selon le deuxième mode de réalisation de l'invention comporte des moyens de chauffage 126 qui, en l'espèce, 35 comprennent une résistance électrique 150 disposée dans la veine 123 dans laquelle s'écoule le flux de gaz généré par le générateur de gaz 112. 9 Lorsqu'elle est activée, par exemple lors d'un régime OEI, cette résistance électrique 150 chauffe le flux de gaz F généré par le générateur de gaz 112 avant qu'il n'entre dans la turbine libre 114. La figure 3 montre un turbomoteur 210 selon un troisième mode de réalisation de l'invention. Les références numériques utilisées pour décrire ce second mode de réalisation du turbomoteur correspondent, pour un même élément, à celles utilisées dans le premier mode de réalisation augmentées de deux cents. Le turbomoteur 210 selon le troisième mode de réalisation de l'invention comporte des moyens de chauffage 226 qui, en l'espèce, comprennent un échangeur de chaleur 250 apte à récupérer de la chaleur présente dans un flux de gaz S sortant de la turbine libre 214, et à amener la chaleur récupérée vers la veine 223 afin de chauffer le flux de gaz généré par le générateur de gaz 212. Pour ce faire, on pourra par exemple faire circuler un fluide caloporteur, connu par ailleurs, dans un serpentin 252 enserrant la veine 223. REVENDICATIONS 1. Turbomoteur (10,110,210), notamment pour un hélicoptère, comportant un générateur de gaz (12,112,212) et une turbine libre (14,114,214) entraînée en rotation par un flux de gaz (F) généré par le générateur de gaz, le turbomoteur étant caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens de chauffage (26,126,226) disposés entre le générateur de gaz et la turbine lo libre, lesdits moyens de chauffage étant aptes à augmenter la température du flux de gaz entraînant la turbine libre. 2. Turbomoteur selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte une veine (23,123,223) reliant une sortie du générateur 15 de gaz à une entrée de la turbine libre, à travers laquelle circule le flux de gaz généré par le générateur de gaz, et en ce que les moyens de chauffage sont aptes à augmenter la température du flux de gaz s'écoulant dans ladite veine. 20 3. Turbomoteur selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de chauffage comprennent une chambre de combustion (28). 4. Turbomoteur selon la revendication 3, caractérisé en ce que la 25 chambre de combustion est reliée à la veine par un passage amont (30) (de manière à pouvoir être alimentée par une fraction (f) du flux de gaz (F) généré par le générateur de gaz (12). 5. Turbomoteur selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que la 30 chambre de combustion (28) est en outre reliée à la veine (23) par un passage aval (32) de manière à pouvoir injecter un courant de gaz chaud (C) dans la veine. 6. Turbomoteur selon la revendication 2, caractérisé en ce que les 35 moyens de chauffage (126) comportent une résistance électrique (150) disposée dans la veine. 7. Turbomoteur selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de chauffage (226) comportent un échangeur (250) apte à récupérer de la chaleur présente dans un flux de gaz (S) sortant 5 de la turbine libre (214).