FR 2923861 A1 20090522 FR 0759094 A 20071116 i L'invention concerne un circuit de carburant de turbomachine. Elle se destine à tout type de turbomachine, terrestre ou aéronautique, et plus particulièrement aux turboréacteurs d'avion. Plus précisément, l'invention concerne un type de circuit de carburant de turbomachine comprenant un circuit principal de carburant avec une pompe basse pression, au moins un échangeur de chaleur utilisant le carburant comme source froide, une pompe haute pression, et un circuit de retour de carburant vers le réservoir de carburant de la turbomachine (ou circuit RU pour "Return To Tank"), ce circuit de retour comprenant une vanne de retour permettant de contrôler le débit de carburant qui retourne vers le réservoir. Dans la présente demande, on utilise le terme "vanne de retour" pour désigner tout dispositif permettant de contrôler, c'est-à-dire de régler ou d'interrompre, le débit du carburant dans le circuit de retour. Typiquement, cette vanne de retour peut être une valve de retour de carburant (ou valve FRV pour "Fuel Return Valve") ou, simplement, une vanne de coupure du débit. Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du carburant dans le circuit. La figure 1 représente un exemple connu de circuit de carburant 10 de turboréacteur d'avion du type précité, comprenant un circuit principal 12 et un circuit de retour 30 de carburant vers le réservoir de carburant 14 de l'avion. Le circuit principal 12 comprend, dans le sens d'écoulement du carburant : une pompe basse pression 16, un premier échangeur de chaleur 17, une pompe haute pression 18. La pompe basse pression 16 est reliée en amont au système de carburant de l'avion 11 (ou "Aircraft Fuel System") qui comprend le réservoir de carburant 14 de l'avion. En aval de la pompe haute pression 18, le circuit se sépare en deux branches 12a et 12b. La première branche 12a comprend un organe doseur 19 permettant de contrôler le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion 20 du turboréacteur, en renvoyant le carburant en excès dans le circuit principal 12, en amont de l'échangeur de chaleur 17, via une boucle de re-circulation 21. Cet organe doseur est généralement une unité hydromécanique 19 (ou H.M.U. pour "Hydro Mechanical Unit"). La deuxième branche 12b comprend un deuxième échangeur de chaleur 27 et un système de géométries variables 40. En particulier, le système de géométries variables 40 optimise le fonctionnement du turboréacteur dans les différentes phases de vol. Le système de géométries variables comprend un ou plusieurs actionneurs hydrauliques notés Al à AN, N représentant un nombre entier supérieur ou égal à 1. Ces actionneurs sont, par exemple, des vannes de décharge d'air ou des vannes permettant d'adapter la géométrie du compresseur du turboréacteur. Dans l'exemple, seuls deux actionneurs Al et A2 ont été représentés. Le système de géométries variables 40 comprend généralement plusieurs servovalves électro-hydrauliques, notées S1 à SN (dans l'exemple S1 et S2), chaque actionneur étant alimenté par l'intermédiaire d'une servovalve. Le carburant sortant des servovalves S1, S2, rejoint la boucle de re-circulation 21 au point Y. Au lieu d'être commandé par une servovalve, chaque actionneur Al et A2 peut être commandé par un solénoïde. Le circuit de retour 30 de carburant comprend une vanne de retour 32 de carburant, cette vanne 32 permettant de contrôler le débit de carburant qui retourne vers le réservoir 14 de l'avion. Le circuit de retour 30 est relié en amont à la boucle de recirculation 21 et en aval au réservoir 14. Dans les premier et deuxième échangeurs de chaleur 17 et 27 circulent, d'une part, du carburant et, d'autre part, de l'huile de lubrification, cette huile étant utilisée pour lubrifier différents organes du turboréacteur. Dans l'échangeur 17, le carburant est utilisé comme source froide, pour refroidir l'huile. Le refroidissement de l'huile dans le premier échangeur 17 est dépendant du débit du carburant circulant dans l'échangeur 17, ce débit de carburant étant lui-même dépendant du débit de carburant qui retourne vers le réservoir 14, via le circuit de retour 30. Ainsi, plus le débit de carburant qui retourne vers le réservoir 14 est important, plus le débit du carburant traversant l'échangeur 17 est important et meilleur est le refroidissement de l'huile dans cet échangeur 17 (par augmentation de l'efficacité calorifique). Dans le circuit de carburant de la figure 1 le moteur de la pompe basse pression 16 est entraîné par la boîte de commande d'accessoires du turboréacteur, de sorte que l'énergie hydraulique générée par la pompe basse pression 16 est dépendante de la vitesse de rotation de l'arbre moteur du turboréacteur. Pendant les phases de démarrage, la vitesse de rotation de l'arbre moteur du turboréacteur est faible et, par conséquent, l'énergie hydraulique générée par la pompe basse pression 16 est faible. Par conséquent, si on ouvrait la vanne 32 lors des phases de démarrage du turboréacteur (ce qui n'a jamais été envisagé jusqu'à présent), le débit de carburant qui retournerait vers le réservoir 14 serait faible. Ceci aurait notamment pour conséquence que le refroidissement de l'huile dans l'échangeur 17 ne serait pas suffisamment efficace pendant les phases de démarrage du turboréacteur. Dans la présente demande, on appelle phases de démarrage les phases de fonctionnement du turboréacteur ayant un régime inférieur au régime ralenti stabilisé. Ces phases de démarrage comprennent, notamment : la phase de démarrage nominal au sol, la phase de démarrage avorté (plusieurs démarrages successifs avec, à chaque fois, échec d'allumage de la chambre de combustion), la phase de démarrage en vol, la phase de ventilation sèche et la phase de ventilation humide. Depuis quelques années, on développe des turboréacteurs d'avions qui comprennent de plus en plus d'équipements électriques comme, par exemple, un starter électrique. Ces équipements électriques ont besoin d'être refroidis dès les phases de démarrage du turboréacteur. Pour refroidir ces équipements, on souhaite utiliser l'huile de lubrification traversant le premier échangeur 17. Cette huile a donc besoin d'être correctement refroidie dans l'échangeur 17. Or, pour équiper de tels turboréacteurs d'avions, le circuit 10 de carburant de la figure 1 serait mal adapté puisque, pendant les phases de démarrage, l'huile ne serait pas suffisamment refroidie dans l'échangeur 17 comme expliqué plus haut. Une solution de modification évidente du circuit 10, serait d'augmenter la puissance de la pompe basse pression 16 en augmentant les dimensions (et donc la masse) de cette pompe. Cette solution serait toutefois insatisfaisante en raison de l'augmentation de la masse de la pompe et donc de la masse du turboréacteur. L'invention a pour objectif de proposer un circuit de carburant de turbomachine du type précité, présentant une nouvelle architecture, et destiné à équiper tout particulièrement les turbomachines (notamment les turboréacteurs d'avions) comprenant de nombreux équipements électriques. Cet objectif est atteint grâce à un circuit de carburant de turbomachine du type précité, dans lequel le circuit de retour de carburant vers le réservoir est relié à la portion haute pression du circuit principal de carburant, située en aval de la pompe haute pression. Le fait de relier le circuit de retour de carburant en aval de la pompe haute pression (qui génère une énergie hydraulique bien supérieure à celle de la pompe basse pression) permet d'avoir un débit de carburant dans le circuit de retour élevé, y compris pendant les phases de démarrage de la turbomachine. Pour donner un ordre d'idée, la pression du carburant en sortie de la pompe basse pression pendant les phases de démarrage est généralement comprise entre 1 et 2 bars, tandis que la pression du carburant en sortie de la pompe haute pression pendant les phases de démarrage est généralement comprise entre 20 et 35 bars. Le débit de carburant retournant vers le réservoir étant élevé, le débit de carburant circulant dans l'échangeur de chaleur est élevé et le refroidissement de l'huile est donc satisfaisant. Cette huile peut alors être utilisée pour refroidir efficacement les équipements électriques de la turbomachine. Selon un mode de réalisation, la turbomachine qui comprend le circuit de carburant de l'invention, comprend des moyens de commande de ladite vanne de retour, pour commander l'ouverture de cette vanne lors des phases de démarrage du turboréacteur d'avion. On peut alors, pendant les phases de démarrage, utiliser l'huile refroidie pour refroidir efficacement les équipements électriques de la turbomachine. Lesdits moyens de commande peuvent être de tout type. Notamment, ces moyens de commande peuvent comprendre un calculateur ou un mécanisme réagissant à une différence de pression entre deux points du circuit principal. Selon un mode de réalisation de l'invention, le circuit principal comprend, en aval de la pompe haute pression (de débit non dosé), un système de géométries variables comprenant plusieurs actionneurs hydrauliques, ladite portion haute pression étant délimitée entre la pompe haute pression et le système de géométries variables. Selon un mode de réalisation le circuit principal comprend, en aval de la pompe haute pression, un organe doseur permettant de contrôler le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion de la turbomachine, ladite portion haute pression (de débit non dosé) étant délimitée entre la pompe haute pression et l'organe doseur. Le circuit principal comprenant généralement un système de géométries variables et un organe doseur, ladite portion haute pression est délimitée entre la pompe haute pression (de débit non dosé), le système de géométries variables et l'organe doseur. L'invention et ses avantages seront encore mieux compris à la lecture de la description détaillée qui suit, d'exemples de réalisation de l'invention. Cette description fait référence aux figures annexées sur lesquelles : - la figure 1 représente schématiquement un circuit de carburant de turboréacteur d'avion, connu; - la figure 2 représente schématiquement un exemple de circuit de carburant de turboréacteur d'avion, selon l'invention; et - la figure 3 représente schématiquement un autre exemple de circuit de carburant de turboréacteur d'avion, selon l'invention. Le circuit de carburant 10 de la figure 1 a été précédemment décrit et illustre l'art antérieur. La figure 2 représente un exemple de circuit de carburant 110 selon l'invention. Les éléments et parties analogues entre ce circuit de carburant 110 et le circuit 10 de la figure 1 sont repérés par les mêmes références numériques augmentées de 100. Le circuit de carburant 110 comprend, un circuit principal 112 et un circuit de retour de carburant 130 vers le réservoir 140 de l'avion. Le circuit principal 112 comprend, dans le sens d'écoulement du carburant : une pompe basse pression 116, un premier échangeur de chaleur 117, une pompe haute pression 118. La pompe basse pression 116 est reliée en amont au système de carburant de l'avion 111 (ou "Aircraft Fuel System") qui comprend le réservoir de carburant 114 de l'avion. En aval de la pompe haute pression 118, le circuit se sépare en deux branches 112a et 112b. La première branche 112a comprend une unité hydromécanique 119 (i.e. un organe doseur au sens de l'invention) et, à son extrémité aval, des injecteurs par lesquels le carburant est injecté dans la chambre de combustion. Ladite unité hydromécanique permet de contrôler le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion 120 du turboréacteur, en renvoyant le carburant en excès dans le circuit principal 112, entre la pompe basse pression 116 et l'échangeur de chaleur 117, via une boucle de recirculation 121. La deuxième branche 112b comprend un deuxième échangeur de chaleur 127 et un système de géométries variables 140. Le circuit de retour 130 de carburant comprend une vanne de retour 132 de carburant, cette vanne 132 permettant de contrôler le débit de carburant qui retourne vers le réservoir 114 de l'avion. Cette vanne 132 est, par exemple, une valve de retour de carburant (ou valve FRV pour "Fuel Return Valve") ou une vanne de coupure du débit. Conformément à l'invention, le circuit de retour 130 est relié à la portion haute pression 150 du circuit principal de carburant, située en aval de la pompe haute pression 118. Cette portion haute pression 150 est délimitée entre la pompe haute pression 118, l'unité hydromécanique 119 et le système de géométries variables 140. Plus précisément, le circuit de retour 130 est relié au circuit principal 112 entre la pompe haute pression 118 et le système de géométries variables 140 (dans cet exemple, la liaison est située en amont du deuxième échangeur de chaleur 127 mais elle pourrait être située en aval de cet échangeur 127). Ce raccordement du circuit de retour 130 permet d'assurer un débit de carburant retournant vers le réservoir 114 élevé, y compris lors des phases de démarrage du turboréacteur. Ceci a pour conséquence que le débit de carburant circulant dans le premier échangeur 117 est également élevé et donc que l'huile circulant dans cet échangeur 117 est bien refroidie. Ainsi, cette huile peut être utilisée pour refroidir efficacement différents organes électriques du turboréacteur qui demandent à être refroidis, y compris lors des phases de démarrage du turboréacteur. Le circuit de carburant 110 est destiné à équiper un turboréacteur d'avion, ce turboréacteur comprenant des moyens de commande de la vanne de retour de carburant 132, permettant de commander l'ouverture de cette vanne 132 lors des phases de démarrage du turboréacteur. Selon un exemple de réalisation, ces moyens de commande comprennent un calculateur commandant l'ouverture et la fermeture de la vanne et pouvant recevoir ou non le retour de position. Selon un autre exemple de réalisation, ces moyens de commande comprennent un mécanisme réagissant à une différence de pression entre deux points du circuit principal de carburant, par exemple entre un point de la portion basse pression du circuit et un point de la portion haute pression, ce qui permet, par exemple, d'ouvrir la vanne au démarrage et de la fermer dès qu'il y a injection de carburant dans la chambre de combustion, la différence de pression entre les portions haute et basse pression variant significativement avant et après démarrage. La figure 3 représente un autre exemple de circuit de carburant 210 selon l'invention. Les éléments et parties analogues entre ce circuit de carburant 210 et le circuit 110 de la figure 2 sont repérés par les mêmes références numériques augmentées de 100. Le circuit de carburant 210 diffère de celui de la figure 2 uniquement en ce que le circuit de retour 230 est relié au circuit principal 112, entre la pompe haute pression 118 et l'unité hydromécanique 119. Que ce soit dans l'exemple de circuit de carburant de la figure 2 ou dans celui de la figure 3, il est possible de rajouter dans le circuit de retour de carburant 130, 230, un diaphragme de sécurité afin de limiter le débit de carburant qui retourne vers le réservoir 114, 214. Ce diaphragme de sécurité est monté en aval de la vanne de retour 132, 232, et est utile en cas de panne de cette vanne 132, 232. Ce diaphragme de sécurité est une restriction de passage dans le circuit de retour carburant 130, 230. A titre d'exemple, un tel diaphragme de sécurité 133 est représenté en pointillés sur la figure 2. Une solution alternative à l'ajout d'un diaphragme de sécurité, consiste à rajouter dans le circuit de retour de carburant 130, 230, une vanne supplémentaire afin de limiter ou couper le débit de carburant qui retourne vers le réservoir 114, 214, en cas de panne de la vanne de retour 132, 232. Cette vanne supplémentaire est mise en série avec la vanne de retour 132, 232, en aval de celle-ci, sur le circuit de retour de carburant 130, 230. A titre d'exemple, une telle vanne supplémentaire 235 est représentée en pointillés sur la figure 3. REVENDICATIONS 1) Circuit de carburant de turbomachine comprenant un circuit principal (112, 212) avec une pompe basse pression (116, 216), un premier échangeur de chaleur (117, 217) utilisant le carburant comme source froide, une pompe haute pression (118, 218), et un circuit de retour de carburant (130, 230) vers le réservoir de carburant (114, 214) de la turbomachine, ce circuit de retour (130, 230) comprenant une vanne de retour (132, 232) permettant de contrôler le débit de carburant qui retourne vers ledit réservoir (114, 214), caractérisé en ce que le circuit de retour (130, 230) est relié à la portion haute pression (150, 250) du circuit principal (112, 212), située en aval de la pompe haute pression (118, 218). 2) Circuit de carburant selon la revendication 1, dans lequel le circuit principal (112, 212) comprend, en aval de la pompe haute pression (118, 218), un système de géométries variables (140, 240) comprenant plusieurs actionneurs hydrauliques (Al, A2), ladite portion haute pression (150, 250) étant délimitée entre la pompe haute pression (118, 218) et le système de géométries variables (140, 240). 3) Circuit de carburant selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le circuit principal (112, 212) comprend, en aval de la pompe haute pression (118, 218), un organe doseur (119, 219) permettant de contrôler le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion (120, 220) de la turbomachine, ladite portion haute pression (150, 250) étant délimitée entre la pompe haute pression (118, 218) et l'organe doseur (119, 219). 4) Circuit de carburant selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le circuit de retour de carburant (130, 230) comprend, en aval de la vanne de retour (132, 232), un diaphragme de sécurité (133). 5) Circuit de carburant selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le circuit de retour de carburant (130, 230) comprend, en aval de la vanne de retour (132, 232), une vanne supplémentaire (235).35 6) Turbomachine comprenant un circuit de carburant selon l'une quelconque des revendications précédentes. 7) Turbomachine selon la revendication 6, consistant en un turboréacteur d'avion. 8) Turbomachine selon la revendication 7, comprenant des moyens de commande de ladite vanne de retour (132, 232), pour commander l'ouverture de cette vanne (132, 232) lors des phases de démarrage du turboréacteur d'avion. 9) Turbomachine selon la revendication 8, dans lequel lesdits moyens de commande comprennent un calculateur. 10) Turbomachine selon la revendication 8, dans lequel lesdits moyens de commande comprennent un mécanisme réagissant à une différence de pression entre deux points du circuit principal (112, 212).