Brevet FR3152838A1 — publié le 20250314

Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50) présentant un axe (X) et comprenant une surface aérodynamique (34A) configurée pour délimiter un passage de gaz (V1), la paroi (34) présentant une concavité (35) et étant munie d’un échangeur thermique (10) comprenant une matrice échangeur de chaleur (12) et un profil aérodynamique (14), un circuit de fluide caloporteur (20) s’étendant au moins dans la matrice (12), la matrice (12) présentant une première portion (12) logée dans la concavité (25) et une deuxième portion (12B) à l’extérieure de la concavité (35), le profil aérodynamique (14) présentant un bord d’attaque (14A) et un bord de fuite (14B), le profil aérodynamique (14) étant fixé sur la matrice (12) de manière à ce que le bord d’attaque (14A) et le bord de fuite (14B) s’étendent circonférentiellement et à ce que le bord d’attaque (14A) soit en dehors de la concavité (35). Figure pour l’abrégé : Fig. 4. Paroi annulaire de turbomachine aéronautique et turbomachine aéronautique comprenant une telle paroi Le présent exposé concerne une paroi annulaire de turbomachine aéronautique et une turbomachine aéronautique comprenant une telle paroi. Le terme « turbomachine aéronautique » désigne l’ensemble des appareils à turbine à gaz produisant une énergie motrice, parmi lesquels on distingue notamment les turboréacteurs fournissant une poussée nécessaire à la propulsion par réaction à l’éjection à grande vitesse de gaz, et les turbomoteurs dans lesquels l’énergie motrice est fournie par la rotation d’un arbre moteur. Par exemple, des turbomoteurs sont utilisés comme moteur pour des hélicoptères. Selon un autre exemple, les turbopropulseurs (turbomoteur entrainant une hélice) sont des turbomoteurs utilisés comme moteur d’avion. Les turbomachines aéronautiques présentent généralement des échangeurs de chaleur sur des parois annulaires délimitant radialement un passage de gaz afin de refroidir un fluide, en général de l’huile, qui sert à refroidir et/ou lubrifier divers éléments de la turbomachine, par exemple des paliers ou autres éléments tournants. Un tel exemple est connu par WO2023/001379. Parmi les échangeurs thermiques connus, il existe deux grandes familles à savoir les refroidisseurs d’huile par air, également connus sous l’acronyme anglais ACOC pour « Air Cooled Oil Cooler » , et les refroidisseurs surfaciques d’huile par air, également connus sous l’acronyme anglais SACOC pour « Surface Air Cooled Oil Cooler » . Les échangeurs ACOC sont généralement efficaces du point de vue thermiques, mais génèrent des pertes de charges importantes dans le passage de gaz et provoquent des remontées de pression statique qui dégradent les performances des composants situés en amont. Les échangeurs SACOC génèrent moins de pertes de charges, mais sont moins efficaces du point de vue thermique. Compte tenu des changements climatiques, les restrictions des émissions de carbone est une préoccupation constante pour le Titulaire du présent exposé. Aussi, afin d’obtenir des composants et turbomachines aéronautiques les moins énergivores et les plus respectueux possibles de l’environnement en vue de réduire les conséquences environnementales du secteur aéronautique, notamment civil, le Titulaire prend en compte tous les éléments pouvant avoir un impact à cet effet, et notamment les échangeurs thermiques. Il existe donc un besoin pour améliorer le ratio efficacité thermique / perte de charge et remontées de pression des échangeurs thermiques de turbomachines aéronautiques. Un mode de réalisation concerne une paroi annulaire de turbomachine aéronautique, la paroi présentant un axe et comprenant une surface aérodynamique s’étendant axialement le long de l’axe et circonférentiellement autour de l’axe, la surface aérodynamique étant configurée pour délimiter radialement un passage de gaz, la paroi présentant une concavité s’étendant radialement depuis la surface aérodynamique, la paroi étant munie d’un échangeur thermique comprenant une matrice échangeur de chaleur et un profil aérodynamique, un circuit de fluide caloporteur s’étendant au moins dans la matrice échangeur de chaleur, la matrice échangeur de chaleur présentant une première portion logée dans la concavité et une deuxième portion s’étendant radialement à l’extérieure de la concavité et faisant saillie radialement par rapport à la surface aérodynamique, le profil aérodynamique présentant un bord d’attaque et un bord de fuite, le profil aérodynamique étant fixé sur la deuxième portion de la matrice échangeur de chaleur de manière à ce que le bord d’attaque et le bord de fuite s’étendent circonférentiellement et à ce que le bord d’attaque soit distant radialement de la surface aérodynamique et en dehors (i.e. à l’extérieur) de la concavité. L’échangeur de chaleur peut être vu comme un élément rapporté sur la paroi annulaire. Autrement dit, on peut voir le mode de réalisation défini ci-avant comme un ensemble comprenant la paroi annulaire et l’échangeur thermique. De manière générale, la direction axiale correspond à la direction de l'axe de la paroi annulaire, qui correspond, lorsque cette dernière est montée sur une turbomachine aéronautique, à l’axe de rotation du générateur de gaz. Une direction radiale est une direction perpendiculaire à l’axe/direction axiale. La direction azimutale ou circonférentielle correspond à la direction décrivant un anneau autour de l’axe/direction axiale. Les trois directions axiale, radiale et azimutale (ou circonférentielle) correspondent respectivement aux directions définies par la côte, le rayon et l’angle dans un système de coordonnées cylindrique. En outre, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du fluide (de l'amont vers l'aval) à travers la turbomachine aéronautique. Enfin, sauf précision contraire, les adjectifs intérieur/interne et extérieur/externe sont utilisés en référence à la direction radiale de sorte que la partie interne (i.e. radialement interne) d'un élément est plus proche de l'axe définissant la direction axiale que la partie externe (i.e. radialement externe) du même élément. Par la suite et sauf indication contraire, par « paroi » on entend « paroi annulaire de turbomachine aéronautique », par « échangeur » on entend « échangeur thermique », par « matrice » on entend « matrice échangeur de chaleur » et par « profil » on entend « profil aérodynamique ». Pour rappel, le terme « matrice » désigne pour l’homme du métier une partie effective de l’échangeur, qui comprend des canaux dans lesquels circule le fluide caloporteur afin d’échanger des calories avec le fluide environnant de la matrice. La paroi annulaire peut être un secteur d’anneau ou un anneau complet. L’anneau complet peut être formée par un anneau fabriqué d’une seule et même pièce, ou bien par une pluralité de secteurs d’anneau. L’échangeur thermique peut s’étendre continument sur toute l’étendue circonférentielle de la paroi annulaire, ou bien uniquement sur des secteurs annulaires espacés les uns des autres selon la direction circonférentielle. Dans ce dernier cas, le profil aérodynamique peut présenter une même étendue circonférentielle que celle de la matrice échangeur de chaleur, ou bien présenter une étendue circonférentielle plus importante que celle de la matrice échangeur de chaleur, par exemple, en s’étendant symétriquement d’une même étendue selon la direction circonférentielle de chaque côté de la matrice échangeur de chaleur. Selon une variante, la matrice peut s’étendre uniquement sur des secteurs annulaires espacés les uns des autres selon la direction circonférentielle tandis que le profil peut s’étendre continument sur toute l’étendue circonférentielle de la paroi et être fixé à l’ensemble des secteurs annulaires de la matrice. La paroi annulaire peut être une paroi radialement interne ou radialement externe d’une veine de gaz, ou encore une paroi externe d’une nacelle, une telle paroi externe délimitant le passage de gaz extérieur à la nacelle (i.e. le passage d’air qui circule autour de la nacelle). La concavité peut s’étendre radialement vers l’intérieur si la paroi annulaire est une paroi radialement interne, ou bien une paroi externe d’une nacelle. La concavité peut s’étendre radialement vers l’extérieur si la paroi annulaire est une paroi radialement externe. Lorsque la concavité s’étend radialement vers l’extérieur, la deuxième portion de la matrice échangeur de chaleur fait saillie radialement vers l’intérieur par rapport à la paroi annulaire. Lorsque la concavité s’étend radialement vers l’intérieur, la deuxième portion de la matrice échangeur de chaleur fait saillie radialement vers l’extérieur par rapport à la paroi annulaire. Le fluide caloporteur peut être un carburant ou un lubrifiant, par exemple de l’huile, mais pas nécessairement. Par exemple, le bord d’attaque et le bord de fuite du profil aérodynamique peuvent s’étendre parallèlement à la surface aérodynamique de la paroi. Les côtés opposés du profil selon la direction radiale peuvent respectivement former un intrados et un extrados s’étendant depuis le bord d’attaque jusqu’au bord de fuite. Par exemple, l’intrados du profil aérodynamique peut être fixé à la matrice. Par exemple, le bord de fuite peut être distant radialement de la surface aérodynamique et en dehors de la concavité. Par exemple, l’intégralité du profil aérodynamique peut être distant radialement de la surface aérodynamique et disposé en dehors de la concavité. Vu depuis le flux de gaz qui circule le long de la paroi, l’échangeur présente une partie « escamotée » au sein de la paroi, qui correspond à la première portion de la matrice qui est disposée au sein de la concavité, et une partie en saillie depuis la paroi, qui correspond à la seconde portion de la matrice munie du profil aérodynamique. Le bord d’attaque du profil étant radialement distant de la paroi il peut guider une portion du flux de gaz vers la concavité et vers la matrice. Un tel guidage est moins intrusif et moins contraignant pour le flux de gaz qu’une déviation de flux de l’état de la technique, ce qui permet de minimiser les pertes de charge et les remontées de pressions statique induites par l’échangeur. Une telle configuration peut donc permettre d’obtenir un rendement thermique satisfaisant, par l’utilisation combinée de la matrice et du profil qui participe également à l’échange de chaleur, tout en réduisant autant que possible les pertes de charge. Par exemple, la section de passage considérée au bord de fuite entre la paroi et le profil est plus grande de la section de passage considéré au bord d’attaque entre la paroi et le profil. Ceci peut permettre de réduire autant que possible la perturbation induite dans le flux de gaz et les pertes de charge. Dans certains modes de réalisation, l’échangeur thermique peut comprendre au moins une ailette s’étendant radialement depuis le profil aérodynamique et axialement le long du profil aérodynamique, à l’opposé de la matrice échangeur de chaleur. Par la suite et sauf indication contraire, par « ailette » on entend « la au moins une ailette ». L’ailette peut s’étendre perpendiculairement au profil, par exemple sur son extrados, entre le bord d’attaque et le bord de fuite. L’ailette peut permettre d’améliorer l’échange de chaleur, par exemple par convection, tout en induisant, par son étendue parallèle à la direction du flux de gaz, une perturbation très réduite au sein du flux de gaz. Autrement dit, combiner les ailettes sur le profil avec la matrice permet d’augmenter l’échange thermique avec une perte de charge minime et sans que l’échangeur occupe significativement plus d’espace sur la paroi. Avec les ailettes, on a sensiblement la même longueur et extension azimutale que la matrice seule, mais on fait plus d’échange thermique grâce aux ailettes avec moins de hauteur supplémentaire que si on augmentait la matrice. Dans certains modes de réalisation, le circuit de fluide caloporteur peut s’étendre dans le profil aérodynamique. Par « dans le profil aérodynamique », on entend que le circuit de fluide caloporteur s’étend dans le volume du profil lui-même, entre l’intrados, l’extrados, le bord d’attaque et le bord de fuite. Dans certains modes de réalisation, le circuit de fluide caloporteur peut s’étendre dans la paroi. Par « dans la paroi », on entend dans le volume de la paroi elle-même, et pas dans un élément rapporté sur la paroi tel que l’échangeur de chaleur. Dans certains modes de réalisation, le circuit de fluide caloporteur peut s’étendre dans la au moins une ailette. Par « dans la au moins une ailette » on entend dans le volume d’au moins une des ailettes, et pas dans un élément adjacent tel que le profil. Une tel circuit de fluide selon l’une ou l’autre ou une combinaison des configurations ci-avant peut permettre d’améliorer les échanges thermiques, sans impact sur la perte de charge induite par l’échangeur. Par exemple, l’échangeur thermique peut être fabriqué en tout ou partie par fabrication additive. Ceci peut permettre d’une part d’optimiser la forme géométrique extérieure de l’échangeur, mais également le circuit de fluide caloporteur qui s’étend au sein de l’échangeur. Dans certains modes de réalisation, l’échangeur thermique peut s’étendre uniquement sur des secteurs annulaires espacés circonférentiellement les uns des autres. En d’autres termes, considérés selon la direction circonférentielle, les secteurs annulaires de l’échangeur adjacents sont distants les uns des autres. Chaque secteur annulaire présente une étendue circonférentielle limitée, chaque secteur étant distinct des autres secteurs. Les secteurs annulaires peuvent être régulièrement repartis selon la direction circonférentielle. Selon une variante, tous les secteurs annulaires de l’échangeur peuvent être disposés à une même position axiale, de sorte qu’ils sont tous alignés selon la direction circonférentielle. Un échangeur comprenant de tels secteurs annulaires peut présenter une efficacité thermique satisfaisante tout en minimisant la perte de charge induite. Dans certains modes de réalisation, un rapport entre une longueur axiale maximale du profil aérodynamique et une longueur axiale maximale de la matrice échangeur de chaleur peut être compris entre 1.0 et 1.4, par exemple entre 1.2 et 1.3. Dans certains modes de réalisation, un rapport entre une épaisseur radiale maximale du profil aérodynamique et une épaisseur radiale maximale de la matrice échangeur de chaleur peut être compris entre 0.05 et 0.35, par exemple entre 0.10 et 0.25. Des tels ratios peuvent permettre d’assurer un bon équilibre entre l’efficacité thermique de l’échangeur et la perturbation induite au sein du flux de gaz. Dans certains modes de réalisation, le profil aérodynamique peut présenter une forme de profil d’aile. Une forme de profil d’aile peut présenter un bord d'attaque de forme arrondie, i.e. présentant un rayon non nul, sans discontinuité géométrique ni angle. Par exemple, une forme de profil d’aile peut être une forme de profil de type « NACA ». Une telle forme de profil d’aile peut permettre de dévier une partie du flux de gaz vers la matrice tout en minimisant la perturbation induite dans ce flux, et notamment la perte de charge. Un mode de réalisation concerne une turbomachine aéronautique comprenant une paroi annulaire de turbomachine aéronautique selon l’un quelconque des modes de réalisation décrits dans le présent exposé. La turbomachine aéronautique peut être un turboréacteur à fan caréné ou non caréné. Par exemple, le fan peut être entrainé directement par un générateur de gaz ou bien par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse. Par exemple le diamètre du fan, considéré au sommet des aubes fan en bord d’attaque, peut être compris entre 50,8 cm et 508 cm (ou entre 20 inches et 200 inches). Par exemple, le taux de dilution, ou « by-pass ratio » en anglais, également connu sous l’acronyme BPR, qui correspond au rapport du débit massique du flux d’air secondaire (i.e. le flux de gaz issu du fan qui n’entre pas dans le générateur de gaz) divisé par le débit massique du flux d’air primaire (i.e. le flux de gaz issu du fan qui entre dans le générateur de gaz), peut être compris entre 8 et 40, par exemple entre 8 et 18 pour des fans carénés, par exemple entre 18 et 40 pour des fans non carénés. Par exemple, le taux de compression, ou « fan pressure ratio » en anglais, également connu sous l’acronyme FPR, qui correspond au rapport de pression entre l’entrée du module fan, en amont du fan, et la sortie du module fan, en aval du redresseur, peut être compris entre 1.0 et 1.5. Dans certains modes de réalisation, la turbomachine aéronautique peut comprendre une veine de gaz chauds et une veine de gaz froids, dans laquelle la paroi délimite radialement au moins une partie de la veine de gaz froids. La veine de gaz chauds est parfois appelée par l’homme du métier « veine primaire » tandis que la veine de gaz froids est parfois aussi appelée par l’homme du métier « veine secondaire ». L’objet du présent exposé et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation donnés à titre d’exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles : FIG. 1 La FIG. 1 représente un aéronef équipé d’une turbomachine d’aéronef, FIG. 2 La FIG. 2 représente schématiquement les principaux organes internes de la turbomachine d’aéronef de l’aéronef de la FIG. 1 , FIG. 3 La FIG. 3 représente schématiquement différentes parois annuaires de la turbomachine d’aéronef de l’aéronef de la FIG. 1 , FIG. 4 La FIG. 4 représente plus en détail une portion annulaire de l’échangeur thermique de la FIG. 3 , vu en perspective, FIG. 5 La FIG. 5 représente une première variante de l’échangeur thermique, et FIG. 6 La FIG. 6 représente une deuxième variante de l’échangeur thermique. La FIG. 1 représente un aéronef 100, dans cet exemple un avion, équipé de deux turbomachines d’aéronef 50, dans cet exemple deux ensembles propulsifs 50, dans cet exemple deux turboréacteurs 50, à savoir une turbomachine d’aéronef 50 par aile 101, une seule turbomachine d’aéronef 50 et une seule aile 101 étant représentées sur la FIG. 1 . Selon une variante, l’aéronef 100 peut être équipé de plus d’une turbomachine d’aéronef 50 par aile 101, chaque aile 101 étant pourvue d’un même nombre de turbomachines d’aéronef 50. La FIG. 2 représente une vue en coupe schématique des principaux organes internes de la turbomachine d’aéronef 50, selon le plan II de la FIG. 1 . La turbomachine d’aéronef 50 comprend un fan 52, qui peut être caréné ou non-caréné, et un générateur de gaz 54 d’axe de rotation X. Dans l’exemple de la FIG. 1 , le fan est caréné, le carénage n’étant pas représenté sur la FIG. 2 mais représenté sur la FIG. 3 . Dans cet exemple, le générateur de gaz 54 comprend de l’amont vers l’aval, les gaz s’écoulant au sein de la turbomachine d’aéronef 50 de l’amont vers l’aval, un compresseur 54A (ou section compresseur 54A), une chambre de combustion 54B, et une turbine 54C (ou section turbine 54C). Le fan 52 peut être entrainé en rotation directement par un arbre du générateur de gaz 54, par exemple un arbre d’un corps basse pression, ou par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse non représenté. Le générateur de gaz 54 peut être du type double-corps et comprendre un corps basse pression 60A et un corps haute pression 60B. Le corps basse pression 60A peut comprendre un compresseur basse pression 62A couplé en rotation avec une turbine basse pression 66A par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 63A. Le corps haute pression 60B peut comprendre un compresseur haute pression 62B disposé en aval du compresseur basse pression 62A et en amont de la chambre de combustion 54B, et une turbine haute pression 66B, disposée en aval de la chambre de combustion 54B et amont de la turbine basse pression 66A, et couplée en rotation avec le compresseur haute pression 62B par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 63B. Le compresseur 54A du générateur de gaz 54 peut comprendre les compresseurs basse et haute pression 62A et 62B. La turbine 54C du générateur de gaz 54 peut comprendre les turbines basse et haute pression 66A et 66B. La FIG. 2 est schématique, chaque compresseur et chaque turbine pouvant présenter un ou plusieurs étages, chaque étage comprenant une roue mobile et un stator ou redresseur. La FIG. 3 représente une vue en coupe schématique de la turbomachine d’aéronef 50, selon la plan II de la FIG. 1 , représentant les parois annulaires de la turbomachine 50. Le compresseur 54A, en particulier les aubes mobiles et statoriques, la chambre de combustion 54B, et la turbine 54C, en particulier les aubes mobiles et statoriques, sont symbolisés par des zones hachurées. Le générateur de gaz 54 n’est pas représenté plus en détail pour la lisibilité de la figure. Dans l’exemple de la FIG. 3 , la turbomachine 50 est pourvue de cinq parois annulaires 30, 32, 34, 36 et 38 d’axe X et comprenant respectivement une surface aérodynamique 30A, 32A, 34A, 36A et 38A s’étendant axialement le long de l’axe X et circonférentiellement autour de l’axe X (i.e. selon la direction circonférentielle C). La paroi annulaire 30 est une paroi externe de nacelle 40, et délimite le passage de gaz extérieur à la nacelle 40. Les parois 32 et 34 délimitent une veine (ou passage) de gaz froids V1 tandis que les parois 36 et 38 délimitent une veine (ou passage) de gaz chaud V2. La paroi 32 est une paroi radialement externe de la veine V1 tandis que la paroi 34 est une paroi radialement interne de la veine V1. La paroi 36 est une paroi radialement externe de la veine V2 tandis que la paroi 38 est une paroi radialement interne de la veine V2. Lorsque la turbomachine 50 fonctionne, la veine V2 est configurée pour guider un flux de gaz dit primaire F1 et la veine V1 est configurée pour recevoir un flux de gaz dit secondaire F2. Dans l’exemple de la FIG. 3 (voir aussi FIG. 4 ), la paroi annulaire 34 présente une concavité 35 s’étendant radialement (i.e. selon la direction radiale R) depuis la surface aérodynamique 34A. La paroi 34 est munie d’un échangeur thermique 10 comprenant une matrice échangeur de chaleur 12 et un profil aérodynamique 14. Un circuit 20 de fluide caloporteur s’étend au moins dans la matrice échangeur de chaleur 12. Dans cet exemple, le circuit 20 est symbolisé par des canaux 20A, et peut s’étendre également dans la paroi 34 et/ou dans le profil 14. La matrice échangeur de chaleur 12 présente une première portion 12A logée dans la concavité 35 et une deuxième portion 12B s’étendant radialement à l’extérieure de la concavité 35 et faisant saillie radialement par rapport à la surface aérodynamique 34A. Sur la FIG. 4 , l’orifice de la cavité 35 est symbolisée par la ligne discontinue 35A s’étendant dans le prolongement géométrique des parties de la surface 34A amont et aval par rapport à la cavité 35. La ligne 35A représente la limite radiale de la concavité 35. Le profil aérodynamique 14 présente un bord d’attaque 14A et un bord de fuite 14B, le profil aérodynamique 14 étant fixé sur la deuxième portion 12B de la matrice échangeur de chaleur 12 de manière à ce que le bord d’attaque 14A et le bord de fuite 14B s’étendent circonférentiellement et à ce que le bord d’attaque 14A soit distant radialement de la surface aérodynamique 34A et en dehors de la concavité 35. En d’autres termes, dans cet exemple le bord d’attaque14A est disposé en dehors de la concavité 35, et jouxte la ligne 35A ou est distant de la ligne 35A selon la direction radiale R. Dans cet exemple, le bord de fuite 14B est également distant radialement de la surface aérodynamique 34A et en dehors de la concavité 35. Dans cet exemple, l’intégralité du profil 14 est disposé en dehors de la concavité 35. Dans cet exemple, la paroi 34 forme une paroi délimitant radialement au moins une partie de la veine de gaz froids V1. Dans cet exemple, la concavité 35 et l’échangeur 10 sont disposés en aval du redresseur 70, lui-même disposé en aval du fan 52, et en amont de la sortie S1 du module fan MF, le module fan MF comprenant le fan 52, le redresseur 70 et la nacelle 40. Comme cela est visible sur la FIG. 4 , le bord d’attaque 14A et le bord de fuite 14B du profil aérodynamique 14 peuvent s’étendre parallèlement à la surface aérodynamique 34A de la paroi 34 selon la direction circonférentielle C. Le profil 14 présente dans cet exemple un intrados 14C et un extrados 14D, qui s’étendent chacun entre le bord d’attaque 14A et le bord de fuite 14B et forment deux faces opposées selon la direction radiale R du profil 14. Dans cet exemple, le profil 14 est fixé à la matrice 12 via l’intrados 14C. Dans cet exemple, le profil 14 présente une forme de profil d’aile. Dans cet exemple, le bord d'attaque 14A présente une forme arrondie, i.e. présentant un rayon non nul, sans discontinuité géométrique ni angle. Comme cela est visible sur la FIG. 4 , l’échangeur thermique 10 peut comprendre au moins une ailette 22 s’étendant radialement depuis le profil aérodynamique 14 et axialement le long du profil aérodynamique 14, à l’opposé de la matrice échangeur de chaleur 12. Le circuit 20 de fluide caloporteur peut s’étendre dans tout ou partie des ailettes 22 (non représenté). Par exemple, un rapport LMP/LMM entre une longueur axiale maximale du profil aérodynamique LMP et une longueur axiale maximale de la matrice échangeur de chaleur LMM peut être compris entre 1.0 et 1.4, par exemple entre 1.2 et 1.3. Dans cet exemple, la longueur axiale maximale de la matrice LMM peut être comprise entre 5.0 cm et 25,5 cm (ou entre 2 inches et 10 inches), tandis que la longueur axiale maximale du profil LMP peut être comprise entre 5.0 cm et 25,5 cm (ou entre 2 inches et 10 inches). La longueur axiale maximale de la matrice LMM peut être inférieure ou également à la longueur axiale maximale du profil LMP. La longueur axiale maximale LMA des ailettes 22 peut être inférieure ou égale à la longueur axiale maximale du profil LMP et supérieure ou égale à longueur axiale maximale de la matrice LMM. Par exemple, un rapport EMP/EMM entre une épaisseur radiale maximale du profil aérodynamique EMP et une épaisseur radiale maximale de la matrice échangeur de chaleur EMM peut être compris entre 0.05 et 0.35, par exemple entre 0.10 et 0.25. On note que la position axiale du maximum de l’épaisseur radiale du profil 14 et la position axiale du maximum de l’épaisseur radiale de la matrice 12 ne coïncident pas nécessairement, comme illustré dans l’exemple de la FIG. 4 . Dans l’exemple de la FIG. 4 , l’épaisseur radiale EA de chacune des ailettes 22 est constante sur toute l’étendue axiale des ailettes 22, et peut être comprise entre 1.25 cm et 5.00 cm (ou 0.5 inch et 2.0 inches). Selon une variante non représentée, l’épaisseur radiale EA des ailettes 22 peut être variable selon la direction axiale X, et la valeur moyenne de l’épaisseur radiale EA peut être comprise entre 1.25 cm et 5.00 cm (ou 0.5 inch et 2.0 inches). L’épaisseur radiale maximale de l’échangeur thermique EM, ailettes 22 optionnelles comprises, peut être comprise entre 5.0 cm et 13.0 cm (ou entre 2 inches et 5 inches). La FIG. 5 représente une première variante vue selon le plan de coupe V de la FIG. 5 , dans laquelle l’échangeur 10, en particulier la matrice 12 et le profil 14, s’étend continument selon toute l’étendue circonférentielle de la paroi 34. La FIG. 6 représente une deuxième variante selon le plan de coupe V de la FIG. 5 , dans laquelle l’échangeur thermique 10, en particulier la matrice 12 et le profil 14, s’étend uniquement sur des secteurs annulaires 10’ espacés circonférentiellement les uns des autres. Dans cette deuxième variante, les secteurs annulaires10’ sont régulièrement espacés les uns des autres. Autrement dit, les secteurs angulaires 10’ sont régulièrement repartis selon la direction circonférentielle C. Comme cela est visible sur la FIG. 6 , pour chaque secteur annulaire 10’, l’étendue circonférentielle du profil 14 est plus importante que l’étendue circonférentielle de la matrice 12. Dans cet exemple, le profil 14 s’étend circonférentiellement au-delà de la matrice 12 d’une même étendue de chaque côté de la matrice 12. Le fluide caloporteur circulant dans le circuit 20 peut être un lubrifiant, par exemple de l’huile, qui peut par exemple servir à la lubrification et/ou au refroidissement d’un ou plusieurs paliers non représentés d’un ou des deux arbres basse et haute pression 63A, 63B. A la place ou en complément, l’huile peut par exemple servir à la lubrification et/ou au refroidissement d’un réducteur de vitesse éventuel couplant en rotation l’arbre basse pression 63A et le fan 52. Dans les exemples décrits ci-avant, seule la paroi 34 est munie d’une concavité 35 logeant un échangeur thermique 10. Selon une variante non représentée en plus ou à la place de la paroi 34, la paroi 30 et/ou la paroi 32 et/ou la paroi 36 et/ou la paroi 38 peu(ven)t être munie(s) d’une concavité logeant un échangeur thermique, de manière similaire à la concavité 35 et à l’échangeur 10 décrits en référence aux figures 3 à 6. Par exemple, dans le cas où la paroi 36 et/ou la paroi 38 délimitant la veine de gaz chauds, est/sont munie(s) d’une concavité logeant un échangeur thermique, la concavité et l’échangeur peuvent par exemple être disposés en amont du compresseur 54A. Dans les exemples décrits ci-avant, la paroi 34 étant une paroi radialement interne, la concavité 35 s’étend radialement vers l’intérieur et l’échangeur 10, notamment la deuxième portion 12B de la matrice 12, fait saillie radialement vers l’extérieur par rapport à la paroi 34. De manière similaire, dans le cas où la paroi 30 ou la paroi 38 sont pourvues d’une concavité et d’un échangeur, la concavité s’étend radialement vers l’intérieur et l’échangeur, notamment la deuxième portion de la matrice, fait saillie radialement vers l’extérieur par rapport à la paroi 30 ou 38, respectivement. Inversement, dans le cas où la paroi 32 ou la paroi 36, qui sont des parois radialement externes, sont pourvues d’une concavité et d’un échangeur, la concavité s’étend radialement vers l’extérieur et l’échangeur, notamment la deuxième portion de la matrice, fait radialement saillie vers l’intérieur par rapport à la paroi 32 ou 36, respectivement. Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des modes de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif. Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50), la paroi (34) présentant un axe (X) et comprenant une surface aérodynamique (34A) s’étendant axialement le long de l’axe (X) et circonférentiellement autour de l’axe (X), la surface aérodynamique (34A) étant configurée pour délimiter radialement un passage de gaz (V1), la paroi (34) présentant une concavité (35) s’étendant radialement depuis la surface aérodynamique (34A), la paroi (34) étant munie d’un échangeur thermique (10) comprenant une matrice échangeur de chaleur (12) et un profil aérodynamique (14), un circuit de fluide caloporteur (20) s’étendant au moins dans la matrice échangeur de chaleur (12), la matrice échangeur de chaleur (12) présentant une première portion (12) logée dans la concavité (25) et une deuxième portion (12B) s’étendant radialement à l’extérieur de la concavité (35) et faisant saillie radialement par rapport à la surface aérodynamique (34A), le profil aérodynamique (14) présentant un bord d’attaque (14A) et un bord de fuite (14B), le profil aérodynamique (14) étant fixé sur la deuxième portion (12B) de la matrice échangeur de chaleur (12) de manière à ce que le bord d’attaque (14A) et le bord de fuite (14B) s’étendent circonférentiellement et à ce que le bord d’attaque (14A) soit distant radialement de la surface aérodynamique (34A) et en dehors de la concavité (35). Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50) selon la revendication 1, dans laquelle l’échangeur thermique (10) comprend au moins une ailette (22) s’étendant radialement depuis le profil aérodynamique (14), à l’opposé de la matrice échangeur de chaleur (12), et axialement le long du profil aérodynamique (14). Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le circuit de fluide caloporteur (20) s’étend dans le profil aérodynamique (14). Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le circuit de fluide caloporteur (20) s’étend dans la paroi (34). Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle l’échangeur thermique (10) s’étend uniquement sur des secteurs annulaires (10’) espacés circonférentiellement les uns des autres. Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle un rapport entre une longueur axiale maximale du profil aérodynamique (LMP) et une longueur axiale maximale de la matrice échangeur de chaleur (LMM) est compris entre 1.0 et 1.4, par exemple entre 1.2 et 1.3. Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans laquelle un rapport entre une épaisseur radiale maximale du profil aérodynamique (EMP) et une épaisseur radiale maximale de la matrice échangeur de chaleur (EMM) est compris entre 0.05 et 0.35, par exemple entre 0.10 et 0.25. Paroi annulaire (34) de turbomachine aéronautique (50) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle le profil aérodynamique (14) présente une forme de profil d’aile. Turbomachine aéronautique (50) comprenant une paroi annulaire de turbomachine aéronautique (34) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8. Turbomachine aéronautique (50) selon la revendication 9, comprenant une veine de gaz chauds (V2) et une veine de gaz froids (V1), dans laquelle la paroi (34) délimite radialement au moins une partie de la veine de gaz froids (V1).