FR2951701A1 - Engine assembly e.g. open rotor type single propeller turboprop engine assembly, for aircraft, has circulating system circulating heat transfer fluid within mast so that leading edge assures heat exchange between fluid and air - Google Patents

Abstract

The assembly (100) has an attachment mast (14) for attaching a turbine engine (10). The mast is laterally fixed on a rear part of a fuselage of an aircraft. The mast has an aerodynamic profile provided with a leading edge (16). A heat transfer fluid circulating system (24) that circulates heat transfer fluid i.e. oil, within the turbine engine. The circulating system circulates the heat transfer fluid within the mast such that the leading edge assures heat exchange between the heat transfer fluid and air that circulates towards an outer surface of the leading edge. An independent claim is also included for a rear part for an aircraft, comprising an engine assembly.

Description

ENSEMBLE MOTEUR POUR AERONEF COMPRENANT UN BORD D'ATTAQUE DE MAT D'ACCROCHAGE CHAUFFE PAR UN LIQUIDE CALOPORTEUR A EFFET ANTI-GIVRAGE DESCRIPTION AIRCRAFT ENGINE ASSEMBLY COMPRISING AN ATTACHMENT EDGE ATTACHED TO A HEAT-CURING LIQUID WITH ANTI-GRIPPER EFFECT DESCRIPTION

La présente invention se rapporte de façon 10 générale à un ensemble moteur pour aéronef, du type destiné à être implanté latéralement sur une partie arrière de la structure de l'aéronef, et intégrant un turbomoteur, par exemple du type turboréacteur ou turbopropulseur. 15 Un tel ensemble moteur comprend un mât d'accrochage destiné à assurer l'interface entre le turbomoteur et la partie arrière du fuselage, ce mât formant habituellement un profil aérodynamique dont le bord d'attaque est équipé de moyens permettant l'anti- 20 givrage. Ces moyens opèrent un prélèvement d'air chaud au niveau du turbomoteur, qui est ensuite soufflé sur la surface intérieure du bord d'attaque pour assurer l'anti-givrage de ce dernier, effet qui est également dénommé « anti-icing ». 25 Les moyens employés sont coûteux en termes de masse et d'encombrement, et affectent les performances globales de l'ensemble moteur, en raison du prélèvement d'air chaud réalisé. De plus, l'encombrement et la masse de 30 l'ensemble moteur sont également pénalisés par la présence additionnelle de plusieurs circuits de5 2 circulation de liquides caloporteurs cheminant au sein du turbomoteur. Il s'agit par exemple d'un circuit de circulation d'huile cheminant au sein du turbomoteur afin d'assurer le refroidissement d'éléments de celui- ci, ou encore d'un circuit de circulation de carburant cheminant au sein du mât et du turbomoteur. Dans le cas précité du circuit d'huile, celui-ci nécessite notamment un échangeur de chaleur conséquent pour refroidir l'huile formant liquide caloporteur, ceci nuisant bien entendu à la masse et à l'encombrement global de l'ensemble moteur. L'invention a donc pour but de proposer un ensemble moteur pour aéronef remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet un ensemble moteur pour aéronef comprenant un turbomoteur ainsi qu'un mât d'accrochage du turbomoteur destiné à être rapporté latéralement sur une partie arrière de la structure de l'aéronef, ledit mât présentant un profil aérodynamique incluant un bord d'attaque, et ledit ensemble moteur comprenant en outre au moins un circuit de circulation d'un liquide caloporteur cheminant au sein du turbomoteur. The present invention relates generally to an engine assembly for an aircraft, of the type intended to be laterally implanted on a rear part of the aircraft structure, and incorporating a turbine engine, for example of the turbojet or turboprop type. Such an engine assembly comprises an attachment pylon intended to provide the interface between the turbine engine and the rear part of the fuselage, this mast usually forming an aerodynamic profile, the leading edge of which is equipped with means allowing anti-rotation. icing. These means operate a hot air sample at the turbine engine, which is then blown on the inner surface of the leading edge to ensure the anti-icing of the latter, which effect is also called "anti-icing". The means employed are costly in terms of weight and bulk, and affect the overall performance of the engine assembly, due to the hot air sample taken. In addition, the overall size and mass of the engine assembly are also penalized by the additional presence of several circulation circuits of heat transfer liquids traveling within the turbine engine. This is for example an oil circulation circuit traveling within the turbine engine to ensure the cooling of elements thereof, or a fuel circulation circuit running in the mast and turbine engine. In the aforementioned case of the oil circuit, it requires in particular a substantial heat exchanger for cooling the heat-generating fluid oil, this obviously affecting the mass and overall size of the engine assembly. The invention therefore aims to provide an engine assembly for aircraft at least partially overcoming the disadvantages mentioned above, relating to the embodiments of the prior art. To do this, the subject of the invention is an engine assembly for an aircraft comprising a turbine engine as well as a hitching mast for the turbine engine intended to be laterally attached to a rear part of the aircraft structure, said mast having a profile. aerodynamic including a leading edge, and said engine assembly further comprising at least one circuit for circulating a coolant flowing through the turbine engine.

Selon l'invention, ledit circuit de circulation chemine également au sein du mât de sorte que ledit bord d'attaque assure un échange de chaleur entre l'air qui l'épouse extérieurement et le liquide caloporteur du circuit de circulation. According to the invention, said circulation circuit also travels within the mast so that said leading edge ensures a heat exchange between the air which is the outer wife and the coolant of the circulation circuit.

Un avantage de la présente invention réside dans le fait que le bord d'attaque du mât est réchauffé 3 par la chaleur dégagée par le liquide caloporteur, avec pour conséquence un effet anti-givrage de ce bord d'attaque. Les moyens classiques employés antérieurement, basés sur un système de prélèvement d'air chaud au niveau du turbomoteur, ne sont plus nécessaires. Les performances globales de l'ensemble moteur s'en trouvent améliorées, et sa masse ainsi que son encombrement sont réduits. D'une façon générale, l'invention est basée sur la mise en place d'un même circuit de circulation de fluide caloporteur servant d'une part à l'antigivrage du bord d'attaque et d'autre part à une fonction autre, qui peut par exemple être le refroidissement d'éléments du turbomoteur, ce qui engendre une amélioration notable de l'ensemble moteur en termes de masse et d'encombrement. Dans le cas evoqué ci-dessus du refroidissement d'éléments du turbomoteur, le circuit employé est alors préférentiellement un circuit de circulation d'huile cheminant au sein du turbomoteur, et dont la particularité est de s'étendre dans le mât, de manière à ce que l'air circulant extérieurement sur le bord d'attaque serve au refroidissement de l'huile chaude provenant du turbomoteur, via ce même bord d'attaque remplissant alors la fonction de peau échangeuse de chaleur. Du fait de cet échange de chaleur astucieux au niveau du bord d'attaque du mât, la taille de l'échangeur de chaleur classique équipant le circuit d'huile peut être fortement diminuée, ou cet échangeur classique peut même être supprimé. 4 En d'autres termes, c'est l'huile du circuit de refroidissement des éléments du turbomoteur qui est employée pour assurer au moins en partie, et de préférence intégralement, l'anti-givrage du bord d'attaque. De préférence, ledit bord d'attaque forme une partie dudit circuit de circulation d'huile, ou est agencé au contact de celui-ci. De préférence, ledit circuit de circulation comprend des conduits sensiblement parallèles, s'étendant selon une direction de l'envergure du bord d'attaque. Cela permet d'éviter les phénomènes néfastes, liés à la gravité, susceptibles de s'appliquer sur le fluide caloporteur en mouvement dans le circuit de circulation. Comme mentionné précédemment, ledit circuit est de préférence un circuit de circulation d'huile cheminant au sein du turbomoteur, pour assurer le refroidissement d'éléments de celui-ci, par exemple une boite de vitesse, des paliers à roulement, ou encore des générateurs électriques de puissance, également dénommés VFG (de l'anglais « Variable Frequency Generator »). D'autres circuits de liquide caloporteur sont envisageables pour réaliser la présente invention, tel qu'un circuit d'amenée de carburant cheminant par le bord d'attaque avant de rejoindre le turbomoteur pour son alimentation. Cela permet alors au carburant chaud provenant du fuselage d'une part d'assurer la fonction d'anti-givrage du bord d'attaque, et d'autre part d'être refroidis par l'air pendant son passage au sein du bord d'attaque, avant de pénétrer dans le turbomoteur. Alternativement, il peut s'agir d'un circuit de circulation d'eau glycolée. 5 Le turbomoteur de l'ensemble peut être un turboréacteur, ou encore un turbopropulseur à hélice unique ou bien à deux hélices contrarotatives, par exemple du type « Open Rotor ». En outre, l'invention se rapporte à une partie arrière d'aéronef comprenant au moins un ensemble moteur tel que décrit ci-dessus, rapporté latéralement sur le fuselage de l'aéronef. Enfin, l'invention a pour objet un aéronef comprenant une partie arrière telle que présentée ci- dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en perspective d'une partie arrière d'aéronef, intégrant un ensemble moteur selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; - la figure 2 représente une vue schématique éclatée d'une portion d'un ensemble moteur équipant la partie arrière d'aéronef montrée sur la figure 1 ; - la figure 3 représente une vue plus détaillée en perspective du bord d'attaque du mât 6 d'accrochage de l'ensemble moteur montré sur les figures précédentes ; - la figure 4 représente une vue en coupe prise selon le plan P1 de la figure 3 ; et - la figure 5 représente une vue similaire à celle de la figure 4, avec le bord d'attaque se présentant sous la forme d'une alternative de réalisation. En référence à la figure 1, on voit une partie arrière 1 d'aéronef se présentant sous la forme d'un mode de réalisation préféré de la présente invention. Dans toute la description qui va suivre, par convention, on appelle X la direction longitudinale de l'aéronef, qui est parallèle à un axe longitudinal 2 de cet aéronef. D'autre part, on appelle Y la direction orientée transversalement par rapport à l'aéronef, et Z la direction verticale ou de la hauteur, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre-elles. An advantage of the present invention lies in the fact that the leading edge of the mast is warmed by the heat released by the heat transfer liquid, with the consequence of an anti-icing effect of this leading edge. The conventional means previously used, based on a hot air sampling system at the turbine engine, are no longer necessary. The overall performance of the motor assembly is improved, and its mass and its size are reduced. In general, the invention is based on the implementation of the same coolant circulation circuit serving firstly to the anti-icing of the leading edge and secondly to a different function, which can for example be the cooling of elements of the turbine engine, which causes a significant improvement of the motor assembly in terms of weight and bulk. In the case mentioned above for the cooling of elements of the turbine engine, the circuit employed is then preferably an oil circulation circuit running in the turbine engine, and whose particularity is to extend in the mast, so as to the air circulating externally on the leading edge serves to cool the hot oil from the turbine engine, via the same leading edge then fulfilling the function of heat exchange skin. Because of this clever heat exchange at the leading edge of the mast, the size of the conventional heat exchanger equipping the oil circuit can be greatly reduced, or this conventional exchanger can even be removed. In other words, it is the oil of the cooling circuit of the turbine engine elements which is used to ensure at least partly, and preferably integrally, anti-icing of the leading edge. Preferably, said leading edge forms part of said oil circulation circuit, or is arranged in contact therewith. Preferably, said circulation circuit comprises substantially parallel ducts, extending in a direction of the span of the leading edge. This makes it possible to avoid harmful phenomena, related to gravity, which may be applied to the heat transfer fluid moving in the circulation circuit. As mentioned above, said circuit is preferably an oil circulation circuit traveling within the turbine engine, to ensure the cooling of elements thereof, for example a gearbox, rolling bearings, or generators electric power, also called VFG (of the English "Variable Frequency Generator"). Other heat transfer liquid circuits are conceivable to achieve the present invention, such as a fuel supply circuit traveling by the leading edge before joining the turbine engine for its supply. This then allows the hot fuel from the fuselage on the one hand to provide the anti-icing function of the leading edge, and on the other hand to be cooled by the air during its passage within the edge d attack, before entering the turbine engine. Alternatively, it may be a brine circulation circuit. The turbine engine of the assembly may be a turbojet, or a single-propeller turboprop or two contra-rotating propellers, for example of the "Open Rotor" type. In addition, the invention relates to a rear part of aircraft comprising at least one engine assembly as described above, reported laterally on the fuselage of the aircraft. Finally, the subject of the invention is an aircraft comprising a rear part as presented above. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below. This description will be made with reference to the appended drawings among which; - Figure 1 shows a perspective view of an aircraft rear portion, incorporating an engine assembly according to a preferred embodiment of the present invention; FIG. 2 represents an exploded schematic view of a portion of a motor assembly equipping the rear part of the aircraft shown in FIG. 1; - Figure 3 shows a more detailed perspective view of the leading edge of the mast 6 of attachment of the motor assembly shown in the preceding figures; - Figure 4 shows a sectional view taken along the plane P1 of Figure 3; and FIG. 5 represents a view similar to that of FIG. 4, with the leading edge being in the form of an alternative embodiment. Referring to Figure 1, there is shown a rear portion 1 of aircraft in the form of a preferred embodiment of the present invention. Throughout the following description, by convention, X is the longitudinal direction of the aircraft, which is parallel to a longitudinal axis 2 of this aircraft. On the other hand, we call Y the direction oriented transversely to the aircraft, and Z the vertical direction or height, these three directions X, Y and Z being orthogonal to each other.

D'autre part, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par les moteurs, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 4. Globalement, la partie arrière 1 comprend un fuselage 6, de section transversale sensiblement circulaire, elliptique ou similaire, de centre passant par l'axe longitudinal 2, et délimitant un espace intérieur de l'aéronef 8. De plus, il comprend deux ensembles moteurs 100 disposés de part et d'autre d'un plan 30 7 médian vertical P passant par l'axe 2, chaque ensemble 100 comprenant un turbomoteur 10 à hélices, de préférence un turbopropulseur du type « Open Rotor » présentant un doublet d'hélices contrarotatives. Chacun d'eux présente un axe longitudinal 12 sensiblement parallèle à la direction X. De plus, chaque ensemble moteur 100 est disposé latéralement par rapport au fuselage 6, étant à cet égard précisé qu'un angle peut être prévu entre le plan horizontal médian P' de l'aéronef et le plan passant par les axes longitudinaux 2, 12 du turbomoteur et de l'aéronef. Typiquement cet angle peut être compris entre 10 et 35°. Quoiqu'il en soit, chaque ensemble moteur 100 est rapporté latéralement sur la structure de l'aéronef, et plus précisément sur une partie arrière de celle-ci, sur le fuselage 6 derrière la voilure principale. Pour assurer la suspension du turbopropulseur 10 de chaque ensemble, il est prévu un mât d'accrochage 14, comportant une structure rigide 15 également dite structure primaire à travers laquelle sont repris les efforts provenant du moteur 10, la structure rigide 15 étant habillée par des carénages aérodynamiques, et notamment un carénage avant 16 formant bord d'attaque. De manière analogue, il est prévu un carénage arrière 17 formant bord de fuite du mât. De façon classique, le mât 14 présente des moyens de fixation (non représentés) interposés entre le moteur 10 et la structure rigide 15, ainsi que d'autres moyens de fixation (non représentés) 8 interposés entre la structure rigide 15 et la structure de l'aéronef. Sur la figure 1, on peut apercevoir que le mât 14 présente une surface extérieure 20 formant un profil aérodynamique intégrant le bord d'attaque 16, ainsi qu'un bord de fuite 17 situé en arrière de la structure rigide 15. Ainsi, cette surface extérieure 20 est formée, de l'avant vers l'arrière, par le carénage avant 16 formant bord d'attaque, la structure rigide 15 préférentiellement carénée, et le carénage arrière 17 formant bord de fuite. Il est noté que le bord d'attaque 16, et plus précisément le carénage qui le définit, prend ici la forme d'une peau, éventuellement double. On the other hand, the terms "front" and "rear" are to be considered in relation to a direction of advancement of the aircraft encountered following the thrust exerted by the engines, this direction being represented schematically by the arrow 4. Overall , the rear part 1 comprises a fuselage 6, of substantially circular cross section, elliptical or the like, with a center passing through the longitudinal axis 2, and delimiting an interior space of the aircraft 8. Moreover, it comprises two motor assemblies 100 disposed on either side of a vertical median plane P 7 passing through the axis 2, each assembly 100 comprising a turbine engine 10 with propellers, preferably an "Open Rotor" type turboprop engine having a pair of counter-rotating propellers . Each of them has a longitudinal axis 12 substantially parallel to the direction X. In addition, each motor assembly 100 is disposed laterally relative to the fuselage 6, being specified in this regard that an angle can be provided between the median horizontal plane P of the aircraft and the plane passing through the longitudinal axes 2, 12 of the turbine engine and the aircraft. Typically this angle can be between 10 and 35 °. Anyway, each engine assembly 100 is laterally reported on the aircraft structure, and more specifically on a rear portion thereof, on the fuselage 6 behind the main canopy. To ensure the suspension of the turboprop 10 of each assembly, there is provided an attachment pylon 14, comprising a rigid structure 15 also called primary structure through which are taken up the forces from the engine 10, the rigid structure 15 being dressed by aerodynamic fairings, and in particular a front fairing 16 forming a leading edge. Similarly, there is provided a rear fairing 17 forming the trailing edge of the mast. Conventionally, the mast 14 has fastening means (not shown) interposed between the motor 10 and the rigid structure 15, as well as other fastening means (not shown) 8 interposed between the rigid structure 15 and the structure of the aircraft. In FIG. 1, it can be seen that the mast 14 has an outer surface 20 forming an aerodynamic profile integrating the leading edge 16, as well as a trailing edge 17 situated behind the rigid structure 15. Thus, this surface 20 is formed, from front to rear, by the front fairing 16 leading edge, the rigid structure 15 preferably faired, and the rear fairing 17 forming trailing edge. It is noted that the leading edge 16, and more precisely the fairing which defines it, here takes the form of a skin, possibly double.

En référence à présent à la figure 2 montrant de manière schématique et éclatée l'un des deux ensembles moteurs 100, il est montré un circuit 24 de circulation d'huile cheminant au sein du turbomoteur 10. Ce circuit 20, classiquement équipé d'une pompe, de conduits et de filtres à travers lesquels circulent l'huile, chemine au sein du turbomoteur 10 de manière à refroidir au moins un des éléments moteurs (non représentés) parmi une boite de vitesse, des paliers à roulement supportant les arbres moteurs, et des générateurs électriques de puissance. Cette partie du circuit 24 peut être réalisée d'une manière communément adoptée dans les réalisations connues de l'art antérieur. En revanche, l'une des particularités de la 30 présente invention réside dans le fait de faire cheminer le circuit 24 au sein du mât 14, le long du 9 bord d'attaque 16 et intérieurement par rapport à celui-ci, de sorte que ce dernier assure un échange de chaleur entre l'air qui l'épouse extérieurement et l'huile du circuit de circulation 24. Referring now to Figure 2 showing schematically and exploded one of the two motor assemblies 100, it is shown a circuit 24 for circulating oil running within the turbine engine 10. This circuit 20, conventionally equipped with a pump, ducts and filters through which the oil flows, travels within the turbine engine 10 so as to cool at least one of the driving elements (not shown) among a gearbox, rolling bearings supporting the motor shafts, and electric power generators. This part of the circuit 24 can be made in a manner commonly adopted in the known embodiments of the prior art. On the other hand, one of the peculiarities of the present invention lies in the fact that the circuit 24 passes through the mast 14, along the leading edge 16 and internally with respect thereto, so that the latter ensures a heat exchange between the air that surrounds it externally and the oil of the circulation circuit 24.

Par conséquent, l'huile est d'abord réchauffée par les éléments du turbomoteur 10 qu'elle est censée refroidir, puis extraite du turbomoteur afin de cheminer le long du bord d'attaque 16, intérieurement par rapport à celui-ci. A ce stade, l'air circulant extérieurement sur le bord d'attaque 16 sert au refroidissement de l'huile chaude provenant du moteur, via ce même bord d'attaque 16 remplissant la fonction de peau échangeuse de chaleur. Simultanément, le bord d'attaque 16 est réchauffé par la chaleur dégagée par l'huile chaude sortant du turbomoteur, avec pour conséquence un effet anti-givrage de ce bord d'attaque 16. En d'autres termes, c'est l'huile du circuit 24 de refroidissement des éléments du turbomoteur qui est employée pour assurer au moins en partie, et de préférence intégralement, la fonction d'anti-givrage du bord d'attaque. Après son refroidissement causé par sa circulation le long du bord d'attaque 16, l'huile est reconduite par le circuit 24 au sein du turbomoteur, afin de remplir sa fonction première de refroidissement des éléments moteurs. Même si cela n'a pas été représenté, le circuit 24 peut également intégrer un échangeur de chaleur de conception classique, s'ajoutant à la peau échangeuse de chaleur 16. 10 Egalement, il est possible de prévoir un système de commande permettant alternativement de forcer l'huile à entrer dans la partie mât du circuit, et interdire cet accès. A titre d'exemple, l'huile peut n'être dirigée vers la partie mât, à savoir mise en circulation sur le bord d'attaque 16, que lorsqu'un anti-givrage de ce dernier est requis. Il est possible de faire circuler l'huile de différentes façons le long du bord d'attaque 16. Therefore, the oil is first heated by the elements of the turbine engine 10 it is supposed to cool, then extracted from the turbine engine to travel along the leading edge 16, inwardly relative thereto. At this stage, the air circulating externally on the leading edge 16 serves to cool the hot oil from the engine, via the same leading edge 16 fulfilling the function of heat exchange skin. Simultaneously, the leading edge 16 is heated by the heat released by the hot oil leaving the turbine engine, resulting in an anti-icing effect of this leading edge 16. In other words, it is the oil of the cooling circuit 24 of the turbine engine elements which is used to ensure at least partly, and preferably integrally, the anti-icing function of the leading edge. After its cooling caused by its circulation along the leading edge 16, the oil is carried by the circuit 24 in the turbine engine, to fulfill its primary function of cooling the motor elements. Even if this has not been shown, the circuit 24 can also integrate a heat exchanger of conventional design, adding to the heat exchange skin 16. Also, it is possible to provide a control system alternatively allowing force the oil to enter the mast section of the circuit, and prohibit this access. By way of example, the oil may be directed towards the mast portion, namely put into circulation on the leading edge 16, only when anti-icing thereof is required. It is possible to circulate the oil in various ways along the leading edge 16.

L'une d'elles est montrée sur les figures 3 et 4, représentant une partie du circuit de circulation 24 intégrant une pluralité de conduits 30 plaqués contre une surface intérieure de la peau 16 formant le bord d'attaque. Ces conduits 30, de préférence parallèles entre eux et s'étendant selon une direction 34 de l'envergure du bord d'attaque 16, cheminent par exemple tout le long de ce dernier, ou sur une partie seulement de celui-ci. L'huile 32 peut être introduite de manières diverses dans les conduits 30. A titre d'exemples, l'huile 32 peut être introduite au niveau des extrémités de conduits situées d'un même côté du bord de fuite 16. Egalement, l'huile 32 peut serpenter dans plusieurs conduits 30 reliés les uns aux autres avant d'être extraite du bord de fuite, assurant ainsi une circulation en zig-zag favorisant un bon échange de chaleur avec l'air 36 épousant la surface extérieure du bord d'attaque. Dans ce mode de réalisation préféré, les conduits 30 du circuit 24 sont agencés au contact du bord d'attaque 16 formant peau échangeuse de chaleur.One of them is shown in Figures 3 and 4, showing a portion of the circulation circuit 24 incorporating a plurality of conduits 30 pressed against an inner surface of the skin 16 forming the leading edge. These ducts 30, preferably parallel to each other and extending along a direction 34 of the span of the leading edge 16, for example run all along the latter, or only a part thereof. The oil 32 can be introduced in various ways into the ducts 30. By way of example, the oil 32 can be introduced at the ends of ducts located on the same side of the trailing edge 16. oil 32 can snake in several ducts 30 connected to each other before being extracted from the trailing edge, thus ensuring a zig-zag circulation promoting a good heat exchange with the air 36 conforming to the outer surface of the edge of attack. In this preferred embodiment, the conduits 30 of the circuit 24 are arranged in contact with the leading edge 16 forming the heat exchange skin.

11 Selon une alternative de réalisation montrée sur la figure 5, la peau 16 participe directement à la constitution du circuit de refroidissement 24, puisqu'il définit une partie de chacun des conduits 30, conjointement avec des profils 40 de forme générale ouverte, par exemple de section en forme globale de U, rapportés fixement sur la surface intérieure du bord d'attaque 16. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.15 According to an alternative embodiment shown in FIG. 5, the skin 16 participates directly in the constitution of the cooling circuit 24, since it defines a part of each of the ducts 30, together with profiles 40 of generally open shape, for example of overall U-shaped section, fixedly attached to the inner surface of the leading edge 16. Of course, various modifications can be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, only as a non-limiting examples.15

Claims (7)

REVENDICATIONS1. Ensemble moteur (100) pour aéronef comprenant un turbomoteur (10) ainsi qu'un mât d'accrochage (14) du turbomoteur destiné à être rapporté latéralement sur une partie arrière de la structure (6) de l'aéronef, ledit mât (14) présentant un profil aérodynamique incluant un bord d'attaque (16), et ledit ensemble moteur comprenant en outre au moins un circuit (24) de circulation d'un liquide caloporteur (32) cheminant au sein du turbomoteur, caractérisé en ce que ledit circuit de circulation (24) chemine également au sein du mât (14) de sorte que ledit bord d'attaque (16) assure un échange de chaleur entre l'air (36) qui l'épouse extérieurement et le liquide caloporteur (32) du circuit de circulation (24). REVENDICATIONS1. An engine assembly (100) for an aircraft comprising a turbine engine (10) and a hitching mast (14) for the turbine engine intended to be laterally attached to a rear part of the structure (6) of the aircraft, said mast (14 ) having an aerodynamic profile including a leading edge (16), and said engine assembly further comprising at least one circuit (24) for circulating a heat transfer liquid (32) running in the turbine engine, characterized in that said circulation circuit (24) also travels within the mast (14) so that said leading edge (16) ensures a heat exchange between the air (36) which surrounds it externally and the coolant (32) of the circulation circuit (24). 2. Ensemble moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit bord d'attaque (16) forme une partie dudit circuit de circulation (24), ou est agencé au contact de celui-ci. 2. Engine assembly according to claim 1, characterized in that said leading edge (16) forms part of said circulation circuit (24), or is arranged in contact therewith. 3. Ensemble moteur selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que ledit circuit de circulation (24) comprend des conduits (30) sensiblement parallèles, s'étendant selon une direction (34) de l'envergure du bord d'attaque. 3. Engine assembly according to claim 1 or claim 2, characterized in that said circulation circuit (24) comprises conduits (30) substantially parallel, extending in a direction (34) of the span of the edge of attack. 4. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit 13 circuit (24) est un circuit de circulation d'huile (32) cheminant également au sein du turbomoteur (10), pour assurer le refroidissement d'éléments de celui-ci. 4. Engine assembly according to any one of the preceding claims, characterized in that said circuit (24) is an oil circulation circuit (32) also running within the turbine engine (10), to ensure the cooling of the engine. elements of it. 5. Ensemble moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits éléments du turbomoteur refroidis par ledit circuit de circulation (24) sont pris parmi une boite de vitesse, des paliers à roulement, et des générateurs électriques de puissance. 5. Engine assembly according to claim 4, characterized in that said turbine engine elements cooled by said circulation circuit (24) are taken from a gearbox, rolling bearings, and electric power generators. 6. Partie arrière (1) d'aéronef comprenant au moins un ensemble moteur (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, rapporté latéralement sur le fuselage (6) de l'aéronef. 6. Rear part (1) of aircraft comprising at least one engine assembly (100) according to any one of the preceding claims, reported laterally on the fuselage (6) of the aircraft. 7. Aéronef comprenant une partie arrière (1) selon la revendication 6. 20 An aircraft comprising a rear portion (1) according to claim 6.