FR 2935749 A1 20100312 FR 0856096 A 20080911 Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général de la circulation de carburant dans une turbomachine. L'invention s'applique à tout type de turbomachine aéronautique et plus particulièrement aux turboréacteurs d'avion. Dans une turbomachine aéronautique, il est courant que le carburant soit utilisé non seulement comme combustible (dans la chambre de combustion de la turbomachine), mais également comme fluide hydraulique dans des actionneurs hydrauliques pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine (tels que notamment les vannes de décharge d'air et les vannes permettant d'adapter la géométrie du compresseur de la turbomachine). A cet effet, le circuit de carburant d'une turbomachine comporte typiquement une pompe principale pour alimenter deux lignes distinctes de carburant : une première ligne pour l'alimentation des systèmes d'injection de carburant dans la chambre de combustion, et une seconde ligne pour l'alimentation de vérins hydrauliques pour la commande des équipements à géométrie variable de la turbomachine. L'invention concerne plus particulièrement un perfectionnement apporté à la seconde ligne de carburant d'un tel circuit. Généralement, la seconde ligne de carburant destinée à l'alimentation des vérins de commande des équipements à géométrie variable de la turbomachine comporte des servovalves électrohydrauliques, c'est-à-dire des vannes hydrauliques commandées par des servomoteurs. Ces servovalves permettent de délivrer un débit calibré de carburant vers l'une ou l'autre des chambres d'un vérin hydraulique et sont commandées électriquement par le calculateur électronique de la turbomachine (également appelé ECU pour � Electronic Control Unit �). Il est connu que de telles servovalves fonctionnent correctement au-dessus d'une certaine température du carburant. Or, par temps extrêmement froid, la température du carburant alimentant les servovalves de commande des vérins hydrauliques de la turbomachine peut être négative (c'est-à-dire en dessous de 0°C) au démarrage et au décollage de l'avion avec le risque de colmatage des conduits des servovalves que cela implique. L'une des certifications auxquels sont soumis les motoristes impose donc un bon fonctionnement des systèmes en condition de froid extrême (on parle d� Pour répondre à cette certification, il est connu d'équiper la seconde ligne du circuit de carburant d'un échangeur thermique huile/carburant disposé en amont des servovalves pour chauffer le carburant en entrée des servovalves et éviter ainsi tout risque de colmatage de leurs conduits par de la glace formée par l'eau contenue dans le carburant givrant. Un tel échangeur thermique fonctionne sur le principe du transfert thermique entre un fluide chaud (huile) vers un autre fluide plus froid (carburant), sans les mélanger, au travers d'une surface d'échange thermique qui sépare les deux fluides. L'huile utilisée pour chauffer ainsi le carburant provient du circuit de lubrification de certains éléments de la turbomachine (tels que les paliers à roulement par exemple). L'utilisation d'un tel échangeur thermique pour chauffer le carburant en entrée des servovalves comporte cependant de nombreux inconvénients. En particulier, un tel échangeur thermique est passif et ne peut être régulé ou éteint : il est donc dimensionné pour que la température du carburant en sortie de l'échangeur soit toujours supérieure à 0°C. Or, dans la pratique, les situations où la présence de l'échangeur se révèle nécessaire sont extrêmement rares. En outre, en cas de forte température du carburant, il existe un risque que l'échangeur thermique chauffe davantage le carburant et que sa température à l'entrée des servovalves soit finalement trop élevée. De plus, par temps extrêmement froid, au démarrage de l'avion où l'huile n'a pas eu le temps de chauffer, cet échangeur thermique fournit peu de puissance thermique au carburant ce qui impose à l'avion de rester plus longtemps au sol (en phase de � taxi �), le temps que la température du carburant s'élève suffisamment. Enfin, cet échangeur thermique qui a une taille minimale imposée est relativement encombrant. Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un circuit de carburant dont le chauffage du carburant en entrée des servovalves est régulé et pour lequel la certification est simplifiée. Ce but est atteint grâce à un circuit de carburant de 10 turbomachine aéronautique, comportant une pompe alimentant en carburant deux lignes distinctes de carburant : une première ligne de carburant pour l'alimentation d'une chambre de combustion de la turbomachine ; et une seconde ligne de carburant pour l'alimentation d'un ou 15 plusieurs vérins hydrauliques pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine, chaque vérin hydraulique étant alimenté en carburant par l'intermédiaire d'une servovalve électrohydraulique ; caractérisé en ce que la seconde ligne de carburant comporte 20 un dispositif électrique de chauffage de carburant disposé en amont des servovalves. L'utilisation du dispositif électrique de chauffage de carburant selon l'invention présente de nombreux avantages par rapport à un échangeur thermique connu de l'art antérieur. Un tel dispositif peut être 25 régulé : il peut notamment être désactivé lorsque les situations ne nécessitent pas de chauffer le carburant en entrée des servovalves. Il est ainsi possible de gagner jusqu'à 5°C sur la température de dimensionnement du dispositif de chauffage et de répercuter ce gain de température sur d'autres échangeurs thermiques de la turbomachine. Il 30 est également possible d'éviter toute chauffe trop importante du carburant. Un autre avantage du dispositif selon l'invention est que, par temps extrêmement froid, le carburant peut être chauffé rapidement, et ceci immédiatement après le démarrage de la turbomachine, ce qui 35 diminue le temps au sol imposé à l'avion (en phase de � taxi �). La certification � icing � s'en trouve simplifiée. Encore un autre avantage du dispositif selon l'invention réside dans le fait que la conception du chauffage du carburant en entrée des servovalves gagne en souplesse. En cas de changement de dimensionnement (dû par exemple à un problème de conception ou à un changement de spécification), toute modification de conception sera en effet plus facile avec un dispositif électrique de chauffage qu'avec un échangeur thermique (seule la puissance électrique d'alimentation du dispositif sera à modifier). Le gain en encombrement est un autre avantage du dispositif selon l'invention par rapport à un échangeur thermique dont la taille minimale est imposée. Selon une disposition particulière de l'invention, le dispositif électrique de chauffage de carburant est relié à une source d'alimentation électrique de la turbomachine et commandé par un calculateur électronique de la turbomachine. Selon une autre disposition particulière de l'invention, le dispositif électrique de chauffage de carburant est activé par le calculateur électronique de la turbomachine uniquement pendant les phases de démarrage et de décollage de l'avion équipé de la turbomachine. Le circuit peut comporter en outre un capteur de température du carburant du circuit relié au calculateur électronique de la turbomachine, celui-ci désactivant le dispositif électrique de chauffage de carburant lorsque la température du carburant dépasse un seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. Alternativement, le dispositif électrique de chauffage de carburant peut comporter un disjoncteur thermique apte à couper automatiquement l'alimentation électrique du dispositif lorsque la température du carburant dépasse un seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. L'invention a également pour objet une turbomachine 30 aéronautique comportant un circuit de carburant tel que défini précédemment. Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention 35 ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 représente de façon très schématique un circuit de carburant de turbomachine aéronautique selon l'invention ; et - la figure 2 représente de façon très schématique une portion de circuit de carburant selon une variante de réalisation de l'invention. Description détaillée de modes de réalisation En liaison avec la figure 1, le circuit de carburant 10 d'une turbomachine aéronautique selon l'invention comporte, dans le sens d'écoulement du carburant, une pompe basse-pression 12, un échangeur thermique carburant/huile 14, un filtre principal à carburant 16 et une pompe haute-pression 18. La pompe basse-pression 12 est reliée en amont aux réservoirs de carburant de l'avion (non représentés sur la figure 1). L'échangeur thermique carburant/huile 14 permet de refroidir l'huile de lubrification de la turbomachine par échange thermique avec du carburant au travers d'une surface d'échange séparant ces deux fluides, ce qui a pour conséquence de chauffer le carburant. En aval de la pompe haute-pression 18, le circuit de carburant 10 se divise en deux lignes distinctes de carburant, à savoir : une première ligne de carburant 20 pour l'alimentation en carburant de la chambre de combustion 22 de la turbomachine, et une seconde ligne de carburant 24, distincte de la première ligne, pour l'alimentation de vérins hydrauliques 26 pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine (non représentés sur la figure 1). La première ligne de carburant 20 comprend un organe doseur 28 permettant de contrôler le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion 22 de la turbomachine via des systèmes d'injection de carburant (non représentés). Le carburant en excès dans le circuit est renvoyé en amont de l'échangeur thermique carburant/huile 14 via une boucle de re-circulation 30. De façon connue en soi, l'organe doseur de carburant 28 est commandé par l'unité hydromécanique 32 de la turbomachine (ou HMU pour � Hydro Mechanical Unit �). Une valve de pressurisation et d'extinction (non représentée sur la figure 1) peut également être disposée sur la première ligne de carburant en aval de l'organe doseur 28. Quant à la seconde ligne de carburant 24, elle comprend notamment des servovalves électrohydrauliques 34 bien connues en soi, chaque servovalve étant utilisée pour délivrer un débit de carburant vers l'une ou l'autre des chambres d'un vérin hydraulique 26. Ces servovalves 34 sont commandées électriquement par le calculateur électronique 40 de la turbomachine (ou ECU pour � Electronic Control Unit � désignant une unité de commande électronique). Un tel calculateur est bien connu en soi : il permet de commander un certain nombre d'équipements associés à la turbomachine. Le carburant sortant des servovalves 34 rejoint la boucle de re-circulation 30 au point Y. Selon l'invention, le circuit de carburant comprend en outre un dispositif électrique de chauffage de carburant 36 qui est disposé sur la seconde ligne de carburant 24 en amont des servovalves 34. Un tel dispositif a pour fonction de chauffer le carburant s'écoulant dans la seconde ligne de carburant 24 pour l'amener à une température supérieure à 0°C avant son entrée dans les servovalves 34. Par exemple, ce dispositif électrique de chauffage 36 peut consister en une résistance chauffante qui est, soit immergée dans une portion de conduit de carburant de la seconde ligne de carburant, soit disposée autour d'une portion de conduit de carburant de la seconde ligne de carburant, cette portion de conduit étant alors réalisée dans un matériau conducteur thermiquement. Le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 est alimenté en énergie électrique par une source d'alimentation électrique 38 de la turbomachine à laquelle il est relié et il est commandé par le calculateur électronique 40 de la turbomachine. Avantageusement, le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 est activé par le calculateur électronique 40 uniquement pendant les phases de démarrage et de décollage de l'avion équipé de la turbomachine. En effet, en dehors de ces phases de fonctionnement de l'avion, le chauffage du carburant en entrée des servovalves n'est plus nécessaire, la présence de l'échangeur thermique carburant/huile 14 situé plus en amont dans le circuit de carburant étant suffisante avec l'apport de chaleur au niveau de la boucle de re-circulation pour amener le carburant à une température supérieure à 0°C. A cet effet, selon un mode de réalisation de l'invention représenté sur la figure 1, le circuit de carburant 10 comporte en outre un capteur de température 42 du carburant du circuit qui est relié au calculateur électronique 40 de la turbomachine, celui-ci désactivant le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 lorsque la température du carburant dépasse un seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. A titre d'exemple, la température de seuil au-delà de laquelle le chauffage du carburant est arrêté peut être d'environ 10°C. Comme représenté schématiquement sur la figure 1, le capteur de température 42 peut être plongé directement dans la portion de conduit de la seconde ligne de carburant qui est munie du dispositif électrique de chauffage de carburant 36. Alternativement, le capteur de température pourrait être situé ailleurs sur le circuit de carburant. Par exemple, il pourrait s'agir du capteur de température déjà existant situé dans l'unité hydromécanique 32 et servant, comme connu en soi, à calculer une correction de densité du carburant. Dans ce mode de réalisation, le chauffage du carburant en entrée des servovalves pendant les phases de démarrage et de décollage de l'avion est ainsi régulé par le calculateur électronique 40 de la turbomachine. Selon un autre mode de réalisation représenté sur la figure 2, le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 comporte un disjoncteur thermique 44 qui est apte à couper automatiquement l'alimentation électrique du dispositif de chauffage lorsque la température du carburant dépasse le seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. De façon bien connue en soi, le disjoncteur thermique 44 peut être un bilame pouvant se déformer sous l'effet de la chaleur dégagée par le carburant. A la température de seuil, le bilame se déclenche ouvrant le contact du circuit électrique et interrompant ainsi le courant d'alimentation du dispositif de chauffage. Par rapport au mode de réalisation précédemment décrit, le 35 chauffage du carburant pendant les phases de démarrage et de décollage de l'avion de cet autre mode de réalisation est donc autonome (son arrêt est automatique). Selon une disposition commune aux deux modes de réalisation décrits ci-dessus, le dispositif électrique de chauffage de carburant 36 comporte également un indicateur de son état de fonctionnement (non représenté sur les figures) relié au calculateur électronique 40 de la turbomachine. Ainsi, en cas de panne du dispositif de chauffage, le calculateur électronique en informera le pilote de l'avion qui aura alors pour instruction de rester plus longtemps au sol (en phase de � taxi �) avant de décoller pour s'assurer que le carburant soit à la température requise. Selon une autre disposition commune aux deux modes de réalisation, la seconde ligne de carburant 24 comporte en outre un circuit de dérivation 46 du dispositif électrique de chauffage de carburant 36. Comme connu en soi, un tel circuit de dérivation 46 comporte notamment un clapet anti-retour 48 et permet, en cas de colmatage à l'intérieur du dispositif de chauffage du carburant, de court-circuiter celui-ci pour permettre au carburant d'être acheminé vers les servovalves 34. REVENDICATIONS1. Circuit de carburant (10) de turbomachine aéronautique, comportant une pompe (12) alimentant en carburant deux lignes (20, 24) distinctes de carburant : une première ligne de carburant (20) pour l'alimentation d'une chambre de combustion (22) de la turbomachine ; et une seconde ligne de carburant (24) pour l'alimentation d'un ou plusieurs vérins hydrauliques (26) pour la commande d'équipements à géométrie variable de la turbomachine, chaque vérin hydraulique étant alimenté en carburant par l'intermédiaire d'une servovalve électrohydraulique (34) ; caractérisé en ce que la seconde ligne de carburant comporte un dispositif électrique de chauffage de carburant (36) disposé en amont 15 des servovalves. 2. Circuit de carburant selon la revendication 1, dans lequel le dispositif électrique de chauffage de carburant (36) est relié à une source d'alimentation électrique (38) de la turbomachine et commandé par un 20 calculateur électronique (40) de la turbomachine. 3. Circuit selon la revendication 2, dans lequel le dispositif électrique de chauffage de carburant (36) est activé par le calculateur électronique (40) de la turbomachine uniquement pendant les phases de 25 démarrage et de décollage de l'avion équipé de la turbomachine. 4. Circuit selon la revendication 3, comportant en outre un capteur (42) de température du carburant du circuit relié au calculateur électronique (40) de la turbomachine, celui-ci désactivant le dispositif 30 électrique de chauffage de carburant (36) lorsque la température du carburant dépasse un seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. 5. Circuit selon la revendication 3, dans lequel le dispositif électrique de chauffage de carburant (36) comporte un disjoncteur 35 thermique (44) apte à couper automatiquement l'alimentation électriquedu dispositif lorsque la température du carburant dépasse un seuil de température prédéfini supérieur à 0°C. 6. Turbomachine aéronautique comportant un circuit de 5 carburant (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.