FR2953562A1 - Method for cooling equipment of aircraft, involves maintaining circulation of fluid in fluid circulation circuit of fluidic type equipment of aircraft until temperature decreases to predetermined value after stopping of turbojet engine - Google Patents

Abstract

The method involves maintaining fluid e.g. fuel and oil, circulation in fluid circulation circuits (19, 21) of fluidic and mechanical type equipment of an aircraft until temperature decreases to a predetermined value after stopping of a turbojet engine. The circulation of the fluids is made in respective fluid circulation circuits. A fan (7) is maintained to circulate air in the turbojet engine in a rotating manner. Oil in one of the fluid circulation circuits is passed in a heat exchanger. An independent claim is also included for a device for cooling an equipment of an aircraft comprising a turbojet engine.

Description

L'invention se rapporte au domaine des turboréacteurs et plus précisément à un procédé et un dispositif de refroidissement d'équipements disposés au voisinage de la zone chaude d'un turboréacteur. The invention relates to the field of turbojets and more specifically to a method and a cooling device of equipment disposed in the vicinity of the hot zone of a turbojet engine.

Des progrès notables ont été réalisés dans les turboréacteurs, en ce qui concerne la diminution de la consommation de carburant grâce à l'amélioration, par exemple, de l'aérodynamique générale de l'aéronef. En effet, une amélioration consiste à réduire la traînée du turboréacteur et à rendre sa nacelle la plus compacte et la plus aérodynamique possible. Notable progress has been made in turbojet engines in reducing fuel consumption by, for example, improving the overall aerodynamics of the aircraft. Indeed, an improvement consists in reducing the turbojet engine's drag and making its nacelle as compact and as aerodynamic as possible.

Pour cela, il est connu de transférer un maximum d'équipements de l'aéronef, se trouvant classiquement au voisinage d'une zone froide, à savoir, autour d'une soufflante de turboréacteur, à proximité d'une zone chaude du turboréacteur offrant de l'espace disponible agencé à l'arrière de ladite zone froide. De ce fait, certains équipements se retrouvent dans un environnement très chaud (de 150° à 300°C). La mise en place d'écran thermique, de débit de ventilation de nacelle et la présence d'un gicleur de fuite interne aux équipements les plus chauds permettent de tenir cet environnement pendant le fonctionnement du moteur. Cependant, à l'arrêt du moteur, il n'y a plus de débit de fluide tel que l'huile ou le carburant, ou de flux d'air dans la nacelle. Par conséquent, les équipements montent en température avant de se refroidir progressivement. Sur les plus gros turboréacteurs existant, un dispositif de « cheminée » est prévu et permet l'évacuation d'une grande partie de la chaleur par le haut du turboréacteur. Mais sur certains types de turboréacteurs moins imposants, les équipements sont tellement confinés au voisinage de la zone chaude que la mise en place d'un tel dispositif de « cheminée » n'est pas possible. Les équipements subissent alors de fortes contraintes thermiques et sont endommagés rapidement. L'invention résulte de l'analyse faite ci-dessus et a pour but de proposer un procédé de refroidissement des équipements d'un aéronef disposés dans un espace disponible au voisinage de la zone chaude du turboréacteur permettant de limiter la montée en température des équipements à l'arrêt du moteur et de réduire le risque de cokéfaction dans les équipements flu'iiques. u p L émeu, i wileur ne un proée e de refroidissement equlpenlen s d'un aéronef (ompren0nt un turboréacteur entouré par une nacelle, ledit turboréacteur comportant une zone froide comprenant une soufflante en amont d'une zone chaude, lesdits équipements étant du type fluidique et mécanique et étant disposés dans un espace disponible au voisinage de la zone chaude du turboréacteur de manière à réduire l'encombrement de la nacelle, caractérisé en ce que, après l'arrêt du turboréacteur, on entretient la circulation d'au moins un fluide d'un circuit de circulation de fluide des équipements fluidiques dudit aéronef jusqu'à ce que la température redescende à une valeur prédéterminée. For this, it is known to transfer a maximum of equipment of the aircraft, typically located in the vicinity of a cold zone, namely, around a turbojet fan, near a hot zone of the jet engine offering available space arranged at the rear of said cold zone. As a result, some equipment is found in a very hot environment (from 150 ° to 300 ° C). The installation of heat shield, nacelle ventilation flow rate and the presence of an internal leak nozzle at the hottest equipment allow to maintain this environment during the operation of the engine. However, when the engine stops, there is no longer fluid flow such as oil or fuel, or air flow in the nacelle. As a result, the equipment warms up before cooling down gradually. On the largest existing turbojets, a "chimney" device is provided and allows the evacuation of a large part of the heat from the top of the turbojet engine. But on some types of turbojet smaller, the equipment is so confined to the vicinity of the hot zone that the establishment of such a device "chimney" is not possible. The equipment then undergoes high thermal stress and is damaged quickly. The invention results from the analysis made above and aims to propose a method of cooling the equipment of an aircraft disposed in an available space in the vicinity of the hot zone of the turbojet engine to limit the rise in temperature of the equipment stopping the engine and reducing the risk of coking in flu'ic equipment. The emitter, i wileur does a cooling quée equlpenlen s of an aircraft (ompren0nt a turbojet surrounded by a nacelle, said turbojet comprising a cold zone comprising a blower upstream of a hot zone, said equipment being of the fluidic type and mechanically and being arranged in an available space in the vicinity of the hot zone of the turbojet engine so as to reduce the size of the nacelle, characterized in that, after stopping the turbojet engine, the circulation of at least one fluid is maintained. a fluid circulation circuit of the fluidic equipment of said aircraft until the temperature drops back to a predetermined value.

Selon une caractéristique, on fait circuler du carburant dans un premier circuit de circulation de fluide pour éviter la cokéfaction. Selon une autre possibilité, on fait circuler de l'huile dans un second circuit de circulation de fluide. Selon encore une autre caractéristique, on entretient la rotation de la soufflante pour faire circuler de l'air dans le turboréacteur. According to one characteristic, fuel is circulated in a first fluid circulation circuit to prevent coking. According to another possibility, oil is circulated in a second fluid circulation circuit. According to yet another characteristic, the rotation of the fan is maintained to circulate air in the turbojet engine.

Selon encore une autre caractéristique, on fait passer l'huile du second circuit de circulation dans un échangeur de chaleur air/huile, et on refroidit ledit échangeur de chaleur air/huile par l'air soufflé par la soufflante. Selon encore une autre caractéristique, on fait passer le carburant du premier circuit de circulation dans un échangeur de chaleur carburant/huile, et on refroidit ledit échangeur de chaleur carburant/huile par le carburant. Selon une première étape d'un mode de réalisation de l'invention, on identifie les équipements à refroidir. Selon une seconde étape, on surveille l'atteinte d'un régime de rotation de la soufflante apte à permettre le refroidissement pendant la 25 décélération du turboréacteur intervenant après son arrêt. Selon une troisième étape, on détermine la durée du maintien de la circulation du carburant et de l'huile respectivement dans le premier et dans le second circuit de circulation de fluide nécessaire pour refroidir les équipements, 30 Selon une quatrième étape, on pilote un alterno-démarreur associé au turboréacteur pour maintenir le régime de rotation apte à permettre le refroidissement des équipements, Selon une cinquième étape, on pilote l'alterno-démarreur associé au turboréacteur pour maintenir fa circulation du carburant et de 35 hule Flr LLI'CHI'2 dl L, pl L'H u bLOCIU LitLuit de circulation de fluide. According to yet another characteristic, the oil is passed from the second circulation circuit in an air / oil heat exchanger, and said air / oil heat exchanger is cooled by the air blown by the fan. According to yet another characteristic, the fuel is passed from the first circulation circuit in a fuel / oil heat exchanger, and said fuel / oil heat exchanger is cooled by the fuel. According to a first step of an embodiment of the invention, the equipment to be cooled is identified. According to a second step, the attainment of a rotational speed of the blower capable of allowing cooling during the deceleration of the turbojet engine intervening after stopping is monitored. According to a third step, the duration of the maintenance of the circulation of the fuel and the oil respectively in the first and in the second fluid circulation circuit necessary for cooling the equipment is determined. According to a fourth step, an alternator is piloted. - Starter associated with the turbojet to maintain the rotational speed suitable for cooling equipment, According to a fifth step, it drives the alternator-starter associated with the turbojet engine to maintain the flow of fuel and 35 hul Flr LLI'CHI'2 dL L, pl The H u bLOCIu litLuit of fluid circulation.

L'invention concerne également un dispositif de refroidissement des équipements d'un aéronef comprenant un turboréacteur entouré par une nacelle, ledit turboréacteur comportant une zone froide comprenant une soufflante en amont d'une zone chaude, lesdits équipements étant du type fluidique et mécanique et étant disposés dans un espace disponible au voisinage de la zone chaude du turboréacteur de manière à réduire l'encombrement de la nacelle, caractérisé en ce que le dispositif de refroidissement comprend un dispositif de régulation numérique du turboréacteur permettant, après l'arrêt du turboréacteur, d'activer au moins une pompe d'au moins un circuit de circulation d'un fluide en cas de détection, par au moins un moyen de détection de la température dudit fluide circulant dans le turboréacteur, d'une valeur de température dudit fluide supérieure à une valeur seuil prédéterminée, ladite pompe étant activée jusqu'à ce que la température redescende à ladite valeur seuil prédéterminée. Selon des caractéristiques du dispositif selon l'invention : -le dispositif de régulation numérique commande un alternodémarreur pour activer au moins une pompe apte à permettre la circulation d'un carburant dans un premier circuit de circulation de fluide, -le dispositif de régulation numérique commande l'alternodémarreur pour activer au moins une pompe apte à permettre la circulation d'une huile dans un second circuit de circulation de fluide, -I'alterno-démarreur est exploité pour commander l'entraînement en rotation de la soufflante du turboréacteur de manière à entretenir la circulation de l'air sur les équipements à refroidir, -le second circuit de circulation de fluide comprend un échangeur de chaleur air/huile, l'huile étant refroidie par la circulation de l'air soufflé par la soufflante, -un échangeur de chaleur carburant/huile est agencé entre le premier et le second circuit de circulation de fluide, l'huile étant refroidi par la circulation du carburant dans ledit échangeur de chaleur carburant/huile, -les équipements à refroidir sont agencés autour d'un compresseur haute pression de la zone chaude du turboréacteur et u dtiur de fluide, second circuit rie circulation de fluide, le boitier d'entrainement d'accessoires apte à entraîner des équipements auxiliaires, et lesdits équipements auxiliaires. The invention also relates to a device for cooling the equipment of an aircraft comprising a turbojet engine surrounded by a nacelle, said turbojet having a cold zone comprising a fan upstream of a hot zone, said equipment being of the fluidic and mechanical type and being disposed in an available space in the vicinity of the hot zone of the turbojet engine so as to reduce the bulk of the nacelle, characterized in that the cooling device comprises a digital turbojet regulator device allowing, after stopping the turbojet engine, activating at least one pump of at least one circulation circuit of a fluid in the event of detection, by at least one means for detecting the temperature of said fluid circulating in the turbojet engine, of a temperature value of said fluid greater than a predetermined threshold value, said pump being activated until the temperature drops said predetermined threshold value. According to characteristics of the device according to the invention: the digital control device controls an alternator / starter to activate at least one pump capable of allowing the circulation of a fuel in a first fluid circulation circuit; the digital control device controls the alternator starter for activating at least one pump capable of allowing the circulation of an oil in a second fluid circulation circuit; the alternator-starter is used to control the rotational drive of the fan of the turbojet engine so as to maintain the circulation of air on the equipment to be cooled, -the second fluid circulation circuit comprises an air / oil heat exchanger, the oil being cooled by the circulation of the air blown by the fan, -an exchanger fuel / oil heat is arranged between the first and the second fluid circulation circuit, the oil being cooled by the circulation of the carburan t in said fuel / oil heat exchanger, the equipment to be cooled are arranged around a high pressure compressor of the hot zone of the turbojet engine and a fluid nozzle, the second fluid circulation circuit, the drive unit of accessories adapted to drive auxiliary equipment, and said ancillary equipment.

L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages de celle- ci apparaîtront mieux à la lumière de la description qui va suivre donnée uniquement à titre d'exemple et faite en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique d'un turboréacteur selon l'invention, comprenant des équipements disposés dans un espace disponible au voisinage d'une zone chaude du turboréacteur, et la figure 2 est une vue schématique de principe de circulation de deux circuits de circulation de fluide, tel que le carburant et l'huile, selon l'invention. 15 En référence à la figure 1, il est représenté schématiquement un turboréacteur 1 d'aéronef entouré par une nacelle 3. Le turboréacteur 1 est essentiellement composé, de l'avant vers l'arrière considérée par rapport à une direction d'avancement 5 de l'aéronef rencontrée suite à la 20 poussée exercée par le turboréacteur 1, une soufflante 7 de grande dimension, et un compresseur basse pression ou « booster » 9, un compresseur haute pression 11, une turbine haute pression 13 et une turbine basse pression 15 de plus petite dimension. Classiquement, la soufflante 7 et le compresseur basse pression 25 9 représentent une zone froide du turboréacteur alors que le compresseur haute pression 11 et la turbine haute pression 13 représentent une zone chaude. Tel que représenté sur la figure 1, des équipements 17 de type fluidiques et mécaniques sont disposés dans un espace disponible au 30 voisinage du compresseur haute pression 15 dans la zone chaude du turboréacteur 1 de manière à réduire l'encombrement de la nacelle 3. Selon l'invention, il est proposé un dispositif de refroidissement 25 de tels équipements 17 tel que l'illustre la figure 2. Ces équipements 17 à refroidir sont montés sur une boite d'engrenage 18 et comprennent un 35 emier ultuu!r d uulauurl ue dulie .i` , ILl cru«al [Durant, un second circuit de circulation de fluide 21, ici de l'huile, un alterna-démarreur 23 et d'autres équipements auxiliaires non représentés. Dans le second circuit de circulation de fluide 21 circule de l'huile destinée à la lubrification des éléments fonctionnels implantés dans le turboréacteur. Ledit circuit est fermé et comprend une pompe de récupération 35 de l'huile, ayant servie à la lubrification d'éléments du turboréacteur 1 à lubrifier, entrainée par l'alterno-démarreur 23 et raccordée d'une part à un réservoir d'huile 31 et d'autre part à un échangeur huile/carburant 37 échangeant avec le second circuit de circulation de fluide 21 de manière à refroidir l'huile par circulation du carburant utilisé en tant que réfrigérant. En aval de l'échangeur huile/carburant 37, l'huile circule dans une pompe d'alimentation 33 en huile d'éléments du turboréacteur 1 à lubrifier, puis dans un échangeur air/huile 39 avant de passer dans les éléments du turboréacteur 1 à lubrifier puis à nouveau dans I' échangeur air/huile 39 et dans la pompe de récupération 35 avant de retourner à l'échangeur 37. L'échangeur air/huile 39 est refroidi par de l'air provenant du turboréacteur et notamment de la rotation de la soufflante 7. L'air, considéré comme une source froide, améliore ainsi le refroidissement de l'huile, traversant par ailleurs l'échangeur huile/carburant 37 lorsque le dispositif de refroidissement 25 est en état de marche. Dans le premier circuit de circulation de fluide 19 circule du carburant. Le carburant est prélevé dans un réservoir 41, situé dans l'aile de l'aéronef, par une pompe de gavage 43, puis transite, via le premier circuit de circulation 19, à travers l'échangeur de chaleur huile/carburant 37, une pompe haute pression 45 précédée d'un filtre 47 et un dispositif de dosage du débit de carburant 49. Le dispositif de dosage de carburant 49 alimente les injecteurs d'une chambre de combustion du turboréacteur de la quantité de carburant nécessaire en fonction des ordres reçus du poste de pilotage et recycle le surplus de carburant fourni par la pompe à haute pression 45 par l'intermédiaire d'un dispositif de recirculation 51 du carburant renvoyant vers le réservoir 41. Enfin, des conduites 53 prélèvent du carburant à haute pression dans le dispositif de dosage de carburant 49 afin d'alimenter des commandes 55 hydrauliques du moteur, utilisant le i r) dru, tc L ci,b ',Li ms. The invention will be better understood and other advantages thereof will appear better in the light of the following description given solely by way of example and with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a diagrammatic view a turbojet engine according to the invention, comprising equipment arranged in an available space in the vicinity of a hot zone of the turbojet engine, and FIG. 2 is a schematic view of the principle of circulation of two fluid circulation circuits, such as the fuel and oil, according to the invention. With reference to FIG. 1, there is shown diagrammatically an aircraft turbojet 1 surrounded by a nacelle 3. The turbojet engine 1 is essentially composed, from the front to the rear considered with respect to a direction of travel 5 of the aircraft encountered following the thrust exerted by the turbojet engine 1, a large fan 7, and a low-pressure compressor or "booster" 9, a high-pressure compressor 11, a high-pressure turbine 13 and a low-pressure turbine 15 of smaller size. Conventionally, the blower 7 and the low-pressure compressor 25 9 represent a cold zone of the turbojet while the high-pressure compressor 11 and the high-pressure turbine 13 represent a hot zone. As shown in FIG. 1, equipment 17 of the fluidic and mechanical type is arranged in an available space in the vicinity of the high-pressure compressor 15 in the hot zone of the turbojet engine 1 so as to reduce the size of the nacelle 3. According to FIG. According to the invention, a cooling device 25 for such equipment 17 as shown in FIG. 2 is proposed. This equipment 17 to be cooled is mounted on a gearbox 18 and comprises a fifth gearbox. A second fluid circulation circuit 21, in this case oil, an alternator-starter 23 and other auxiliary equipment not shown, is believed to be present. In the second fluid circulation circuit 21 circulates oil intended for lubricating the functional elements implanted in the turbojet engine. Said circuit is closed and comprises a pump 35 for recovering the oil, which has been used for lubricating elements of the turbojet engine 1 to be lubricated, driven by the alternator-starter 23 and connected on the one hand to an oil tank 31 and on the other hand to an oil / fuel exchanger 37 exchanged with the second fluid circulation circuit 21 so as to cool the oil by circulating the fuel used as a refrigerant. Downstream of the oil / fuel exchanger 37, the oil circulates in a feed pump 33 in oil of elements of the turbojet engine 1 to be lubricated, then in an air / oil exchanger 39 before passing into the elements of the turbojet engine 1 to lubricate and then again in the air / oil exchanger 39 and in the recovery pump 35 before returning to the exchanger 37. The air / oil exchanger 39 is cooled by air from the turbojet engine and especially the 7. The air, considered as a cold source, thus improves the cooling of the oil, which also passes through the oil / fuel exchanger 37 when the cooling device 25 is in working order. In the first fluid circulation circuit 19 circulates fuel. The fuel is taken from a tank 41, located in the wing of the aircraft, by a booster pump 43, then passes, via the first circulation circuit 19, through the oil / fuel heat exchanger 37, a high pressure pump 45 preceded by a filter 47 and a fuel flow metering device 49. The fuel metering device 49 supplies the injectors of a combustion chamber of the turbojet engine with the quantity of fuel required according to the orders received. of the cockpit and recycles the excess fuel supplied by the high-pressure pump 45 via a recirculation device 51 of the fuel returning to the tank 41. Finally, pipes 53 draw high-pressure fuel into the fuel tank. fuel metering device 49 for supplying hydraulic controls to the engine, using the engine, tc L ci, b ', Li ms.

Plus précisément, le dispositif de refroidissement 25 comprend un dispositif de régulation numérique 57, autrement appelé ECU (Engine Control Unit) permettant, après l'arrêt du turboréacteur, de commander l'alterno-démarreur 23. Le dispositif de régulation numérique 57 est positionné autour de la zone la plus froide du turboréacteur 1 et notamment autour de la soufflante 7. Le dispositif de régulation numérique 57 est apte à activer les pompes 35, 33, 43, 45 des circuits de circulation de fluide 19, 21 en cas de détection, par au moins un moyen de détection de la température (non représenté) des fluides et de l'air ambiants, d'une valeur de température supérieure à une valeur seuil prédéterminée. Avantageusement, lesdites pompes 35, 33, 43, 45 sont activées jusqu'à ce que la température redescende à ladite valeur seuil prédéterminée. La valeur seuil de température correspond à la valeur pour laquelle les équipements 17 ne sont pas détériorés. Elle est par exemple comprise entre 140°C et 150°C pour l'huile et 130°C à 140°C pour le carburant. Notamment, le dispositif de régulation numérique commande l'alterno-démarreur 23 pour activer la pompe de gavage 43 et la pompe haute pression 45 et faire circuler le carburant dans le premier circuit de circulation de fluide 19. Il commande, en outre, l'alterno-démarreur 23 pour activer la pompe d'alimentation 33 et la pompe de récupération 35 de l'huile et faire circuler l'huile dans le second circuit de circulation de fluide 21. Grâce à ce dispositif de refroidissement 25, on maintient donc un débit d'huile et de carburant dans, respectivement, le premier circuit de circulation de fluide 19 et dans le second circuit de circulation de fluide 21 de sorte à éviter la montée brusque en température de ces circuits, disposés dans la zone chaude du turboréacteur, durant quelques minutes après l'arrêt du turboréacteur. D'autre part, le dispositif de régulation numérique 57 pilote l'alterno-démarreur 23 pour commander l'entrainement en rotation de du turboréacteur et donc de sa soufflante 7 de manière à entretenir la circulation de l'air sur les équipements à refroidir. Grâce au maintien du régime du turboréacteur à faible vitesse, on entretient un débit de ventilation d'air sur les circuits de circulation de fluide 19 et 21 et sur les 17. 01 :,,qLLe, par e7empie, le risauL ue caKeraLuori dans le second circuit de circulation de fluide 21 due à une transformation du carburant en coke pouvant obturer le circuit. Ainsi selon un mode de fonctionnement de l'invention, après l'arrêt du turboréacteur, le dispositif de régulation numérique 57 : identifie les équipements 17 à refroidir grâce aux moyens de détection de la température positionnés dans le premier circuit de circulation de fluide 19, dans le second circuit de circulation de fluide 21, et à l'extérieur au niveau de la zone chaude du turboréacteur, surveille l'atteinte d'un régime de rotation de la soufflante 7 apte à permettre le refroidissement pendant la décélération du turboréacteur intervenant après son arrêt, détermine la durée pendant laquelle l'alterno-démarreur devra maintenir la circulation du carburant et de l'huile respectivement dans le premier 19 et dans le second 21 circuit de circulation de fluide nécessaire pour refroidir les équipements fluidiques, pilote l'alterno-démarreur 23 associé au turboréacteur 1 pour maintenir le régime de rotation apte à permettre le refroidissement des équipements 17, et pilote l'alterno-démarreur 23 associé au turboréacteur 1 pour maintenir la circulation du carburant et de l'huile respectivement dans le premier 19 et dans le second 21 circuit de circulation de fluide. Après la mise en oeuvre du procédé de refroidissement dans le turboréacteur, le dispositif de régulation numérique 57 surveille la température dans le premier circuit de circulation de fluide 19, dans le second circuit de circulation de fluide 21, et à l'extérieur au niveau de la zone chaude du turboréacteur jusqu'à ce qu'elle redescende à la valeur seuil prédéterminée au dessous de laquelle les équipements 17 ne courent aucun risque de détérioration. Une fois cette température atteinte, le turboréacteur s'arrête donc complètement car les équipements 17 sont refroidis. Grâce au procédé de refroidissement d'équipements disposés en zone chaude da turboréacteur et à son dispositif correspondant, les 35 pas une température susceptibles de les détériorer et la cokéfaction du carburant est évitée. Ceci permet' notamment d'accroitre la durée de vie des équipements et de rendre l'aéronef plus sûr au cours des cycles de vol. Par ailleurs, ce procédé est de mise en oeuvre simple et nécessite la simple programmation du dispositif de régulation numérique. More specifically, the cooling device 25 comprises a digital control device 57, otherwise called ECU (Engine Control Unit) allowing, after stopping the turbojet, to control the alternator-starter 23. The numerical control device 57 is positioned around the coldest zone of the turbojet engine 1 and in particular around the fan 7. The digital regulation device 57 is able to activate the pumps 35, 33, 43, 45 of the fluid circulation circuits 19, 21 in the event of detection. by at least one means for detecting the temperature (not shown) of the fluids and the ambient air, of a temperature value higher than a predetermined threshold value. Advantageously, said pumps 35, 33, 43, 45 are activated until the temperature drops back to said predetermined threshold value. The threshold temperature value corresponds to the value for which the equipment 17 is not deteriorated. It is for example between 140 ° C and 150 ° C for the oil and 130 ° C to 140 ° C for the fuel. In particular, the digital control device controls the alternator-starter 23 to activate the booster pump 43 and the high-pressure pump 45 and circulate the fuel in the first fluid circulation circuit 19. It controls, in addition, the alternator-starter 23 to activate the feed pump 33 and the oil recovery pump 35 and circulate the oil in the second fluid circulation circuit 21. With this cooling device 25, one thus maintains a flow of oil and fuel in respectively the first fluid circulation circuit 19 and in the second fluid circulation circuit 21 so as to avoid the sudden rise in temperature of these circuits, arranged in the hot zone of the turbojet, for a few minutes after stopping the turbojet. On the other hand, the numerical control device 57 controls the alternator-starter 23 to control the rotational drive of the turbojet engine and therefore of its fan 7 so as to maintain the flow of air on the equipment to be cooled. By maintaining the speed of the turbojet engine at low speed, an air ventilation flow rate is maintained on the fluid circulation circuits 19 and 21 and on the 17.01, which, by way of example, reduces the risk of leakage. second fluid circulation circuit 21 due to a conversion of the fuel into coke that can close the circuit. Thus, according to an operating mode of the invention, after stopping the turbojet, the numerical control device 57: identifies the equipment 17 to be cooled by the temperature detection means positioned in the first fluid circulation circuit 19, in the second fluid circulation circuit 21, and outside at the hot zone of the turbojet engine, monitors the attainment of a rotational speed of the fan 7 capable of allowing cooling during the deceleration of the turbojet engine operating after stopping, determines the period during which the alternator-starter will have to maintain the flow of fuel and oil respectively in the first 19 and in the second 21 fluid circulation circuit necessary to cool the fluidic equipment, pilot the alternator starter 23 associated with the turbojet engine 1 to maintain the rotational speed suitable for cooling the equipment ts 17, and pilot the alternator-starter 23 associated with the turbojet 1 to maintain the flow of fuel and oil respectively in the first 19 and in the second 21 fluid circulation circuit. After the implementation of the cooling process in the turbojet, the digital regulator 57 monitors the temperature in the first fluid circulation circuit 19, in the second fluid circulation circuit 21, and externally at the level of the hot zone of the turbojet engine until it goes down to the predetermined threshold value below which the equipment 17 is not at risk of deterioration. Once this temperature is reached, the turbojet stops completely because the equipment 17 is cooled. By means of the cooling process of equipment arranged in the hot zone of the turbojet engine and its corresponding device, the temperature can be reduced and the coking of the fuel is avoided. This in particular makes it possible to increase the lifespan of the equipment and to make the aircraft safer during the flight cycles. Moreover, this method is simple to implement and requires the simple programming of the digital control device.

Selon différents mode de réalisation de l'invention, l'alternodémarreur 23 peut être électrique, pneumatique ou mécanique et peut être commandé par un dispositif embarqué, appelé APU (Aircraft Power Unit) utiliser pour assurer au sol la génération pneumatique et électrique pour le démarrage des moteurs, la climatisation et l'alimentation des circuits électriques, par un générateur intégré dans l'avion. L'invention concerne aussi toute turbomachine équipée d'un dispositif de refroidissement tel que décrit ci-dessus. According to various embodiments of the invention, the alternator starter 23 can be electric, pneumatic or mechanical and can be controlled by an onboard device, called APU (Aircraft Power Unit) used to provide the ground pneumatic and electrical generation for startup motors, air conditioning and power circuits, by a generator built into the aircraft. The invention also relates to any turbomachine equipped with a cooling device as described above.

Claims (8)

REVENDICATIONS1. Procédé de refroidissement des équipements (17) d'un aéronef comprenant un turboréacteur (1) entouré par une nacelle (3), ledit turboréacteur comportant une zone froide comprenant une soufflante (7) en amont d'une zone chaude, lesdits équipements (17) étant du type fluidique et mécanique et étant disposés dans un espace disponible au voisinage de la zone chaude du turboréacteur (1) de manière à réduire l'encombrement de la nacelle (3), caractérisé en ce que, après l'arrêt du turboréacteur, on entretient la circulation d'au moins un fluide d'un circuit de circulation de fluide (19, 21) des équipements fluidiques dudit aéronef jusqu'à ce que la température redescende à une valeur prédéterminée. REVENDICATIONS1. A method of cooling equipment (17) of an aircraft comprising a turbojet engine (1) surrounded by a nacelle (3), said turbojet engine comprising a cold zone comprising a fan (7) upstream of a hot zone, said equipment (17) ) being of the fluidic and mechanical type and being arranged in an available space in the vicinity of the hot zone of the turbojet engine (1) so as to reduce the bulk of the nacelle (3), characterized in that, after stopping the turbojet engine the circulation of at least one fluid of a fluid circulation circuit (19, 21) of the fluidic equipment of said aircraft is maintained until the temperature drops back to a predetermined value. 2. Procédé de refroidissement selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on fait circuler du carburant dans un premier circuit de circulation de fluide (19) pour éviter la cokéfaction. 2. A method of cooling according to claim 1, characterized in that circulates fuel in a first fluid circulation circuit (19) to prevent coking. 3. Procédé de refroidissement selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'on fait circuler de l'huile dans un second circuit de circulation de fluide (21). 3. Cooling method according to one of claims 1 or 2, characterized in that is circulated oil in a second fluid circulation circuit (21). 4. Procédé de refroidissement selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'on entretient la rotation de la soufflante (7) pour faire circuler de l'air dans le turboréacteur. 4. Cooling method according to one of claims 1 to 3, characterized in that maintains the rotation of the fan (7) for circulating air in the turbojet engine. 5. Procédé de refroidissement selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'on fait passer l'huile du second circuit de circulation (21) dans un échangeur de chaleur 25 30 35 tiair/huile (39), et en ce qu'on refroidit ledit échangeur de chaleur air/huile par l'air soufflé par la soufflante (7). 5. Cooling method according to claim 3, characterized in that the oil of the second circulation circuit (21) is passed through a heat exchanger 25 30 35 air / oil (39), and in that cools said air / oil heat exchanger by the air blown by the blower (7). 6. Procédé de refroidissement selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'on fait passer le carburant du premier circuit de circulation (19) dans un échangeur de chaleur carburant/huile (37), et en ce qu'on refroidit ledit échangeur de chaleur carburant/huile par le carburant. 6. Cooling method according to claim 2, characterized in that the fuel is passed from the first circulation circuit (19) in a fuel / oil heat exchanger (37), and in that said heat exchanger is cooled. fuel / oil heat by the fuel. 7. Dispositif de refroidissement (25) des équipements (17) d'un aéronef comprenant un turboréacteur (1) entouré par une nacelle (3), ledit turboréacteur (1) comportant une zone froide comprenant une soufflante (7) en amont d'une zone chaude, lesdits équipements (17) étant du type fluidique et mécanique et étant disposés dans un espace disponible au voisinage de la zone chaude du turboréacteur (1) de manière à réduire l'encombrement de la nacelle (3), caractérisé en ce que le dispositif de refroidissement (25) comprend un dispositif de régulation numérique (57) du turboréacteur permettant, après l'arrêt du turboréacteur, d'activer au moins une pompe (33, 35, 43, 45) d'au moins un circuit de circulation (19, 21) d'un fluide en cas de détection, par au moins un moyen de détection de la température dudit fluide circulant dans le turboréacteur, d'une valeur de température dudit fluide supérieure à une valeur seuil prédéterminée, ladite pompe (33, 35, 43, 45) étant activée jusqu'à ce que la température redescende à ladite valeur seuil prédéterminée. 7. Device for cooling (25) equipment (17) of an aircraft comprising a turbojet engine (1) surrounded by a nacelle (3), said turbojet engine (1) comprising a cold zone comprising a fan (7) upstream of a hot zone, said equipment (17) being of the fluidic and mechanical type and being arranged in an available space in the vicinity of the hot zone of the turbojet engine (1) so as to reduce the bulk of the nacelle (3), characterized in that that the cooling device (25) comprises a digital turbojet regulator (57) allowing, after stopping the turbojet, to activate at least one pump (33, 35, 43, 45) of at least one circuit circulation (19, 21) of a fluid in the event of detection, by at least one means for detecting the temperature of said fluid circulating in the turbojet engine, of a temperature value of said fluid greater than a predetermined threshold value, said pump (33, 35, 43, 45) being activated until the temperature drops back to said predetermined threshold value. 8. Dispositif de refroidissement selon la revendication 7, caractérisé en ce que le dispositif de régulation numérique (57) commande un alterno-démarreur (23) pour activer au moins une pompe (43, 45) apte à permettre la circulation d'un carburant dans un premier circuit de circulation de fluide (19).. Dispositif de refroidissement selon la revendication 8, caractérisé en ce que le dispositif de régulation numérique (57) commande l'alterno-démarreur (23) pour activer au moins une pompe (33, 35) apte à permettre la circulation d'une huile dans un second circuit de circulation de fluide (21). 10. Dispositif de refroidissement selon l'une des 10 revendications 8 ou 9, caractérisé en ce que l'alternodémarreur (23) est exploité pour commander l'entraînement en rotation de la soufflante (7) du turboréacteur (1) de manière à entretenir la circulation de l'air sur les équipements (17) à refroidir. 15 11. Dispositif de refroidissement selon la revendication 9, caractérisé en ce que le second circuit de circulation (21) de fluide comprend un échangeur de chaleur air/huile (39), l'huile étant refroidie par la circulation de l'air soufflé 20 par la soufflante (7). 12. Dispositif de refroidissement selon la revendication 9, caractérise en ce qu'un échangeur de chaleur carburant/huile (37) est agencé entre le premier (19) et 25 le second (21) circuit de circulation de fluide, l'huile étant refroidie par la circulation du carburant dans ledit échangeur de chaleur carburant/huile (37). 13. Turbomachine caractérisée en ce qu'elle est équipée d'un 30 dispositif de refroidissement selon l'une des revendications 7 à 12. 35 8. Cooling device according to claim 7, characterized in that the numerical control device (57) controls an alternator-starter (23) to activate at least one pump (43, 45) adapted to allow the circulation of a fuel in a first fluid circulation circuit (19). Cooling device according to claim 8, characterized in that the digital controller (57) controls the alternator-starter (23) to activate at least one pump (33). , 35) adapted to allow the circulation of an oil in a second fluid circulation circuit (21). 10. Cooling device according to one of claims 8 or 9, characterized in that the alternator starter (23) is operated to control the rotational drive of the fan (7) of the turbojet engine (1) so as to maintain the flow of air on the equipment (17) to be cooled. 11. Cooling device according to claim 9, characterized in that the second fluid circulation circuit (21) comprises an air / oil heat exchanger (39), the oil being cooled by the circulation of the supply air. 20 by the blower (7). 12. Cooling device according to claim 9, characterized in that a fuel / oil heat exchanger (37) is arranged between the first (19) and the second (21) fluid circulation circuit, the oil being cooled by the flow of fuel in said fuel / oil heat exchanger (37). 13. A turbomachine characterized in that it is equipped with a cooling device according to one of claims 7 to 12. 35