WO2025003590A1 - Système de lubrification/refroidissement pour aéronef et enceinte hydraulique - Google Patents

Système de lubrification/refroidissement pour aéronef et enceinte hydraulique Download PDF

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cooling
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Alexandre Paul Raimond DEBAT
Olivier Robert
Loïs Pierre Denis VIVE
Lucie Stéphanie APOSTIN
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Safran Helicopter Engines Et Aux Energies Alternatives
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to lubrication/cooling devices for aircraft and more particularly to lubrication/cooling systems intended for the lubrication and cooling of turbomachines provided with an electric generator.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are being or will be adopted by various states. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft as well as those in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them compliant with current regulations. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • the invention is the result of technological research aimed at significantly improving the performance of aircraft and, in this sense, contributes to reducing the environmental impact of aircraft.
  • conventional propulsion architectures of the turboshaft or turboprop type typically include two mechanical systems, namely the gas turbine and the power reducer. These two systems have technically different limitations concerning the operating temperatures of their respective lubrication circuits.
  • the gas turbine alone contains only bearings and a chain of pinions driving the accessories necessary for its operation (typically: oil pump, fuel pump, FADEC alternator, starter generator, centrifugal oil separator): this assembly can operate with a first lubrication/cooling circuit whose oil temperatures are of the order of one hundred and thirty to one hundred and forty degrees centigrade at the inlet and up to one hundred and eighty degrees centigrade at the outlet.
  • the power reducer operates with a second lubrication/cooling circuit whose oil temperatures are around one hundred and ten to one hundred and twenty degrees centigrade at the inlet and around one hundred and sixty degrees centigrade at the outlet.
  • the oil pumped out of the two lubrication/cooling circuits is directed to an oil/air heat exchanger to be cooled before being discharged into a tank where it will be pumped again to supply the lubrication/cooling circuits.
  • the two lubrication/cooling circuits have different supply and outlet temperatures, it is generally accepted to have only one oil-air type exchanger, because the oversizing generated remains acceptable. This is typically the case on helicopter turboshaft engines.
  • a second cooling system of the oil-fuel heat exchanger type can be added in order to ensure supercooling of part of the lubrication/cooling circuit of the reducer.
  • a third subsystem which is an electric machine composed of power electronics and an electric motor/generator.
  • This third system requires a third lubrication/cooling circuit whose oil temperatures are of the order of sixty to ninety degrees centigrade at the inlet and which then requires a dedicated heat exchanger due to the inlet and outlet temperatures being much lower than those of the other two circuits.
  • Such an exchanger represents an additional cost and excess weight which negatively impacts the aircraft's performance in terms of fuel consumption.
  • a lubrication/cooling system for an aircraft turbomachine comprising: a first circuit for circulating a lubricating and/or cooling fluid intended to be connected to a first lubrication and/or cooling inlet and outlet of a gas turbine; a second circuit for circulating the lubricating and/or cooling fluid intended to be connected to a second lubrication and/or cooling inlet and outlet of a mechanical reducer; a third circuit for circulating the lubricating and/or cooling fluid intended to be connected to a third lubrication and/or cooling inlet and outlet of an electric machine; a fourth circuit for circulating the lubricating and/or cooling fluid intended to be connected to a fourth lubrication and/or cooling inlet and outlet of a power electronics module of the electric machine; a first pump for circulating the lubricating and/or cooling fluid comprising a first port for sucking the lubricating and/or cooling fluid and a first port for discharging the lubricating and
  • the lubrication/cooling system comprises a third pump for circulating the lubrication and/or cooling fluid comprising a third suction port for the lubrication and/or cooling fluid and a third discharge port for the lubrication and/or cooling fluid, the third pump being located in the fourth circuit or between the fifth outlet and the seventh inlet;
  • the first heat exchanger is a fluid/air exchanger whose first cold source is air and the first circuit comprises a second heat exchanger whose second cold source is a fuel circuit of the turbomachine;
  • the second circuit comprises a third heat exchanger whose third cold source is a fuel circuit of the turbomachine and/or the third circuit comprises a fourth heat exchanger whose fourth cold source is a fuel circuit of the turbomachine;
  • the first circuit and/or the second circuit and/or the third circuit comprises a device for filtering the lubricating and/or cooling fluid;
  • the first pump and/or the second pump and/or the third pump are connected to mechanical power take
  • the invention also relates to a turbomachine comprising a lubrication/cooling system as described above and an aircraft comprising such a turbomachine.
  • Figure 1 is a schematic sectional view of a turbomachine
  • FIG.2 Figure 2 is a schematic view of a lubrication/cooling circuit according to a first embodiment of the invention
  • Figure 3 is a schematic view of a lubrication/cooling circuit according to a second embodiment of the invention
  • Figure 4 is a schematic view of a lubrication/cooling circuit according to a third embodiment of the invention.
  • Figure 5 is a schematic detail view of a fourth embodiment of the invention.
  • a turbomachine here a turboprop engine marked 1 in FIG. 1 and which equips an aircraft not shown
  • the air is admitted into an inlet sleeve 2 after having passed through a propulsive propeller 3 comprising a series of rotating blades to then be compressed by compressor stages 4 before reaching a combustion chamber 5 in which fuel is injected and then burned.
  • the pressurized gas flow generated in the combustion chamber 5 expands by passing through turbine stages 6, before being evacuated to the exhaust
  • the blades of the compressor stages 4 and the turbine stages 6 are rotationally integral with a shaft 7 rotatably mounted relative to a casing 8 surrounding the compressor stages 4, the combustion chamber 5, the turbine stages 6, the casing 8 defining an exhaust outlet.
  • the inlet sleeve 2, the compressor stages 4, the combustion chamber 5, the turbine stages 6 and the casing 8 define a gas turbine 9.
  • the shaft 7 of the gas turbine 9 is connected by a mechanical reducer 10 to a drive shaft 3.1 of the propeller 3.
  • the reducer 10 is also provided with an output shaft 11 connected to an electric machine comprising an electric motor/generator 12 controlled by a power electronics module 12.1.
  • the connection of the motor/generator 12 to the reducer 10 allows the motor/generator 12 to generate electricity during operation of the turboprop 1 in 100% thermal mode, to drive the propeller 3 in 100% electric mode and to assist the turbine 9 in driving the propeller 3 in hybrid mode.
  • upstream and downstream are used in reference to the position or orientation of an element according to the direction of flow of the fluid in the pipes.
  • the aircraft is equipped with a lubrication/cooling system 100 comprising a first circuit 20 for circulating a lubricating and/or cooling fluid—here oil 13—, a second circuit 30 for circulating oil 13, a third circuit 40 for circulating oil 13 and a fourth circuit 150 for circulating oil 13.
  • a lubrication/cooling system 100 comprising a first circuit 20 for circulating a lubricating and/or cooling fluid—here oil 13—, a second circuit 30 for circulating oil 13, a third circuit 40 for circulating oil 13 and a fourth circuit 150 for circulating oil 13.
  • the circuit 20 is connected to a first inlet 14 of the turbine 9 by a first supply pipe 21 and to a first outlet 15 of the turbine 9 by a first drainage pipe 22.
  • the circuit 30 is connected to a second inlet 16 of the reducer 10 by a second supply line 31 and to a second outlet 17 of the reducer 10 by a second drainage line 32.
  • the circuit 40 is connected to a third input 18 of the motor/generator 12 by a third supply line 41 and to a third output 19 of the motor/generator 12 by a third drainage line 42.
  • the circuit 150 is connected to a fourth input 12.2 of the module 12.1 by a fourth supply line 151 and to a fourth output 12.3 of the module 12.1 by a fourth drainage line 152.
  • a first pump 50 for circulating the oil 13 comprises a first suction port 51 for oil 13 and a first discharge port 52 for oil 13.
  • a second oil 13 circulation pump 60 comprises a second oil 13 suction port 61 and a second oil 13 discharge port 62.
  • a third oil 13 circulation pump 160 includes a third oil 13 suction port 161 and a third oil 13 discharge port 162.
  • the system 100 also comprises a hydraulic enclosure 110 which forms a set of reservoirs comprising a first reservoir 70 and a second reservoir 80 and which are combined in the same interior volume 111 of the hydraulic enclosure 110.
  • the enclosure hydraulic 110 is defined by a wall 120 and the tanks 70 and 80 are separated by a partition 112 extending into the interior volume 111.
  • the partition 112 is a double-skin partition comprising a first skin 113 and a second skin 114 separated by a thermal insulator 115-.
  • the first tank 70 comprises a first deaeration volume 71 supplied by a fifth inlet 72 of oil 13 as well as a first supply volume 73 connected to a fifth outlet 74 of oil 13.
  • a second tank 80 comprises a second deaeration volume 81 supplied by a sixth inlet 82 of oil 13 as well as a second supply volume 83 connected to a sixth outlet 84 of oil 13.
  • a first fluid/air heat exchanger 90 comprises a seventh inlet 91 for oil 13 and a seventh outlet 92 for oil 13.
  • the first cold source of the exchanger 90 is air coming from the immediate environment of the aircraft.
  • the circuit 20 connects the first discharge port 52 and the fifth inlet 72 via a connection from the upstream end 21.1 of the pipe 21 to the first discharge port 52 and a connection from the downstream end 22.1 of the pipe 22 to the fifth inlet 72.
  • the second circuit 30 connects the second discharge port 62 and the fifth inlet 72 via a connection from the upstream end 31.1 of the pipe 31 to the second discharge port 62 and a connection from the downstream end 32.1 of the pipe 32 to the fifth inlet 72.
  • the third circuit 40 connects the second discharge port 62 and the fifth inlet 72 via a connection from the upstream end 41.1 of the pipe 41 to the second discharge port 62. discharge 62 and a connection from the downstream end 32.1 of the pipe 42 to the fifth inlet 72.
  • the fourth circuit 150 connects the seventh outlet 92 and the sixth inlet 82 via a connection from the upstream end 151.1 of the conduit 151 to the seventh outlet port 92 and a connection from the downstream end 152.1 of the conduit 152 to the sixth inlet 82.
  • the fifth outlet 74 is fluidically connected to the third suction port 161 by a fourth suction line 165.
  • the sixth outlet 84 is fluidically connected to the first suction port 51 by a fifth suction line 55 and to the second suction port 61 by a sixth suction line 65.
  • the seventh inlet 91 is fluidically connected to the third discharge port 162 by a fourth discharge pipe 166.
  • the pump 50 is connected to the gas turbine 9 by a first transmission shaft 53 - shown in dotted lines - so as to be actuated during all phases of operation of the gas turbine 9.
  • the pump 60 and the pump 160 are respectively connected to the propeller 3 by a second transmission shaft 63 and a third transmission shaft 163 so as to be actuated during all phases of operation of the propeller 3, whether the propeller 3 is driven by the turbine 9, by the engine/generator 12 or by other means such as the circulation of air through the propeller in a wind turbine mode also known as RAT mode for "Ram Air Turbine".
  • the shafts 63 and 163 constitute direct mechanical connections between the propeller and the pump.
  • the gas turbine 9 drives the propeller 3 via the reducer 10.
  • the pump 160 the actuation of which is linked to a rotation of the propeller 3, transfers the hot and deaerated oil 13 from the supply volume 73 of the hot tank 70 to the heat exchanger 90, the oil 13 thus cooled passes through the module 12.1 and is discharged into the deaeration volume 81 of the cold tank 80.
  • the pump 50 the actuation of which is linked to the operation of the gas turbine 9, transfers the deaerated oil 13 from the supply volume 83 to the turbine 9.
  • the pump 60 transfers, for its part, the deaerated oil 13 from the supply volume 83 to the reducer 10, the oil 13 is then recovered at the outlet of the turbine 9 and the reducer 10 to be discharged into the deaeration volume 71 of the tank 70.
  • Turbine 9 provides all of the motive power and motor/generator 12 produces electricity.
  • the vent 116 is arranged to maintain identical oil levels in the volumes 83 and 73 according to the principle of “communicating vessels”. Thus, during the operating phases of the turbomachine 1 in which the cumulative flow rates of the pumps 50 and 60 are different from the flow rate of the pump 160, the vent 116 makes it possible to compensate for the difference in flow rates.
  • the hybrid operating mode (driving the propulsive propeller 3 by both the engine/generator 12 and the gas turbine 9) is similar to the thermal operating mode with regard to the driving of the pumps 50, 60 and 160.
  • the motor/generator 12 that drives the propeller 3 via the reduction gear 10 and the gas turbine 9 is stopped.
  • the pump 160 the actuation of which is linked to a rotation of the propeller 3, transfers the hot oil 13 from the supply volume 73 of the hot tank 70 to the heat exchanger 90, the oil 13 thus cooled passes through the module 12.1 and is discharged into the deaeration volume 81 of the cold tank 80.
  • the pump 50 the actuation of which is linked to the operation of the gas turbine 9, is not operational.
  • the pump 60 transfers, for its part, the deaerated oil 13 from the supply volume 83 to the reducer 10, the oil 13 is then recovered at the outlet of the reducer 10 to be discharged into the deaeration volume 71 of the tank 70.
  • the first circuit 20 comprises a second heat exchanger 23 whose second cold source is a fuel circuit 170 of the turbomachine 1.
  • the second circuit 30 comprises a third heat exchanger 33 whose third cold source is a fuel circuit 170 of the turbomachine 1.
  • the third circuit 40 comprises a fourth heat exchanger 43 whose fourth cold source is a fuel circuit 170 of the turbomachine 1.
  • the first circuit 20, the second circuit 30 and the third circuit 40 respectively comprise a first oil 13 filtration device 24, a second oil 13 filtration device 34 and a third oil 13 filtration device 44.
  • the first supply volume 73 and the second supply volume 83 are fluidically connected by a fourth forcing pump 118.
  • the lubrication/cooling system comprises a third pump which fluidically connects the fifth outlet of the hot tank to the seventh inlet of the heat exchanger
  • the invention also applies to a fluid connection from the fifth outlet to the seventh inlet comprising an arrangement of controlled or non-controlled valves and bypasses which connect the first and second pumps;
  • the invention also applies to other locations of the third pump such as for example an location in the fourth circuit;
  • the invention applies to other means of functionally connecting the first pump and the gas turbine so that the first pump is operated during all the operating phases of the gas turbine, such as a connection of the first pump to a mechanical power take-off of the reducer;
  • the invention applies to other means of functionally connecting the second and/or the third pump and the propulsive propeller so that the first pump is actuated during all phases of operation of the propulsive propeller, such as for example a connection of the second pump and the third pump to a mechanical power take-off of the reducer;
  • the invention also applies to other configurations such as for example a combination of the two tanks in the same enclosure without being separated by a partition and in which the fifth inlet and outlet as well as the sixth inlet and outlet are located so as to draw the lubricating and/or cooling fluid from the relevant volumes;
  • first and second tanks are combined within the same enclosure and separated by a partition
  • the invention also applies to two tanks defined by distinct, physically separate envelopes.
  • the invention also applies to other configurations of the deaeration and supply volumes such as for example a deaeration volume and a supply volume physically separated by a stilling wall or even by a deaerator;
  • the exchanger is a fluid/air type exchanger
  • the invention also applies to other types of heat exchanger such as for example a fluid/fluid exchanger whose cold circuit would be supplied with fuel or coolant such as water;
  • the invention also applies to other types of fluid connection such as for example a pipe in the case of two separate tanks, a controlled or non-controlled valve, or a forcing pump;
  • the first heat exchanger is a fluid/air heat exchanger
  • the invention also applies to other types of first heat exchanger such as for example a fluid/fluid exchanger in which the cooling fluid can be a fuel circuit of the aircraft;
  • the tanks comprise deaeration and supply volumes, this is a purely functional designation and these volumes are not necessarily physically segregated;
  • connections between the pumps and the propeller are direct mechanical connections by transmission shaft
  • the functional connection between the pumps and the propeller can be made according to other kinematic chains such as for example shafts connected to the reducer or to a power take-off coupled to the output shaft of the electric machine.

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Abstract

Système de lubrification/refroidissement (100) pour aéronef comprenant : un premier circuit (20), un deuxième circuit (30), un troisième circuit (40) de circulation d'un fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) une première pompe (50) et une deuxième pompe (60) de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) un premier échangeur thermique (90) a première pompe (50) est fonctionnellement liée à une turbine à gaz (9) de manière à être actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de la turbine à gaz (9); la deuxième pompe (60) est fonctionnellement liée à une hélice propulsive (3) de manière à être actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de l'hélice propulsive (3). Turbomachine et aéronef comprenant un tel système.

Description

DESCRIPTION
TITRE DE L'INVENTION
Système de lubrification/refroidissement pour aéronef et enceinte hydraulique
DOMAINE TECHNIQUE
L'invention se rapporte aux dispositifs de lubrification/refroidissement pour aéronefs et plus particulièrement aux systèmes de lubrification/refroidissement destinés à la lubrification et au refroidissement de turbomachines pourvues d'un générateur électrique.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s'applique à la fois aux nouveaux types d'avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en oeuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L'aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d'améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l'environnement et dont l'intégration et l'utilisation dans l'aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d'amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l'emploi de méthodes et l'exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité.
Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d'avions, l'allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l'emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l'impact environnemental des avions.
A ce titre, il convient de rappeler que les architectures propulsives conventionnelles de type turbomoteur ou turbopropulseur, comprennent typiquement deux systèmes mécaniques que sont la turbine à gaz et le réducteur de puissance. Ces deux systèmes ont techniquement des limitations différentes concernant les températures de fonctionnement de leurs circuits respectifs de lubrification. La turbine à gaz seule ne contient que des roulements et une chaîne de pignons entraînant les accessoires nécessaires à son fonctionnement (typiquement : pompe à huile, pompe à carburant, alternateur de FADEC, Géné-démarreur, déshuileur centrifuge) : cet ensemble peut fonctionner avec un premier circuit de lubrification/refroidissement dont les températures d'huile sont de l'ordre de cent-trente à cent-quarante degrés centigrades en entrée et jusqu'à cent-quatre-vingt degrés centigrades en sortie.
Le réducteur de puissance fonctionne quant à lui avec un deuxième circuit de lubrification/refroidissement dont les températures d'huile sont de l'ordre de cent-dix à cent-vingt degrés centigrades en entrée et d'environ cent-soixante degrés centigrades en sortie.
L'huile pompée en sortie des deux circuits de lubrification/refroidissement est dirigée vers un échangeur thermique huile/air pour être refroidie avant d'être déversée dans un réservoir ou elle sera à nouveau prélevée par pompage pour alimenter les circuits de lubrification/refroidissement. Bien que les deux circuits de lubrification/refroidissement aient des températures d'alimentation et de sorties différentes il est généralement admis de n'avoir qu'un seul échangeur de type huile-air, car le surdimensionnement généré reste acceptable. C'est typiquement le cas sur les turbomoteurs d'hélicoptère.
Pour les machines de plus forte puissance et/ou avec un réducteur de puissance proposant un ratio de réduction plus important, comme c'est généralement le cas sur les turbopropulseurs, un second système de refroidissement de type échangeur thermique huile-carburant peut être ajouté afin d'assurer un sur-refroidissement d'une partie du circuit de lubrification/refroidissement du réducteur.
Dans le cas d'un moteur hybridé, il apparait un troisième sous-système qui est une machine électrique composée d'une électronique de puissance et d'un moteur / générateur électrique. Ce troisième système requiert un troisième circuit de lubrification/refroidissement dont les températures d'huile sont de l'ordre de de soixante à quatre-vingt-dix degrés centigrades en entrée et qui requiert alors un échangeur thermique dédié en raison des températures d'entrée et sortie bien plus basses que celles des deux autres circuits. Un tel échangeur représente un surcoût et un surpoids qui impacte négativement les performances de l'avion en termes de consommation de carburant.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
A cet effet, on prévoit un système de lubrification/refroidissement pour turbomachine d'aéronef comprenant : un premier circuit de circulation d'un fluide de lubrification et/ou de refroidissement destiné à être raccordé à une première entrée et à une première sortie de lubrification et/ou de refroidissement d'une turbine à gaz ; un deuxième circuit de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement destiné à être raccordé à une deuxième entrée et à une deuxième sortie de lubrification et/ou de refroidissement d'un réducteur mécanique ; un troisième circuit de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement destiné à être raccordé à une troisième entrée et à une troisième sortie de lubrification et/ou de refroidissement d'une machine électrique ; un quatrième circuit de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement destiné à être raccordé à une quatrième entrée et à une quatrième sortie de lubrification et/ou de refroidissement d'un module d'électronique de puissance de la machine électrique ; une première pompe de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement comprenant un premier port d'aspiration du fluide de lubrification et/ou de refroidissement et un premier port de refoulement du fluide de lubrification et/ou de refroidissement ; une deuxième pompe de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement comprenant un deuxième port d'aspiration du fluide de lubrification et/ou de refroidissement et un deuxième port de refoulement de fluide de lubrification et/ou de refroidissement ; un ensemble de réservoirs comportant un premier réservoir, dit réservoir chaud, de fluide de lubrification et/ou de refroidissement comprenant un premier volume de désaération alimenté par une cinquième entrée de fluide de lubrification et/ou de refroidissement ainsi qu'un premier volume d'alimentation relié à une cinquième sortie de fluide de lubrification et/ou de refroidissement ; l'ensemble de réservoir comprenant également un deuxième réservoir, dit réservoir froid, de fluide de lubrification et/ou de refroidissement comprenant un deuxième volume de désaération alimenté par une sixième entrée de fluide de lubrification et/ou de refroidissement ainsi qu'un deuxième volume d'alimentation relié à une sixième sortie de fluide de lubrification et/ou de refroidissement ; un premier échangeur thermique comprenant une septième entrée et une septième sortie de fluide de lubrification et/ou de refroidissement, dans lequel : le premier circuit relie le premier port de refoulement et la cinquième entrée ; le deuxième circuit relie le deuxième port de refoulement et la cinquième entrée ; le troisième circuit relie le deuxième port de refoulement et la cinquième entrée ; le quatrième circuit relie la septième sortie et la sixième entrée ; la sixième sortie est fluidiquement reliée au premier port d'aspiration et au deuxième port d'aspiration ; la cinquième sortie est fluidiquement reliée à la septième entrée ; la première pompe est fonctionnellement liée à la turbine à gaz de manière à être actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de la turbine à gaz, la deuxième pompe est fonctionnellement liée à l'hélice propulsive de manière à être actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de l'hélice propulsive.
Selon d'autres modes de réalisation particuliers, non exclusifs et optionnels de l'invention : le système de lubrification/refroidissement comprend une troisième pompe de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement comprenant un troisième port d'aspiration du fluide de lubrification et/ou de refroidissement et un troisième port de refoulement de fluide de lubrification et/ou de refroidissement, la troisième pompe étant située dans le quatrième circuit ou entre la cinquième sortie et la septième entrée ; le premier échangeur thermique est un échangeur fluide/air dont la première source froide est de l'air et le premier circuit comprend un deuxième échangeur thermique dont la deuxième source froide est un circuit de carburant de la turbomachine. ; le deuxième circuit comprend un troisième échangeur thermique dont la troisième source froide est un circuit de carburant de la turbomachine et/ou le troisième circuit comprend un quatrième échangeur thermique dont la quatrième source froide est un circuit de carburant de la turbomachine ; le premier circuit et/ou le deuxième circuit et/ou le troisième circuit comprend un dispositif de filtration du fluide de lubrification et/ou de refroidissement ; la première pompe et/ou la deuxième pompe et/ou la troisième pompe sont reliées à des prises de force mécanique du réducteur ; le premier volume d'alimentation et le deuxième volume de d'alimentation sont fluidiquement reliés par une liaison fluidique ; la liaison fluidique comprend une pompe de forçage ; le premier réservoir et le deuxième réservoir sont réunis dans un même volume intérieur d'une enceinte hydraulique.
L'invention concerne également une turbomachine comprenant un système de lubrification/refroidissement tel que décrit ci-dessus et un aéronef comprenant une telle turbomachine.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description qui suit d'un mode de réalisation particulier non limitatif de l'invention.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
Il sera fait référence aux figures jointes parmi lesquelles :
[Fig.l] La figure 1 est une vue schématique en coupe d'une turbomachine ;
[Fig.2] La figure 2 est une vue schématique d'un circuit de lubrification/refroidissement selon un premier mode de réalisation de l'invention ; [Fig.3] La figure 3 est une vue schématique d'un circuit de lubrification/refroidissement selon un deuxième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig.4] La figure 4 est une vue schématique d'un circuit de lubrification/refroidissement selon un troisième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig.5] La figure 5 est une vue schématique de détail d'un quatrième mode de réalisation de l'invention.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Dans une turbomachine, ici un turbopropulseur repéré 1 dans la figure 1 et qui équipe un aéronef non représenté, l'air est admis dans une manche d'entrée 2 après avoir traversé une hélice propulsive 3 comportant une série de pales rotatives pour ensuite être compressé par des étages de compresseurs 4 avant d'atteindre une chambre de combustion 5 dans laquelle est injecté puis brûlé du carburant. Le flux gazeux sous pression généré dans la chambre de combustion 5 se détend en traversant des étages de turbine 6, avant d'être évacué à l'échappement
Les pales des étages de compresseurs 4 et des étages de turbine 6 sont solidaires en rotation d'un arbre 7 monté à rotation relativement à un carter 8 entourant les étages de compresseur 4, la chambre de combustion 5, les étages de turbine 6, le carter 8 délimitant une sortie d'échappement. La manche d'entrée 2, les étages de compresseur 4, la chambre de combustion 5, les étages de turbine 6 et le carter 8 définissent une turbine à gaz 9.
L'arbre 7 de la turbine à gaz 9 est relié par un réducteur mécanique 10 à un arbre d'entrainement 3.1 de l'hélice 3. Le réducteur 10 est également pourvu d'un arbre de sortie 11 relié à une machine électrique comprenant un moteur/générateur électrique 12 piloté par un module d'électronique de puissance 12.1. La liaison du moteur/générateur 12 au réducteur 10 permet au moteur/générateur 12 de générer de l'électricité lors du fonctionnement du turbopropulseur 1 en mode 100% thermique, d'entraîner l'hélice 3 en mode 100% électrique et d'assister la turbine 9 dans l'entrainement de l'hélice 3 en mode hybride. Dans le présent texte, les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence à la position ou l'orientation d'un élément selon le sens d'écoulement du fluide dans les conduites.
L'aéronef est équipé d'un système de lubrification/refroidissement 100 comprenant un premier circuit 20 de circulation d'un fluide de lubrification et/ou de refroidissement- ici de l'huile 13-, un deuxième circuit 30 de circulation d'huile 13, un troisième circuit 40 de circulation d'huile 13 et un quatrième circuit 150 de circulation d'huile 13.
Le circuit 20 est raccordé à une première entrée 14 de la turbine 9 par une première conduite d'alimentation 21 et à une première sortie 15 de la turbine 9 par une première conduite de drainage 22.
Le circuit 30 est raccordé à une deuxième entrée 16 du réducteur 10 par une deuxième conduite d'alimentation 31 et à une deuxième sortie 17 du réducteur 10 par une deuxième conduite de drainage 32.
Le circuit 40 est raccordé à une troisième entrée 18 du moteur/générateur 12 par une troisième conduite d'alimentation 41 et à une troisième sortie 19 du moteur/générateur 12 par une troisième conduite de drainage 42.
Le circuit 150 est raccordé à une quatrième entrée 12.2 du module 12.1 par une quatrième conduite d'alimentation 151 et à une quatrième sortie 12.3 du module 12.1 par une quatrième conduite de drainage 152.
Une première pompe 50 de circulation de l'huile 13 comprend un premier port d'aspiration 51 d'huile 13 et un premier port de refoulement 52 d'huile 13.
Une deuxième pompe 60 de circulation de l'huile 13 comprend un deuxième port d'aspiration 61 d'huile 13 et un deuxième port de refoulement 62 d'huile 13.
Une troisième pompe 160 de circulation de l'huile 13 comprend un troisième port d'aspiration 161 d'huile 13 et un troisième port de refoulement 162 d'huile 13.
Le système 100 comprend également une enceinte hydraulique 110 qui forme un ensemble de réservoirs comprenant un premier réservoir 70 et un deuxième réservoir 80 et qui sont réunis dans un même volume intérieur 111 de l'enceinte hydraulique 110. L'enceinte hydraulique 110 est définie par une paroi 120 et les réservoirs 70 et 80 sont séparés par une cloison 112 s'étendant dans le volume intérieur 111. Afin de limiter les échanges thermiques entre les réservoirs 70 et 80, la cloison 112 est une cloison double peau comprenant une première peau 113 et une deuxième peau 114 séparées par un isolant thermique 115-.
Le premier réservoir 70, dit réservoir chaud, comprend un premier volume de désaération 71 alimenté par une cinquième entrée 72 d'huile 13 ainsi qu'un premier volume d'alimentation 73 relié à une cinquième sortie 74 d'huile 13. Un deuxième réservoir 80, dit réservoir froid, comprend un deuxième volume de désaération 81 alimenté par une sixième entrée 82 d'huile 13 ainsi qu'un deuxième volume d'alimentation 83 relié à une sixième sortie 84 d'huile 13.
Un évent -ici une conduite 116 qui traverse la cloison 112- s'étend entre les volumes 73 et 83 pour en assurer la liaison fluidique. Les portions 121 et 122 de la paroi 120 qui définissent respectivement avec la cloison 112 les réservoirs 70 et 80, sont séparées par des dispositifs rupteurs de pont thermique 117.
Enfin, un premier échangeur thermique 90 fluide/air comprend une septième entrée 91 d'huile 13 et une septième sortie 92 d'huile 13. La première source froide de l'échangeur 90 est de l'air provenant de l'environnement immédiat de l'aéronef.
Le circuit 20 relie le premier port 52 de refoulement et la cinquième entrée 72 via une connexion de l'extrémité amont 21.1 de la conduite 21 au premier port de refoulement 52 et une connexion de l'extrémité aval 22.1 de la conduite 22 à la cinquième entrée 72.
Le deuxième circuit 30 relie le deuxième port de refoulement 62 et la cinquième entrée 72 via une connexion de l'extrémité amont 31.1 de la conduite 31 au deuxième port de refoulement 62 et une connexion de l'extrémité aval 32.1 de la conduite 32 à la cinquième entrée 72.
Le troisième circuit 40 relie le deuxième port de refoulement 62 et la cinquième entrée 72 via une connexion de l'extrémité amont 41.1 de la conduite 41 au deuxième port de refoulement 62 et une connexion de l'extrémité aval 32.1 de la conduite 42 à la cinquième entrée 72.
Le quatrième circuit 150 relie la septième sortie 92 et la sixième entrée 82 via une connexion de l'extrémité amont 151.1 de la conduite 151 au septième port de sortie 92 et une connexion de l'extrémité aval 152.1 de la conduite 152 à la sixième entrée 82.
La cinquième sortie 74 est fluidiquement reliée au troisième port d'aspiration 161 par une quatrième conduite d'aspiration 165.
La sixième sortie 84 est fluidiquement reliée au premier port d'aspiration 51 par une cinquième conduite d'aspiration 55 et au deuxième port d'aspiration 61 par une sixième conduite d'aspiration 65.
La septième entrée 91 est fluidiquement reliée au troisième port de refoulement 162 par une quatrième conduite de refoulement 166.
La pompe 50 est reliée à la turbine à gaz 9 par un premier arbre de transmission 53 - représenté en pointillés- de manière à être actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de la turbine à gaz 9.
La pompe 60 et la pompe 160 sont respectivement reliées à l'hélice 3 par un deuxième arbre de transmission 63 et un troisième arbre de transmission 163 de manière à être actionnées pendant toutes les phases de fonctionnement de l'hélice 3, que l'hélice 3 soit entraînée par la turbine 9, par le moteur/générateur 12 ou par d'autres moyens tels que la circulation d'air au travers de l'hélice dans un mode éolienne aussi connu sous le nom de mode RAT pour « Ram Air Turbine ». Les arbres 63 et 163 constituent des liaisons mécaniques directes entre l'hélice et la pompe.
En mode de fonctionnement thermique, la turbine à gaz 9 entraîne l'hélice 3 via le réducteur 10. La pompe 160, dont l'actionnement est lié à une rotation de l'hélice 3, transfère l'huile 13 chaude et désaérée depuis le volume d'alimentation 73 du réservoir chaud 70 vers l'échangeur thermique 90, l'huile 13 ainsi refroidie traverse le module 12.1 et est déversée dans le volume de désaération 81 du réservoir froid 80. La pompe 50, dont l'actionnement est lié au fonctionnement de la turbine à gaz 9, transfère l'huile 13 désaérée depuis le volume d'alimentation 83 vers la turbine 9. La pompe 60, dont l'actionnement est lié à une rotation de l'hélice 3, transfère, quant à elle, l'huile 13 désaérée depuis le volume d'alimentation 83 vers le réducteur 10, l'huile 13 est ensuite récupérée en sortie de la turbine 9 et du réducteur 10 pour être déversée dans le volume de désaération 71 du réservoir 70.
La turbine 9 fournit l'ensemble de la puissance motrice et le moteur/générateur 12 produit de l'électricité.
L'évent 116 est agencé pour maintenir des niveaux d'huile identiques dans les volumes 83 et 73 selon le principe des « vases communicants ». Ainsi, lors des phases de fonctionnements de la turbomachine 1 dans lesquelles le cumul des débits des pompes 50 et 60 est différent du débit de la pompe 160, l'évent 116 permet de compenser la différence de débits.
Le mode de fonctionnement hybride (entrainement de l'hélice propulsive 3 à la fois par le moteur/générateur 12 et la turbine à gaz 9) est similaire au mode de fonctionnement thermique en ce qui concerne l'entrainement des pompes 50, 60 et 160.
En mode de fonctionnement électrique, c'est le moteur/générateur 12 qui entraîne l'hélice 3 via le réducteur 10 et la turbine à gaz 9 est à l'arrêt. La pompe 160, dont l'actionnement est lié à une rotation de l'hélice 3, transfère l'huile 13 chaude depuis le volume d'alimentation 73 du réservoir chaud 70 vers l'échangeur thermique 90, l'huile 13 ainsi refroidie traverse le module 12.1 et est déversée dans le volume de désaération 81 du réservoir froid 80. La pompe 50, dont l'actionnement est lié au fonctionnement de la turbine à gaz 9, n'est pas opérationnelle. La pompe 60, dont l'actionnement est lié à une rotation de l'hélice 3, transfère, quant à elle, l'huile 13 désaérée depuis le volume d'alimentation 83 vers le réducteur 10, l'huile 13 est ensuite récupérée en sortie du réducteur 10 pour être déversée dans le volume de désaération 71 du réservoir 70.
Les éléments identiques ou analogues à ceux précédemment décrits porteront une référence numérique identique à celle-ci dans la description qui suit d'un deuxième, troisième et quatrième mode de réalisation de l'invention. Comme visible en figure 3, et selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, le premier circuit 20 comprend un deuxième échangeur thermique 23 dont la deuxième source froide est un circuit 170 de carburant de la turbomachine 1. Le deuxième circuit 30 comprend un troisième échangeur thermique 33 dont la troisième source froide est un circuit 170 de carburant de la turbomachine 1. Le troisième circuit 40 comprend un quatrième échangeur thermique 43 dont la quatrième source froide est un circuit 170 de carburant de la turbomachine 1.
Comme visible en figure 4, et selon un troisième mode de réalisation de l'invention, le premier circuit 20, le deuxième circuit 30 et le troisième circuit 40 comprennent respectivement un premier dispositif de filtration 24 d'huile 13, un deuxième dispositif de filtration 34 d'huile 13 et un troisième dispositif de filtration 44 d'huile 13.
Comme visible en figure 5, et selon un quatrième mode de réalisation de l'invention, le premier volume d'alimentation 73 et le deuxième volume d'alimentation 83 sont fluidiquement reliés par une quatrième pompe de forçage 118.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits mais englobe toute variante entrant dans le champ de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, bien qu'ici le système de lubrification/refroidissement comprenne une troisième pompe qui relie fluidiquement la cinquième sortie du réservoir chaud à la septième entrée de l'échangeur thermique, l'invention s'applique également à une liaison fluidique de la cinquième sortie à la septième entrée comprenant un agencement de clapets commandés ou non et de bypass qui relient les première et deuxième pompes ;
- bien qu'ici la troisième pompe soit située entre la cinquième sortie et la septième entrée, l'invention s'applique également à d'autres implantations de la troisième pompe comme par exemple une implantation dans le quatrième circuit ;
-bien qu'ici la première pompe soit reliée mécaniquement à la turbine à gaz, l'invention s'applique à d'autres moyens de lier fonctionnellement la première pompe et la turbine à gaz de manière à ce que la première pompe soit actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de la turbine à gaz, comme par exemple une liaison de la première pompe à une prise de force mécanique du réducteur ;
- bien qu'ici les deuxième et troisième pompes soient reliées mécaniquement à l'hélice propulsive, l'invention s'applique à d'autres moyens de lier fonctionnellement la deuxième et/ou la troisième pompe et l'hélice propulsive de manière à ce que la première pompe soit actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de l'hélice propulsive, comme par exemple une liaison de la deuxième pompe et la troisième pompe à une prise de force mécanique du réducteur ;
- bien qu'ici les premier et deuxième réservoirs soient réunis au sein d'une même enceinte et séparés par une cloison, l'invention s'applique également à d'autres configurations comme par exemple une réunion des deux réservoirs dans une même enceinte sans être séparés par une cloison et dans lequel les cinquièmes entrée et sortie ainsi que les sixième entrée et sortie sont implantées de manière à prélever le fluide de lubrification et/ou refroidissement dans les volumes pertinents ;
- bien qu'ici les premier et deuxième réservoirs soient réunis au sein d'une même enceinte et séparés par une cloison, l'invention s'applique également à deux réservoirs définis par des enveloppes distinctes, physiquement séparées.
- bien qu'ici le volume de désaération ne soit pas séparé physiquement du volume d'alimentation (la désaération se faisant par décantation naturelle), l'invention s'applique également à d'autres configurations des volumes de désaération et d'alimentation comme par exemple un volume de désaération et un volume d'alimentation séparés physiquement par une paroi de tranquillisation ou encore par un désaérateur ;
- bien qu'ici l'échangeur soit un échangeur de type fluide/air, l'invention s'applique également à d'autres types d'échangeur thermique comme par exemple un échangeur fluide/fluide dont le circuit froid serait alimenté en carburant ou en liquide de refroidissement tel que de l'eau ;
- bien qu'ici les premier et deuxième volumes d'alimentation soient reliés par un évent, l'invention s'applique également à d'autres types de liaison fluidique comme par exemple une conduite dans la cas de deux réservoirs distincts, un clapet commandé ou non, ou une pompe de forçage ; - bien qu'ici le premier échangeur thermique soit un échangeur thermique fluide/air, l'invention s'applique également à d'autres types de premier échangeur thermique comme par exemple un échangeur fluide/fluide dans lequel le fluide de refroidissement peut être un circuit carburant de l'aéronef ; - bien qu'ici les réservoirs comprennent des volumes de désaération et d'alimentation, il s'agit d'une désignation purement fonctionnelle et ces volumes ne sont pas nécessairement physiquement ségrégués ;
-bien qu'ici les liaisons entre les pompes et l'hélice soient des liaisons mécaniques directes par arbre de transmission, la liaison fonctionnelle entre les pompes et l'hélice peut se faire selon d'autres chaînes cinématiques comme par exemple des arbres reliés au réducteur ou à une prise de mouvement couplée à l'arbre de sortie de la machine électrique.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système de lubrification/refroidissement (100) pour turbomachine d'aéronef comprenant : un premier circuit (20) de circulation d'un fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) destiné à être raccordé à une première entrée (14) et à une première sortie (15) de lubrification et/ou de refroidissement d'une turbine à gaz (9) ; un deuxième circuit (30) de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) destiné à être raccordé à une deuxième entrée (16) et à une deuxième sortie (17) de lubrification et/ou de refroidissement d'un réducteur mécanique (10) ; un troisième circuit (40) de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) destiné à être raccordé à une troisième entrée (18) et à une troisième sortie (19) de lubrification et/ou de refroidissement d'une machine électrique (12) ; un quatrième circuit (150) de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) destiné à être raccordé à une quatrième entrée (12.2) et à une quatrième sortie (12.3) de lubrification et/ou de refroidissement d'un module d'électronique de puissance (12.1) de la machine électrique (12) ; une première pompe (50) de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) comprenant un premier port d'aspiration (51) du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) et un premier port de refoulement (52) du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) ; une deuxième pompe (60) de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) comprenant un deuxième port d'aspiration (61) du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) et un deuxième port de refoulement (62) de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) ; une troisième pompe (160) de circulation du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) comprenant un troisième port d'aspiration (161) du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) et un troisième port de refoulement (162) de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13), un ensemble de réservoirs comportant un premier réservoir (70), dit réservoir chaud, de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) comprenant un premier volume de désaération (71) alimenté par une cinquième entrée (72) de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) ainsi qu'un premier volume d'alimentation (73) relié à une cinquième sortie (74) de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) ; l'ensemble de réservoirs comprenant également un deuxième réservoir (80), dit réservoir froid, de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) comprenant un deuxième volume de désaération (81) alimenté par une sixième entrée (82) de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) ainsi qu'un deuxième volume d'alimentation (83) relié à une sixième sortie (84) de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13) ; un premier échangeur thermique (90) comprenant une septième entrée (91) et une septième sortie (92) de fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13), dans lequel : le premier circuit (20) relie le premier port de refoulement (52) et la cinquième entrée (72) ; le deuxième circuit (30) relie le deuxième port de refoulement (62) et la cinquième entrée (72) ; le troisième circuit (40) relie le deuxième port de refoulement (62) et la cinquième entrée (72) ; le quatrième circuit (150) relie la septième sortie (92) et la sixième entrée (82) ; la sixième sortie (84) est fluidiquement reliée au premier port d'aspiration (51) et au deuxième port d'aspiration (61); la cinquième sortie (74) est fluidiquement reliée à la septième entrée (91) ; la troisième pompe (160) étant située dans le quatrième circuit (150) ou entre la cinquième sortie (74) et la septième entrée (91) ;la première pompe (50) est fonctionnellement liée à la turbine à gaz (9) de manière à être actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de la turbine à gaz (9); la deuxième pompe (60) est fonctionnellement liée à l'hélice propulsive (3) de manière à être actionnée pendant toutes les phases de fonctionnement de l'hélice propulsive (3) ; la quatrième entrée est située en aval de la septième sortie.
2. Système de lubrification/refroidissement (100) selon la revendication 1, dans lequel le premier échangeur thermique (90) est un échangeur fluide/air dont la première source froide est de l'air et le premier circuit (20) comprend un deuxième échangeur thermique (23) dont la deuxième source froide est un circuit de carburant de la turbomachine (1).
3. Système de lubrification/refroidissement (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le deuxième circuit (30) comprend un troisième échangeur thermique (33) dont la troisième source froide est un circuit de carburant de la turbomachine (1) et/ou le troisième circuit (40) comprend un quatrième échangeur thermique (43) dont la quatrième source froide est un circuit de carburant de la turbomachine (1).
4. Système de lubrification/refroidissement (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le premier circuit (20) et/ou le deuxième circuit (30) et/ou le troisième circuit (40) comprend un dispositif de filtration (24, 34, 44) du fluide de lubrification et/ou de refroidissement (13).
5. Système de lubrification/refroidissement (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la première pompe (50) et/ou la deuxième pompe (60) et/ou la troisième pompe (160) sont reliées à des prises de force mécanique du réducteur (10).
6. Système de lubrification/refroidissement (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le premier volume d'alimentation (73) et le deuxième volume de d'alimentation (83) sont fluidiquement reliés par une liaison fluidique (116).
7. Système de lubrification/refroidissement (100) selon la revendication 6, dans lequel la liaison fluidique (116) comprend une pompe de forçage (118).
8. Système de lubrification/refroidissement (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le premier réservoir (70) et le deuxième réservoir (80) sont réunis dans un même volume intérieur (111) d'une enceinte hydraulique (110).
9. Turbomachine (1) comprenant un système de lubrification/refroidissement (100) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
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