FR 2936224 A1 20100326 FR 0856459 A 20080925 SYSTEME DE GESTION DES FLUX THERMIQUES D'UN AERONEF La présente invention se rapporte à un système de gestion des flux thermiques d'un aéronef. Un aéronef comprend une cellule et au moins un ensemble propulsif. Sur les figures 1 et 2, on a représenté de manière schématique en 10 une cellule et en 12 5 un ensemble propulsif. Selon un mode de réalisation largement répandu, un ensemble propulsif est suspendu sous une aile par l'intermédiaire d'un mât. Plus généralement, l'ensemble propulsif est relié à la cellule par l'intermédiaire d'une interface 14 matérialisée par un trait en pointillé sur les figures 1 et 2. 10 Un ensemble propulsif 12 comprend une turbomachine 16 équipée d'un premier circuit de refroidissement moteur 18, dans lequel circule un fluide caloporteur, notamment de l'huile. La turbomachine est alimentée en carburant par l'intermédiaire d'un circuit de carburant 20 s'étendant depuis un réservoir 22 disposé au niveau de la cellule. 15 Comme illustré sur la figure 1, on peut utiliser plusieurs sources de refroidissement pour refroidir l'huile de la turbomachine, par exemple en utilisant au moins un échangeur 24 huile/carburant au niveau du premier circuit de refroidissement moteur 18 et utiliser le carburant comme fluide caloporteur afin de refroidir l'huile de la turbomachine. Dans ce cas, on prévoit un circuit de 20 recirculation 26 afin de réintroduire le carburant chauffé dans le réservoir 22. En complément, l'ensemble propulsif 12 peut comprendre une autre source 28 de ré jections thermiques, par exemple un ou plusieurs générateurs électriques installés à proximité de la turbomachine. Afin d'optimiser le fonctionnement de ces éléments 28, il est nécessaire de réguler leurs températures par le biais d'un second circuit de refroidissement moteur 30, dans lequel circule un fluide caloporteur traversant un troisième échangeur moteur 32, notamment un échangeur huile/carburant selon la figure 1. Les caractéristiques de chaque circuit de refroidissement moteur, à savoir les caractéristiques du fluide à refroidir, par exemple son débit, les caractéristiques de l'échangeur, par exemple ses dimensions, les caractéristiques du fluide utilisé pour refroidir, par exemple son débit, sont ajustées en fonction des besoins de régulation de la température au niveau de la source, notamment afin de maintenir la température de la source en dessous d'un certain seuil. Dans le cas du premier circuit de refroidissement moteur, ces besoins varient selon le fonctionnement de l'aéronef et sont plus importants lorsque l'aéronef est au sol dans la mesure où l'air extérieur peut être à température élevée et qu'il n'y a pas d'écoulement d'air lié au déplacement de l'aéronef. Ainsi, les caractéristiques du circuit de refroidissement moteur relatif à la turbomachine sont généralement déterminées en fonction des contraintes les plus importantes lorsque l'aéronef est au sol. La cellule 10 comprend également au moins une source de réjections thermiques 34, et généralement plusieurs 34, 34', par exemple des accessoires électriques, des systèmes d'électroniques de puissances, un système de conditionnement de l'air, l'avionique, des équipements clients. Tous ces éléments doivent être régulés en température pour assurer leur fonctionnement et garantir le plus haut taux de disponibilité. A cet effet, au moins un circuit de refroidissement cellule 36 est prévu. Selon l'exemple illustré, la cellule comprend deux circuits de refroidissement cellule 36, 36' comportant chacun un échangeur 38, 38' permettant de refroidir le fluide caloporteur circulant dans chacun des circuits. Selon un mode de réalisation illustré sur la figure 1, les échangeurs 38, 38' sont disposés dans au moins un canal d'air de refroidissement 40 disposé en partie inférieure du fuselage et comportant en amont une ou plusieurs entrées d'air 42 de préférence de type dynamique et en aval une ou plusieurs sorties 44. Les canaux d'air de refroidissement 40 fonctionnent selon deux modes principaux : - Le premier mode de fonctionnement se produit au sol lorsque l'avion est immobile ou se déplace à vitesses réduites. Dans ces cas, l'écoulement naturel d'air au sein desdits canaux d'air de refroidissement 40 est généralement très faible et doit être forcé grâce notamment à un ventilateur électrique 46, pour permettre l'évacuation des flux de chaleur. - Le second mode de fonctionnement se produit en vol lorsque l'avion se déplace à vitesses élevées dans une atmosphère froide. Dans ce cas, la pression dynamique au niveau des entrées d'air étant importante et la température ambiante relativement basse, l'efficacité des échanges est très important si bien qu'il est nécessaire de limiter le débit d'air circulant dans les canaux d'air de refroidissement pour ne pas sur-refroidir les sources de ré jections thermiques. Dans tous les cas, les entrées d'air ne sont jamais obturées car les besoins en air de refroidissement existent toujours quel que soit le mode de fonctionnement. Dans la mesure où les entrées d'air interfèrent toujours avec l'écoulement aérodynamique, les canaux d'air de refroidissement se révèlent être pénalisant en terme de traînée aérodynamique pour l'aéronef et donc en terme de consommation énergétique des ensembles propulsifs. Selon une première variante, les canaux d'air de refroidissement ont des dimensions fixes et sont par conséquent simples, légers et fiables. Toutefois, leurs dimensions étant calculées en fonction des besoins les plus importants, leur impact sur la traînée aérodynamique, et donc sur la consommation de l'aéronef, est important pendant les phases de vol à vitesses élevées alors que les besoins sont normalement réduits pour ces phases de vol. Selon une autre variante, les canaux d'air de refroidissement sont à géométrie variable pour adapter leurs dimensions en fonction des besoins mais dans ce cas les canaux s'avèrent complexes, lourds et peu fiables. Comme illustré sur la figure 1, pour les systèmes de refroidissement implantés dans les ensembles propulsifs, les réservoirs 22 de carburant peuvent constituer des puits de chaleur. En effet, il est connu de l'homme du métier que même lorsque le niveau de carburant est au plus bas, les réservoirs ont des capacités intrinsèques pour absorber les ré jections thermiques. Afin de pallier aux inconvénients liés aux canaux d'air de refroidissement, selon une autre variante illustrée sur la figure 2, les échangeurs 38, 38' ne sont pas placés dans un canal d'air de refroidissement mais assurent un transfert thermique entre le fluide caloporteur du ou des circuits de refroidissement cellules 36, 36' et le carburant pour véhiculer les flux thermiques en direction des réservoirs. A cet effet, au moins un circuit 48 est prévu entre le ou les réservoir(s) 22 et le ou les échangeur(s) 38, 38'. Cette solution relativement simple permet de supprimer les canaux d'air de refroidissement et par conséquent n'est pas pénalisante en matière de traînée 20 aérodynamique et donc de consommation énergétique. Toutefois, cette solution ne donne pas pleinement satisfaction car sa durée de fonctionnement est limitée dans la mesure où il n'est plus possible de dissiper la chaleur dans les réservoirs lorsque la température du carburant atteint un certain seuil lié à la température carburant acceptée par les turbomachines ou 25 aux risques d'inflammabilité du réservoir. Par conséquent, lorsque ce seuil est atteint, les capacités de dissipation de la chaleur sont réduites si bien qu'il est nécessaire de faire fonctionner certaines sources de ré jections thermiques en mode dégradé, c'est par exemple le cas des systèmes de climatisation de la cellule en fin de vol. Selon d'autres contraintes, en matière de conception d'aéronef, les constituants de la cellule et les constituants des ensembles propulsifs sont ségrégués pour des raisons de sécurité. En effet, on doit s'assurer qu'une panne apparaissant au niveau de la cellule et venant perturber le fonctionnement des ensembles propulsifs est extrêmement improbable. Aussi, la présente invention vise à pallier les inconvénients de l'art antérieur en proposant un système de gestion des flux thermiques d'un aéronef limitant l'impact sur la traînée aérodynamique et donc sur la consommation énergétique de l'aéronef, n'ayant pas de limite de durée de fonctionnement. Selon un autre objectif, le système de gestion des flux thermiques doit préserver la ségrégation cellule/ensemble propulsif. A cet effet, l'invention a pour ob jet un système de gestion de flux thermiques d'un aéronef comportant au moins un ensemble propulsif intégrant une turbomachine et une cellule comprenant d'une part au moins un réservoir en carburant de manière à alimenter la turbomachine via un circuit d'alimentation de carburant, et d'autre part, au moins une source de réjections thermiques reliée à un circuit de refroidissement cellule intégrant des premiers moyens pour assurer un transfert thermique entre un fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule et un flux d'air canalisé dans au moins un canal d'air de refroidissement s'étendant depuis au moins une entrée d'air jusqu'à au moins une sortie d'air, caractérisé en ce qu'il comprend des seconds moyens pour assurer un transfert thermique entre un fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule et le carburant, un circuit en carburant reliant ledit au moins un réservoir auxdits seconds moyens de transfert thermique et en ce que l'entrée d'air comprend des moyens d'obturation susceptibles d'occuper un premier état ouvert dans lequel ils permettent le passage de l'air à l'intérieur du canal et un second état fermé dans lequel ils obturent l'entrée d'air. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est un schéma illustrant une première variante d'un système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'art antérieur, - la figure 2 est un schéma illustrant une seconde variante d'un système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'art antérieur, - la figure 3 est un schéma illustrant une première variante d'un système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'invention, - la figure 4 est un schéma illustrant une autre variante d'un système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'invention, - la figure 5 est une coupe illustrant un canal d'air de refroidissement 15 intégrant deux échangeurs double flux selon un premier mode de réalisation de l'invention, - la figure 6 est une coupe illustrant un canal d'air de refroidissement intégrant deux échangeurs triple flux selon un autre mode de réalisation de l'invention, 20 - la figure 7 est une coupe d'un échangeur double flux, et - la figure 8 est une coupe d'un échangeur triple flux. Sur les figures 3 et 4, on a représenté de manière schématique un aéronef avec une cellule 50 et au moins un ensemble propulsif 52. Par cellule, on entend au sens large tous les éléments de l'aéronef, notamment le 25 fuselage, les ailes, les empennages, à l'exception des ensembles propulsifs. Selon un mode de réalisation largement répandu, un ensemble propulsif est suspendu sous une aile par l'intermédiaire d'un mât. Plus généralement, l'ensemble propulsif est relié à la cellule par l'intermédiaire d'une interface 54 matérialisée par un trait en pointillé sur les figures 3 et 4. Un ensemble propulsif 52 comprend une turbomachine 56 équipée d'un premier circuit de refroidissement moteur 58, dans lequel circule un fluide caloporteur, 5 notamment de l'huile. La turbomachine 56 est alimentée en carburant par l'intermédiaire d'un circuit d'alimentation de carburant 60 s'étendant depuis au moins un réservoir 61 disposé au niveau de la cellule. Pour assurer le refroidissement du fluide caloporteur du circuit de 10 refroidissement moteur 58, ledit circuit 58 comprend au moins un premier échangeur moteur 62. Selon un mode de réalisation illustré sur les figures 3 et 4, le ou les échangeur(s) 62 assure(nt) un transfert thermique entre le fluide caloporteur circulant dans le circuit de refroidissement 58 du moteur et le carburant. 15 Lorsque le carburant est utilisé comme vecteur pour transférer la chaleur, des moyens 64 sont prévus en amont de la turbomachine 56 pour réguler le carburant injecté vers la turbomachine 56 ainsi qu'un circuit de retour 66 du carburant en direction du réservoir 61. Cette régulation et ce circuit de retour sont nécessaires lorsque par exemple la quantité de carburant pour assurer un 20 refroidissement adéquat est supérieure à la quantité de carburant injectée dans la turbomachine. En complément, l'ensemble propulsif 52 peut comprendre une autre source 68 de réjections thermiques, par exemple un ou plusieurs générateurs électriques installés à proximité de la turbomachine. 25 Afin d'optimiser le fonctionnement de ces sources 68, il est nécessaire de réguler leurs températures par le biais d'un second circuit de refroidissement moteur 70, dans lequel circule un fluide caloporteur traversant au moins un second échangeur moteur 72. Selon un mode de réalisation illustré sur les figures 3 et 4, le ou les échangeur(s) 72 assure(nt) un transfert thermique entre le fluide caloporteur circulant dans le circuit de refroidissement 70 du moteur et le carburant. En complément, le circuit du carburant 60, 66 peut comprendre au niveau de l'ensemble propulsif 52 au moins une pompe 74, au moins une vanne de recirculation 76 pour gérer le flux de carburant entre les réservoirs, les turbomachines 56, les différents échangeurs 62, 72. L'invention n'est pas limitée au mode de réalisation présenté sur les figures 3 et 4 concernant la partie du système de gestion des flux thermiques intégrée dans l'ensemble propulsif. Ainsi, le circuit carburant 60 peut être simplifié et ne comprendre qu'une liaison entre un réservoir et une turbomachine. De la même manière les échangeurs 62 et 72 peuvent utiliser à la place du carburant l'air pour évacuer la chaleur, ces échangeurs comportant au moins une surface en contact avec les flux aérodynamiques afin de réduire l'impact sur la traînée. La cellule 50 comprend également au moins une source de réjections thermiques 78, et généralement plusieurs 78, 78', par exemple des accessoires électriques, des systèmes d'électroniques de puissances, un système de conditionnement de l'air, l'avionique, des équipements clients. Tous ces éléments doivent être régulés en température pour assurer leur fonctionnement et garantir le plus haut taux de disponibilité. A cet effet, au moins un circuit de refroidissement cellule 80 est prévu. Selon l'exemple illustré, la cellule 50 comprend deux circuits de refroidissement cellule 80, 80', un pour chaque source de rejections thermiques. Selon l'invention, le circuit de refroidissement cellule 80 comprend des premiers moyens 82 pour assurer un transfert thermique entre le fluide caloporteur circulant dans ledit circuit 80 et l'air ainsi que des seconds moyens 84 pour assurer un transfert thermique entre le fluide caloporteur circulant dans ledit circuit 80 et le carburant. Selon un mode de réalisation illustré sur la figure 3, le circuit de refroidissement cellule 80 comprend un premier échangeur 86 fluide/air disposé dans un canal d'air de refroidissement 88 ainsi qu'un second échangeur 90 fluide/carburant distant et différent du premier échangeur 86, un circuit 92 assurant l'alimentation dudit second échangeur 90 en carburant, ce dernier étant soit réinjecté dans le réservoir 61 ou orienté vers le circuit 60 destiné à un ensemble propulsif 52. Selon cette variante, les échangeurs 86 et 90 sont de type double flux. Selon un autre mode de réalisation illustré sur la figure 4, le circuit de refroidissement cellule 80 comprend un seul échangeur 94 carburant/fluide/air disposé dans un canal d'air de refroidissement 96, un circuit 98 assurant l'alimentation dudit second échangeur 90 en carburant, ce dernier étant soit réinjecté dans le réservoir 61 ou orienté vers le circuit 60 destiné à un ensemble propulsif 52. Selon cette variante, l'échangeur 94 est de type triple flux. De préférence, pour respecter le principe de ségrégation des éléments, chaque source de réjections thermiques 78, 78' comprend un circuit de refroidissement 80, 80' qui lui est propre, chaque circuit 80, 80' comportant soit deux échangeurs double flux 86 et 90, respectivement 86' et 90' ou soit un échangeur triple flux 94, respectivement 94'. De préférence, les échangeurs 86, 86' (respectivement 94, 94') sont disposés dans un unique canal d'air de refroidissement 88 (respectivement 96). En variante, les échangeurs disposent chacun d'un canal d'air de refroidissement qui lui est propre. Le canal d'air de refroidissement 88 ou 96 s'étend depuis au moins une entrée 25 d'air 100 et au moins une sortie d'air 102. Selon une caractéristique importante de l'invention, l'entrée d'air 100 comprend des moyens d'obturation 104 susceptibles d'occuper un premier état ouvert (en pointillé sur les figures 3 et 4) dans lequel ils permettent le passage de l'air à l'intérieur du canal et un second état fermé (en trait fort sur les figures 3 et 4) dans lequel ils obturent l'entrée d'air afin de minimiser l'impact de ladite entrée sur la traînée aérodynamique. De préférence, des moyens 106 sont prévus pour forcer le flux d'air dans le canal 5 d'air de refroidissement, par exemple un ventilateur. Selon un mode de réalisation illustré sur les figures 5 et 6, la sortie d'air 102 est de type affleurant et ménagée au niveau d'une surface en contact avec les flux aérodynamiques s'écoulant à l'extérieur de l'aéronef. Avantageusement, la sortie d'air 102 comprend une grille permettant de limiter l'impact de ladite sortie sur 10 la traînée aérodynamique de l'aéronef. Selon un mode de réalisation, l'entrée d'air 100 est de type affleurant et ménagée au niveau d'une surface en contact avec les flux aérodynamiques s'écoulant à l'extérieur de l'aéronef. Les moyens d'obturation 104 se présentent sous la forme d'une porte 108 reliée à l'aéronef par l'intermédiaire d'une 15 articulation 110, dont l'ouverture et la fermeture sont commandées par un actionneur 112, ladite porte étant en position fermée au niveau d'une surface en contact avec les flux aérodynamiques. Bien entendu, les formes de la porte en position fermée ainsi que celles de l'articulation 110 sont définies de manière à réduire l'impact sur la traînée aérodynamique. 20 Comme illustré sur les figures 5 et 6, la porte peut s'ouvrir vers l'extérieur de manière à venir en saillie par rapport à la surface de l'aéronef en contact avec les flux aérodynamiques. Toutefois, comme il sera expliqué ultérieurement, ce choix n'a qu'une faible influence sur la consommation énergétique dans la mesure où la porte est ouverte lorsque l'aéronef est à l'arrêt ou se déplace à une faible 25 vitesse. Cet agencement avec une ouverture vers l'extérieur permet de limiter l'encombrement du canal d'air de refroidissement ce qui permet d'avoir une section de passage importante. Le canal d'air de refroidissement 88 ou 96 peut avoir différentes formes. Il a généralement la forme d'un U ou d'un V plus ou moins évasé. La forme du canal et la disposition du ou des échangeurs sont adaptées de manière à favoriser les échanges thermiques au niveau du ou des échangeurs et à réduire les pertes de charge. Le canal est optimisé pour les phases au sol. De préférence, les échangeurs sont disposés perpendiculairement au flux d'air circulant dans le canal d'air de refroidissement. Selon un premier mode de réalisation, comme illustré sur la figure 5, le canal d'air de refroidissement 88 a une forme en V et comprend deux échangeurs 86, 86' double flux, accolés, disposés au niveau de la pointe du V, le ventilateur 106 étant interposé entre les échangeurs 86, 86' et la sortie 102. Selon un autre mode de réalisation, comme illustré sur la figure 6, le canal d'air de refroidissement a une forme en U et comprend deux échangeurs 94, 94' triple flux accolés, disposés au niveau de la branche du U reliée à la sortie d'air 102, le ventilateur 106 étant interposé entre les échangeurs 94, 94' et la sortie 102. Sur la figure 7, on a représenté en coupe un échangeur 86 à plaques double flux qui comprend une première série de conduits 114 destinés au fluide caloporteur et reliés au circuit de refroidissement 80, 80', lesdits conduits 114 étant maintenus espacés entre eux grâce à des séparateurs 116 permettant le passage de l'air. Sur la figure 8, on a représenté en coupe un échangeur 94 à plaques triple flux qui comprend une première série de conduits 118 destinés au fluide caloporteur et reliés au circuit de refroidissement 80, 80', chacun deux étant accolé à un conduit 120 d'une seconde série de conduits destinés au carburant et reliés au circuit carburant 98, les paires de conduits 118 et 120 étant maintenues espacées entre elles grâce à des séparateurs 122 permettant le passage de l'air. Les échangeurs air/fluide sont optimisés pour les phases au sol alors que les échangeurs carburant/fluide sont optimisés pour les phases de vol. Selon un mode de réalisation, le circuit en carburant 92 ou 98 comprend en sortie du réservoir 61 une pompe 124 suivie d'une première vanne de régulation 126 qui oriente le carburant soit en direction des échangeurs 84, 84', 94, 94' de la cellule ou soit en direction d'une seconde vanne de régulation 128 qui oriente le carburant soit en direction du réservoir 61 ou soit en direction du circuit 60 destiné à un ensemble propulsif. Entre la première vanne de régulation 126 et les échangeurs 84, 84', 94, 94' au moins une troisième vanne de régulation 130 permet de réguler le débit du carburant vers chacun desdits échangeurs. En sortie des échangeurs 84, 84', 94, 94', au moins une quatrième vanne de régulation 132 est prévue pour collecter les flux de carburant provenant des échangeurs et les orienter vers la seconde vanne de régulation 128. D'autres solutions techniques peuvent être envisagées pour réguler les flux de carburant en direction des échangeurs, du réservoir et des ensembles propulsifs. Le fonctionnement du système de gestion des flux thermiques est maintenant décrit. Lors des phases au sol, le ou les canaux d'air de refroidissement 88, 96 sont ouverts et les moyens 106 pour générer un flux d'air à l'intérieur du canal sont activés. Les réjections thermiques de l'aéronef sont ainsi dissipées dans l'atmosphère grâce aux échangeurs 86, 86' ou 94, 94'. Le canal d'air de refroidissement, les échangeurs et les moyens 106 sont ainsi dimensionnés pour cette phase au sol et non pour les phases de croisière. Ce canal peut éventuellement être activé à vitesses réduites. Par conséquent, la conception du canal d'air de refroidissement et plus particulièrement de l'entrée d'air est simplifiée, l'entrée d'air n'ayant pas besoin d'être de type dynamique pour récupérer l'énergie cinétique de l'air entrant. Concernant la géométrie du canal, elle n'est plus optimisée en fonction de deux régimes de vol différents à savoir à grandes vitesses et à l'arrêt. Par conséquent, le canal n'est pas à géométrie variable mais a une géométrie fixe adaptée aux phases de vol à l'arrêt ou à vitesses réduites, ce qui permet d'obtenir un canal fiable, léger et peu encombrant. Selon un autre avantage, le positionnement de l'entrée d'air 100 n'est plus dicté 5 par des considérations d'ordre aérodynamique mais par des contraintes d'installation. Pendant les phases de vol, notamment à vitesses élevées, le canal d'air de refroidissement est fermé si bien qu'il n'induit aucun impact sur la traînée aérodynamique. Dans ce cas, les réjections thermiques sont dissipées via le 10 carburant dans le ou les réservoir(s) ou dans les ensembles propulsifs ou d'autres éléments liés au circuit de carburant. Dans le cas où les réjections thermiques sont dissipées dans les réservoirs de carburant, certaines précautions de dimensionnement doivent être prises. Toutefois, dans la mesure où les réjections thermiques sont dissipées dans le 15 carburant lors des phases de vol à hautes altitudes et à vitesses élevées, l'échauffement du carburant et donc du réservoir découlant des échanges thermiques est contrebalancé par le refroidissement des réservoirs découlant des flux aérodynamiques s'écoulant à l'extérieur des ailes. Lorsque les réjections thermiques sont dissipées dans les réservoirs du 20 carburant, il n'existe pas de limitation d'utilisation autre que la capacité calorifique propre du carburant et des limitations maximales de température de carburant dans les tuyauteries. Lors de certaines phases de vol à basses vitesses pour lesquelles les capacités d'absorption de chaleur du circuit carburant sont limitées soit parce que la 25 quantité de carburant restant dans les réservoirs est faible ou soit parce que les turbomachines fonctionnent au ralenti et n'absorbent pas beaucoup de carburant, le ou les canaux d'air de refroidissement peuvent être ouverts pour compléter la capacité de refroidissement. A ces vitesses, les canaux n'induisent qu'un faible impact sur la traînée aérodynamique. Les ventilateurs pourront si nécessaire forcer le flux dans les canaux d'air de refroidissement sans qu'il soit nécessaire de prévoir des entrées d'air de type dynamique. Dans le cas où les réjections sont dissipées dans le carburant alimentant les turbomachines, l'éventuelle augmentation de la traînée aérodynamique découlant des échangeurs air/fluide sera compensée par la poussée supplémentaire produite en raison de la température plus élevée du carburant. Si au départ de l'aéronef, l'équipage s'aperçoit que la dissipation des réjections thermiques via le canal d'air de refroidissement n'est pas utilisable en raison d'une panne du ventilateur, de l'actionneur commandant l'ouverture de la porte, le pilote peut décider d'utiliser les réservoirs pour dissiper la chaleur. Dans ce cas, comme pour l'art antérieur illustré sur la figure 2, cette configuration présente des limites opérationnelles en terme de durée de fonctionnement. Cependant, elle permet à l'aéronef d'assurer sa mission. En variante ou de manière complémentaire, le pilote peut décider d'utiliser les ensembles propulsifs pour dissiper la chaleur. Dans ce cas, même si cette configuration peut impacter le dimensionnement des échangeurs moteur, elle permet à l'aéronef d'assurer sa mission. REVENDICATIONS1. Système de gestion de flux thermiques d'un aéronef comportant au moins un ensemble propulsif (52) intégrant une turbomachine (56) et une cellule (50) comprenant d'une part au moins un réservoir (61) en carburant de manière à alimenter la turbomachine (56) via un circuit d'alimentation de carburant (60), et d'autre part, au moins une source de réjections thermiques (78) reliée à un circuit de refroidissement cellule (80) intégrant des premiers moyens (82) pour assurer un transfert thermique entre un fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule (80) et un flux d'air canalisé dans au moins un canal d'air de refroidissement (88, 96) s'étendant depuis au moins une entrée d'air (100) jusqu'à au moins une sortie d'air (102), caractérisé en ce qu'il comprend des seconds moyens (84) pour assurer un transfert thermique entre un fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule (80) et le carburant, un circuit (92, 98) en carburant reliant ledit au moins un réservoir (61) auxdits seconds moyens (84) de transfert thermique et en ce que l'entrée d'air (100) comprend des moyens d'obturation (104) susceptibles d'occuper un premier état ouvert dans lequel ils permettent le passage de l'air à l'intérieur du canal et un second état fermé dans lequel ils obturent l'entrée d'air (100). 2. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que le circuit de refroidissement cellule (80) comprend un premier échangeur (86) fluide/air disposé dans un canal d'air de refroidissement (88) ainsi qu'un second échangeur (90) fluide/carburant distant du premier échangeur (86), un circuit (92) assurant l'alimentation dudit second échangeur (90) en carburant, ce dernier étant réinjecté dans le réservoir (61) ou orienté vers le circuit (60) d'alimentation destiné à un ensemble propulsif (52). 3. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que le circuit de refroidissement cellule (80) comprend un seul échangeur (94) carburant/fluide/air disposé dans un canal d'air de refroidissement (96), un circuit (98) assurant l'alimentation dudit échangeur (94) en carburant, ce dernier étant réinjecté dans le réservoir (61) ou orienté vers le circuit (60) d'alimentation destiné à un ensemble propulsif (52). 4. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que des moyens (106) sont prévus pour forcer le flux d'air dans le canal d'air de refroidissement. 5. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les moyens d'obturation (104) se présentent sous la forme d'une porte (108) reliée à l'aéronef par l'intermédiaire d'une articulation (110), ladite porte étant en position fermée au niveau d'une surface en contact avec les flux aérodynamiques. 6. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'articulation (110) permet une ouverture de la porte (108) vers l'extérieur du canal d'air de refroidissement. 7. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que le canal d'air de refroidissement (88) a une forme en V et comprend deux échangeurs (86, 86') accolés, disposés au niveau de la pointe du V, un ventilateur (106) étant interposé entre les échangeurs (86, 86') et la sortie (102). 8. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que le canal d'air de refroidissement a une forme en U et comprend deux échangeurs (94, 94') accolés, disposés au niveau de la branche du U reliée à la sortie d'air (102), un ventilateur (106) étant interposé entre les échangeurs (94, 94') et la sortie d'air (102). 9. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que les premiers moyens (82) de transfert thermique entre un fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule (80) et l'air ainsi que le canal d'air de refroidissement sont dimensionnés de manière à optimiser leurs fonctionnements lors des phases au sol. 10. Système de gestion des flux thermiques d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que les seconds (84) moyens de transfert thermique entre un fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule (80) et le carburant sont dimensionnés de manière à optimiser leurs fonctionnements lors des phases de vol à vitesses élevées. 11. Procédé de gestion de flux thermiques d'un aéronef comportant au moins un ensemble propulsif (52) intégrant une turbomachine (56) et une cellule comprenant d'une part au moins un réservoir (61) en carburant de manière à alimenter la turbomachine (56) via un circuit d'alimentation de carburant (60), et d'autre part, au moins une source de réjections thermiques (78) reliée à un circuit de refroidissement cellule (80) intégrant des premiers moyens (82) pour assurer un transfert thermique entre un fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule (80) et un flux d'air canalisé dans au moins un canal d'air de refroidissement (88, 96) s'étendant depuis au moins une entrée d'air (100) jusqu'à au moins une sortie d'air (102), caractérisé en ce qu'il consiste, lors de phases de vol, à obturer ladite entrée d'air (100) et à assurer un transfert thermique entre un fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule (80) et le carburant, et lors des phases au sol à assurer un transfert thermique entre ledit fluide calorifique circulant dans ledit circuit de refroidissement cellule (80) et le flux d'air. 12. Procédé de gestion de flux thermiques d'un aéronef selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il consiste à forcer le flux d'air dans le canal d'air de refroidissement lors des phases au sol.